WO2014057210A1 - Elément constitutif d'une nacelle à protection contre le givre améliorée - Google Patents

Elément constitutif d'une nacelle à protection contre le givre améliorée Download PDF

Info

Publication number
WO2014057210A1
WO2014057210A1 PCT/FR2013/052395 FR2013052395W WO2014057210A1 WO 2014057210 A1 WO2014057210 A1 WO 2014057210A1 FR 2013052395 W FR2013052395 W FR 2013052395W WO 2014057210 A1 WO2014057210 A1 WO 2014057210A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
composite structure
leading edge
matrix
composite
thermal conductivity
Prior art date
Application number
PCT/FR2013/052395
Other languages
English (en)
Inventor
Patrick Gonidec
Bertrand Desjoyeaux
Caroline COAT-LENZOTTI
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 EP13785525.0A priority Critical patent/EP2906471A1/fr
Priority to CA 2885966 priority patent/CA2885966A1/fr
Priority to BR112015006986A priority patent/BR112015006986A2/pt
Priority to CN201380052761.5A priority patent/CN104703879A/zh
Priority to RU2015116520A priority patent/RU2015116520A/ru
Publication of WO2014057210A1 publication Critical patent/WO2014057210A1/fr
Priority to US14/678,200 priority patent/US20150210400A1/en

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS 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; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B64D15/16—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by mechanical means
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B64D15/12—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by electric heating
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/06—Attaching of nacelles, fairings or cowlings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/005—Selecting particular materials
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS 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

Definitions

  • the present invention relates to a constituent element of an aircraft nacelle formed of a composite structure associated with a heating element and, more particularly but not exclusively, to a leading edge structure, in particular for air intake of aircraft engine nacelle.
  • an aircraft engine nacelle forms the fairing of this engine and its functions are multiple: this nacelle comprises in particular in its upstream part a part commonly called "air inlet”, which has a general shape annular, and whose role is in particular to channel the outside air towards the engine.
  • FIG. 1 appended hereto a section of such an air inlet in longitudinal section is schematically represented.
  • This part of the nacelle comprises, in its upstream zone, a leading edge structure 1 comprising, on the one hand, a leading edge 2 strictly speaking commonly called “air intake lip”, and on the other hand part of a first internal partition 3 defining a compartment 5 in which are disposed means 6 for protection against frost, ie any means for ensuring the anti-icing and / or de-icing of the lip.
  • the defrosting consists in evacuating the ice already formed, and that the anti-icing consists in preventing any formation of ice.
  • the air intake lip 2 is fixed by riveting to the downstream part 7 of the air inlet, this downstream part having on its outer face a protective cover 9 and on its inner face acoustic absorption means 1 1 commonly referred to as "acoustic shroud"; this downstream part 7 of the air inlet defines a kind of box closed by a second partition 13.
  • the thermal conduction of composite materials is lower than that of metallic materials, and in particular of aluminum.
  • the air intake lip is subjected to a violent air flow that creates a serious risk of erosion on a composite material.
  • One solution considered for overcoming the main disadvantages mentioned above proposes a leading edge formed by at least one multiaxial composite structure superimposed on the heating element intended for deicing and / or anti-icing.
  • multiaxial composite structure a composite comprising fibers in the three directions, space, including reinforcing fibers passing through it in its thickness, to bind the layers of composites together.
  • the present invention therefore aims in particular to provide a solution for using composite materials for the components of aircraft nacelle, particularly for leading edge structures, which does not have the disadvantages of the prior art.
  • An object of the present invention is to provide a composite leading edge structure that allows effective anti-icing or de-icing, particularly in the case of electrical protection against frost means especially if these heating elements are mounted on the face internal of the air intake lip.
  • Another object of the present invention is to provide a thermal conductivity leading edge structure optimized in the thickness of the structure to reduce temperature differences between the inner and outer skins of the leading edge, to increase the thermal efficiency of the lip system - means of protection against frost, and reduce the response time of temperature rise.
  • leading edge structure it is also advantageous to be able to adapt the thermal conduction of the leading edge structure to its profile, that is to say its evolution along the axis lo ng itud i n a l d acel l e and rad ia l. More particularly, it is desirable to provide a leading edge structure in which the various aspects of the heat dissipation and, in particular, the direction of this heat dissipation in the leading edge structure are controlled, depending on the profile of the heat sink. leading edge and according to the important dimensions it implies.
  • Another object of the present invention is to provide a composite leading edge structure with optimized thermal conduction while ensuring improved cohesion of the reinforcement within the matrix.
  • This object of the invention is achieved with a constituent element of an aircraft nacelle formed of at least one composite structure and a heating element and comprising means of protection against icing, characterized in that the composite structure is matrix-reinforced by at least one material whose thermal conductivity at room temperature is greater than or equal to 800 W * m-1 * K-1 so as to ensure a transverse thermal conductivity within the nacelle element.
  • Such a composite gives the component of the nacelle, which may be a leading edge structure, good thermal properties due to the presence of the doping material in the thickness of the composite structure, while ensuring a good resistance to about different impacts and erosion that it may be subjected to and while not impeding the cohesion of the fibers of the composite material within the matrix.
  • the presence of the doping material in an appropriate manner within the matrix generates an increased thermal conductivity especially in the direction of the thickness of the composite structure (progressive thickness or conductivity, depending on the intended purpose), making it possible to reach an adequate temperature. for effective deicing and / or anti-icing on the outer skin of the leading edge while maintaining the resin of the composite structure below its glass transition temperature at all points and at all times.
  • This increased conductivity also improves the properties of the resin of the composite structure during firing by homogenizing the temperature distribution in the material more rapidly during this operation and by greatly minimizing the thermal gradients and thus the internal stresses during the cooling of the composite. just after cooking.
  • leading edge structure According to other optional features of the leading edge structure according to the invention:
  • the composite structure is matrix reinforced by at least one homogenous powder so as to ensure a transverse thermal conductivity within the nacelle element;
  • the composite structure is matrix reinforced with at least nanoparticles or nanotubes so as to ensure transverse thermal conductivity within the nacelle element;
  • the rate a of material which is doping the matrix of the composite structure is between 1 and 50%;
  • the rate a of material that boosts the matrix of the composite structure is between 50% and 90%;
  • the composite structure is configured so that the material doping of the matrix of said structure changes in the thickness of said structure; the material doping of the matrix of said structure is superior in external folds of the composite structure forming the external face of the element;
  • the composite structure is configured so that the particle size of the material doping the matrix of said structure changes in the thickness of said structure;
  • the composite structure has a variable fiber density in the thickness of said structure
  • the element further comprises an assembly material between the composite structure and the heating element, this assembly material being reinforced by at least one material whose thermal conductivity at ambient temperature is greater than or equal to at 800 W * m-1 * K-1 so as to provide transverse thermal conductivity within the nacelle element;
  • the element further comprises a thermal insulator embedded in the heating element or covered by the heating element or separated from the heating element by a composite ply structure.
  • the present invention also relates to a leading edge structure, in particular for an aircraft nacelle air intake, comprising a leading edge and an inner partition defining a longitudinal compartment inside this edge of the aircraft. attack housing deicing means, and / or anti-icing, the leading edge being formed of at least one composite structure and a heating element in which the leading edge is formed of an element as aforesaid .
  • the present invention also relates to an air intake, which is remarkable in that it comprises a leading edge structure in accordance with the foregoing.
  • Other characteristics and advantages of the present invention will emerge in the light of the description which follows, and on examining the appended figures, in which:
  • FIG. 1 is a diagrammatic representation of an inlet section of a longitudinal section of the prior art (see preamble of the present description);
  • FIG. 2 to 5 show cross-sectional views of different embodiments of an air intake leading edge structure according to the invention.
  • a leading edge structure 1 intended in particular to be integrated with an aircraft engine nacelle air intake conventionally comprises, as previously described in the prior art, an edge Attached 2 and a partition 3 long internal interior defining a compartment intended to accommodate, in particular, means 6 for protection against icing type defrosting and / or anti-icing means.
  • the means of protection against frost can be of any type. More particularly, these means may be pneumatic deicing and / or anti-icing means, electric placed in the leading edge 2 or defrosting means and / or internal anti-ice of any other type.
  • the external face fe of the leading edge structure 2 is defined as the outer face, exposed to the external throttle and the internal face fi of the leading edge structure. 2 as the inner face of the structure delimiting the compartment.
  • FIG. 2 there is shown a first particular embodiment of a leading edge structure 2 of the air intake lip according to the invention.
  • this leading edge 2 may be structural. As explained above, this means that the leading edge 2 has a structure function, in addition to an aerodynamic function.
  • the leading edge 2 has a variable thickness along its profile, and in particular, for example, a greater thickness at large curvatures and less significant at its ends.
  • leading edge 2 is formed of a stack of particular layers.
  • the deicing and / or anti-icing means are electric.
  • This leading edge 2 comprises at least one composite structure 23 superimposed on a surface heating device.
  • This heating device 30 consists of at least one electrically conductive layer 31 suitably electrically insulated by an electrical insulator 32.
  • the electrical insulator 32 is formed for example by two layers 32 of elastomeric materials or composites placed on either side of the electrically conductive layer 31.
  • the electrically conductive layer 31 or core 31 integrated in the air inlet lip 2 is designed as a heating element intended to provide calories to the structure of the lip 2 and contribute to eliminating the ice or maintain frost outside the outer surface fe of the lip 2 in contact with the freezing gas.
  • It may comprise, in non-limiting embodiments, a resistive electrical circuit or a heating mat.
  • a layer of an adhesive material 33 may optionally optionally be integrated at the interface of the composite structure 23 and the heating structure 30 as shown in FIGS. 2 and 3. Furthermore, it is also possible to optionally integrate a layer of thermally insulating material 34 with the air inlet lip structure 2.
  • the thermal insulator 34 is embedded in the heating device 30 and, more particularly, placed in contact with the electrically conductive layer 31.
  • FIG. 3 An alternative embodiment is illustrated in FIG. 3. This variant embodiment is identical to FIG. 2 with the following differences.
  • the thermal insulation 34 is covered with the heating device 30 and, more particularly, placed in contact with a layer 32 of electrical insulation.
  • the layer of an adhesive material 33 is placed at the interface of the composite structure 23 and the electrically conductive layer 31 of the heating structure 30, an electric insulation layer 32 having been removed.
  • the heat insulating assembly 34 - heating device 30 is situated on the side of the internal face f 1 of the air inlet lip 2 and forms the internal skin of the air intake lip 2, the surface exposed to the freezing external gas being against the free face 23c of the composite structure 23.
  • the heating structure 30 can be integrated, that is to say embedded in the thickness of the composite structure 23.
  • FIG. 4 One of these alternative embodiments is illustrated in FIG. 4. This variant embodiment is identical to FIG. 3 with the following differences.
  • the heating structure 30 and the thermal insulation 34 are placed in the heart of a composite structure by being covered with a composite structure 23 and 23d of one or more layers, respectively on the side of the outer face fe and the side of the internal face fi.
  • FIG. 1 Another variant embodiment is illustrated in FIG. 1
  • This variant embodiment is identical to FIG. 4 with the following differences. Only the heating structure 30 is placed in the heart of a composite structure by being covered with a composite structure 23 of one or more layers, respectively on the side of the outer face fe and the side of the inner face fi.
  • the thermal insulator 34 forms the inner skin of the air inlet lip 2, the surface exposed to the freezing external gas being against the free face 23c of the composite structure 23.
  • thermal insulation 34 and electrical insulator 32 in particular compatible materials of a composite structure.
  • the heating structure 30 presented can then be disposed on the internal face fi of the air inlet lip 2, or else be integrated into the thickness of the composite structure 23, as shown more particularly in FIGS. 4 and 5.
  • leading edge 2 it is also provided, or not, anti-erosion means which will be described later.
  • the composite structure 23 and the anti-erosion means, if any, form the outer skin of the leading edge 2.
  • this composite structure 23 is a structure formed of a reinforcing fiber reinforcement associated with a matrix that ensures the cohesion of the structure and the retransmission of the efforts towards the fibers.
  • this matrix is reinforced by at least one material whose thermal conductivity at room temperature is greater than or equal to 800 Wm -1 -K -1 so as to ensure a transverse thermal conductivity within the leading edge structure.
  • this reinforcement is inert from a chemical point of view with respect to the constituent fibers of the layers of the composite structure 23, 23d.
  • this material may also be an electrically nonconductive material.
  • this material is a diamond powder.
  • a diamond material reinforcement significantly increases the transverse thermal conductivity of the composite material.
  • this material may be nanoparticles or nanotubes, in particular but not exclusively of carbon material.
  • It can be in powder form or in any other form of material.
  • a particular embodiment of the invention is chosen for the rest of the description, namely the embodiment in which the matrix is reinforced by diamond powder.
  • the composite structure 23 may be a multiaxial, monolithic, autoraidic or sandwich structure, configured to meet the thermal efficiency and structural withstand constraints of the leading edge structure 2.
  • multiaxial is meant a composite comprising fibers in the three directions, space, including reinforcing fibers passing through it in its thickness, to bind the layers of composites together.
  • monolithic is meant that the different plies (that is to say the layers each comprising fibers embedded in the resin) forming the composite material are bonded to each other without interposing soul between these plies .
  • sandwich structure is meant a composite structure composed of two monolithic skins separated by at least one light core that can be made, in a non-limiting example, using a honeycomb structure.
  • the composite structure 23 can thus be formed by a superposition of unidirectional folds (UD) and / or multidimensional (2D in particular) and oriented forming a preform.
  • UD unidirectional folds
  • 2D multidimensional
  • the thermal conductivity of the composite structure 23 is determined as a function of the volume ratio of ⁇ -fibers and the volume level a of diamond powder which dopes the matrix.
  • Acomposite ⁇ * Afibre + 1 "( ⁇ ) * (C (Adiamant + 1" (Cl) * To my trice) (1)
  • Composite with A, A fib re, A and A diamond my trice being defined as the respective thermal conductivities of the composite structure 23, reinforcing fibers, diamond and matrix (usually a resin type plastic thermosetting or thermoplastic)
  • the level a of diamond powder which dopates the matrix of the composite structure 23 is between 1 and 50%, preferably 3 to 40%, preferably 3 to 10%, in order to boost the composite structure and achieve an overall thermal conductivity order of magnitude equivalent to structural metal alloys, while allowing the composite structure 23 to retain the structural properties related to the matrix.
  • This ga mme has the advantage of proposing a composite structure 23 whose thermal conductivity is improved while maintaining a macroscopically conventional matrix.
  • the thermal conductivity of the composite structure 23 obtained is, therefore, 1 1 1 .6 Wm ⁇ -K "1
  • leading edge structure 2 a thermal conductivity comparable to that of certain metals (aluminum for example).
  • the level a of diamond powder that dopes the matrix of the composite structure 23 is between 50% to 90% and preferably 50 to 70%.
  • this composite structure 23 exhibits an optimal mechanical behavior in compression.
  • the thermal conductivity is evolutionarily defined according to the profile of the leading edge structure 2, in order to control the thermal behavior of the composite structure 23.
  • the composite structure 23 is configured so that the matrix evolves and, more particularly, its doping by the material whose thermal conductivity at room temperature is greater than or equal to 800 Wm -1 -K "1 as the diamond powder evolves. in the thickness of the composite structure 23.
  • the doping of the matrix is greater in the outer plies 23b of the composite structure 23, ie the folds forming the outer face fe of the leading edge structure 2.
  • the matrix comprises a level of diamond powder greater than or equal to 60% in the outer plies 23b and a level of less than 50% in the other plies of the structure 23.
  • the plies working in compression will be the most loaded with diamond (with potentially a granular behavior) when those working in traction will remain with a more conventional model.
  • the level of reinforcing fibers may also vary in the thickness of the structure 23.
  • the level of fibers may be greater in the outer plies 23b of the composite structure 23.
  • certain external and / or internal plies 23a and 23a are selectively doped with diamond powder in an appropriate manner so as to have a doping distribution of the resin and the fiber ratio adapted to the mechanical stresses seen by the piece. nacelle.
  • any isotope can be used.
  • diamond powder particle size it is possible to choose diamond sizes of less than 10 ⁇ m, and preferably less than 5 ⁇ m, and preferably grains smaller than 3 ⁇ m.
  • de-emulsifying powder of up to 0.1 ⁇ , which is low compared to fiber filament diameters generally between 4 and 10 ⁇ .
  • the mixture obtained does not interfere with the cohesion of the fibers within its matrix of the composite structure 23.
  • the diamond powder introduced into the atrium may consist of grains having a plurality of separate granulometries in order to maximize the filling rate of the granulate obtained.
  • a doping of diamond powder comprising at least 50% of diamond grains larger than 1 ⁇ m and at least 30% of grains smaller than 1 ⁇ m, or even 30% of grains. size less than 0.5 ⁇ .
  • the composite structure 23 is configured so that the particle size of the doping changes in the thickness of the structure 23.
  • leading edge structure 2 it is possible to provide a second composite structure 23d, this structure being interposed between the heating structure 30 and the layer of thermally insulating material 20.
  • the fibers of the reinforcement are carbon fibers, but it is also possible to use glass fibers or Keviar® (Aramid) or any other type of fiber according to the desired purpose.
  • many matrices can be used such as an organic matrix or other.
  • thermosetting resin such as epoxy resin, bismaleide-imide, polyimide, phenolic, or thermoplastic PPS (polyphenylene sulfide), PEEK (polyetheretherketone), PEKK (polyetherketone), etc.
  • the nature of the material constituting the matrix may be different depending on the fold of the composite structure 23 considered and its position in the thickness of the structure 23 provided that the compatibility of the resins between them is respected.
  • the constitutive substance of this envelope may advantageously also be doped with a material whose thermal conductivity is greater than or equal to 800 Wm "1 -K " 1 as diamond powder, to increase the conductivity.
  • the adhesive material or materials used in the assembly of the lip 2 and, in particular, the adhesive material 33 used in the assembly of the composite structure 23 and the structure heating 30 can be similarly doped as well.
  • the thermal conduction characteristics of the diamond of the composite structure, combined with those of the cooling core 30, are used in order to satisfy the requirements of the degreening, in particular the electric discharge, and / or the anti-ice and reduce the temperature difference between the inner skin fi and external fe of the lip 2.
  • the diamond ratio in the thickness of the composite structure 23 is defined to provide transverse thermal conductivity and is adapted to dissipate the energy of the heating core 30 through the thickness of the composite structure 23.
  • the thermal and mechanical properties of the leading edge structure 2 are significantly enhanced by the presence of diamond evolutionarily in the thickness of the composite structure 23.
  • the temperature necessary to ensure defrosting and / or anti-icing is obtained without locally exceeding the glass transition temperature of the composite structure 23, while remaining compatible with the thicknesses necessary for the structural problem of an air inlet lip 2.
  • leading edge structure 2 comprising one or more composite structures 23 as mentioned above can be provided by various manufacturing processes.
  • a method of manufacturing the composite structure 23 in which is injected, by a method of injection molding type RTM (Resin Transfer Mold ing in Anglo-Saxon terms), the matrix mixture diamond powder, previously produced, in a mold containing the fibrous reinforcement.
  • RTM Resin Transfer Mold ing in Anglo-Saxon terms
  • the manufacturing method is a method of infusion of the RFI type (Resin Film infusion in Anglo-Saxon terms) in which the matrix-powder mixture of dyamant is blown into a fibrous preform under the pressure exerted by a flexible bladder in the direction transverse to the plane of the preform.
  • RFI type Resin Film infusion in Anglo-Saxon terms
  • the manufacturing process is a lay-up process for pre-impregnated fibers in which the dry matrix-diamond powder is combined with the dry fibers, and then the whole is polymerized in a subsequent step under vacuum and in an autoclave. .
  • a calendered powder-matrix film having a higher or lower level of powder will be associated with one or more layers and in particular the outer surface layer 23b, the interface layer between the monolithic structure 23 and the structure of the heating element 31, and a set of preimpregnated fabric layers for producing the composite structure 23.
  • the surface layer 23b is a diamond-doped thermoplastic matrix layer and the monolithic structure 23 is made by a thermosetting resin infusion or transfer process.
  • the present invention is in no way limited to the embodiments described above, and any other alternative structures of composite materials doped with diamond powder could be envisaged.
  • the diamond powder with already conductive metal matrices (titanium for example) whose thermal conductivity would be further increased provided that the melting and eutectic temperatures of these alloys and the melting mode (Vacuum, for example) preserves the chemical and / or crystalline integrity of the diamond powder to be dissolved.
  • conductive metal matrices titanium for example
  • the invention is not limited, in addition, to the leading edge structures, in particular the aircraft air intake lip, but encompasses any constituent element of an aircraft nacelle comprising at least one composite structure. associated with a heating element.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Control Of Resistance Heating (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)

Abstract

L'invention concerne un élément (2) constitutif d'une nacelle d'aéronef formé d'au moins une structure composite (23) et d'un élement chauffant (30) et comprenant des moyens de protection contre le givre caractérisé en ce que la structure composite (23) est à matrice renforcée par au moins un matériau dont la conductivité thermique à température ambiante est supérieure ou égale à 800 W•m-1•K-1 de manière à assurer une conductivité thermique transversale au sein de l'élement de nacelle (1).

Description

Élément constitutif d'une nacelle à protection contre le givre améliorée
La présente invention se rapporte à un élément constitutif d'une nacelle d'aéronef formé d'une structure composite associé à un élément chauffant et, plus particulièrement mais non exclusivement, à une structure de bord d'attaque notamment pour entrée d'air de nacelle de moteur d'aéronef.
Comme cela est connu en soi, une nacelle de moteur d'aéronef forme le carénage de ce moteur et ses fonctions sont multiples : cette nacelle comporte notamment dans sa partie amont une partie appelée couramment « entrée d'air », qui présente une forme générale annulaire, et dont le rôle est notamment de canaliser l'air extérieur en direction du moteur.
Comme cela est visible sur la figure 1 ci-annexée, on a représenté de manière schématique une section d'une telle entrée d'air en coupe longitudinale.
Cette partie de nacelle comporte, dans sa zone amont, une structure de bord d'attaque 1 comprenant, d'une part un bord d'attaque 2 à proprement parler couramment appelé « lèvre d'entrée d'air », et d'autre part une première cloison intérieure 3 définissant un compartiment 5 dans lequel sont disposés des moyens 6 de protection contre le givre , à savoir tout moyen permettant d'assurer l'antigivrage et/ou le dégivrage de la lèvre.
Il est ici rappelé que le dégivrage consiste à évacuer la glace déjà formée, et que l'antigivrage consiste à prévenir toute formation de glace.
La lèvre d'entrée d'air 2 est fixée par rivetage à la partie aval 7 de l'entrée d'air, cette partie aval comportant sur sa face extérieure un capot de protection 9 et sur sa face intérieure des moyens d'absorption acoustique 1 1 couramment désignés par « virole acoustique » ; cette partie aval 7 de l'entrée d'air définit une sorte de caisson fermé par une deuxième cloison 13.
En règle générale, l'ensemble de ces pièces est formé dans des alliages métalliques, typiquement à base d'aluminium pour la lèvre d'entrée d'air 2 et le capot de protection 9, et à base de titane pour les deux cloisons 3 et 13. Le capot 9 peut également être réalisé en matériau composite. Une telle entrée d'air classique présente un certain nombre d'inconvénients : son poids est relativement élevé, sa construction nécessite de nombreuses opérations d'assemblage, et la présence de nombreux rivets affecte ses qualités aérodynamiques.
Pour supprimer ces inconvénients, une évolution naturelle est le remplacement des matériaux métalliques par des matériaux composites.
De nombreuses recherches ont été effectuées afin d'utiliser des matériaux composites, en particulier pour la structure de bord d'attaque 1 .
Toutefois, ces recherches ont jusqu'alors buté sur le problème du comportement thermique des matériaux composites et aux conséquences sur l'efficacité des systèmes de dégivrage ou d'antigivrage mis en place dans la lèvre d'entrée d'air.
La conduction thermique des matériaux composites est inférieure à celle des matériaux métalliques, et notamment de l'aluminium.
Elle devient insuffisante pour permettre une protection contre le givre performante lorsque la source chaude de dégivrage est située au sein de la lèvre d'entrée d'air ou sur sa surface interne.
Il est difficile de concilier les exigences relatives au dégivrage et/ou à l'antigivrage de la lèvre d'entrée d'air 2 et celles relatives au comportement mécanique de ladite lèvre 2 pour une lèvre réalisée en matériaux composites « classiques ».
En effet, on ne peut atteindre, sur la peau externe de la lèvre, la température nécessaire pour assurer l'antigivrage et/ou pour dégivrer efficacement, sans détériorer thermiquement le matériau composite en dépassant sa température de transition vitreuse en différents points.
La modification des dimensions du matériau composite, et plus particulièrement une réduction de l'épaisseur du matériau composite, ne permet pas de résoudre ce problème.
De plus, une telle modification rend inapte la structure de bord d'attaque à supporter les autres contraintes environnementales inhérentes à son utilisation. En effet, une telle modification entraîne une diminution de la résistance de la lèvre d'entrée d'air aux contraintes mécaniques, de type résistance statique et/ou résistance à l'impact d'outils, d'oiseaux ou de grêle.
De plus, la lèvre d'entrée d'air est soumise à un courant d'air violent qui engendre un risque d'érosion sérieux sur un matériau composite.
Une solution envisagée pour remédier aux principaux inconvénients susmentionnés propose un bord d'attaque formé d'au moins une structure composite multiaxiale superposée à l'élément chauffant destiné au dégivrage et/ou à l'antigivrage .
Par structure composite multiaxiale, on entend un composite comprenant des fibres dans les trois directions, de l'espace, dont des fibres de renfort la traversant dans son épaisseur, permettant de lier les couches de composites entre elles.
Une telle structure améliore légèrement la conductivité thermique mais complique notablement le procédé de réalisation.
Par ailleurs, pour augmenter suffisamment la conductivité thermique transversale, dans le cadre, par exemple, d'un composite à matrice époxy, il faudrait mettre au moins 15 à 20% de fibres, ce qui est techniquement très difficile, et pénalise excessivement les caractéristiques mécaniques dans le plan de la lèvre.
On ne répond pas, dès lors à l'ensemble du problème.
La présente invention a donc notamment pour but de fournir une solution permettant d'utiliser des matériaux composites pour les pièces constitutives de nacelle d'aéronef, notamment pour les structures de bord d'attaque, qui ne présente pas les inconvénients de la technique antérieure.
Un but de la présente invention est de proposer une structure de bord d'attaque composite qui permette un antigivrage ou un dégivrage efficace, en particulier dans le cas de moyens de protection électriques contre le givre en particulier si ces éléments chauffants sont montés sur la face interne de la lèvre d'entrée d'air.
Comme il est également désirable de concevoir une structure de bord d'attaque qui offre une certaine résistance contre les impacts éventuels (grêle par exemple) tout en continuant d'assurer une fonction de dégivrage et/ou d'antigivrage efficace il est nécessaire d'optimiser la conductivité du matériau constitutif de cet élément en fonction de ces deux objectifs.
Un autre but de la présente invention est de proposer une structure de bord d'attaque à conduction thermique optimisée dans l'épaisseur de la structure permettant de réduire les différences de température entre les peaux interne et externe du bord d'attaque, d'augmenter l'efficacité thermique du système lèvre - moyens de protection contre le givre, et de réduire le temps de réponse de montée en température.
II est également avantageux de pouvoir adapter la conduction thermique de la structure de bord d'attaque sur son profil, c'est-à-dire son évol ut ion se lon l ' axe lo ng itud i n a l d e l a n acel l e et en rad ia l . Pl u s particulièrement, il est désirable de proposer une structure de bord d'attaque dans laquelle on maîtrise les différents aspects de la dissipation thermique et, notamment, la direction de cette dissipation thermique dans la structure de bord d'attaque, selon le profil du bord d'attaque et selon les dimensions importantes qu'il implique.
Un autre but de la présente invention est de proposer une structure de bord d'attaque composite à conduction thermique optimisée tout en assurant une cohésion améliorée de l'armature au sein de la matrice.
On atteint ce but de l'invention avec un élément constitutif d'une nacelle d'aéronef formé d'au moins une structure composite et d'un élément chauffant et comprenant des moyens de protection contre le givre caractérisé en ce que la structure composite est à matrice renforcée par au moins un matériau dont la conductivité thermique à température ambiante est supérieure ou égale à 800 W*m-1 *K-1 de manière à assurer une conductivité thermique transversale au sein de l'élément de nacelle.
Un tel composite confère à l'élément constitutif de la nacelle qui peut être une structure de bord d'attaque de bonnes propriétés thermiques de part la présence du matériau dopant dans l'épaisseur de la structure composite, tout en assurant une bonne résistance vis-à-vis des différents impacts et de l'érosion qu'elle peut être amenée à subir et tout en n'entravant pas la cohésion des fibres du matériau composite au sein de la matrice.
La présence du matériau dopant de façon approprié au sein de la matrice engendre une conductivité thermique augmentée notamment dans le sens de l'épaisseur de la structure composite (épaisseurs et conductivité évolutives ou non selon le but recherché), permettant de pouvoir atteindre une température adéquate pour un dégivrage et/ou un antigivrage efficace sur la peau externe du bord d'attaque tout en maintenant la résine de la structure composite en dessous de sa température de transition vitreuse en tout point et à tous les moments.
Cette conductivité augmentée améliore également les propriétés de la résine de la structure composite lors de la cuisson en homogénéisant plus rapidement la distribution de température dans le matériau lors de cette opération et en minimisant fortement les gradients thermiques et donc les contraintes internes lors du refroidissement du composite juste après cuisson.
Suivant d'autres caractéristiques optionnelles de la structure de bord d'attaque selon l'invention :
- la structure composite est à matrice renforcée par au moins une poudre de d iamant de man ière à assu rer u ne cond uctivité therm ique transversale au sein de l'élément de nacelle ;
- la structure composite est à matrice renforcée par au moins des nanoparticules ou nanotubes de manière à assurer une conductivité thermique transversale au sein de l'élément de nacelle ;
- le taux a de matériau qui dope la matrice de la structure composite est situé entre 1 et 50% ;
- le taux a de matériau qui dope la matrice de la structure composite est situé entre 50% et 90% ;
- la structure composite est configurée de sorte que le dopage en matériau de la matrice de ladite structure évolue dans l'épaisseur de ladite structure ; - le dopage en matériau de la matrice de ladite structure est supérieur dans des plis externes de la structure composite formant la face externe de l'élément ;
- Seule la matrice de certains plis de la structure composite est sélectivement dopée en matériau ;
- la structure composite est configurée de sorte que la granulométrie du matériau dopant la matrice de ladite structure évolue dans l'épaisseur de ladite structure ;
- la structure composite présente une densité de fibres variable dans l'épaisseur de ladite structure ;
- l'élément comprend, en outre, un matériau d'assemblage entre la structure composite et l'élément chauffant, ce matériau d'assemblage étant renforcé par au moins u n matériau dont la cond uctivité therm iq ue à température ambiante est supérieure ou égale à 800 W*m-1 *K-1 de manière à assurer une conductivité thermique transversale au sein de l'élément de nacelle ;
- l'élément comprend, en outre, un isolant thermique noyé dans l'élément chauffant ou recouvert par l'élément chauffant ou séparés de l'élément chauffant par une structure de plis composites.
- La présente invention se rapporte également à une structure de bord d'attaque notamment pour entrée d'air de nacelle d'aéronef, comprenant un bord d 'attaque et une cloison intérieure définissant un compartiment longitudinal à l'intérieur de ce bord d'attaque logeant des moyens de dégivrage, et/ou d'antigivrage, le bord d'attaque étant formé d'au moins une structure composite et d'un élément chauffant dans laquelle le bord d'attaque est formé d'un élément tel que précité.
La présente invention se rapporte également à une entrée d'air, remarquable en ce qu'elle comprend une structure de bord d'attaque conforme à ce qui précède. D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lumière de la description qui va suivre, et à l'examen des figures ci-annexées, dans lesquelles :
- la figure 1 représente de manière schématique une section d 'entrée d 'a ir en cou pe long itud i nale de l 'art antérieu r (voir préambule de la présente description) ;
- les figures 2 à 5 représentent des vues en coupe transversale de différents modes de réalisation d'une structure de bord d'attaque d'entrée d'air selon l'invention.
Sur ces figures, des références identiques ou analogues désignent des organes ou sous-ensembles d'organes identiques ou analogues.
En référence à la figure 1 , une structure de bord d'attaque 1 destinée en particulier à être intégrée à une entrée d'air de nacelle de moteur d'aéronef comprend, classiquement, comme décrit précédemment dans l'art antérieu r, u n bord d 'attaq ue 2 et u ne cloison 3 long itud inale intérieu re définissant un compartiment destiné à accueillir, en particulier, des moyens 6 de protection contre le givre de type moyens de dégivrage et/ ou antigivrage.
Les moyens de protection contre le givre peuvent être de tout type. Plus particulièrement, ces moyens peuvent être des moyens de dégivrage et/ ou antigivrage pneumatiques, électriques mis en place dans le bord d'attaque 2 ou des moyens de dégivrage et/ ou antigivrage internes de tout autre type.
On définit, par ailleurs, comme illustré sur la figure 1 , la face externe fe de la structure de bord d'attaque 2 comme la face extérieure, exposée au gaz externe g ivrant et la face interne fi de la structure de bord d'attaque 2 comme la face intérieure de la structure délimitant le compartiment.
En se reportant maintenant à la figure 2, on a représenté un premier mode de réalisation particulier d'une structure de bord d'attaque 2 de lèvre d'entrée d'air selon l'invention.
Dans une variante de réalisation, ce bord d'attaque 2 peut être structural. Comme expl iqué précédemment, ceci sign ifie que le bord d'attaque 2 a une fonction de structure, en plus d'une fonction aérodynamique.
Les efforts sont, par ailleurs, également repris par la cloison intérieure 3, correctement dimensionnée.
Dans une variante de réalisation, le bord d'attaque 2 présente une épaisseur variable le long de son profil, et notamment, par exemple, une épaisseur plus importante au niveau de fortes courbures et moins importante au niveau de ses extrémités.
Par ailleurs, le bord d'attaque 2 est formé d'un empilement de couches particulières.
Dans le mode de réalisation illustré sur la figure 2, les moyens de dégivrage et/ ou antigivrage sont électriques.
Ce bord d'attaque 2 comprend au moins une structure en composites 23 superposée à un dispositif de chauffage 30 surfacique.
Ce dispositif de chauffage 30 est constitué au moins d'une couche 31 électriquement conductrice convenablement isolée électriquement par un isolant électrique 32.
Dans une variante de réalisation non limitative, l'isolant électrique 32 est formé par exemple, par deux couches 32 de matériaux élastomères ou composites placés de part et d 'autre de la couche 31 électriq uement conductrice.
La couche 31 électriquement conductrice ou âme 31 intégrée à la lèvre d'entrée d'air 2 est conçue comme un élément chauffant destiné à fournir des calories à la structure de la lèvre 2 et contribuer à éliminer la glace ou maintenir hors givre la surface externe fe de la lèvre 2 en contact avec le gaz givrant.
Elle peut comprendre, dans des variantes de réalisation non limitatives, un circuit électrique résistif ou un tapis chauffant.
De plus, on peut également intégrer, de façon facultative, une couche d'un matériau adhésif 33 à l'interface de la structure composite 23 et de la structure chauffante 30, comme illustré sur les figures 2 et 3. Par ailleurs, on peut également intégrer, de façon facultative, une couche de matériau thermiquement isolant 34 à la structure de lèvre d'entrée d'air 2.
Dans le mode de réalisation de la figure 2, l'isolant thermique 34 est noyé au sein du dispositif de chauffage 30 et, plus particulièrement, placé en contact de la couche 31 électriquement conductrice.
Une variante de réalisation est illustrée sur la figure 3. Cette variante de réalisation est identique à la figure 2 aux différences suivantes.
L'isolant thermique 34 est recouvert du dispositif de chauffage 30 et, plus particulièrement, placé en contact d'une couche 32 d'isolant électrique.
De plus, la couche d'un matériau adhésif 33 est mise en place à l'interface de la structure composite 23 et de la couche électriquement conductrice 31 de la structure chauffante 30, une couche d'isolant électrique 32 ayant été supprimé.
Dans ces deux modes de réalisation illustrés sur les figures 2 et 3, l'ensemble isolant thermique 34 - dispositif de chauffage 30 se situe du coté de la face interne fi de la lèvre d'entrée d'air 2 et forme la peau interne de la lèvre d'entrée d'air 2, la surface exposée au gaz externe givrant se trouvant contre la face libre 23c de la structure composite 23.
Dans des variantes de réalisation, la structure chauffante 30 peut être intégrée c'est-à-dire noyée dans l'épaisseur de la structure composite 23.
Une de ces variantes de réalisation est illustrée sur la figure 4. Cette variante de réalisation est identique à la figure 3 aux différences suivantes.
La structure chauffante 30 et l'isolant thermique 34 sont mis en place au coeur d'une structure composite en étant recouvert d'une structure composite 23 et 23d d'une ou plusieurs couches, respectivement du coté de la face externe fe et du coté de la face interne fi.
Une autre variante de réalisation est illustrée sur la figure 5.
Cette variante de réalisation est identique à la figure 4 aux différences suivantes. Seule la structure chauffante 30 est mise en place au coeur d'une structure composite en étant recouvert d'une structure composite 23 d'une ou plusieurs couches, respectivement du coté de la face externe fe et du coté de la face interne fi.
L'isolant thermique 34, quant à lui, forme la peau interne de la lèvre d'entrée d'air 2, la surface exposée au gaz externe givrant se trouvant contre la face libre 23c de la structure composite 23.
Il est à noter que la couche adhésive 33 entre la structure acoustique 23 et la structure chauffante 30 a été supprimée dans ce mode de réalisation.
Par ailleurs, on peut utiliser pour les couches d'isolant thermique 34 et d'isolant électrique 32 notamment des matériaux compatibles d'une structure composite.
On peut, ainsi, réaliser une structure électriquement chauffante par un circuit résistif métallique encapsulé entre deux couches de fibres isolantes telles que fibres de verre ou Kevlar ®, l'ensemble étant lui-même noyé dans une matrice thermodurcissable ou thermoplastique compatible avec la matrice utilisée pour la structure composite 23.
Dans ce cas, la structure chauffante 30 présentée peut alors être disposée en face interne fi de la lèvre 2 d'entré d'air, ou bien être intégrée dans l'épaisseur de la structure composite 23, comme l'illustre plus particulièrement les figures 4 et 5.
Il est à noter que les épaisseurs des différentes couches du bord d'attaque 2, illustrées sur les figures 2 à 5, ne sont pas nécessairement à l'échelle.
Selon les variantes de réalisation du bord d'attaque 2, on prévoit ou non, également, des moyens anti-érosion qui seront décrits plus loin.
La structure composite 23 et les moyens anti-érosion, le cas échéant, forment la peau externe du bord d'attaque 2.
Dans les zones sensibles au givre, cette structure composite 23 est une structure formée d'une armature de renfort de fibres associée à une matrice qui assure la cohésion de la structure et la retransmission des efforts vers les fibres.
Avantageusement, cette matrice est renforcée par au moins un matériau dont la conductivité thermique à température ambiante est supérieure ou égale à 800 W-m"1 -K"1 de manière à assurer une conductivité thermique transversale au sein de la structure de bord d'attaque.
De plus, ce renfort est inerte d'un point de vue chimique par rapport aux fibres constitutives des couches de la structure composite 23,23d.
Il n'entraîne, avantageusement, aucune réaction avec les composants constituant la matrice, ni de couple galvanique avec les fibres de l'armature de la structure 23.
Par ailleurs, dans une variante de réal isation, ce matériau peut également être un matériau non conducteur électriquement.
Dans un mode de réalisation préféré mais non limitatif, ce matériau est une poudre de diamant.
Un renfort en matériau diamant augmente significativement la conductivité thermique transverse du matériau composite.
Toutefois, dans des variantes de réalisation, ce matériau peut être des nanoparticules ou nanotubes, notamment mais non exclusivement de matériau carbone.
Il peut être sous forme de poudre ou sous toute autre forme de matière.
Un mode de réalisation particulier de l'invention est choisi pour la suite de la description, à savoir le mode de réalisation dans lequel la matrice est renforcée par de la poudre de diamant.
Suivant la variante de réalisation, la structure composite 23 peut être une structure multiaxiale, monolithique, autoraidie ou sandwich, configurée pour répondre aux contraintes de rendement thermique et de tenue structurale de la structure de bord d'attaque 2.
Par « multiaxiale », on entend un composite comprenant des fibres dans les trois directions, de l'espace, dont des fibres de renfort la traversant dans son épaisseur, permettant de lier les couches de composites entre elles. Par « monolithique », on entend que les différents plis (c'est-à-dire les couches comprenant chacune des fibres noyées dans de la résine) formant le matériau composite sont acollés les uns aux autres, sans interposition d'âme entre ces plis.
Par structure sandwich, on entend une structure composite composée de deux peaux monolithiques séparées par au moins une âme légère pouvant être réalisée, dans un exemple non limitatif, à l'aide d'une structure en nid abeille.
La structure composite 23 peut ainsi être formée par une superposition de plis unidirectionnels (UD) et/ou pluridimensionnels (2D notamment) et orientés formant une préforme.
La conductivité thermique de la structure composite 23 est déterminée en fonction du taux volumique de fibres β et du taux volumique a de poudre de diamant qui dope la matrice.
Ainsi, elle peut être déterminée par la formule (1 ) suivante :
Acomposite = β * Afibre + (1 "β) * (C( * Adiamant + (1 "Cl) * Amatrice) (1 )
Avec A composite , A fibre, A diamant et A matrice étant définis comme les conductivités thermiques respectives de la structure composite 23, des fibres de renfort, du diamant et de la matrice (le plus souvent d'une matière plastique de type résine thermodurcissable ou thermoplastique)
Dans une première variante de réalisation, le taux a de poudre de diamant qui dope la matrice de la structure composite 23 est situé entre 1 et 50%, préférentiellement de 3 à 40%, préférentiellement de 3 à 10%, ceci afin de doper la structure composite et atteindre une conductivité thermique globale d'ordre de grandeur équivalente à des alliages métalliques structuraux, tout en permettant à la structure composite 23 de conserver les propriétés structurales liées à la matrice.
Cette ga m me a pou r avantage de proposer une structure composite 23 dont la conductivité thermique est améliorée tout en conservant une matrice macroscopiquement conventionnelle. Dans un exemple de réalisation, on choisit un taux volumique a égale à 30% et un taux volumique de fibres β de 63%, en choisissant les conductivité suivantes :
Figure imgf000014_0001
-K"1 et Armant = 1000 W-m^ -K"1
La conductivité thermique de la structure composite 23 obtenue est, par conséquent, de 1 1 1 .6 W-m^ -K"1
Cela confère donc à la structure de bord d'attaque 2 une conductivité thermique comparable à celle de certains métaux (Aluminium par exemple).
Dans une seconde variante de réalisation, le taux a de poudre de diamant qui dope la matrice de la structure composite 23 est situé entre 50% à 90% et de préférence de 50 à à 70%.
Ceci offre l'avantage de proposer une structure composite 23 de type granulat dont la conductivité thermique est améliorée tout comme la dureté de la structure composite 23.
Dès lors, cette structure composite 23 présente un comportement mécanique optimal en compression.
Par ailleurs, dans un mode de réalisation, la conductivité thermique est définie de manière évolutive suivant le profil de la structure de bord d'attaque 2, ceci afin de maîtriser le comportement thermique de la structure composite 23.
Avantageusement, la structure composite 23 est configurée de sorte que la matrice évolue et, plus particulièrement, son dopage par le matériau dont la conductivité thermique à température ambiante est supérieure ou égale à 800 W-m"1 -K"1 comme la poudre de diamant évolue dans l'épaisseur de la structure composite 23.
Dans une première variante de réalisation, le dopage de la matrice est supérieur dans les plis externes 23b de la structure composite 23 c'est-à- dire les plis formant la face externe fe de la structure de bord d'attaque 2.
Sur la figure 2, à tire d'illustration, ces plis 23b sont opposés à la structure chauffante 30. La matrice comprend un taux de poudre de diamant supérieure ou égal à 60% dans les plis externes 23b et un taux inférieure à 50% dans les autres plis de la structure 23.
Dans cette configuration, les plis travaillant en compression seront les plus chargés en diamant (avec potentiellement un comportement granulat) quand ceux travailla nt en traction resteront avec u n e m atrice pl u s conventionnelle.
Dans une seconde variante de réalisation non exclusive de la première, le taux de fibres de renfort peut également varier dans l'épaisseur de la structure 23.
Ainsi , le taux de fibres peut être plus important dans les plis externes 23b de la structure composite 23.
Ce taux de fibre supérieur combiné à celui du taux de poudre de diamant inférieur à 50% dans ces mêmes plis améliore le comportement en traction de la structure composite 23 et de la structure 2 de bord d'attaque.
Dans une troisième variante de réalisation, certains plis externes 23b et/ou internes 23a sont sélectivement dopés en poudre de diamant de façon appropriée de manière à avoir une répartition de dopage de la résine et le taux de fibre adaptés aux contraintes mécaniques vues par la pièce nacelle.
Par ailleurs, concernant la poudre de diamant, tout isotope peut être utilisé.
De plus, concernant la granulométrie de poudre de diamant, on peut choisir des tailles de diamants inférieures à 10μηη, et préférentiellement inférieur à 5μηη, et préférentiellement des grains inférieurs à 3μηη.
On peut, également, choisir une granulométrie très fine de poudre de d iamant pouvant aller jusque 0.1 μιτι, ce qu i est faible comparé aux diamètres des filaments des fibres généralement compris entre 4 et 10 μιτι.
Le mélange obtenu n'entrave donc pas la cohésion des fibres au sein de sa matrice de la structure composite 23.
Dans une variante de réalisation, la poudre de diamant introduite d a n s l a m atri ce peut être constituée de grains présentant pl usieurs granulométires distinctes dans le but de maximiser le taux de remplisage du granulat obtenu.
Dans des réalisations préférées, on peut choisir un dopage de poudre de diamant comprenant au moins 50% de grains de diamants de taille supérieure à 1 μ et au moins 30% de grains de taille inférieure à 1 μ, voir de 30% de grains de taille inférieurs à 0,5μ.
Dans une autre variante non exclusive de celle précitée, la structure composite 23 est configurée de sorte que la granulométrie du dopage évolue dans l'épaisseur de la structure 23.
On peut ainsi distribuer une granulométrie plus importante dans les plis 23b externes de la structure composite 23 que dans les plis internes 23a , ceci afin de donner une concentration en diamant supérieure dans les couches externes de la structure composite 23 plus exposées à l'érosion.
Par ailleurs, dans la même optique mais dans un autre mode de réalisation, on pourra également ajouter une couche à fort taux a de poudre de diamant dans les plis externes 23b, ceci afin d'augmenter la tenue de la structure de bord d'attaque 2 à l'érosion.
On s'affranchit, de plus, de tout revêtement de surface supplémentaire pour répondre à ces contraintes d'érosion.
Bien évidemment, on peut prévoir, en outre, une ou plusieurs autres structure composite 23 dans la structure de bord d'attaque 2.
Par ailleurs, dans un second mode de réalisation illustré sur la figure 5 de structure de bord d'attaque 2, on peut prévoir une seconde structure composite 23d, cette structure étant intercalée entre la structure chauffante 30 et la couche de matériau thermiquement isolant 20.
Selon la variante de réalisation choisie, les fibres de l'armature sont des fibres de carbone, mais il est également possible d'utiliser des fibres de verre ou du Keviar ® (Aramide) ou tout autre type de fibres selon le but recherché.
A partir d'un certain niveau de conductivité de la matrice (résine) de la structure composite 23 obtenue grâce à la présente invention, la conductivité générale de la structure composite 23 sera peu modifiée par la conductivité thermique des fibres utilisées.
Concernant la matrice, de nombreuses matrices peuvent être utilisées telle qu'une matrice organique ou autre.
Elle peut être formée notamment en résine thermodurcissable telle que résine époxy, bismaléïde-imide, polyimide, phénolique, ou thermoplastique PPS (Poly(sulfu re de phénylène)), PEEK (Polyétheréthercétone), PEKK (Polyéthercétone), etc.
Par ailleurs, la nature du matériau constituant la matrice peut être différente selon le pli de la structure composite 23 considéré et sa position dans l'épaisseur de la structure 23 pourvu que la compatibil ité des résines entre elles soit respectée.
Par ailleurs, si les éléments électriques chauffants 30 de la protection contre le givre sont encapsulés dans une enveloppe isolante (silicone ou autre), la substance constitutive de cette enveloppe pourra avantageusement être dopée également par un matériau dont la conductivité thermique est supérieure ou égale à 800 W-m"1 -K"1 comme de la poudre de diamant, pour en augmenter la conductivité.
Dans une variante de réalisation non exclusive de la première, le ou les matériaux adhésifs utilisés dans l'assemblage de la lèvre 2 et, en particul ier, le matériau 33 adhésif util isé dans l'assemblage de la structure composite 23 et de la structure chauffante 30 peut être dopé de façon similaire également.
Grâce à la présente invention, on utilise les caractéristiques de conduction thermique du diamant de la structure composite, combinée à celles de l 'âme ch auffante 30, afi n de satisfa i re aux exigences d u dég ivrage notamment électrique et/ou de l'antigivrage et de réduire la différence de température entre les peaux interne fi et externe fe de la lèvre 2.
Le taux de diamant dans l'épaisseur de la structure composite 23 est défini de manière à assurer une conductivité thermique transversale et est adapté pour dissiper l'énergie de l'âme chauffante 30 à travers l'épaisseur de la structure composite 23. Les propriétés thermiques et mécaniques de la structure de bord d'attaque 2 sont significativement renforcées par la présence de diamant de manière évolutive dans l'épaisseur de la structure composite 23.
On assure ainsi une conductivité évolutive dans l'épaisseur de la structure composite 23.
Avec u ne tel l e structu re de bord d 'attaq u e 2 , on obtient la température nécessaire pour assurer un dégivrage et/ou antigivrage sans dépasser localement la température de transition vitreuse de la structure composite 23, tout en restant compatible des épaisseurs nécessaires à la problématique structurale d'une lèvre d'entrée d'air 2.
Touts ces avantages sont, également, obtenus avec un dopage par d'autres matériaux que le diamant ayant une conductivité thermique supérieure ou égale à 800 W-m"1 -K"1.
La réalisation d'une structure 2 de bord d'attaque comprenant une ou plusieurs structure composites 23 telle que précitée peut être assurée par des procédés de fabrication variés.
Ainsi, dans un mode de réal isation , on prévoit un procédé de fabrication de la structure composite 23 dans lequel on injecte, par un procédé de moulage par injection de type RTM (Resin Transfer Mould ing en termes anglo-saxons), le mélange matrice-poudre de diamant, préalablement réalisé, dans un moule contenant l'armature fibreuse.
Dans une variante de réalisation, le procédé de fabrication est un procédé d'infusion de type RFI (Resin Film infusion en termes anglo-saxons) dans leq uel le mélange matrice-poud re de d iamant se d iffuse dans u ne préforme fibreuse sous la pression exercée par une vessie flexible dans la direction transverse au plan de la préforme.
Dans une autre variante de réalisation, le procédé de fabrication est un procédé de drapage de fibres pré imprégnées dans lequel on associe aux fibres sèches le mélange matrice-poudre de diamant puis on polymérise l'ensemble dans une étape ultérieure sous vide et ou en autoclave.
Dans une autre variante de réalisation, on associera, un film de matrice-poudre calandré ayant un taux plus ou moins élevé en poudre, pour une ou plusieurs couches et notamment, la couche de surface externe 23b, la couche interface entre la structure monolithique 23 et la structure de l'élément chauffant 31 , et un ensemble de couches de tissus pré-imprégnés pour réaliser la structure composites 23 .
Dans une autre variante de réalisation, la couche de surface 23b est une couche de matrice thermoplastique dopée à la poudre de diamant et la structure monol ith iq ue 23 est réal isée selon un procédé d' infusion ou de transfert de résine thermodurcissable. Bien entendu, la présente invention n'est nullement limitée aux modes de réalisation décrits ci-dessus, et toutes autres variantes de structures en matériaux composites dopées par de la poudre de diamant pourraient être envisagées.
En particulier elle peut être utilisé avec un principe de protection contre le g ivre autre qu'électrique à partir du moment où la température de fonctionnement est compatible du matériau utilisé.
Par ailleurs, quelle qu'en soit la concentration du dopage, on améliore et accélère potentiellement la cuisson des matériaux composites en accroissant la conductivité thermique de leur résine (température plus homogène dans le matériau, diffusion plus rapide).
Il est également possible d'utiliser la poudre de diamant avec des matrices métalliques déjà conductrice (titane par exemple) dont on voudrait encore accroître la conductivité thermique à condition que les températures de fusion et d'eutectique de ces alliages ainsi que le mode de fusion (sous vide par exemple ) préserve l'intégrité chimique et/ou cristall ine de la poudre de diamant à dissoudre.
L'invention n'est pas limitée, en outre, aux structures de bord d'attaque, notamment de lèvre d'entrée d'air d'aéronef mais englobe tout élément constitutif d'une nacelle d'aéronef comprenant au moins une structure composite associée à un élément chauffant.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Élément (2) constitutif d'une nacelle d'aéronef formé d'au moins u ne structu re com posite (23) et d 'u n élément chauffant (30) et comprenant des moyens de protection contre le givre caractérisé en ce que la structure composite (23) est à matrice renforcée par au moins un matériau dont la conductivité therm ique à température ambiante est supérieure ou égale à 800 W*m-1 *K-1 de man ière à assurer une conductivité therm ique transversale au sein de l'élément de nacelle (1 ).
2. Élément selon la revend ication 1 , caractérisé en ce que la structure composite (23) est à matrice renforcée par au moins une poudre de diamant de manière à assurer une conductivité thermique transversale au sein de l'élément de nacelle (1 ).
3. Élément selon la revend ication 1 , caractérisé en ce que la structure com posite (23) est à m atri ce renforcée pa r a u mo i n s d es nanoparticules ou nanotubes de manière à assurer une conductivité thermique transversale au sein de l'élément de nacelle (1 ).
4. Élément selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que le taux a de matériau qui dope la matrice de la structure composite (23) est situé entre 1 et 50%.
5. Élément selon l'une des revendications 1 à 2, caractérisé en ce que le taux a de matériau qui dope la matrice de la structure composite (23) est situé entre 50% et 90%.
6. Élément selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que la structure composite (23) est configurée de sorte que le dopage en matériau de la matrice de lad ite structure (23) évolue dans l'épaisseur de ladite structure (23).
7. Élément selon la revendication 6, caractérisé en ce que le dopage en matériau de la matrice de ladite structure (23) est supérieur dans des plis externes (23b) de la structure composite (23) formant la face externe de l'élément.
8. Élément (2) selon la revendication 6, caractérisé en ce que seule la matrice de certains plis de la structure composite (23) est sélectivement dopée en matériau.
9. Élément selon l'une des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que la structure composite (23) est configurée de sorte que la granulométrie du matériau dopant la matrice de ladite structure (23) évolue dans l'épaisseur de ladite structure (23).
10. Élément (2) selon l'une des revendications 1 à 9, caractérisée en ce que la structure composite (23) présente une densité de fibres variable dans l'épaisseur de ladite structure (23).
11. Élément (2) selon l'une des revendications 1 à 10, caractérisée en ce qu'il comprend, en outre, un matériau d'assemblage (33) entre la structure composite (23) et l'élément chauffant (30), ce matériau d'assemblage étant renforcé par au moins un matériau dont la conductivité thermique à température ambiante est supérieure ou égale à 800 W*m-1*K-1 de manière à assurer une conductivité thermique transversale au sein de l'élément de nacelle (1).
12. Élément (2) selon l'une des revendications 1 à 11 , caractérisée en ce qu'il comprend, en outre, un isolant thermique (34) noyé dans l'élément chauffant (30) ou recouvert par l'élément chauffant (30) ou séparés de l'élément chauffant par une structure (23d) de plis composites.
13. Structure de bord d'attaque (1) notamment pour entrée d'air de nacelle d'aéronef, comprenant un bord d'attaque (2) et une cloison intérieure (3) définissant un compartiment longitudinal (5) à l'intérieur de ce bord d'attaque (2) logeant des moyens de dégivrage, et/ou d'antigivrage, le bord d'attaque (2) étant formé d'au moins une structure composite (23) et d'un élément chauffant (30) dans laquelle le bord d'attaque est formé d'un élément selon l'une des revendications 1 à 12.
14. Structure selon la revendication 13, caractérisée en ce que la structure composite (23) forme la peau externe du bord d'attaque (2).
15. Entrée d 'a ir, caractérisée en ce q u'elle comprend une structure de bord d'attaque (1 ) conforme à l'une quelconque des revendications 13 à 14.
PCT/FR2013/052395 2012-10-09 2013-10-08 Elément constitutif d'une nacelle à protection contre le givre améliorée WO2014057210A1 (fr)

Priority Applications (6)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP13785525.0A EP2906471A1 (fr) 2012-10-09 2013-10-08 Elément constitutif d'une nacelle à protection contre le givre améliorée
CA 2885966 CA2885966A1 (fr) 2012-10-09 2013-10-08 Element constitutif d'une nacelle a protection contre le givre amelioree
BR112015006986A BR112015006986A2 (pt) 2012-10-09 2013-10-08 elemento constituindo uma nacela de aeronave formado de pelo menos uma estrutura compósita e um elemento de aquecimento e estrutura de bordo de ataque.
CN201380052761.5A CN104703879A (zh) 2012-10-09 2013-10-08 构成具有改善防霜的发动机舱的元件
RU2015116520A RU2015116520A (ru) 2012-10-09 2013-10-08 Конструктивный элемент гондолы с улучшенной защитой против обледенения
US14/678,200 US20150210400A1 (en) 2012-10-09 2015-04-03 Component of a nacelle having improved frost protection

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1259599A FR2996525B1 (fr) 2012-10-09 2012-10-09 Element constitutif d’une nacelle a protection contre le givre amelioree
FR12/59599 2012-10-09

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
US14/678,200 Continuation US20150210400A1 (en) 2012-10-09 2015-04-03 Component of a nacelle having improved frost protection

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2014057210A1 true WO2014057210A1 (fr) 2014-04-17

Family

ID=47356166

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2013/052395 WO2014057210A1 (fr) 2012-10-09 2013-10-08 Elément constitutif d'une nacelle à protection contre le givre améliorée

Country Status (8)

Country Link
US (1) US20150210400A1 (fr)
EP (1) EP2906471A1 (fr)
CN (1) CN104703879A (fr)
BR (1) BR112015006986A2 (fr)
CA (1) CA2885966A1 (fr)
FR (1) FR2996525B1 (fr)
RU (1) RU2015116520A (fr)
WO (1) WO2014057210A1 (fr)

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10559864B2 (en) 2014-02-13 2020-02-11 Birmingham Technologies, Inc. Nanofluid contact potential difference battery
US10321519B2 (en) 2015-10-30 2019-06-11 Itt Manufacturing Enterprises Llc Metal and composite leading edge assemblies
FR3061132B1 (fr) * 2016-12-27 2023-11-03 Airbus Operations Sas Structure pour ensemble propulsif d'aeronef, systeme et ensemble propulsif associes
EP3589539A4 (fr) * 2017-03-01 2020-12-30 Eviation Tech Ltd Élément de structure aérienne doté d'un longeron métallique intégré
US20180370637A1 (en) * 2017-06-22 2018-12-27 Goodrich Corporation Electrothermal ice protection systems with carbon additive loaded thermoplastic heating elements
EP3800048B1 (fr) * 2018-04-24 2022-02-23 Qarbon Aerospace (Foundation), LLC Aérostructure composite dotée d'un élément chauffant intégré
BR112020022321A2 (pt) 2018-05-03 2021-02-23 Triumph Aerostructures, Llc. aeroestrutura compósita, laminado compósito para uso em uma aeroestrutura, e, métodos para formar uma caixa de asa compósita e para formar um laminado compósito.
CN109823510A (zh) * 2019-03-06 2019-05-31 中南大学 高超声速飞行器及其热防护结构与冷却剂循环系统
US11649525B2 (en) 2020-05-01 2023-05-16 Birmingham Technologies, Inc. Single electron transistor (SET), circuit containing set and energy harvesting device, and fabrication method
US11417506B1 (en) 2020-10-15 2022-08-16 Birmingham Technologies, Inc. Apparatus including thermal energy harvesting thermionic device integrated with electronics, and related systems and methods
US11616186B1 (en) 2021-06-28 2023-03-28 Birmingham Technologies, Inc. Thermal-transfer apparatus including thermionic devices, and related methods
FR3130754A1 (fr) * 2021-12-17 2023-06-23 Safran Nacelles Levre d’entree d’air pour une nacelle d’un ensemble propulsif d’aeronef

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2001004194A1 (fr) * 1999-07-14 2001-01-18 Fibre Optic Lamp Company Limited Procede et materiau destines a ameliorer la conductivite thermique
FR2908737A1 (fr) * 2006-11-16 2008-05-23 Airbus France Sas Revetement acoustique pour aeronef incorporant un systeme de traitement du givre par effet joule.
WO2011087413A1 (fr) * 2010-01-14 2011-07-21 Saab Ab Élément doté d'une fonction de dégivrage/antigivrage

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2719182B1 (fr) * 1990-11-21 1998-06-26 Onera (Off Nat Aerospatiale) Dispositif de dégivrage électrique.
ATE354466T1 (de) * 2000-12-12 2007-03-15 Core Technologies Inc C Leichte leiterplatte mit leitungsmaterial enthaltenden kernen
NL1031879C2 (nl) * 2006-05-24 2007-11-27 Netherlands Inst For Metals Re Verwarmd aerodynamisch profiel.
EP2321510B1 (fr) * 2008-07-30 2013-07-03 Aircelle Structure d'entrée d'air de nacelle de turboréacteur à dégivrage pneumatique
US8664573B2 (en) * 2009-04-27 2014-03-04 Applied Nanostructured Solutions, Llc CNT-based resistive heating for deicing composite structures

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2001004194A1 (fr) * 1999-07-14 2001-01-18 Fibre Optic Lamp Company Limited Procede et materiau destines a ameliorer la conductivite thermique
FR2908737A1 (fr) * 2006-11-16 2008-05-23 Airbus France Sas Revetement acoustique pour aeronef incorporant un systeme de traitement du givre par effet joule.
WO2011087413A1 (fr) * 2010-01-14 2011-07-21 Saab Ab Élément doté d'une fonction de dégivrage/antigivrage

Also Published As

Publication number Publication date
EP2906471A1 (fr) 2015-08-19
FR2996525B1 (fr) 2014-11-28
CN104703879A (zh) 2015-06-10
BR112015006986A2 (pt) 2017-07-04
FR2996525A1 (fr) 2014-04-11
CA2885966A1 (fr) 2014-04-17
RU2015116520A (ru) 2016-12-10
US20150210400A1 (en) 2015-07-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2906471A1 (fr) Elément constitutif d'une nacelle à protection contre le givre améliorée
EP1564142B1 (fr) Tapis chauffant composé de fibres électriquement conductrices
CA2700187C (fr) Degivrage piezo-electrique d'une entree d'air
EP2328741B1 (fr) Procédé de métallisation d'une pièce en matériau composite et piece
US8668864B2 (en) Polymer composite materials and processes therefor
FR2879998A1 (fr) Panneau de plancher pour aeronef
EP2377380A1 (fr) Structure en matériau composite protégée des effets de la foudre
EP3013690A1 (fr) Structure d'aéronef à capacité de capture d'énergie solaire
EP2143637A1 (fr) Procédé d'assemblage d'un tapis de dégivrage et d'un blindage métallique sur une structure
EP2943406B1 (fr) Dispositif de protection contre la foudre et son procede de realisation
EP2382088B1 (fr) Structure en matériau composite protégée des effets de la foudre
EP2632797B1 (fr) Structure de bord d'attaque notamment pour entrée d'air de nacelle de moteur d'aéronef
WO2017162964A1 (fr) Turbomachine aéronautique à hélice non carénée munie de pales ayant un élément rapporte en matériau composite colle sur leur bord d'attaque
FR2719182A1 (fr) Dispositif de dégivrage électrique.
Kang et al. Highly Thermally Conductive Hybrid Carbon Fiber Polymer Composite for Carbon Dioxide Deposition System
WO2023175265A1 (fr) Dispositif de dégivrage d'aube
FR3000021A1 (fr) Composant de corps d'ecoulement
FR3038342A1 (fr) Element profile de turbomachine presentant un systeme d'antigivrage et/ou de degivrage, et procedes de fabrication

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: 13785525

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2885966

Country of ref document: CA

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

REEP Request for entry into the european phase

Ref document number: 2013785525

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2013785525

Country of ref document: EP

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2015116520

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: 112015006986

Country of ref document: BR

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 112015006986

Country of ref document: BR

Kind code of ref document: A2

Effective date: 20150327