WO2016092238A1 - Procédé pour la réparation d'un panneau acoustique en matériau composite - Google Patents

Procédé pour la réparation d'un panneau acoustique en matériau composite Download PDF

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repair
repair part
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Arnaud DELEHOUZE
Jean-Philippe MUCHERIE
Michel ROGNANT
Carole JULLIEN
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Safran Nacelles SAS
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Aircelle SA
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    • B29D24/002—Producing articles with hollow walls formed with structures, e.g. cores placed between two plates or sheets, e.g. partially filled

Definitions

  • the invention relates to a method for repairing a composite panel, and more particularly to a method for repairing an acoustic skin of a composite panel for an aircraft nacelle.
  • an aircraft propulsion unit conventionally comprises a turbojet engine housed inside a nacelle.
  • the nacelle generally has a tubular structure comprising an air inlet upstream of the turbojet, a median section intended to surround a fan of the turbojet engine and its casing, and a downstream section intended to surround the combustion chamber of the turbojet engine and sheltering where appropriate. thrust reverser means. It can be terminated by an ejection nozzle whose output is located downstream of the turbojet engine.
  • These parts of the nacelle and / or the turbojet engine may be, for example, an internal surface of the air circulation duct for a double-flow turbojet engine, a nozzle or ejection cone surface, etc.
  • An acoustic attenuation structure is generally in the form of a honeycomb-core sandwich type acoustic panel comprising at least one resonator, for example of the honeycomb type, covered with a perforated outer skin (called an acoustic skin). ) and a solid inner skin (called skin support or structuring).
  • One and / or the other of these skins may be made of composite material comprising a set of fibers (superposition of fibrous folds), embedded in a polymerized resin.
  • the outer skins are surfaces of the panel which are exposed to the flow of air flowing through the propulsion unit and may be damaged, and in particular undergo tearing, perforation or detachment, for example at the skin / acoustic honeycomb structure interfaces. .
  • the present invention aims in particular to solve these drawbacks and relates, for this purpose, to a method for repairing a composite panel, said panel comprising at least a first composite skin which is delimited by a lower wall-forming face of the panel, and a upper face, the method being characterized in that it comprises:
  • a cutting step of forming a stepped hole at least in the first skin the hole having a generally frustoconical shape of decreasing section towards the underside of the first skin, and the hole being delimited by a peripheral edge forming steps in the first skin, each step extending circumferentially around the hole delimiting a housing adapted to receive a fibrous fold,
  • an apparatusing step which consists in arranging a bearing face of a forming tool against the lower face of the first skin, the bearing surface of the tool having a shape matching the underside of the first skin; , at least on the periphery of the hole,
  • a step of reconstituting the first skin which consists in closing the hole by means of a repair part, the repair part being formed by fibrous folds deposited, superimposed, in each associated housing formed by the hole, starting with a first fold fibrous on the bearing surface of the forming tool, the first fibrous fold being flush with the underside of the first skin, and
  • An attachment step which consists in fixing the repair part on the first skin by mechanical fixing means.
  • the method according to the invention allows the repair part to be flush with the first skin of the panel and to retain the aerodynamic properties of the panel.
  • the method according to the invention ensures a good mechanical strength of the repair part.
  • the method comprises an acoustic piercing step which consists in making perforations in the repair part to favor the acoustic absorption characteristics of the panel.
  • This step of the process makes it possible to preserve the acoustic properties of the panel.
  • the repair part forms a reinforcing extra thickness, which is arranged opposite the lower face of the first skin, and which is designed to promote the anchoring of the fastening means in the repair part. This feature reinforces the mechanical connection of the repair part on the first skin of the panel.
  • the hole formed in the panel during the cutting step has a polygonal shape.
  • the composite panel comprises a honeycomb core, for example an aluminum honeycomb which is cut during the cutting step, the method comprising a step of repairing said cellular core which consists in filling the hole formed in the alveolar soul by a complementary honeycomb core.
  • the panel has a second composite skin that extends substantially parallel to the first skin and is cut during the cutting step, the method including a second skin repair step of closing the skin. hole formed in the second skin by a reported closure plate.
  • the reconstitution step comprises a first firing step, which consists in baking the repair part.
  • the support face of the forming tool is designed to rise in temperature so as to bake the repair part.
  • the forming tool comprises for this purpose a heating device, such as an electrical resistance.
  • the forming tool is removed at the latest at the end of the repair process according to the invention, and in particular at the end of the reconstitution step.
  • the method comprises a second firing step which consists of firing the closure plate, the second firing step being carried out after the first firing step.
  • the invention also relates to a composite panel, comprising at least a first composite skin which is delimited by a lower wall-forming face of the panel, and by an upper face, the panel being characterized in that it comprises a portion repaired in accordance with a process as defined above.
  • the invention finally relates to an aircraft turbojet engine nacelle comprising a composite panel as defined above.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view illustrating a repair of an acoustic panel comprising a repair part, according to the method according to the invention
  • FIG. 2 is a diagrammatic cross-sectional detail view along the frame II of FIG. 1, which illustrates the deposition of fibrous folds on a forming tool;
  • FIG. 3 is a schematic detail view in cross section along the frame II of Figure 1, which illustrates the fastening means of the repair part;
  • FIG. 4 is a schematic bottom view, which illustrates the acoustic panel of Figure 1 repaired according to the method according to the invention.
  • FIG. 1 shows a sandwich type composite panel adapted to enter into the manufacture of an acoustic attenuation structure of a turbojet engine nacelle.
  • the panel 10 has a first composite skin 12, forming the outer skin of the panel 10, also called acoustic skin, and a second composite upper skin 14 forming the inner skin of the panel 10.
  • the honeycomb core 16 is here of the honeycomb type, and preferably a honeycomb 16 of aluminum, adapted to absorb the acoustic waves.
  • the first lower skin 12 is delimited by a lower face 18 forming the wall of the panel 10, and an upper face 20 arranged opposite the cellular core 16.
  • the panel 10 shown in FIGS. 1 to 4 has undergone a repaired deterioration by the implementation of a repair method according to the invention, the method described hereinafter.
  • the method comprises a preliminary step of cutting which consists in forming a hole 22 in the panel 10 in order to remove the damaged part of the panel 10, the hole 22 passing through the panel 10 from one side to the other.
  • the first lower skin 12 is formed of several superimposed fibrous folds 24, the hole 22 being made in these folds 24 so as to give the hole 22 a generally frustoconical cross-section of decreasing section from the upper face 20, to the lower face 18 of the first skin 12.
  • the hole 22 is delimited by a peripheral edge 26 (see FIG. 1) which forms steps 28 (see FIGS. 2 and 3) in the first skin 12, each step 28 extending circumferentially around the hole 22 each defining a transverse housing adapted to receive an associated fibrous fold.
  • the housing 30 thus formed are superimposed vertically, each housing 30 completely covering and overflowing the housing 30 directly below.
  • the first skin 12 is cut fold by fold, from top to bottom, starting with the upper face 20 of the first skin 12, so that each fold 24, except the lower fold, leaves exposed a strip 32 globally peripheral.
  • the hole 22 formed in the panel 10 during the cutting step has a polygonal shape.
  • the method comprises an apparatusing step which consists in arranging a bearing face 34 of a forming tool 36 against the lower face 18 of the first skin 12.
  • the bearing face 34 of the tool 36 has a shape substantially identical to the shape of the portion removed from the lower face 18 of the first skin 12, so that the bearing face 34 of the tool 36 is support without play on the lower face 18 of the first skin 12, in particular at the periphery of the hole 22.
  • the fitting step is followed by a step of reconstituting the first skin 12 which consists, in a first step, of closing the hole 22 by means of a repair part 38.
  • the repair part 38 is formed by repair folds 40 which are deposited successively in each housing 30 of the hole in a superimposed manner, starting by depositing a first fold 40 on the bearing face 34 of the forming tool 36.
  • the first repair fold 40 here the lower fold 40, is flush with the lower face 18 of the first skin 12, thus allowing the first skin 12 to regain its original aerodynamic characteristics. .
  • Each repair fold 40 has a geometric shape complementary to the shape of the associated housing 30.
  • each fold 40 of repair is supported both on the fold 40 of directly lower repair and on the strip 32 of the fold 24 of directly lower origin, such an arrangement promoting cohesion between the folds 24 of origin of the first skin 12 and the folds 40 reported from the repair part 38.
  • the tool 36 is removed.
  • the tool 36 does not remain in place in any case, and is removed at the latest after the implementation of the repair process.
  • the reconstitution step includes a consolidation step, during which the repair part 38 is polymerized.
  • This consolidation step corresponds to a first cooking step which will be described later.
  • the method comprises a fixing step which consists in fixing the repair part 38 on the lower skin 12 by mechanical fixing means 42, represented in FIGS. 3 and 4.
  • mechanical fastening 42 any fastening means other than a fastening of the type by gluing.
  • the mechanical fixing means 42 are inserts made of metal designed to withstand high mechanical stresses, and preferably rivets 42, the rivets having the advantage of not, or little, projecting from the face lower 18 of the first skin 12.
  • screws including countersunk screws.
  • the fastening means comprise two rows of rivets 42 which are arranged on a peripheral strip of the repair part 38, each rivet 42 extending vertically so as to cross and connect the repair part 38 on the lower skin 12.
  • it may of course provide a single row of fastening means, or more than two rows of fixing means, for example three or four rows.
  • the upper part of the repair part 38 has an extra thickness 44 of reinforcement illustrated in Figure 3, which is formed of fibrous folds for example, and which is designed to promote the anchoring of the rivets 42 in the repair part 38
  • the extra thickness 44 is for example of the order of one millimeter thick, the cumulative thickness of the plies 40 of the repair and the extra thickness 44 being of the order of two millimeters.
  • the method according to the invention also comprises a step of repairing the honeycomb 16 which consists in filling the hole formed in the honeycomb 16 by a core 46 of honeycomb, visible at the figure 1 .
  • the core 46 is arranged on the upper face of the repair part 38.
  • the method comprises a step of repairing the second upper skin 14 of the panel 10, which consists in closing the hole formed in the second skin 14 by an attached closure plate 48.
  • the plate 48 which is for example formed of fibrous folds, extends transversely over the hole formed in the second skin 14, the plate 48 comprising a peripheral band 50 which extends on the second skin 14.
  • the peripheral band 50 is fixed on the second skin 14 by fastening means, for example rivets 52.
  • the original honeycomb 16 is equipped with a plurality of inserts 54 which extend vertically and which are designed to promote the anchoring of rivets 52 associated.
  • the process according to the invention comprises a first firing step which consists in cooking the repair part 38.
  • the plies constituting the repair part 38 are impregnated with a resin, in particular a polymer resin.
  • the first firing step which consolidates the repair part 38, is performed before the fixing step.
  • the method according to the invention may further comprise a second firing step, which consists in cooking the plate 48, in order to polymerize it.
  • a second firing step which consists in cooking the plate 48, in order to polymerize it.
  • the plate 48 is impregnated with a resin, in particular a polymer resin.
  • the second cooking step is performed after the first cooking step, and in particular after the fixing step.
  • the support face 34 of the forming tool 36 is designed to rise in temperature so as to bake the repair part 38 during the first firing step (or consolidation step).
  • the tool 36 includes heating means, such as an electrical resistor for example.
  • the first firing step is performed before the fixing step of the repair part 38.
  • the second firing step is performed after this fixing step.
  • the method comprises an acoustic piercing step which consists in making perforations 56 in the repair part 38 to favor the acoustic absorption characteristics of the panel, as can be seen in FIG. 4.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Soundproofing, Sound Blocking, And Sound Damping (AREA)

Abstract

L'invention concerne un procédé pour la réparation d'un panneau (10) composite, ledit panneau comportant au moins une première peau (12) composite qui est délimitée par une face inférieure (18), caractérisé en ce qu'il comporte une étape de découpage qui consiste à former un trou (22) étagé en escalier au moins dans la première peau (12), une étape d'appareillage qui consiste à agencer une face d'appui d'un outil de formage contre la face inférieure (18) de la première peau (12), une étape de reconstitution de la première peau (12) consistant à refermer le trou (22) au moyen d'une pièce de réparation (38) et une étape de fixation qui consiste à fixer la pièce de réparation (38) sur la première peau (12) par des moyens de fixation (42) mécanique.

Description

Procédé pour la réparation d'un panneau acoustique en matériau
composite
L'invention concerne un procédé pour la réparation d'un panneau composite, et plus particulièrement un procédé pour la réparation d'une peau acoustique d'un panneau composite pour nacelle d'aéronef.
Comme cela est connu en soi, un ensemble propulsif d'aéronef comprend classiquement un turboréacteur logé à l'intérieur d'une nacelle.
La nacelle présente généralement une structure tubulaire comprenant une entrée d'air en amont du turboréacteur, une section médiane destinée à entourer une soufflante du turboréacteur et son carter, et une section aval destinée à entourer la chambre de combustion du turboréacteur et abritant le cas échéant des moyens d'inversion de poussée. Elle peut être terminée par une tuyère d'éjection dont la sortie est située en aval du turboréacteur.
Afin de réduire la pollution sonore engendrée par le turboréacteur, il est courant d'équiper plusieurs parties de la nacelle et / ou du turboréacteur de structures d'atténuation acoustiques.
Ces parties de la nacelle et / ou du turboréacteur pourront être, par exemple, une surface interne de veine de circulation d'air pour un turboréacteur double flux, une surface de tuyère ou de cône d'éjection, etc.
Une structure d'atténuation acoustique se présente généralement sous la forme d'un panneau acoustique de type sandwich à âme alvéolaire comprenant, au moins un résonateur, par exemple de type nid d'abeille, recouvert d'une peau externe perforée (dite peau acoustique) et d'une peau interne pleine (dite peau support ou structurante).
L'une et / ou l'autre de ces peaux pourront être réalisées en matériau composite comprenant un ensemble de fibres (superposition de plis fibreux), noyées dans une résine polymérisée.
Les peaux externes sont des surfaces du panneau qui sont exposées au flux d'air circulant à travers l'ensemble propulsif et peuvent être endommagées, et notamment subir des déchirures, perforations, décollements, par exemple aux interfaces peau / structure acoustique nid d'abeille.
Il convient alors de réparer le panneau ainsi endommagé de manière à restituer au panneau ses propriétés, en termes de performances acoustiques et de tenue structurale. Dans le cas d'un endommagement d'une peau du panneau, il est connu de réparer la peau en utilisant un doubleur, c'est-à-dire une portion de peau, métallique ou composite par exemple, fixée en superposition sur la peau à réparer au niveau de la zone endommagée.
L'utilisation de tels doubleurs présente notamment l'inconvénient de former une surépaisseur sur la peau du panneau qui, en particulier dans le cas d'une réparation d'une peau externe, perturbe l'écoulement du flux d'air qui traverse la veine délimitée par cette peau externe.
On connaît également un procédé de réparation d'un panneau composite (du type monolithique, c'est-à-dire ne présentant pas un structure en sandwich) décrit dans le document US-2014141 190, qui consiste à retirer la partie endommagée du panneau en formant un trou tronconique en laissant une cloison de support à l'extrémité la plus étroite du trou, et à remplir le trou avec un matériau de réparation.
Ce type de procédé ne garantit pas une résistance mécanique suffisante pour être appliqué à un panneau acoustique de nacelle de turboréacteur qui est fortement solicité.
La présente invention vise notamment à résoudre ces inconvénients et se rapporte pour ce faire à un procédé pour la réparation d'un panneau composite, ledit panneau comportant au moins une première peau composite qui est délimitée par une face inférieure formant paroi du panneau, et une face supérieure, le procédé étant caractérisé en ce qu'il comporte :
- une étape de découpage qui consiste à former un trou étagé au moins dans la première peau, le trou présentant une forme globalement tronconique de section décroissante vers la face inférieure de la première peau, et le trou étant délimité par un bord périphérique formant des marches dans la première peau, chaque marche s'étendant de façon circonférentielle autour du trou en délimitant un logement adapté pour recevoir un pli fibreux,
- une étape d'appareillage qui consiste à agencer une face d'appui d'un outil de formage contre la face inférieure de la première peau, la face d'appui de l'outil présentant une forme épousant la face inférieure de la première peau, au moins à la périphérie du trou,
- une étape de reconstitution de la première peau qui consiste à refermer le trou au moyen d'une pièce de réparation, la pièce de réparation étant formée par des plis fibreux déposés, de façon superposée, dans chaque logement associé formé par le trou, en commençant par déposer un premier pli fibreux sur la face d'appui de l'outil de formage, le premier pli fibreux étant affleurant à la face inférieure de la première peau, et
- une étape de fixation qui consiste à fixer la pièce de réparation sur la première peau par des moyens de fixation mécanique.
Ainsi, le procédé selon l'invention permet à la pièce de réparation d'affleurer la première peau du panneau et de conserver les propriétés aérodynamiques du panneau. De plus, le procédé selon l'invention permet d'assurer une bonne tenue mécanique de la pièce de réparation.
Dans une réalisation, le procédé comporte une étape de perçage acoustique qui consiste à réaliser des perforations dans la pièce de réparation pour favoriser les caractéristiques d'absorption acoustique du panneau.
Cette étape du procédé permet de conserver les propriétés acoustiques du panneau.
Dans une réalisation, les moyens de fixation comportent des inserts métalliques qui s'étendent chacun substantiellement perpendiculairement à la première peau et qui sont conçus pour relier la pièce de réparation sur la première peau.
Avantageusement, la pièce de réparation forme une surépaisseur de renfort, qui est agencée à l'opposé de la face inférieure de la première peau, et qui est conçue pour favoriser l'ancrage des moyens de fixation dans la pièce de réparation. Cette caractéristique permet de renforcer la liaison mécanique de la pièce de réparation sur la première peau du panneau.
Selon un autre aspect, le trou formé dans le panneau au cours de l'étape de découpage présente une forme polygonale.
Le panneau composite comporte une âme alvéolaire, par exemple un nid d'abeille en aluminium qui est découpée au cours de l'étape de découpage, le procédé comportant une étape de réparation de ladite âme alvéolaire qui consiste à combler le trou formé dans l'âme alvéolaire par un noyau complémentaire alvéolaire.
Dans une réalisation, le panneau comporte une seconde peau composite qui s'étend substantiellement parallèlement à la première peau et qui est découpée au cours de l'étape de découpage, le procédé comportant une étape de réparation de la seconde peau qui consiste à fermer le trou formé dans la seconde peau par une plaque de fermeture rapportée.
Dans une réalisation, l'étape de reconstitution comporte une première étape de cuisson, qui consiste à cuire la pièce de réparation. Dans une réalisation, la face d'appui de l'outil de formage est conçue pour monter en température de façon à cuire la pièce de réparation. L'outil de formage comporte à cet effet un dispositif de chauffage, tel qu'une résistance électrique.
Dans une réalisation, l'outil de formage est retiré au plus tard à l'issue du procédé de réparation conforme à l'invention, et notamment à l'issue de l'étape de reconstitution.
Dans une réalisation, le procédé comporte une seconde étape de cuisson qui consiste à cuire la plaque de fermeture, la seconde étape de cuisson étant réalisée postérieurement à la première étape de cuisson.
L'invention concerne également un panneau composite, comportant au moins une première peau composite qui est délimitée par une face inférieure formant paroi du panneau, et par une face supérieure, le panneau étant caractérisé en ce qu'il comporte une portion réparée conformément à un procédé tel que défini ci-dessus.
L'invention concerne enfin une nacelle de turboréacteur d'aéronef comportant un panneau composite tel que défini ci-dessus.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels :
- la figure 1 est une vue schématique en section transversale qui illustre une réparation d'un panneau acoustique comportant une pièce de réparation, suivant le procédé selon l'invention ;
- la figure 2 est une vue schématique de détail en section transversale selon le cadre II de la figure 1 , qui illustre la dépose de plis fibreux sur un outil de formage ;
- la figure 3 est une vue schématique de détail en section transversale selon le cadre II de la figure 1 , qui illustre les moyens de fixation de la pièce de réparation ;
- la figure 4 est une vue schématique de dessous, qui illustre le panneau acoustique de la figure 1 réparé suivant le procédé selon l'invention.
Dans la description et les revendications, on utilisera à titre non limitatif les expressions « supérieur », « inférieur » et leurs dérivés en référence à la partie supérieure et à la partie inférieure respectivement des figures 1 à 3.
De plus, pour clarifier la description et les revendications, on adoptera à titre non limitatif la terminologie longitudinal, vertical et transversal en référence au trièdre L, V, T indiqué aux figures, le terme « vertical » étant utilisé sans référence à la gravité terrestre.
Pour les différentes variantes de réalisation, les mêmes références pourront être utilisées pour des éléments identiques ou assurant la même fonction, par souci de simplification de la description.
On a représenté à la figure 1 un panneau 10 composite du type sandwich adapté pour entrer dans la fabrication d'une structure d'atténuation acoustique d'une nacelle de turboréacteur.
Le panneau 10 comporte une première peau 12 inférieure composite, formant la peau externe du panneau 10, aussi appelée peau acoustique, et une seconde peau 14 supérieure composite formant la peau interne du panneau 10.
La première peau 12 et la seconde peau 14 s'étendent transversalement, perpendiculairement à la direction verticale, et délimitent verticalement entre elles un espace dans lequel une âme alvéolaire 16 formant résonateur est logée.
L'âme alvéolaire 16 est ici du type nid d'abeille, et de préférence un nid d'abeille 16 en aluminium, adapté pour absorber les ondes acoustiques.
La première peau 12 inférieure est délimitée par une face inférieure 18 formant paroi du panneau 10, et une face supérieure 20 agencée en regard de l'âme alvéolaire 16.
Le panneau 10 représenté aux figures 1 à 4 a subi une détérioration réparée par la mise en œuvre d'un procédé de réparation selon l'invention, procédé décrit ci-après.
Le procédé comporte une étape préliminaire de découpage qui consiste à former un trou 22 dans le panneau 10 afin de retirer la partie endommagée du panneau 10, le trou 22 traversant le panneau 10 de part en part.
Comme on peut le voir à la figure 2, la première peau 12 inférieure est formée de plusieurs plis 24 fibreux superposés, le trou 22 étant réalisé dans ces plis 24 de façon à donner au trou 22 une section transversale globalement tronconique de section décroissante depuis la face supérieure 20, jusqu'à la face inférieure 18 de la première peau 12.
Plus particulièrement, le trou 22 est délimité par un bord 26 (cf. figure 1 ) périphérique qui forme des marches 28 (cf. figures 2 et 3) dans la première peau 12, chaque marche 28 s'étendant de façon circonférentielle autour du trou 22 en délimitant chacune un logement 30 transversal adapté pour recevoir un pli fibreux associé.
Les logements 30 ainsi formés sont superposés verticalement, chaque logement 30 recouvrant entièrement et débordant le logement 30 directement inférieur.
A cet effet, la première peau 12 est découpée pli par pli, de haut en bas, en commençant par la face supérieure 20 de la première peau 12, de sorte que chaque pli 24, sauf le pli inférieur, laisse à découvert une bande 32 globalement périphérique.
Le trou 22 formé dans le panneau 10 au cours de l'étape de découpage présente une forme polygonale.
A la suite de l'étape de découpage, le procédé comporte une étape d'appareillage qui consiste à agencer une face d'appui 34 d'un outil 36 de formage contre la face inférieure 18 de la première peau 12.
La face d'appui 34 de l'outil 36 présente une forme sensiblement identique à la forme de la portion retirée de la face inférieure 18 de la première peau 12, de sorte que la face d'appui 34 de l'outil 36 soit en appui sans jeu sur la face inférieure 18 de la première peau 12, notamment à la périphérie du trou 22.
L'étape d'appareillage est suivie par une étape de reconstitution de la première peau 12 qui consiste, dans un premier temps, à refermer le trou 22 au moyen d'une pièce de réparation 38.
La pièce de réparation 38 est formée par des plis 40 de réparation qui sont déposés successivement dans chaque logement 30 du trou de façon superposée, en commençant par déposer un premier pli 40 sur la face d'appui 34 de l'outil 36 de formage.
Comme on peut le voir à la figure 2, le premier pli 40 de réparation déposé, ici le pli 40 inférieur, affleure la face inférieure 18 de la première peau 12, permettant ainsi à la première peau 12 de retrouver ses caractéristiques aérodynamiques d'origine.
Chaque pli 40 de réparation présente une forme géométrique complémentaire à la forme du logement 30 associé.
En référence à la figure 3, chaque pli 40 de réparation est en appui à la fois sur le pli 40 de réparation directement inférieur et sur la bande 32 du pli 24 d'origine directement inférieur, un tel agencement favorisant la cohésion entre les plis 24 d'origine de la première peau 12 et les plis 40 rapportés de la pièce de réparation 38.
De préférence, à l'issue de l'étape de reconstitution, l'outil 36 est retiré. L'outil 36 ne reste en aucun cas en place, et est retiré au plus tard à l'issue de la mise en œuvre du procédé de réparation.
L'étape de reconstitution inclut une étape de consolidation, durant laquelle on procède à la polymérisation de la pièce de réparation 38. Cette étape de consolidation correspond à une première étape de cuisson qui sera décrite plus loin.
Une fois la pièce de réparation 38 consolidée, le procédé comporte une étape de fixation qui consiste à fixer la pièce de réparation 38 sur la peau inférieure 12 par des moyens de fixation 42 mécanique, représentés aux figures 3 et 4.
On entend par moyen de fixation 42 mécanique tout moyen de fixation autre qu'une fixation du type par collage.
De préférence, les moyens de fixation 42 mécanique sont des inserts métalliques rapportés conçus pour résister à de fortes contraintes mécaniques, et de préférence des rivets 42, les rivets présentant l'avantage de ne pas, ou peu, faire saillie par rapport à la face inférieure 18 de la première peau 12. Alternativement, on pourra utiliser des vis, notamment des vis à tête fraisée.
Dans l'exemple de la figure 4, les moyens de fixation comportent deux rangées de rivets 42 qui sont agencés sur une bande périphérique de la pièce de réparation 38, chaque rivet 42 s'étendant verticalement de façon à traverser et relier la pièce de réparation 38 sur la peau inférieure 12. Alternativement, on pourra bien entendu prévoir une seule rangée de moyens de fixation, ou plus de deux rangées de moyens fixation, par exemple trois ou quatre rangées.
Avantageusement, la partie supérieure de la pièce de réparation 38 comporte une surépaisseur 44 de renfort illustrée à la figure 3, qui est formée de plis fibreux par exemple, et qui est conçue pour favoriser l'ancrage des rivets 42 dans la pièce de réparation 38. La surépaisseur 44 est par exemple de l'ordre de un millimètre d'épaisseur, l'épaisseur cumulée des plis 40 de réparation et de la surépaisseur 44 étant de l'ordre de deux millimètres. Dans l'exemple, le procédé selon l'invention comporte également une étape de réparation du nid d'abeille 16 qui consiste à combler le trou formé dans le nid d'abeille 16 par un noyau 46 en nid d'abeille, visible à la figure 1 .
A cet effet, le noyau 46 est agencé sur la face supérieure de la pièce de réparation 38.
Aussi, le procédé comporte une étape de réparation de la seconde peau 14 supérieure du panneau 10, qui consiste à fermer le trou formé dans la seconde peau 14 par une plaque 48 de fermeture rapportée.
Comme on peut le voir à la figure 1 , la plaque 48, qui est par exemple formé de plis fibreux, s'étend transversalement sur le trou formé dans la seconde peau 14, la plaque 48 comportant une bande périphérique de recouvrement 50 qui s'étend sur la seconde peau 14.
La bande périphérique de recouvrement 50 est fixée sur la seconde peau 14 par des moyens de fixation, par exemple des rivets 52.
De préférence, le nid d'abeille 16 d'origine est équipé d'une pluralité d'inserts 54 qui s'étendent verticalement et qui sont conçus pour favoriser l'ancrage des rivets 52 associés.
Comme évoqué plus haut, le procédé selon l'invention, et plus particulièrement l'étape de reconstitution, comporte une première étape de cuisson qui consiste à cuire la pièce de réparation 38. A cet effet, les plis constituant la pièce de réparation 38 sont imprégnés d'une résine, notamment une résine polymère. La première étape de cuisson, qui permet de consolider la pièce de réparation 38, est réalisée avant l'étape de fixation.
Le procédé selon l'invention peut en outre comporter une seconde étape de cuisson, qui consiste à cuire la plaque 48, afin de polymériser celle-ci. Dans ce but, la plaque 48 est imprégnée d'une résine, notamment une résine polymère. La seconde étape de cuisson est effectuée après la première étape de cuisson, et notamment après l'étape de fixation.
Avantageusement, la face d'appui 34 de l'outil 36 de formage est conçue pour monter en température de façon à cuire la pièce de réparation 38 lors de l'étape de première cuisson (ou étape de consolidation). A cet effet, l'outil 36 embarque des moyens de chauffage, comme une résistance électrique par exemple. Dans ce cas, la première étape de cuisson est réalisée avant l'étape de fixation de la pièce de réparation 38. La seconde étape de cuisson est quant à elle réalisée après cette étape de fixation. Selon un autre aspect, le procédé comporte une étape de perçage acoustique qui consiste à réaliser des perforations 56 dans la pièce de réparation 38 pour favoriser les caractéristiques d'absorption acoustique du panneau, comme on peut le voir à la figure 4.
La présente description de l'invention est donnée à titre d'exemple non limitatif.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Procédé pour la réparation d'un panneau (10) composite, ledit panneau comportant au moins une première peau (12) composite qui est délimitée par une face inférieure (18) formant paroi du panneau (10), et par une face supérieure (20), le procédé étant caractérisé en ce qu'il comporte :
- une étape de découpage qui consiste à former un trou (22) étagé au moins dans la première peau (12), le trou (22) présentant une forme globalement tronconique de section décroissante vers la face inférieure (18) de la première peau (12), et le trou (22) étant délimité par un bord (26) périphérique formant des marches (28) dans la première peau (12), chaque marche (28) s'étendant de façon circonférentielle autour du trou (22) en délimitant un logement (30) adapté pour recevoir un pli fibreux,
- une étape d'appareillage qui consiste à agencer une face d'appui (34) d'un outil (36) de formage contre la face inférieure (18) de la première peau (12), la face d'appui (34) de l'outil (36) présentant une forme épousant la face inférieure (18) de la première peau (12), au moins à la périphérie du trou (22),
- une étape de reconstitution de la première peau (12) qui consiste à refermer le trou (22) au moyen d'une pièce de réparation (38), la pièce de réparation (38) étant formée par des plis (40) fibreux déposés, de façon superposée, dans chaque logement (30) associé formé par le trou (22), en commençant par déposer un premier pli (40) fibreux sur la face d'appui (34) de l'outil (36) de formage, le premier pli fibreux étant affleurant à la face inférieure (18) de la première peau (12),
- une étape de fixation qui consiste à fixer la pièce de réparation (38) sur la première peau (12) par des moyens de fixation (42) mécanique.
2. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce qu'il comporte une étape de perçage acoustique qui consiste à réaliser des perforations dans la pièce de réparation (38) pour favoriser les caractéristiques d'absorption acoustique du panneau (10).
3. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les moyens de fixation (42) comportent des inserts métalliques qui s'étendent chacun substantiellement perpendiculairement à la première peau (12) et qui sont conçus pour relier la pièce de réparation (38) sur la première peau (12).
4. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la pièce de réparation (38) forme une surépaisseur (44) de renfort, qui est agencée à l'opposé de la face inférieure (18) de la première peau (12), et qui est conçue pour favoriser l'ancrage des moyens de fixation (42) dans la pièce de réparation (38).
5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le trou (22) formé dans le panneau (10) au cours de l'étape de découpage présente une forme polygonale.
6. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le panneau (10) composite comporte une âme alvéolaire (16), par exemple un nid d'abeille en aluminium, qui est découpée au cours de l'étape de découpage, le procédé comportant une étape de réparation de ladite âme alvéolaire (16) qui consiste à combler le trou formé dans l'âme alvéolaire (16) par un noyau (46) complémentaire alvéolaire.
7. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le panneau (10) comporte une seconde peau (14) composite qui s'étend substantiellement parallèlement à la première peau (12) et qui est découpée au cours de l'étape de découpage, le procédé comportant une étape de réparation de la seconde peau (14) qui consiste à fermer le trou formé dans la seconde peau (12) par une plaque (48) de fermeture rapportée.
8. Procédé selon l'une des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que l'étape de reconstitution comporte une première étape de cuisson, qui consiste à cuire la pièce de réparation (38).
9. Procédé selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la face d'appui (34) de l'outil (36) de formage est conçue pour monter en température de façon à cuire la pièce de réparation (38), l'outil (36) de formage comportant un dispositif de chauffage, tel qu'une résistance électrique.
10. Procédé selon l'une des revendications précédentes, dans lequel l'outil (36) de formage est retiré au plus tard à l'issue du procédé de réparation, et notamment à l'issue de l'étape de reconstitution.
1 1 . Procédé selon l'une des revendications 8 à 10, caractérisé en ce qu'il comporte seconde étape de cuisson qui consiste à cuire la plaque (48) de fermeture, la seconde étape de cuisson étant mise en œuvre postérieurement à la première étape de cuisson.
13. Panneau (10) composite, comportant au moins une première peau (12) composite qui est délimitée par une face inférieure (18) formant paroi du panneau (10), et par une face supérieure (20), le panneau étant caractérisé en ce qu'il comporte une portion réparée conformément à un procédé conforme à l'une des revendications précédentes.
14. Nacelle de turboréacteur d'aéronef comportant un panneau conforme à la revendication précédente.
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