WO2017103390A1 - Procédé de fabrication d'un panneau sandwich composite pour un ensemble propulsif d'aéronef - Google Patents

Procédé de fabrication d'un panneau sandwich composite pour un ensemble propulsif d'aéronef Download PDF

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WO2017103390A1
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skin
composite sandwich
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Pierre Caruel
Hervé HURLIN
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Safran Nacelles
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    • Y10T156/108—Flash, trim or excess removal

Definitions

  • the present invention relates to a method for manufacturing a composite matrix sandwich panel, in particular for an aircraft propulsion assembly.
  • 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.
  • Such elements are generally made from sets of fibrous folds embedded in a matrix of organic or ceramic materials. These elements can be monolithic or contain a soul made of another material.
  • 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, an internal air intake panel air, etc.
  • Such acoustic panels are in the form of a sandwich-type panel comprising at least one honeycomb core, for example a honeycomb-type structure, covered with a perforated or acoustically porous outer skin (called acoustic skin) and a full inner skin (called skin support or structuring).
  • acoustic skin perforated or acoustically porous outer skin
  • skin support or structuring a perforated or acoustically porous outer skin
  • This set forms a resonator.
  • the skins of these panels may be made of composite material comprising a set of fibers (superposition of fibrous folds), embedded in a matrix of organic or ceramic origin.
  • Ceramic matrix composites also known by the acronym "CMC” are composite materials that are formed by a set of often ceramic fibers associated with a also ceramic matrix.
  • Ceramic composites have interesting properties, including tensile strength, bending and breaking properties, heat resistance properties, and anti-corrosion properties.
  • ceramic composites are lightweight materials whose density is close to that of aluminum.
  • ceramic composites based on oxides aluminas, aluminosilicates in particular
  • oxides aluminas, aluminosilicates in particular
  • the present invention aims in particular to provide a manufacturing method that allows for a sandwich composite composite honeycomb core type oxide.
  • the invention proposes a method of manufacturing a ceramic matrix composite material sandwich panel, the panel comprising a core formed of a plurality of cells that extend vertically between a first skin and a second skin, characterized in that it comprises at least:
  • each band having at least one footprint which comprises a succession of aligned half-cells
  • a lining step which consists in lining at least one fibrous fold on the impression of the first band
  • a step of assembling the first band and the second band which consists in interleaving the impression of the first band with the impression of the second band, by trapping said fibrous fold, a trimming step which consists in removing the surplus of fugitive material from all the bands formed during the preceding assembly step, so as to form a new imprint which forms a succession of aligned half-cells, said steps of realization, upholstering, assembly and trimming being repeated to form the alveolar core of the panel.
  • the method according to the invention makes it possible to produce a ceramic composite panel comprising a lightweight cellular core.
  • strips made of a fugitive material makes it possible to "mold" the cells of the core of the panel with great freedom of shape, the cells being able to be in particular of hexagonal or circular section.
  • the method comprises a closing step which consists in draping the first skin and the second skin on a first face and a second face respectively of said cellular core formed during the previous steps of production, upholstering, assembly and trimming.
  • the first skin and the second skin are sintered on the alveolar core to assemble the cellular core and said skins to form the composite panel.
  • This characteristic makes it possible to mechanically connect the alveolar core to the skins, which allows a passage of shearing forces between the skins and the core, in the plane of the skins of the panel.
  • each fibrous fold is made of ceramic fibers and is impregnated with a slip containing metal or mineral oxide powder for producing a ceramic matrix during the sintering operation.
  • the method comprises a drying step which is carried out following each lining step and which consists in drying the resin impregnated fibrous fold and upholstered on the associated band during the upholstering step.
  • the fibrous fold is lined on the imprint of the associated band by means of a toothed wheel which has a shape complementary to the shape of said imprint.
  • the toothed wheel meshing with the impression, makes it possible to line the impression with the fibrous fold so that the fibrous fold takes the form of the impression.
  • the shape of the wheel is complementary to that of the impression, which allows a wide variety of cell shapes.
  • the toothed wheel is a heating wheel which is designed to heat and dry the fibrous fold simultaneously.
  • each cell of the core of the panel has a hexagonal shape.
  • each cell of the core of the panel has a generally circular shape.
  • the circular cells make it possible to reduce the stresses in the fibrous folds during draping and make it possible to improve the flexibility to accommodate deformations during the placement of the cellular core on the skins.
  • each strip of fugitive material has a curved shape, so that the panel produced has a curved shape.
  • each fibrous fold which forms the cells of the panel has at least a first protrusion and a second protrusion which are folded on each side of the associated band and which are adapted to cooperate with the first skin and the second skin respectively.
  • protuberances allow a mechanical connection with the skins to promote the passage of efforts between the core and the skins of the panel.
  • the panel obtained by the method is adapted to equip a nacelle with a propulsion unit of aircraft.
  • FIG. 1 is a perspective view illustrating a first strip of fugitive material having a first imprint
  • FIG. 2 is a perspective view which illustrates the first band of FIG. 1 during a step of lining a fibrous fold on the imprint;
  • FIG. 3 is a perspective view illustrating the step of drying the fibrous fold
  • FIG. 4 is a perspective view illustrating a second strip of fugitive material having two indentations
  • FIG. 5 is a perspective view which illustrates the assembly step of the first band and the second band
  • Fig. 6 is a perspective view which illustrates the step of trimming excess fugitive material to form a new imprint
  • Figure 7 is a perspective view illustrating the cellular core of the composite panel
  • FIG. 8 is a perspective view which illustrates the composite panel manufactured according to the manufacturing method according to the invention.
  • FIG. 9 is a perspective view which illustrates the second strip following a lining step according to the second embodiment of the invention.
  • FIG. 10 is a perspective view which illustrates a step of assembling the second band and the third band according to the second embodiment of the invention.
  • FIG. 1 1 is a perspective view which illustrates a trimming step according to the second embodiment of the invention
  • FIGS. 12 and 13 are perspective views which illustrate a step of assembling the assembly formed by the second band and the third band on the first band, according to the second embodiment of the invention
  • FIG. 14 is a perspective view which illustrates a trimming step according to the second embodiment of the invention.
  • FIG. 15 is a perspective view which illustrates the protuberances formed by the fibrous fold to form a fastening flap on the skins of the panel;
  • FIG. 16 is a perspective view illustrating cutouts made on the protuberances of FIG. 15 formed by the fibrous fold;
  • FIG. 17 is a perspective view which illustrates an alternative embodiment of the cellular core having substantially cylindrical cells.
  • FIGS. 1 to 6 show the steps of a method of manufacturing a panel 10 made of ceramic matrix composite material, illustrated in FIG. 8, according to a first mode of implementation of the method.
  • the panel 10 comprises a core 12 formed of a plurality of cells 14 which are arranged in a honeycomb and which extend vertically between a first skin 16 and a second upper skin 18 below.
  • the method according to the invention comprises a step of producing a plurality of bands, including at least a first band 20a shown in FIG. 1, and a second band 20b represented in FIG.
  • the elements relating to the first band 20a are indicated by a numerical reference followed by the letter “a” and the elements relating to the second band 20b are indicated by a numerical reference followed by the letter "b".
  • Each strip 20a, 20b extends in length in a longitudinal direction, each strip 20a, 20b being delimited transversely between a front face 22a, 22b respectively and a rear face 24a, 24b respectively, and each strip 20a, 20b being delimited vertically between an upper face 26a, 26b respectively and a lower face 28a, 28b respectively.
  • the front face 22a of the first band 20a forms a first cavity 30a before.
  • the front face 22b of the second band 20b forms a first front footprint 30b and the rear face 24b of the second band 20b forms a second rear footprint 31b which is shifted transversely to the first footprint 30b by an equivalent distance to the width of a cell 14.
  • the first band 20a has only a footprint 30a because the first band 20a is intended to form a peripheral edge of the cellular core 12.
  • Each imprint 30a, 30b, 31b has a crenellated shape which comprises a succession of half-cells 32 aligned longitudinally.
  • Each strip 20a, 20b is made of a fugitive material, that is to say a material that is adapted to disappear during the high temperature sintering phase.
  • the fugitive material is a fungible material that is designed to liquefy from a certain temperature.
  • the strips 20a, 20b are for example shaped by mechanical cutting, or by means of a laser or by means of a hot wire.
  • the method comprises a lining step, illustrated in Figure 2, which consists in lining a fibrous fold 34, or several fibrous folds 34, on the first footprint 30a of the first band 20a.
  • the fibrous ply 34 is composed of a fabric of ceramic fibers, such as alumina or alumino-silicate fibers, for example.
  • the fibrous ply 34 is lined on the first cavity 30a of the first band 20a by means of a toothed wheel 36 which has a shape complementary to the shape of the first cavity 30a.
  • the toothed wheel 36 is rotated about a vertical axis A, so that the toothed wheel 36 rolls and meshes the first cavity 30a to press the fibrous ply 34.
  • the fibrous ply 34 is prepreg of slip.
  • the slip may consist of a liquid and alumina powder or alumino-silicate suspension, slip required for the realization of the matrix.
  • the fibrous ply 34 may be lined dry, in which case the fibrous ply 34 will be impregnated with slip following the upholstering step, for example by spraying or dipping.
  • the upholstering step is followed by a drying step, illustrated in Figure 3, which consists of drying the fibrous fold 34 upholstered during the upholstering step.
  • the method comprises a step of assembling the first band 20a and the second band 20b, which consists in interleaving the first imprint 30a of the first band 20a with the second imprint 31b of the second band 20b, trapping the fold fibrous 34 between the first band 20a and the second band 20b, as can be seen in Figure 5.
  • the assembly step is followed by a trimming step which consists in removing the excess fugitive material from the assembly formed by the strips 20a, 20b during the preceding assembly step, so as to form a third imprint 38 which forms a succession of half-cells 40.
  • the second band 20a is reduced to a series of hexagonal columns 41, each column 41 forming a mold adapted to be lined with a fibrous fold to to form a cell 14.
  • columns 41 are spaced longitudinally in a regular manner to allow entanglement of cells 14 staggered, in the manner of a honeycomb.
  • the trimming step is for example carried out by means of a laser or by means of a hot wire.
  • the trimming step is followed by a new lining step (not shown) which consists in lining a fibrous fold on the third imprint 38 formed during the preceding trimming step to form a series of cells 14, then a third band is assembled on the third footprint 38, this third band being in turn cropped during a new trimming step.
  • a new lining step (not shown) which consists in lining a fibrous fold on the third imprint 38 formed during the preceding trimming step to form a series of cells 14, then a third band is assembled on the third footprint 38, this third band being in turn cropped during a new trimming step.
  • the alveolar core 12 thus obtained is illustrated in FIG. 7.
  • the method comprises a closing step which consists in draping the first skin 16 on a tool, positioning a first face
  • the first skin 16 and the second skin 18 are sintered on the cellular core 12 to assemble the cellular core 12 and the two skins 16, 18, to form the composite panel 10 .
  • the previously described manufacturing method can be performed substantially differently according to a second embodiment described below.
  • the method comprises the same steps of production, upholstering and drying as in the first embodiment, these steps leading to the first strip 20a lined by the fibrous ply 34, as illustrated in FIG. figure 3.
  • the method according to the second embodiment comprises a new upholstering step which consists in lining a fibrous fold 34, or several fibrous folds, on the first cavity 30b before the second strip 20b. , as can be seen in Figure 9.
  • the upholstering step is followed by a step of drying the fibrous fold 34 previously lined.
  • the method according to the second embodiment comprises a first step of assembling the second strip 20b and a third strip 20c, which consists of interleaving the first footprint 30b before the second band 20b with a second footprint 31c back of the third band 20c, trapping the fibrous fold 34 between the second band 20b and the third band 20c.
  • the first assembly step is followed by a trimming step illustrated in FIG. 11, which consists in removing the excess fugitive material from the assembly formed by the strips 20b, 20c during the first preceding assembly step, so as to form a new cavity 46 which forms a succession of half-cells 48.
  • the second assembly step is followed by a second assembly step which consists in rotating the assembly formed by the second strip 20a and the third strip 20c, and assembling this assembly on the first strip 20a. , as can be seen in Figure 13.
  • the third assembly step is followed by a new trimming step illustrated in FIG. 14, which consists in removing the excess fugitive material from the second band 20b so as to form a new imprint 50.
  • a new trimming step illustrated in FIG. 14 consists in removing the excess fugitive material from the second band 20b so as to form a new imprint 50.
  • the fibrous folds 34 covered on the first band 20a and on the second band 20b are arranged facing each other and staggered to form a row of cells 14.
  • each cell 14 described later has a hexagonal shape.
  • the manufacturing method according to the invention makes it possible to produce other shapes of cells, for example cavities 52 of substantially circular cross-section, as can be seen in FIG. 17.
  • the shape of the impressions formed by the strips of fugitive material are adapted as well as the complementary shape of the toothed wheel 36.
  • the cavities 52 of substantially circular shape make it possible to reduce the stresses in the fibrous folds during draping and make it possible to improve the flexibility to accommodate deformations during the placement of the cellular core 12 on the first skin 16.
  • the method according to the invention makes it possible to produce a shaped panel 10, that is to say a panel 10 which has a concave or curved shape for example.
  • each strip 20a, 20b, 20c of fugitive material has a curved shape, so that the panel 10 also has a curved shape.
  • the toothed wheel 36 is a heating wheel which is designed to heat the fibrous plies 34 prepreg slip and simultaneously dry the fibrous folds 34, during the draping step.
  • the fibrous fold 34 which is lined on a strip 20a of fugitive material has a first upper protrusion 54 and a second lower protrusion 56 which are folded on the upper face and on the lower face respectively of the associated band.
  • the protrusions 54, 56 folded can significantly increase the excess length of the fibrous ply 34 relative to the fugitive material forming the strips, to allow an increase in the contact area between the fibers of the fibrous ply 34 and the fibers of the skins 16, 18 of the panel 10.
  • the protuberances 54, 56 are not dried during the drying phase so that they retain the ability to deform.
  • the protuberances 54, 56 are cut along a cutting line at each nodal joint in order to allow deformation of the fibrous fold 34 in order to fold the protuberances 54, 56 onto the fugitive material forming the associated band.
  • the method according to the invention is particularly suitable for manufacturing a ceramic matrix composite sandwich panel, in particular based on oxides, the panel obtained by the method being adapted to equip a nacelle with an aircraft propulsion unit, in particular to form a acoustic panel resistant to heat.

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Abstract

L'invention concerne un procédé de fabrication d'un panneau sandwich composite, le panneau comportant une âme formée d'une pluralité d'alvéoles qui s'étendent verticalement entre une première peau et une seconde peau, caractérisé en ce qu'il comprend au moins une étape de réalisation d'au moins une première bande (20a) et une seconde bande (20b) dans un matériau fugitif, chaque bande (20a, 20b) présentant au moins une empreinte (30a, 30b, 31b) qui comprend une succession de demi-alvéoles alignées, une étape de tapissage qui consiste à tapisser au moins un pli fibreux (34) sur l'empreinte (30a) de la première bande (20a), une étape d'assemblage de la première bande (20a) et de la seconde bande (20b) qui consiste à imbriquer l'empreinte (30a) de la première bande (20a) avec l'empreinte (31b) de la seconde bande (20b), en emprisonnant ledit pli fibreux (34), et une étape de rognage qui consiste à retirer le surplus de matériau fugitif de l'ensemble des bandes (20a, 20b) formé au cours de l'étape d'assemblage précédente, de façon à former une nouvelle empreinte (38) qui forme une succession de demi- alvéoles (40) alignées.

Description

Procédé de fabrication d'un panneau sandwich composite pour un ensemble propulsif d'aéronef
La présente invention se rapporte à un procédé de fabrication d'un panneau sandwich à matrice composite, notamment pour un ensemble propulsif 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.
Dans un but de réduction de masse et d'augmentation des performances, notamment mécaniques, l'industrie aéronautique a de plus en plus recours aux matériaux composites pour réaliser des pièces structurelles et / ou des panneaux.
De tels éléments sont réalisés généralement à partir d'ensembles de plis fibreux noyés dans une matrice en matériaux organiques ou céramiques. Ces éléments peuvent être monolithiques ou renfermer une âme réalisée dans un autre matériau.
Il en est ainsi par exemple des panneaux acoustiques utilisés pour réduire les émissions sonores engendrées par le turboréacteur, et dont il est courant d'équiper plusieurs parties de la nacelle et / ou du turboréacteur.
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, un panneau interne d'entrée d'air, etc.
De tels panneaux acoustiques se présentent sous la forme d'un panneau de type sandwich comprenant au moins une âme alvéolaire, par exemple une structure de type nid d'abeilles, recouverte d'une peau externe perforée ou acoustiquement poreuse (dite peau acoustique) et d'une peau interne pleine (dite peau support ou structurante). Cet ensemble forme un résonateur. Les peaux de ces panneaux peuvent être réalisées en matériau composite comprenant un ensemble de fibres (superposition de plis fibreux), noyées dans une matrice d'origine organique ou céramique.
Plus particulièrement, les composites à matrice céramique, aussi connus sous l'acronyme « CMC », sont des matériaux composites qui sont formés par un ensemble de fibres souvent céramiques associées à une matrice également céramique.
Les composites céramiques présentent des propriétés intéressantes, notamment des propriétés de résistance à la traction, à la flexion et à la cassure, des propriétés de résistance à la chaleur, et des propriétés anti-corrosion.
Aussi, les composites céramiques sont des matériaux légers dont la masse volumique est proche de celle de l'aluminium.
Parmi les composites céramiques, on connaît les composites céramiques à base d'oxydes (alumines, alumino-silicates notamment) qui forment de bons isolants électriques et qui présentent également une capacité d'isolation thermique intéressante, et une bonne résistance à la chaleur et à la fatigue mécanique.
Bien que les composites céramiques présentent de nombreux avantages, leur fabrication est délicate.
La présente invention vise notamment à proposer un procédé de fabrication qui permet de réaliser un panneau sandwich composite à âme alvéolaire du type oxyde.
Dans ce but, l'invention propose un procédé de fabrication d'un panneau sandwich matériau composite à matrice céramique, le panneau comportant une âme formée d'une pluralité d'alvéoles qui s'étendent verticalement entre une première peau et une seconde peau, procédé caractérisé en ce qu'il comprend au moins :
- une étape de réalisation d'au moins une première bande et une seconde bande dans un matériau fugitif, chaque bande présentant au moins une empreinte qui comprend une succession de demi-alvéoles alignées,
- une étape de tapissage qui consiste à tapisser au moins un pli fibreux sur l'empreinte de la première bande,
- une étape d'assemblage de la première bande et de la seconde bande qui consiste à imbriquer l'empreinte de la première bande avec l'empreinte de la seconde bande, en emprisonnant ledit pli fibreux, - une étape de rognage qui consiste à retirer le surplus de matériau fugitif de l'ensemble des bandes formé au cours de l'étape d'assemblage précédente, de façon à former une nouvelle empreinte qui forme une succession de demi-alvéoles alignées, lesdites étapes de réalisation, de tapissage, d'assemblage et de rognage étant répétées pour former l'âme alvéolaire du panneau.
Le procédé selon l'invention permet de réaliser un panneau composite céramique comportant une âme alvéolaire légère.
De plus, l'utilisation de bandes en un matériau fugitif (notamment un matériau fongible) permet de « mouler » les alvéoles de l'âme du panneau avec une grande liberté de formes, les alvéoles pouvant être notamment de section hexagonale ou circulaire.
Selon une autre caractéristique, le procédé comporte une étape de fermeture qui consiste à draper la première peau et la seconde peau sur une première face et une seconde face respectivement de ladite âme alvéolaire formée au cours des étapes précédentes de réalisation, de tapissage, d'assemblage et de rognage.
A l'issue de l'étape de fermeture, la première peau et la seconde peau sont frittées sur l'âme alvéolaire pour assembler l'âme alvéolaire et lesdites peaux, afin de former le panneau composite.
Cette caractéristique permet de relier mécaniquement l'âme alvéolaire sur les peaux, ce qui permet un passage d'efforts de cisaillement entre les peaux et l'âme, dans le plan des peaux du panneau.
De plus, chaque pli fibreux est réalisé en fibres céramiques et est imprégné d'une barbotine contenant de la poudre d'oxyde métallique ou minéral permettant la réalisation d'une matrice céramique lors de l'opération de frittage.
Aussi, le procédé comporte une étape de séchage qui est réalisée à la suite de chaque étape de tapissage et qui consiste à sécher le pli fibreux imprégné de résine et tapissé sur la bande associée au cours de l'étape de tapissage.
Selon une autre caractéristique, au cours de l'étape de tapissage, le pli fibreux est tapissé sur l'empreinte de la bande associée au moyen d'une roue dentée qui présente une forme complémentaire à la forme de ladite empreinte. La roue dentée, en engrenant sur l'empreinte, permet de tapisser l'empreinte avec le pli fibreux pour que le pli fibreux prenne la forme de l'empreinte.
La forme de la roue est complémentaire à celle de l'empreinte, ce qui permet une grande variété de forme d'alvéoles.
Selon un exemple de réalisation, la roue dentée est une roue chauffante qui est conçue pour chauffer et sécher le pli fibreux simultanément.
Selon un exemple de réalisation, chaque alvéole de l'âme du panneau présente une forme hexagonale.
Selon un autre exemple de réalisation, chaque alvéole de l'âme du panneau présente une forme globalement circulaire.
Les cellules circulaires permettent de réduire les contraintes dans les plis fibreux lors du drapage et permettent d'améliorer la flexibilité pour accommoder des déformations lors de la mise en place de l'âme alvéolaire sur les peaux.
Selon un exemple de réalisation, chaque bande en matériau fugitif présente une forme courbe, de sorte que le panneau réalisé présente une forme courbe.
Aussi, chaque pli fibreux qui forme les alvéoles du panneau présente au moins une première excroissance et une seconde excroissance qui sont rabattues de chaque côté de la bande associée et qui sont adaptées pour coopérer avec la première peau et la seconde peau respectivement.
Ces excroissances permettent une liaison mécanique avec les peaux pour favoriser le passage d'efforts entre l'âme et les peaux du panneau.
Enfin, le panneau obtenu par le procédé est adapté pour équiper une nacelle d'un ensemble propulsif d'aéronef.
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 en perspective qui illustre une première bande en matériau fugitif présentant une première empreinte ;
- la figure 2 est une vue en perspective qui illustre la première bande de la figure 1 au cours d'une étape de tapissage d'un pli fibreux sur l'empreinte ;
- la figure 3 est une vue en perspective qui illustre l'étape de séchage du pli fibreux ; - la figure 4 est une vue en perspective qui illustre une seconde bande en matériau fugitif présentant deux empreintes ;
- la figure 5 est une vue en perspective qui illustre l'étape d'assemblage de la première bande et de la seconde bande ;
- la figure 6 est une vue en perspective qui illustre l'étape de rognage de surplus de matériau fugitif pour former une nouvelle empreinte ;
- la figure 7 est une vue en perspective qui illustre l'âme alvéolaire du panneau composite ;
- la figure 8 est une vue en perspective qui illustre le panneau composite fabriqué suivant le procédé de fabrication selon l'invention ;
- la figure 9 est une vue en perspective qui illustre la seconde bande à la suite d'une étape de tapissage selon le second mode de mise en œuvre de l'invention ;
- la figure 10 est une vue en perspective qui illustre une étape d'assemblage de la seconde bande et de la troisième bande selon le second mode de mise en œuvre de l'invention ;
- la figure 1 1 est une vue en perspective qui illustre une étape de rognage selon le second mode de mise en œuvre de l'invention ;
- les figures 12 et 13 sont des vues en perspective qui illustrent une étape d'assemblage de l'ensemble formé par la seconde bande et la troisième bande sur la première bande, selon le second mode de mise en œuvre de l'invention ;
- la figure 14 est une vue en perspective qui illustre une étape de rognage selon le second mode de mise en œuvre de l'invention ;
- la figure 15 est une vue en perspective qui illustre les excroissances formées par le pli fibreux pour former rabat d'accrochage sur les peaux du panneau ;
- la figure 16 est une vue en perspective qui illustre des découpes réalisées sur les excroissances de la figure 15 formées par le pli fibreux ;
- la figure 17 est une vue en perspective qui illustre une variante de réalisation de l'âme alvéolaire présentant des alvéoles sensiblement cylindriques.
Dans la description et les revendications, on utilisera à titre non limitatif les expressions « supérieur » et « inférieur » en référence à la partie supérieure et à la partie inférieure respectivement du panneau illustré à la figure 8. 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.
On a représenté aux figures 1 à 6 les étapes d'un procédé de fabrication d'un panneau 10 en matériau composite à matrice céramique, illustré à la figure 8, suivant un premier mode de mise en œuvre du procédé.
Comme on peut le voir à la figure 1 , le panneau 10 comporte une âme 12 formée d'une pluralité d'alvéoles 14 qui sont agencées en nid d'abeilles et qui s'étendent verticalement entre une première peau 16 supérieure et une seconde peau 18 inférieure.
Le procédé selon l'invention comprend une étape de réalisation d'une pluralité de bandes, dont au moins une première bande 20a représentée à la figure 1 , et une seconde bande 20b représentée à la figure 4.
Pour faciliter la compréhension de la description, les éléments concernant la première bande 20a sont indiqués par une référence numérique suivie de la lettre « a » et les éléments concernant la seconde bande 20b sont indiqués par une référence numérique suivie de la lettre « b ».
Chaque bande 20a, 20b s'étend en longueur suivant une direction longitudinale, chaque bande 20a, 20b étant délimitée transversalement entre une face avant 22a, 22b respectivement et une face arrière 24a, 24b respectivement, et chaque bande 20a, 20b étant délimitée verticalement entre une face supérieure 26a, 26b respectivement et une face inférieure 28a, 28b respectivement.
La face avant 22a de la première bande 20a forme une première empreinte 30a avant.
Aussi, la face avant 22b de la seconde bande 20b forme une première empreinte 30b avant et la face arrière 24b de la seconde bande 20b forme une seconde empreinte 31 b arrière qui est décalée transversalement par rapport à la première empreinte 30b d'une distance équivalent à la largeur d'une alvéole 14.
On notera que la première bande 20a ne comporte qu'une empreinte 30a car la première bande 20a est destinée à former un bord périphérique de l'âme 12 alvéolaire.
Chaque empreinte 30a, 30b, 31 b présente une forme en créneaux qui comprend une succession de demi-alvéoles 32 alignées longitudinalement. Chaque bande 20a, 20b est réalisée dans un matériau fugitif, c'est- à-dire un matériau qui est adapté pour disparaître lors de la phase de frittage à haute température. Selon un exemple de réalisation préféré, le matériau fugitif est un matériau fongible qui est conçu pour se liquéfier à partir d'une certaine température.
Les bandes 20a, 20b sont par exemple mises en forme par découpe mécanique, ou au moyen d'un laser ou encore au moyen d'un fil chaud.
A la suite de l'étape de réalisation des bandes 20a, 20b, le procédé comporte une étape de tapissage, illustrée à la figure 2, qui consiste à tapisser un pli fibreux 34, ou plusieurs plis fibreux 34, sur la première empreinte 30a de la première bande 20a.
Le pli fibreux 34 est composé d'un tissu de fibres céramiques, comme des fibres d'alumine ou d'alumino-silicate par exemple.
Comme on peut le voir à la figure 2, le pli fibreux 34 est tapissé sur la première empreinte 30a de la première bande 20a au moyen d'une roue dentée 36 qui présente une forme complémentaire à la forme de la première empreinte 30a.
A cet effet, la roue dentée 36 est entraînée en rotation autour d'un axe A vertical, de sorte que la roue dentée 36 roule et engrène la première empreinte 30a pour plaquer le pli fibreux 34.
Selon un exemple de réalisation préféré, le pli fibreux 34 est préimprégné de barbotine. La barbotine peut être constituée d'un liquide et de poudre d'alumine ou d'alumino-silicate en suspension, barbotine nécessaire à la réalisation de la matrice.
Toutefois, à titre non limitatif, le pli fibreux 34 peut être tapissé sec, auquel cas le pli fibreux 34 sera imprégné de barbotine à la suite de l'étape de tapissage, par aspersion ou par trempage par exemple.
L'étape de tapissage est suivie par une étape de séchage, illustrée à la figure 3, qui consiste à sécher le pli fibreux 34 tapissé au cours de l'étape de tapissage.
A la suite de l'étape de séchage, le procédé comporte une étape d'assemblage de la première bande 20a et de la seconde bande 20b, qui consiste à imbriquer la première empreinte 30a de la première bande 20a avec la seconde empreinte 31 b de la seconde bande 20b, en emprisonnant le pli fibreux 34 entre la première bande 20a et la seconde bande 20b, comme on peut le voir à la figure 5.
L'étape d'assemblage est suivie par une étape de rognage qui consiste à retirer le surplus de matériau fugitif de l'ensemble formé par les bandes 20a, 20b au cours de l'étape d'assemblage précédente, de façon à former une troisième empreinte 38 qui forme une succession de demi- alvéoles 40.
Comme on peut le voir à la figure 6, à la fin de l'étape de rognage, la seconde bande 20a est réduite à une série de colonnes 41 hexagonales, chaque colonne 41 formant un moule adapté pour être tapissé d'un pli fibreux pour former une alvéole 14.
On notera également que les colonnes 41 sont espacées longitudinalement de manière régulière pour permettre un enchevêtrement des alvéoles 14 en quinconce, à la façon d'un nid d'abeilles.
L'étape de rognage est par exemple réalisée au moyen d'un laser ou encore au moyen d'un fil chaud.
Aussi, l'étape de rognage est suivie par une nouvelle étape de tapissage (non représentée) qui consiste à tapisser un pli fibreux sur la troisième empreinte 38 formée au cours de l'étape de rognage précédente pour forme une série d'alvéoles 14, puis une troisième bande est assemblée sur la troisième empreinte 38, cette troisième bande étant à son tour rognée au cours d'une nouvelle étape de rognage.
Les étapes de tapissage, d'assemblage et de rognage sont répétées pour former les alvéoles 14 de l'âme alvéolaire 12 du panneau 10, autant de fois que nécessaire pour obtenir la dimension de panneau souhaitée.
L'âme alvéolaire 12 ainsi obtenue est illustrée à la figure 7.
Aussi, le procédé comporte une étape de fermeture qui consiste à draper la première peau 16 sur un outillage, de positionner une première face
42 de l'âme alvéolaire 12 sur la première peau 16, et de draper la seconde peau 18 sur une seconde face 44 de l'âme alvéolaire 12. Les deux peaux 16,
18 sont toutes deux réalisées à partir des mêmes fibres céramiques imprégnées de la même barbotine que pour la réalisation de la structure alvéolaire.
A l'issue de l'étape de fermeture, la première peau 16 et la seconde peau 18 sont frittées sur l'âme alvéolaire 12 pour assembler l'âme alvéolaire 12 et les deux peaux 16, 18, afin de former le panneau 10 composite. Le procédé de fabrication précédemment décrit peut être réalisé de façon sensiblement différente selon un second mode de mise en œuvre décrit ci-dessous.
Selon le second mode de mise en œuvre, le procédé comporte les mêmes étapes de réalisation, de tapissage et de séchage que selon le premier mode de réalisation, ces étapes aboutissant à la première bande 20a tapissée par le pli fibreux 34, comme illustré à la figure 3.
A la différence du premier mode de mise en œuvre, le procédé selon le second mode de réalisation comporte une nouvelle étape de tapissage qui consiste à tapisser un pli fibreux 34, ou plusieurs plis fibreux, sur la première empreinte 30b avant de la seconde bande 20b, comme on peut le voir à la figure 9.
L'étape de tapissage est suivie par une étape de séchage du pli fibreux 34 tapissé précédemment.
En référence à la figure 10, à la suite de l'étape de séchage, le procédé selon le second mode de mise en œuvre comporte une première étape d'assemblage de la seconde bande 20b et d'une troisième bande 20c, qui consiste à imbriquer la première empreinte 30b avant de la seconde bande 20b avec une seconde empreinte 31 c arrière de la troisième bande 20c, en emprisonnant le pli fibreux 34 entre la deuxième bande 20b et la troisième bande 20c.
Toujours selon le deuxième mode de mise en œuvre, la première étape d'assemblage est suivie par une étape de rognage illustrée à la figure 1 1 , qui consiste à retirer le surplus de matériau fugitif de l'ensemble formé par les bandes 20b, 20c au cours de la première étape d'assemblage précédente, de façon à former une nouvelle empreinte 46 qui forme une succession de demi-alvéoles 48.
Selon la figure 12, la deuxième étape d'assemblage est suivie par une deuxième étape d'assemblage qui consiste à faire pivoter l'ensemble formé par la deuxième bande 20a et la troisième bande 20c, et à assembler cet ensemble sur la première bande 20a, comme on peut le voir à la figure 13.
La troisième étape d'assemblage est suivie par une nouvelle étape de rognage illustrée à la figure 14, qui consiste à retirer le surplus de matériau fugitif de la deuxième bande 20b, de façon à former une nouvelle empreinte 50. Ainsi, les plis fibreux 34 tapissés sur la première bande 20a et sur la deuxième bande 20b sont agencés en vis-à-vis et en quinconce pour former une rangée d'alvéoles 14.
Selon un autre aspect de l'invention, chaque alvéole 14 décrite ultérieurement présente une forme hexagonale.
Toutefois, le procédé de fabrication selon l'invention permet de réaliser d'autres formes d'alvéoles, par exemple des alvéoles 52 de section sensiblement circulaire, comme on peut le voir à la figure 17.
A cet effet, la forme des empreintes formées par les bandes de matériau fugitif sont adaptées ainsi que la forme complémentaire de la roue dentée 36.
Les alvéoles 52 de forme sensiblement circulaire permettent de réduire les contraintes dans les plis fibreux lors du drapage et permettent d'améliorer la flexibilité pour accommoder des déformations lors de la mise en place de l'âme alvéolaire 12 sur la première peau 16.
De plus, le procédé selon l'invention permet de réaliser un panneau 10 en forme, c'est-à-dire un panneau 10 qui présente une forme concave ou courbe par exemple.
Dans ce but, la face supérieure et la face inférieure de chaque bande 20a, 20b, 20c en matériau fugitif présente une forme courbe, de sorte que le panneau 10 réalisé présente également une forme courbe.
Selon un exemple de réalisation non représenté, la roue dentée 36 est une roue chauffante qui est conçue pour chauffer les plis fibreux 34 préimprégnés de barbotine et pour sécher simultanément les plis fibreux 34, au cours de l'étape de drapage.
Selon un exemple de réalisation de l'invention représenté à la figure 15, le pli fibreux 34 qui est tapissé sur une bande 20a de matériau fugitif présente une première excroissance 54 supérieure et une seconde excroissance 56 inférieure qui sont rabattues sur la face supérieure et sur la face inférieure respectivement de la bande associée.
Les excroissances 54, 56 rabattues permettent d'augmenter significativement la surlongueur du pli fibreux 34 par rapport au matériau fugitif formant les bandes, afin de permettre une augmentation de la surface de contact entre les fibres du pli fibreux 34 et les fibres des peaux 16, 18 du panneau 10. De préférence, les excroissances 54, 56 ne sont pas séchées pendant la phase de séchage afin qu'elles conservent la faculté de se déformer.
Aussi, selon un exemple de réalisation complémentaire représenté à la figure 16, les excroissances 54, 56 sont coupées suivant une ligne de coupe à chaque joint nodal afin d'autoriser la déformation du pli fibreux 34 afin de rabattre les excroissances 54, 56 sur le matériau fugitif formant la bande associée.
Le procédé selon l'invention est particulièrement adapté pour fabriquer un panneau sandwich composite à matrice céramique notamment à base d'oxydes, le panneau obtenu par le procédé étant adapté pour équiper une nacelle d'un ensemble propulsif d'aéronef, notamment pour former un panneau acoustique résistant à la chaleur.
La présente description de l'invention est donnée à titre d'exemple non limitatif.
On comprendra que les étapes du procédé peuvent être réalisées dans un ordre sensiblement différent que suivant l'ordre décrit dans la présente description.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Procédé de fabrication d'un panneau (10) sandwich en matériau composite à matrice céramique, le panneau (10) comportant une âme (12) formée d'une pluralité d'alvéoles (14) qui s'étendent verticalement entre une première peau (16) et une seconde peau (18),
caractérisé en ce qu'il comprend au moins :
- une étape de réalisation d'au moins une première bande (20a) et une seconde bande (20b) dans un matériau fugitif, chaque bande (20a, 20b) présentant au moins une empreinte (30a, 30b, 31 b) qui comprend une succession de demi-alvéoles (32) alignées,
- une étape de tapissage qui consiste à tapisser au moins un pli fibreux (34) sur l'empreinte (30a) de la première bande (20a),
- une étape d'assemblage de la première bande (20a) et de la seconde bande (20b) qui consiste à imbriquer l'empreinte (30a) de la première bande (20a) avec l'empreinte (31 b) de la seconde bande (20b), en emprisonnant ledit pli fibreux (34), et
- une étape de rognage qui consiste à retirer le surplus de matériau fugitif de l'ensemble des bandes (20a, 20b) formé au cours de l'étape d'assemblage précédente, de façon à former une nouvelle empreinte (38) qui forme une succession de demi-alvéoles (40) alignées,
lesdites étapes de réalisation, de tapissage, d'assemblage et de rognage étant répétées pour former l'âme (12) alvéolaire du panneau (10).
2. Procédé de fabrication d'un panneau (10) sandwich composite selon la revendication 1 , caractérisé en ce qu'il comporte une étape de fermeture qui consiste à draper la première peau (16) et la seconde peau (18) sur une première face (42) et une seconde face (44) respectivement de ladite âme (12) alvéolaire formée au cours des étapes précédentes de réalisation, de tapissage, d'assemblage et de rognage.
3. Procédé de fabrication d'un panneau (10) sandwich composite selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'à l'issue de l'étape de fermeture, la première peau (16) et la seconde peau (1 8) sont frittées sur l'âme alvéolaire (12) pour assembler l'âme alvéolaire (12) et lesdites peaux (16, 18), afin de former le panneau (10) composite.
4. Procédé de fabrication d'un panneau (10) sandwich composite selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que chaque pli fibreux (34) est réalisé en fibres céramiques et est imprégné d'une barbotine contenant de la poudre d'oxyde métallique ou minéral permettant la réalisation d'une matrice céramique lors de l'opération de frittage.
5. Procédé de fabrication d'un panneau (10) sandwich composite selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'il comporte une étape de séchage qui est réalisée à la suite de chaque étape de tapissage et qui consiste à sécher le pli fibreux (34) imprégné de barbotine et tapissé sur la bande (20a, 20b) associée au cours de l'étape de tapissage.
6. Procédé de fabrication d'un panneau (10) sandwich composite selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que au cours de l'étape de tapissage, le pli fibreux (34) est tapissé sur l'empreinte (30a, 30b, 31 b) de la bande associée au moyen d'une roue dentée (36) qui présente une forme complémentaire à la forme de ladite empreinte.
7. Procédé de fabrication d'un panneau (10) sandwich composite selon la revendication 6, caractérisé en ce que la roue dentée (36) est une roue chauffante qui est conçue pour chauffer et sécher le pli fibreux (34).
8. Procédé de fabrication d'un panneau (10) sandwich composite selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que chaque alvéole (14) de l'âme (12) du panneau (10) présente une forme hexagonale.
9. Procédé de fabrication d'un panneau (10) sandwich composite selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que chaque alvéole (14) de l'âme (12) du panneau (10) présente une forme globalement circulaire.
10. Procédé de fabrication d'un panneau (10) sandwich composite selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que chaque bande (20a, 20b) en matériau fugitif présente une forme courbe, de sorte que le panneau (10) réalisé présente une forme courbe.
1 1 . Procédé de fabrication d'un panneau (10) sandwich composite selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que chaque pli fibreux (34) qui forme les alvéoles (14) du panneau (10) présente au moins une première excroissance (54) et une seconde excroissance (56) qui sont rabattues de chaque côté de la bande associée et qui sont adaptées pour coopérer avec la première peau (16) et la seconde peau (18) respectivement.
12. Procédé de fabrication d'un panneau (10) sandwich composite selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le panneau (10) obtenu par le procédé est adapté pour équiper une nacelle d'un ensemble propulsif d'aéronef.
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