WO2018234199A1 - Structure métallique à peau renforcée et procédé de fabrication de piéce métallique raidie - Google Patents

Structure métallique à peau renforcée et procédé de fabrication de piéce métallique raidie Download PDF

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WO2018234199A1
WO2018234199A1 PCT/EP2018/066031 EP2018066031W WO2018234199A1 WO 2018234199 A1 WO2018234199 A1 WO 2018234199A1 EP 2018066031 W EP2018066031 W EP 2018066031W WO 2018234199 A1 WO2018234199 A1 WO 2018234199A1
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WO
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skin
transition zone
reinforcements
manufacturing
metal
Prior art date
Application number
PCT/EP2018/066031
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Inventor
Mathieu DELOUBES
Alexandre BOULZAGUET
Original Assignee
Sogeclair Sa
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C7/00—Patterns; Manufacture thereof so far as not provided for in other classes
    • B22C7/02—Lost patterns
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
    • B22C9/02—Sand moulds or like moulds for shaped castings
    • B22C9/04—Use of lost patterns
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
    • B64C1/1407—Doors; surrounding frames
    • B64C1/1461—Structures of doors or surrounding frames
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/26—Construction, shape, or attachment of separate skins, e.g. panels

Definitions

  • the invention relates to a flat or curved metal structure, in particular of "large dimension", having at least one skin reinforced by stiffeners, and to a stiffened metal part manufacturing process, including the Reinforced skin metal structure or other metal panels with a complex bonding architecture (self-supporting metal framing, metal formwork, facade cladding, steel roofing, etc.).
  • the invention relates in particular to the aeronautical field, but also applies to any flat or curved metal panel that is involved in other areas of transport (aerospace, rail, automobile, naval, etc.). It applies in particular to the production of access door, structural panels (fuselage, wing, empennage, etc.), equipment frames, for example of seat frame, box or hoods. engine fairing.
  • such panels result from the assembly of elements - skins, stiffeners, ribs, splints, reinforcements fixing between skin and stiffeners - or a removal of material by mechanical machining or chemical attack from a raw material.
  • stiffener structure In the case of aircraft doors in particular - consisting of one or two skins and a mesh of stiffeners in two directions connected to a skin by reinforcements - the stiffener structure is made by foundry, in particular by lost wax foundry, by machined monobloc solutions, or by assembly of machined or paneled parts. In all cases, the skin is then reported on the stiffener structure, generally by riveting, as described in particular in the document US 2010276543. STATE OF THE ART
  • the lost wax foundry process has been applied to the industrial field - in particular aeronautics and space - to improve the reproduction of complex metal structures, in particular in terms of mass and integration of steps, in order to overcome the many machining and / or assembly operations.
  • This method consists in producing a ceramic or terracotta mold around a model part, generally in wax or low melting temperature resin. The mold, emptied of the model piece by heat treatment, is filled with liquid metal. When the metal is solidified, the mold is destroyed to obtain the metal part.
  • This method thus makes it possible to mold large parts - for example, beyond two meters of span - for which the production of a permanent mold would be very complex, and which have a surface state superior to the parts obtained by the conventional foundry molding processes using sand or pressure molding.
  • This lost wax method is for example used in US 2005205232 to achieve a turbine blade or in US 2001004096 for an aircraft door composed in an integrated structure of an outer skin reinforced with ribs forming a first grid and reinforcement walls forming a second grid.
  • the lost wax foundry applied to the production of turbine blades is improved by the production of a ceramic mold having anchoring means at one end, as well as graduated cooling means and directed to solidify the metal poured into the mold to define a solidification propagation rate. This solution avoids the deformation of the solidification core during its progression or the generation of parasitic solidification grains, or the reattachment of major solidification grains.
  • lost-wax foundry solutions reproduce the surface-state defects of the initial model, which itself is molded in the traditional manner.
  • the final molding is directly limited by the defects of the initial model and the manufacturing constraints of the mold and mold release.
  • a machining recovery by removal of complementary materials or the addition of additional assemblies remains problematic in terms of duration, complexity of multiple operations to reprogram and the quality of the final surface state of the workpiece .
  • the invention aims to overcome these problems, in particular to optimize the architecture of metal structures reinforced skin in terms of mass and integration of structuring consolidation functions to overcome the complexity of structures from assemblies of elements or withdrawals of material and the resulting constraints (recovery, maintenance, etc.).
  • the invention provides an architecture which optimizes, in use, a distribution of the stresses in the reinforcements by a suitable topological distribution, in particular transition zones, in order to avoid the formation of local defects.
  • the present invention relates to a reinforced skin metal structure, including an aircraft door, having at least one skin of a given thickness and a network of local reinforcements each having a transition zone to geometry organic type connected to the skin.
  • organic type means that the reinforcement architecture is bio-imitative, such as the skeletons of the animal kingdom or the structures of the plant kingdom, such as the roots.
  • each local reinforcement transition zone is extended by a fillet, and extends according to a topologically optimized distribution of volumes according to the constraints, implemented by a geometry obeying the following conditions:
  • the local reinforcement having in this sectional plane a surface and a perimeter of given section, the sectional area referred to its perimeter ratio perimeter remains less than 2 mm at a first end of the transition zone in connection with the skin outside the connecting fillet, and greater than 0.3 mm at another end of the transition zone opposite the first end; the section perimeter referred to the section surface, which is the inverse of the perimeter ratio, evolves linearly in the transition zone;
  • Each local reinforcement has a maximum thickness at said other end of the transition zone between the skin thickness and 2 times the skin thickness;
  • the reinforcing section surface is increasing from the first end of the transition zone to beyond the transition zone
  • connection fillet has a connection radius value of between 0, 2 and 2 times the skin thickness.
  • Such a distribution of volumes with such geometry reinforcements allows to functionalize all the necessary material to the proper thermal equilibrium of the part, especially in manufacturing during its casting and cooling.
  • the invention makes it possible to dispense with the presence of flyweights, conventionally used to optimize the distribution of stresses.
  • the structure consists of a metal alloy selected from an aluminum alloy, titanium and stainless steel;
  • the metal structure is an aircraft door frame in which at least one skin is connected to a stiffener mesh by the network of local reinforcements;
  • the metal structure comprises two skins and a network of reinforcements connected at their ends with each of the skins;
  • the number of local reinforcements is determined so that each reinforcement can withstand a tensile load of between 1000 daN and 5000 daN.
  • the invention also relates to a stiffened metal part manufacturing process, namely a metal structure reinforced skin such as the structure defined above.
  • the invention aims to push the feasibility limits of geometrically complex metal parts related to material removal constraints. It aims to offer a simple and qualified manufacturing process for a "large" room, in particular rooms larger than 2 meters, while optimizing quality of its surface state, as well as an optimization of the mechanical properties of the material at the level of the stresses by a topological optimization according to a suitable distribution of material according to the stresses.
  • Such a topological optimization is obtained by adjusting the topological optimization data processing parameters to determine functional dimensions of skin thickness and section of the reinforcements.
  • the method of the invention aims to achieve functional skins of high aerodynamic and mechanical performance, and to control the interface between the skin and the reinforcements, particularly in terms quality of surface and quality of the material at this interface, in particular to avoid the unacceptable shrinkage in the aeronautical field.
  • the invention provides for molding metal parts from a model part made by layers in 3D printing from lost wax, plastic material or resin, which allows for a model optimized in terms of surface state which, in turn, makes it possible to apply a topological optimization by distributing the reinforcements so as to eliminate all the risk zones (hot spots, geometrical singularities, risks of porosity or geometric singularity, stress concentration , etc.) identified beforehand, while minimizing the amount of material (skin size and section reinforcements).
  • the present invention also relates to a method of manufacturing a stiffened skin metal part according to the following steps.
  • a model part is first predefined by a topologically optimized distribution between at least one skin and stiffeners, this distribution forming functionalized geometric transitions between continuous portions of a given volume of skin and stiffeners by eliminating critical transitions constituting areas of fragility.
  • the model piece is made in successive layers by a numerical control of a 3D printing technique enslaved to the predefinition of model piece.
  • a mold resistant to the melting temperatures of a given metal alloy is then shaped on the model piece, and heating adapted to the melting of the model piece eliminates of said mold the constituent material (by liquefaction, sublimation or vaporization of the model piece).
  • the molten metal alloy is poured into the mold, then said alloy is solidified by a homogeneous lowering temperature at least at said transitions. The mold is then destroyed and the metal piece is recovered.
  • 3D printing then makes it possible to overcome the limits of complexity - related to conventional constraints of material removal techniques - and limits in sizing. of these same techniques, while providing geometric qualities and a high performance surface finish.
  • the topological optimization of the model piece integrates a minimization of the skin volume dimensions, of the section of the functionalized geometric transitions
  • the 3D printing technique is chosen between low melting temperature stereolithography, laser sintering and FDM ("Fused Deposition Modeling") melt deposition modeling;
  • the model piece is made of a material chosen from wax, plastic material and resin;
  • the mold is made of material selected from a ceramic material, clay and terracotta;
  • the continuous portions comprise one or two skin (s) coupled to the reinforcements by the functionalized geometric transitions.
  • FIG. 1a and 1b perspective views of an example of an aircraft door frame according to the invention respectively exposing the inner face and the outer face of the door;
  • FIGS 2 and 3 perspective views of two types of reinforcements in connection with the skin of the door example according to Figures 1a and 1b;
  • FIG. 4 a diagrammatic and transparent perspective view of the reinforcement according to FIG. 2, highlighting the geometrical quantities involved in satisfying the optimized topological distribution according to the invention, and
  • FIG. 1a In reference to the perspective views of Figures 1a and 1b, an example of an aircraft door frame 1 according to the invention is illustrated.
  • the first view exposes the inner face 10i of the door skin 10 ( Figure 1a) and shows a mesh 20 of stiffeners 2 connected to said skin 10 by a network 30 of local reinforcements 3.
  • the stiffener mesh 20 is substantially parallel to the surface of the skin 10 and the stiffeners 2 extend in substantially two perpendicular directions, a transverse direction D1 and a longitudinal direction D2 along the main dimension of the door frame 1.
  • Some intermediate stiffeners 2i extend diagonally with respect to the directions D1, D2 and two transverse stiffeners 2t are connected at their ends to the skin 10 via cylindrical reinforcements 3c dedicated to the integration of the door stops.
  • other 3x dedicated secondary reinforcements originate from the mesh 20 to serve as a support for the hinge of the door 1.
  • the local reinforcements 3 are of organic type geometry and are connected to the skin by transition zones 31 coupled to the inner face of skin 10i by a connection fillet 32.
  • the local reinforcements 3 extend in volume according to an optimized topological distribution, implemented in conforming to specific geometric conditions which will be specified below.
  • the number of local reinforcements is advantageously adjusted so that each of these reinforcements 3 supports a tensile load of between 1000 daN and 5000 daN.
  • any reinforcement intended to receive a load less than 1000 daN is removed, the load being transferred to a neighboring reinforcement, and the presence of a load greater than 5000 daN leads to provide additional reinforcement.
  • FIG. 1b shows the outer face 10e of the skin 10, this face 10e coming in continuity of curvature with the outer skin of the fuselage of the aircraft.
  • On this face 10e appear a slot L1 for an opening handle (not installed) and L2, L3 holes for camera or direct vision.
  • FIGS. 2 and 3 illustrate two types of reinforcements 3a and 3b, in connection with the inner face 10i of the skin 10 of the example of the door frame 1 according to Figures 1a and 1b .
  • the reinforcement 3a is in the form of a solid rod 30a extending along the axis Oz and extended by the transition zone 31a, itself followed by the fillet 32a to the inner face of skin 10i.
  • the base plane xOy is the plane tangent to the inner skin 10i at the central point of impact "O" of the axis Oz on this inner skin 10i.
  • the ring 30a widens in the plane xOz approaching the transition zone 31a.
  • This transition zone 31a consists of two solid half-discs 33a in central intersection and extending in the perpendicular planes xOz and yOz, the curved sections 3S being turned towards the ring 30a.
  • the planar portions of the half-discs 33a are connected to the inner face of skin 10i by corresponding fillet 32a.
  • the half-discs 33a have 3R curved rims reinforced with a thickness greater than that of the faces 33F of the half-discs 33a.
  • the reinforcement 3b has two solid rods 30b and 30b 'inclined forming a "V" in a plane Pv perpendicular to the inner door skin 10i.
  • the rods 30b and 30b ' join to each other in the transition zone 31b dividing into two branches 33b, these branches 33b extending on the inner skin 10i.
  • the branches 33b thus form an oblong configuration and are bonded to the inner skin 10i by corresponding connecting fillet 32b.
  • FIG. 4 illustrates a schematic perspective view in transparency of the reinforcement example 3a according to FIG. 2, in which the geometrical quantities that are involved in the optimized topological distribution rules according to the invention are identified.
  • the reinforcement 3a has in its transition zone 31a a surface Sa and a perimeter Pa.
  • the perimetric ratio Sa / Pa is equal to about 0.5 mm, at the end of the third transition zone 31a in connection with the connection fillet 32a, and equal to about 1 mm in the another end 3e 'of the transition zone 31 has in connection with the reinforcing ring 30a.
  • the surface ratio Pa / Sa which is the inverse of the perimetric ratio Sa / Pa, evolves linearly or almost linearly from one end 3e to the other end 3e ' of this transition zone 31 a.
  • the reinforcement 3a then has at the first end 3e a maximum thickness, equal to about 1.5 times the thickness "E" of the skin 10 in this example.
  • the section surface Sa of the reinforcement 3a is increasing from the first end 3 of the transition zone 31a and beyond, to the mesh of stiffeners 20 (see Figure 1a) in this example .
  • This growth of the sectional area Sa combined with the values of the perimetric ratio Sa / Pa at the transition zone ends 31a, makes it possible to prevent any formation of heat concentration point.
  • this growth of the section surface Sa also makes it possible to prevent any formation, in combination with the linear evolution of the surface ratio Pa / Sa and with the value of the thickness at the first end of the transition zone 31 a, of a prohibitive defect of porosity type or geometrical singularity.
  • the connection fillet 32a has a connection radius value Ra between half the skin thickness "E" and the skin thickness "E", approximately equal to 0.8 E in the exemplary embodiment. Such values of the connection radius Ra make it possible to avoid stress concentrations in use.
  • a model piece is first predefined by a topologically optimized distribution (step 100) geometric transitions between at least one skin and stiffeners, the geometric transitions mainly comprising reinforcements, zones of transition and connection holidays.
  • the surface and perimeter ratios of the transition zones have values and evolutions such as those of the door frame described above, the reinforcements and the radii of the connection fillers also having thicknesses determined according to the thickness of the skin as described above.
  • the topological optimization is also determined by taking into account a minimization of skin volume dimensions and geometric transitions.
  • Critical transitions are nodes that, during the subsequent molding, can affect the thermal equilibrium of the part during its casting or cooling.
  • these nodes may constitute heat concentrations, mechanical stress concentrations, inhomogeneities, geometrical singularities or more generally zones of fragility.
  • the number of reinforcements can be determined so that each reinforcement supports a tensile load included between values determined for the intended use. For a higher load, an additional reinforcement is created and for a lower load, the reinforcement is removed and the load is distributed on the reinforcements around.
  • model piece is made in successive layers by digital-controlled 3D stereo-lithographic printing (step 300) slaved to the model part predefinement (step 100).
  • 3D printing is conducted at low melting temperature and the material used is lost wax.
  • a ceramic mold, resistant to the melting temperatures of a metal alloy, here an aluminum alloy in the example, is then placed in shell on the model piece (step 400).
  • a heating adapted to the melting of the wax of the model piece is then applied in this step, and the liquefied wax leaves said mold.
  • the molten aluminum alloy is then poured into the mold (step 500), and said alloy is solidified by a homogeneous temperature drop at said functionalized geometric transitions (step 600).
  • the mold is then destroyed (step 700) and the final metal piece is then recovered.
  • the skin of the piece may be flat and / or curved.
  • the material of the metal part may be an alloy of aluminum, titanium, a stainless steel containing nickel or an alloy mainly based on nickel and chromium, such as alloys "INCONEL” 625 or 718 also containing iron, molybdenum, niobium and cobalt.
  • the piece may be made in one piece or in several pieces secured by welding, gluing or any other means of fixing such an assembly.
  • the density of the part is substantially constant but may have a higher value in some parts.

Landscapes

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Abstract

Une structure métallique à peau renforcée selon l'invention (1), comporte au moins une peau (10) et des renforts locaux (3a) reliés à la peau (10). Chaque renfort local (3) présente une zone de transition (31a) prolongée par un congé de raccordement (32a), et s'étend selon une répartition topologiquement optimisée en fonction des contraintes. Cette répartition est mise en œuvre par une géométrie obéissant aux conditions suivantes: dans un plan de section (x'Oy'), chaque renfort local (3a) présente une surface (Sa) rapportée à son périmètre (Pa) inférieure à 2 mm à une première extrémité (3e) de la zone de transition (31a) en liaison avec la peau (10), et supérieure à 0, 3 mm en son autre extrémité (3e'); le périmètre de section (Pa) rapporté à la surface de section (Sa) évolue linéairement dans la zone de transition (31a); chaque renfort local (3a) présente une épaisseur maximale à ladite autre extrémité (3e') comprise entre l'épaisseur de peau (E) et 2 fois l'épaisseur de peau (E); la surface de section (Sa) est croissante depuis ladite première extrémité (3e); et le congé de raccordement (32a) présente un rayon de raccordement (Ra) compris entre 0,2 à 2 fois l'épaisseur de peau (E).

Description

STRUCTURE MÉTALLIQUE À PEAU RENFORCÉE ET PROCÉDÉ DE FABRICATION DE PIECE MÉTALLIQUE RAIDIE
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE
[0001] L'invention se rapporte à une structure métallique plane ou courbe, en particulier de « grande dimension », présentant au moins une peau renforcée par des raidisseurs, ainsi qu'à un procédé de fabrication de pièce métallique raidie, notamment de la structure métallique à peau renforcée ou d'autres panneaux métalliques présentant une architecture à liaison complexe (ossatures métalliques autoporteuses, coffrages métalliques, bardages de façade, bac acier de couverture, etc.).
[0002] L'invention concerne en particulier le domaine aéronautique, mais s'applique également à tout panneau métallique plan ou courbe qui intervient dans d'autres domaines de transport (aérospatial, ferroviaire, automobile, naval, etc.). Elle s'applique notamment à la réalisation de porte d'accès, de panneaux de structure (fuselage, voilure, empennage, etc.), d'ossatures d'équipements, par exemple d'ossature de siège, de caisson ou de capots de carénage moteur.
[0003] Classiquement, de tels panneaux résultent de l'assemblage d'éléments - peaux, raidisseurs, nervures, éclisses, renforts de fixation entre peau et raidisseurs - ou d'un retrait de matière par usinage mécanique ou par attaque chimique à partir d'un matériau brut.
[0004] Dans le cas de portes d'aéronef en particulier - constituées d'une ou de deux peaux et d'un maillage de raidisseurs selon deux directions reliés à une peau par des renforts - la structure de raidisseurs est réalisée par fonderie, notamment par fonderie cire perdue, par des solutions monoblocs usinées, ou encore par assemblage de pièces usinées ou tôlées. Dans tous les cas, la peau est rapportée ensuite sur la structure de raidisseurs, en général par rivetage, comme décrit notamment dans le document US 2010276543. ÉTAT DE LA TECHNIQUE
[0005] Le procédé de fonderie cire perdue a été appliqué au domaine industriel - notamment aéronautique et spatial - pour améliorer la reproduction de structures métalliques complexes, en particulier en termes de masse et d'intégration d'étapes, afin de s'affranchir des nombreuses opérations d'usinage et/ou d'assemblage. Ce procédé consiste à réaliser un moule céramique ou en terre cuite autour d'une pièce modèle, généralement en cire ou en résine à faible température de fusion. Le moule, vidé de la pièce modèle par traitement thermique, est rempli de métal liquide. Lorsque le métal est solidifié, le moule est détruit pour obtenir la pièce métallique. Ce procédé permet ainsi de mouler des pièces de grandes dimensions - par exemple au-delà de deux mètres d'envergure - pour lesquelles la réalisation d'un moule permanent serait très complexe, et qui présentent un état de surface supérieur aux pièces obtenues par les procédés de fonderie classiques de moulage au sable ou sous pression. [0006] Ce procédé à la cire perdue est par exemple utilisé dans le document US 2005205232 pour réaliser une aube de turbine ou dans le document US 2001004096 pour une porte d'aéronef composée, dans une structure intégrée, d'une peau externe renforcée de nervures formant une première grille et de parois de renfort formant une deuxième grille. [0007] Dans le document US 2015352634, la fonderie cire perdue appliquée à la réalisation de pales de turbine est perfectionnée par la réalisation d'un moule de céramique ayant des moyens d'ancrage à une extrémité, ainsi que des moyens de refroidissement gradués et dirigés pour solidifier le métal versé dans le moule pour définir une vitesse de propagation de solidification. Cette solution permet d'éviter la déformation du cœur de solidification pendant sa progression ou la génération de grains de solidification parasites, ou encore le réattachement de grains de solidification principaux.
[0008] Cependant, les solutions de fonderie cire perdue reproduisent les défauts d'état de surface du modèle initial qui lui-même est moulé de manière traditionnelle. Ainsi, le moulage final est directement limité par les défauts du modèle initial et par les contraintes de fabrication du moule et du démoulage. [0009] Une reprise d'usinage par enlèvement de matières complémentaires ou par l'ajout d'assemblages supplémentaires reste problématique en termes de durée, de complexité des opérations multiples à reprogrammer et de la qualité de l'état de surface final de la pièce. EXPOSÉ DE L'INVENTION
[0010] L'invention vise à s'affranchir de ces problèmes, notamment à optimiser l'architecture des structures métalliques à peau renforcée en termes de masse et d'intégration des fonctions structurantes de consolidation afin de s'affranchir de la complexité des structures issues des assemblages d'éléments ou des retraits de matière et des contraintes qui en résultent (reprise, maintenance, etc.). Dans ce but, l'invention prévoit une architecture qui optimise, en utilisation, une répartition des sollicitations dans les renforts par une répartition topologique adaptée, en particulier des zones de transition, afin d'éviter la formation de défauts locaux.
[0011] A ce titre, la présente invention a pour objet une structure métallique à peau renforcée, notamment une porte d'aéronef, comportant au moins une peau d'épaisseur donnée et un réseau de renforts locaux présentant chacun une zone de transition à géométrie de type organique reliés à la peau. L'expression « de type organique » signifie que l'architecture des renforts relève de bio mimétisme, tels que les squelettes du règne animal ou les structures du règne végétal, comme les racines. Dans cette structure, chaque zone de transition de renfort local est prolongée par un congé de raccordement, et s'étend selon une répartition des volumes topologiquement optimisée en fonction des contraintes, mise en œuvre par une géométrie obéissant aux conditions suivantes:
- dans un plan de section de chaque renfort parallèle à un plan de base tangent à la peau, le renfort local présentant dans ce plan de section une surface et un périmètre de section donnés, la surface de section rapportée à son périmètre dit rapport périmétrique reste inférieure à 2 mm à une première extrémité de la zone de transition en liaison avec la peau hors congé de raccordement, et supérieure à 0, 3 mm en une autre extrémité de la zone de transition opposée à la première extrémité; - le périmètre de section rapporté à la surface de section, inverse du rapport périmétrique, évolue linéairement dans la zone de transition;
- chaque renfort local présente une épaisseur maximale à ladite autre extrémité de la zone de transition comprise entre l'épaisseur de peau et 2 fois l'épaisseur de peau;
- la surface de section de renfort est croissante depuis la première extrémité de la zone de transition jusqu'au delà de la zone de transition; et
- le congé de raccordement présente une valeur de rayon de raccordement comprise entre 0, 2 et 2 fois l'épaisseur de peau.
[0012] Une telle répartition des volumes avec une telle géométrie des renforts permet de fonctionnaliser toute la matière nécessaire au bon équilibre thermique de la pièce, en particulier en fabrication lors de sa coulée et de son refroidissement. Ainsi, l'invention permet de s'affranchir de la présence de masselottes, utilisées classiquement pour optimiser la répartition des contraintes.
[0013] Selon des caractéristiques avantageuses:
- la structure est constituée d'un alliage métallique choisi entre un alliage d'aluminium, de titane et un acier inoxydable;
- la structure métallique constitue une ossature de porte d'aéronef dans laquelle au moins une peau est reliée à un maillage de raidisseurs par le réseau de renforts locaux;
- la structure métallique comporte deux peaux et un réseau de renforts en liaison à leurs extrémités avec chacune des peaux;
- les renforts locaux étant optimisés, le nombre de renforts locaux est déterminé de sorte que chaque renfort puisse supporter une charge de traction comprise entre 1000 daN et 5000 daN.
[0014] L'invention se rapporte également à un procédé de fabrication de pièce métallique raidie, à savoir une structure métallique à peau renforcée telle que la structure définie ci-dessus. Avec ce procédé, l'invention vise à repousser les limites de faisabilité de pièces métalliques géométriquement complexes liées aux contraintes d'enlèvement de matière. Elle vise à offrir un processus de fabrication simple et qualifié de pièce « de grande dimension », en particulier de pièces d'envergure supérieure à 2 mètres, tout en réalisant une optimisation de la qualité de son état de surface, ainsi qu'une optimisation des propriétés mécaniques du matériau au niveau des sollicitations par une optimisation topologique selon une répartition adaptée de matière en fonction des sollicitations. Une telle optimisation topologique est obtenue par ajustage des paramètres de traitements de données d'optimisation topologique en vue de déterminer des dimensions fonctionnelles d'épaisseur de peau et de section des renforts.
[0015] Notamment dans le cas d'une porte d'aéronef, le procédé de l'invention vise à réaliser des peaux fonctionnelles de haute performance aérodynamique et mécanique, et de maîtriser l'interface entre la peau et les renforts, notamment en termes de qualité de surface et de qualité du matériau au niveau de cet interface, afin d'éviter en particulier les retassures rédhibitoires dans le domaine aéronautique.
[0016] Pour ce faire, l'invention prévoit de mouler des pièces métalliques à partir d'une pièce modèle réalisée par couches en impression 3D à partir de cire perdue, matériau plastique ou résine, ce qui permet de réaliser un modèle optimisé en terme d'état de surface ce qui, à son tour, permet d'appliquer une optimisation topologique en répartissant les renforts de sorte à supprimer toutes les zones à risque (points chauds, singularités géométriques, risques de porosité ou de singularité géométrique, concentration de contrainte, etc.) identifiées au préalable, tout en minimisant les quantités de matière (dimensions de peau et de section des renforts).
[0017] A cet effet, la présente invention a également pour objet un procédé de fabrication d'une pièce métallique à peau raidie selon les étapes suivantes. Une pièce modèle est d'abord prédéfinie par une répartition topologiquement optimisée entre au moins une peau et des raidisseurs, cette répartition formant des transitions géométriques fonctionnalisées entre des portions continues d'un volume donné de peau et des raidisseurs par élimination des transitions critiques constituant des zones de fragilité. Puis la pièce modèle est réalisée en couches successives par un pilotage numérique d'une technique d'impression 3D asservi à la prédéfinition de pièce modèle. Un moule résistant aux températures de fusion d'un alliage métallique donné est ensuite mis en forme sur la pièce modèle, et un chauffage adapté à la fusion de la pièce modèle élimine dudit moule le matériau constitutif (par liquéfaction, sublimation ou vaporisation de la pièce modèle). L'alliage métallique en fusion est versé dans le moule, puis ledit alliage est solidifié par un abaissement de température homogène au moins au niveau desdites transitions. Le moule est ensuite détruit et la pièce métallique est récupérée.
[0018] Dans ces conditions d'optimisation topologique et de gestion des transitions géométriques, l'impression 3D permet alors de s'affranchir des limites de complexité - liées aux contraintes classiques des techniques d'enlèvement de matière -, et des limites en dimensionnement de ces mêmes techniques, tout en fournissant des qualités géométriques et un état de surface de haute performance.
[0019]Selon des modes de réalisation préférés:
- l'optimisation topologique de la pièce modèle intègre une minimisation des dimensions de volume de peau, de section des transitions géométriques fonctionnalisées;
- la technique d'impression 3D est choisie entre la stéréo- lithographie à faible température de fusion, le frittage laser et la modélisation par dépôt en fusion dite FDM (acronyme de « Fused Déposition Modeling »);
- la pièce modèle est en matériau choisi entre cire, matériau plastique et résine;
- le moule est en matériau choisi entre un matériau en céramique, en argile et en terre cuite;
- les portions continues comportent une ou deux peau(x) couplée(s) aux renforts par les transitions géométriques fonctionnalisées.
PRÉSENTATION DES FIGURES
[0020] D'autres données, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description non limitée qui suit, en référence aux figures annexées qui représentent, respectivement :
- les figures 1 a et 1 b, des vues en perspective d'un exemple d'ossature de porte d'aéronef selon l'invention exposant respectivement la face intérieure et la face extérieure de cette porte; - les figures 2 et 3, des vues en perspective de deux types de renforts en liaison avec la peau de l'exemple de porte selon les figures 1 a et 1 b;
- la figure 4, une vue en perspective schématique et en transparence du renfort selon la figure 2, mettant en évidence les grandeurs géométriques qui interviennent pour satisfaire à la répartition topologique optimisée selon l'invention, et
- la figure 5, un organigramme composé des principales étapes d'un exemple de procédé de fabrication d'une pièce métallique à peau raidie selon l'invention. DESCRIPTION DÉTAILLÉE
[0021] Dans la description ci-dessous, des signes de référence identiques se rapportent à un même élément et renvoient au(x) passage(s) du texte qui le décrive(nt).
[0022] En référence aux vues en perspective des figures 1 a et 1 b, un exemple d'ossature de porte d'aéronef 1 selon l'invention est illustré. La première vue expose la face intérieure 10i de la peau de porte 10 (figure 1 a) et montre un maillage 20 de raidisseurs 2 relié à ladite peau 10 par un réseau 30 de renforts locaux 3. Le maillage de raidisseurs 20 est sensiblement parallèle à la surface de la peau 10 et les raidisseurs 2 s'étendent selon sensiblement deux directions perpendiculaires, une direction transversale D1 et une direction longitudinale D2 selon la dimension principale de I Ossature de porte 1 .
[0023] Certains raidisseurs intermédiaires 2i s'étendent diagonalement par rapport aux directions D1 , D2 et deux raidisseurs transversaux 2t sont reliés en leurs extrémités à la peau 10 via des renforts cylindriques 3c dédiés à l'intégration des butées de porte. De plus, d'autres renforts secondaires dédiés 3x prennent naissance à partir du maillage 20 pour servir de support à la charnière de la porte 1 .
[0024] Les renforts locaux 3 sont à géométrie de type organique et sont reliés à la peau par des zones de transition 31 couplées à la face intérieure de peau 10i par un congé de raccordement 32. Les renforts locaux 3 s'étendent en volume selon une répartition topologique optimisée, mise en œuvre en se conformant à des conditions géométriques spécifiques qui seront précisées ci- après.
[0025] De plus, le nombre de renforts locaux est avantageusement ajusté pour que chacun de ces renforts 3 supporte une charge de traction comprise entre 1000 daN et 5000 daN. Ainsi, dans une application donnée, tout renfort destiné à recevoir une charge inférieure à 1000 daN est supprimé, la charge étant transférée vers un renfort voisin, et la présence d'une charge supérieure à 5000 daN conduit à prévoir un renfort supplémentaire.
[0026] La vue selon la figure 1 b montre la face extérieure 10e de la peau 10, cette face 10e venant en continuité de courbure avec la peau extérieure du fuselage de l'aéronef. Sur cette face 10e apparaissent un logement L1 pour une poignée d'ouverture (non installée) et des orifices L2, L3 pour des objectifs de caméra ou de vision directe.
[0027] Les vues en perspective des figures 2 et 3 illustrent deux types de renforts 3a et 3b, en liaison avec la face interne 10i de la peau 10 de l'exemple d'ossature de porte 1 selon les figures 1 a et 1 b. En référence à la figure 2, le renfort 3a se présente sous la forme d'un jonc plein 30a s'étendant selon l'axe Oz et prolongé par la zone de transition 31 a, elle-même suivie du congé de raccordement 32a à la face intérieure de peau 10i. Le plan de base xOy est le plan tangent à la peau intérieure 10i au point d'impact central « O » de l'axe Oz sur cette peau intérieure 10i.
[0028] Le jonc 30a s'élargit dans le plan xOz en se rapprochant de zone de transition 31 a. Cette zone de transition 31 a est constituée de deux demi- disques pleins 33a en intersection centrale et s'étendant dans les plans perpendiculaires xOz et yOz, les sections courbes 3S étant tournées vers le jonc 30a. Les portions planes des demi-disques 33a sont reliées à la face intérieure de peau 10i par des congés de raccordement 32a correspondant. De plus, les demi- disques 33a présentent des rebords courbes 3R renforcés d'épaisseur supérieure à celle des faces 33F des demi-disques 33a.
[0029] En référence à la figure 3, le renfort 3b comporte deux joncs pleins 30b et 30b' inclinés formant un « V » dans un plan Pv perpendiculaire à la peau intérieure de porte 10i. Les joncs 30b et 30b' se joignent l'un à l'autre dans la zone de transition 31 b en se divisant en deux branches 33b, ces branches 33b s'étendant sur la peau intérieure 10i. Les branches 33b forment ainsi une configuration oblongue et sont liées à la peau intérieure 10i par des congés de raccordement 32b correspondants.
[0030] La figure 4 illustre une vue en perspective schématique et en transparence de l'exemple de renfort 3a selon la figure 2, dans laquelle sont identifiées les grandeurs géométriques qui interviennent dans les règles de répartition topologique optimisée selon l'invention.
[0031] Dans un plan de section x'O'y' parallèle au plan de base xOy tangent à la peau intérieure 10i, le renfort 3a présente dans sa zone de transition 31 a une surface Sa et un périmètre Pa. Dans l'exemple de réalisation, le rapport périmétrique Sa/Pa est égal à environ 0,5 mm, au niveau de l'extrémité 3e de la zone de transition 31 a en liaison avec le congé de raccordement 32a, et égal à environ 1 mm en l'autre extrémité 3e' de la zone de transition 31 a en liaison avec le jonc de renfort 30a.
[0032] De plus, dans la zone de transition 31 a, le rapport surfacique Pa/Sa, qui est l'inverse du rapport périmétrique Sa/Pa, évolue linéairement ou quasi linéairement d'une extrémité 3e à l'autre extrémité 3e' de cette zone de transition 31 a. Le renfort 3a présente alors à la première extrémité 3e une épaisseur maximale, égale à environ 1 , 5 fois l'épaisseur « E » de la peau 10 dans cet exemple.
[0033] Par ailleurs, la surface de section Sa du renfort 3a est croissante depuis la première extrémité 3e de la zone de transition 31 a et au-delà, jusqu'au maillage de raidisseurs 20 (cf. figure 1 a) dans cet exemple. Cette croissance de la surface de section Sa, combinée aux valeurs du rapport périmétrique Sa/Pa aux extrémités de zone de transition 31 a, permet d'empêcher toute formation de point de concentration de chaleur. Et cette croissance de la surface de section Sa permet également d'empêcher toute formation, en combinaison avec l'évolution linéaire du rapport surfacique Pa/Sa et avec la valeur de l'épaisseur à la première extrémité 3e de zone de transition 31 a, d'un défaut rédhibitoire de type porosité ou singularité géométrique. [0034] Par ailleurs, le congé de raccordement 32a présente une valeur de rayon de raccordement Ra comprise entre la moitié de l'épaisseur de peau « E » et l'épaisseur de peau « E », environ égal à 0,8 E dans l'exemple de réalisation. De telles valeurs du rayon de raccordement Ra permettent d'éviter des concentrations de contraintes en utilisation.
[0035] En référence au logigramme de la figure 5, un exemple de mise en œuvre du procédé de fabrication d'une pièce métallique raidie, telle que la porte d'aéronef 1 , est décrit ci-après.
[0036] Dans ce procédé, une pièce modèle est d'abord prédéfinie par une répartition topologiquement optimisée (étape 100) des transitions géométriques entre au moins une peau et des raidisseurs, les transitions géométriques comportant pour l'essentiel les renforts, des zones de transition et des congés de raccordement. Par exemple, les rapports surfaciques et périmétriques des zones de transition présentent des valeurs et des évolutions telles que celles de l'ossature de porte décrites ci-dessus, les renforts et les rayons des congés de raccordement présentant également des épaisseurs déterminées en fonction de l'épaisseur de la peau comme décrit ci-dessus. Avantageusement, l'optimisation topologique est également déterminée en prenant en compte une minimisation des dimensions de volume de peau et des transitions géométriques.
[0037] Une telle répartition forme alors des transitions géométriques fonctionnalisées entre des portions continues d'un volume donné de peau et des renforts couplés aux raidisseurs, et les transitions critiques sont éliminées en fonction des sollicitations que la pièce subit en utilisation (étape 200). Les transitions critiques constituent des nœuds qui, pendant le moulage ultérieur, peuvent porter atteinte à l'équilibre thermique de la pièce lors de sa coulée ou de son refroidissement.
[0038] En utilisation ultérieure, ces nœuds peuvent constituer des concentrations de chaleur, des concentrations de contrainte mécanique, des défauts d'homogénéité, des singularités géométriques ou plus généralement des zones de fragilité. De plus, outre les conditions du type de celles détaillées pour l'ossature de porte et évoquées ci-dessus, le nombre de renforts peut être déterminé de sorte que chaque renfort supporte une charge de traction comprise entre des valeurs déterminées pour l'utilisation visée. Pour une charge supérieure, un renfort supplémentaire est créé et pour une charge inférieure, le renfort est supprimé et la charge est répartie sur les renforts alentours.
[0039] Puis la pièce modèle est réalisée en couches successives par une impression stéréo-lithographique 3D à pilotage numérique (étape 300) asservi à la prédéfinition de pièce modèle (étape 100). L'impression 3D est conduite à faible température de fusion et la matière utilisée est de la cire perdue.
[0040] Un moule en céramique, résistant aux températures de fusion d'un alliage métallique, ici un alliage d'aluminium dans l'exemple, est ensuite mis en carapace sur la pièce modèle (étape 400). Un chauffage adapté à la fusion de la cire de la pièce modèle est alors appliqué dans cette étape, et la cire liquéfiée sort dudit moule.
[0041] L'alliage d'aluminium en fusion est ensuite versé dans le moule (étape 500), puis ledit alliage est solidifié par un abaissement de température homogène au niveau desdites transitions géométriques fonctionnalisées (étape 600). Le moule est ensuite détruit (étape 700) et la pièce métallique finale est alors récupérée.
[0042] L'invention n'est pas limitée aux exemples de réalisation décrits et représentés. En particulier, la peau de la pièce peut être plane et/ou courbe.
[0043] Par ailleurs, le matériau de la pièce métallique peut être un alliage d'aluminium, de titane, un acier inoxydable contenant du nickel ou un alliage majoritairement à base de nickel et de chrome, comme les alliages « INCONEL » 625 ou 718 contenant également du fer, du molybdène, du niobium et du cobalt.
[0044] En outre, la pièce peut être réalisée d'un seul tenant ou en plusieurs pièces solidarisées par soudage, collage ou tout autre moyen de fixation d'un tel assemblage.
[0045] En outre, la densité de la pièce est sensiblement constante mais peut avoir une valeur supérieure dans certaines parties.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Structure métallique à peau renforcée (1 ), comportant au moins une peau (10) d'épaisseur donnée (E) et un réseau (30) de renforts locaux (3; 3a, 3b) présentant chacun une zone de transition à géométrie de type organique reliés à la peau (10), caractérisé en ce que, dans une architecture monobloc, chaque zone de transition (31 ; 31 a, 31 b) de renfort local (3; 3a, 3b) est prolongée par un congé de raccordement (32; 32a, 32b), et s'étend selon une répartition des volumes topologiquement optimisée en fonction des contraintes, mise en œuvre par une géométrie obéissant aux conditions suivantes:
- dans un plan de section (x'O'y') de chaque renfort (3; 3a, 3b) parallèle à un plan de base (xOy) tangent à la peau (10), le renfort local (3; 3a, 3b) présentant dans ce plan de section (x'O'y') une surface (Sa) et un périmètre (Pa) donnés, la surface de section (Sa) rapportée à son périmètre (Pa) dit rapport périmétrique (Sa/Pa) reste inférieure à 2 mm à une première extrémité (3e) de la zone de transition (31 ; 31 a, 31 b) en liaison avec la peau (10) hors congé de raccordement (32; 32a, 32b), et supérieure à 0, 3 mm en une autre extrémité (3e') de la zone de transition (31 ; 31 a, 31 b) opposée à la première extrémité (3e);
- le périmètre de section (Pa) rapporté à la surface de section (Sa), inverse du rapport périmétrique (Sa/Pa), évolue linéairement dans la zone de transition (31 ; 31 a, 31 b);
- chaque renfort local (3; 3a, 3b) présente une épaisseur maximale à ladite autre extrémité (3e') de la zone de transition (31 ; 31 a, 31 b) comprise entre l'épaisseur de peau (E) et 2 fois l'épaisseur de peau (E);
- la surface de section de renfort (Sa) est croissante depuis la première extrémité (3e') de la zone de transition (31 ; 31 a, 31 b) jusqu'au delà de la zone de transition (31 ; 31 a, 31 b); et
- le congé de raccordement (32; 32a, 32b) présente une valeur de rayon de raccordement (Ra) comprise entre 0,2 et 2 fois l'épaisseur de peau (E).
2. Structure métallique selon la revendication 1 , dans lequel la structure (1 ) est constituée d'un alliage métallique choisi entre un alliage d'aluminium, de titane et un acier inoxydable.
3. Structure métallique selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, dans lequel la structure métallique constitue une ossature de porte d'aéronef (1 ) dans laquelle au moins une peau (10) est reliée à un maillage (20) de raidisseurs (2) par le réseau (30) de renforts locaux (3; 3a, 3b).
4. Structure métallique selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la structure métallique comporte deux peaux et un réseau de renforts en liaison à leurs extrémités avec chacune des peaux.
5. Structure métallique selon l'une quelconque des revendications précédentes dans lequel, les renforts locaux (3; 3a, 3b) étant optimisés, le nombre de renforts locaux (3; 3a, 3b) est déterminé de sorte que chaque renfort (3; 3a, 3b) puisse supporter une charge de traction comprise entre 1000 daN et 5000 daN.
6. Procédé de fabrication d'une pièce métallique à peau raidie selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il consiste à suivre les étapes suivantes :
- une pièce modèle est d'abord prédéfinie (étape 100) par une répartition topologiquement optimisée entre au moins une peau (10) et des raidisseurs (2), cette répartition formant des transitions fonctionnalisées (3; 3a, 3b; 31 ; 31 a, 31 b; 32; 32a, 32b) entre des portions continues d'un volume donné de peau (10) et des raidisseurs (2) par élimination des transitions critiques constituant des zones de fragilité (étape 200);
- puis la pièce modèle est réalisée en couches successives par un pilotage numérique d'une technique d'impression 3D asservi à la prédéfinition de pièce modèle (étape 300);
- un moule résistant aux températures de fusion d'un alliage métallique donné est ensuite mis en forme sur la pièce modèle, et un chauffage adapté à l'élimination de la pièce modèle fait sortir dudit moule le matériau constitutif de la pièce modèle (étape 400);
- l'alliage métallique en fusion est versé dans le moule (étape 500), puis ledit alliage est solidifié par un abaissement de température homogène au moins au niveau desdites transitions (étape 600); et
- le moule est détruit (700) et la pièce métallique est récupérée.
7. Procédé de fabrication selon la revendication précédente, dans lequel l'optimisation topologique de la pièce modèle intègre une minimisation des dimensions de volume de peau (10), de section des transitions géométriques fonctionnalisées (3; 3a, 3b; 31 ; 31 a, 31 b; 32; 32a, 32b).
8. Procédé de fabrication selon l'une quelconque des revendications
6 ou 7, dans lequel la technique d'impression 3D est choisie entre la stéréo- lithographie à faible température de fusion, le frittage laser et la modélisation par dépôt en fusion dite FDM (étape 300).
9. Procédé de fabrication selon l'une quelconque des revendications 6 à 8, dans lequel la pièce modèle est en matériau choisi entre cire, matériau plastique et résine (étape 300).
10. Procédé de fabrication selon l'une quelconque des revendications 6 à 9, dans lequel le moule est en matériau choisi entre un matériau en céramique, en argile et en terre cuite (étape 400).
1 1 . Procédé de fabrication selon l'une quelconque des revendications 6 à 10, dans lequel les portions continues comportent une ou deux peau(x) couplée(s) aux renforts par les transitions géométriques fonctionnalisées (3; 3a, 3b; 31 ; 31 a, 31 b; 32; 32a, 32b).
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