WO2024023448A1 - Ensemble propulsif d'aeronef comportant un panneau de capotage ameliore - Google Patents

Ensemble propulsif d'aeronef comportant un panneau de capotage ameliore Download PDF

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WO2024023448A1
WO2024023448A1 PCT/FR2023/051171 FR2023051171W WO2024023448A1 WO 2024023448 A1 WO2024023448 A1 WO 2024023448A1 FR 2023051171 W FR2023051171 W FR 2023051171W WO 2024023448 A1 WO2024023448 A1 WO 2024023448A1
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WO
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skin
central core
propulsion assembly
layer
welding
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PCT/FR2023/051171
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Pierre Charles Caruel
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Safran Nacelles
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Publication date
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    • F05D2260/94—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF]
    • F05D2260/941—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF] particularly aimed at mechanical or thermal stress reduction

Definitions

  • the invention relates to a propulsion assembly for an aircraft, this assembly comprising a cowling panel, provided with thermal protection and fire protection, and a method of manufacturing such a panel.
  • Cowling panels are widely used in aircraft propulsion assemblies, whether they are nacelle panels or internal panels of the turbomachine.
  • some of these panels may be subjected to high temperatures. This is particularly the case, in the case of a propulsion assembly comprising a double-flow turbomachine, of panels arranged around an engine compartment surrounding the gas generator of the turbomachine, also called "core zone".
  • the engine compartment in fact includes an external envelope serving as a fairing and called an internal fixed structure (also called IFS for “Inner fixed Structure”) surrounding the “core zone”.
  • IFS Inner fixed Structure
  • This fixed structure is subject to strong thermal constraints due to its proximity to the hot parts of the engine and it is generally protected using thermal protection panels, which make it possible in particular to maintain the walls of the nacelle at acceptable temperatures. and compatible with materials whose implementation is simple and inexpensive.
  • thermal protection panels also provide a fire barrier and can be used in other areas of the nacelle where there is a fire risk.
  • protective cowling panels arranged in particular on the engine compartment side, and comprising at least one insulating mattress, generally made from silica, ceramic or carbon fibers. a microporous material, this mattress being caught between strips generally made of stainless steel.
  • document FR-3.044.960-A1 has proposed an aluminum sandwich-type structure whose first skin is covered with tiles made of composite materials comprising a fire-resistant ceramic matrix.
  • This design has the disadvantage of a high assembly time to assemble the tiles to the first skin.
  • a sandwich type structure has been proposed in document FR-3.044.961 -A1, the first skin of which receives a protective layer comprising a ceramic matrix composite material, the two skins and the central core being for example made of aluminum.
  • a protective layer comprising a ceramic matrix composite material
  • the two skins and the central core being for example made of aluminum.
  • To deposit the protective layer part of the thickness of the first skin is converted into alumina by oxidation, then a fibrous layer comprising fibers of a ceramic material is deposited on top, and finally the fibrous layer is sintered. , at a temperature allowing consolidation of the ceramic material.
  • This design also has the disadvantage of being particularly time-consuming and expensive.
  • the invention proposes a propulsion assembly for an aircraft, this propulsion assembly comprising a cowling panel installed in a high temperature zone of said propulsion assembly and providing an anti-fire barrier, said cowling panel comprises a structure of the type sandwich comprising a first skin, a second skin, and a central core connecting the first and second skins, characterized in that the first skin is made of a single first material, this material having mechanical resistance properties at high temperatures and barrier properties anti-fire allowing said first skin to resist up to a specific temperature between 350 and 400°C, and to be exposed directly to a flame without igniting or being crossed by said flame for at least 15 minutes, in that the second skin is made of a second material different from the first material and devoid of said properties, and in that the central core is made in one of said first and second materials or in a material different from said first and second materials.
  • the term mechanical resistance to high temperatures is understood to mean an ability of the material to present mechanical characteristics enabling it to withstand the forces for which it is used without adding additional thermal protection, that is to say typically to present at least 50% of its usual mechanical characteristics at 20°C.
  • thermal protection of the panel is no longer necessary or can be of less thickness than that of panels known from the state of the art, and an anti-fire barrier can be provided solely by the material.
  • unique to the first skin without it undergoing any treatment or being covered with any protective element.
  • the central core and the second skin can therefore be made at lower cost in a material devoid of these properties and therefore less expensive.
  • the sandwich structure can be made of metallic materials and in this case:
  • the first skin is a titanium or stainless steel plate
  • the central core comprises at least one layer of aluminum alloy comprising regularly distributed spacers extending between the first and second skins
  • the second skin is an aluminum alloy plate.
  • the first skin is capable of resisting up to a temperature of 350 to 400°C
  • the sandwich structure can be made of thermoplastic composite materials and in this case: • the first skin is a composite plate of thermoplastic material having a glass transition temperature greater than 140°Celsius, in particular of the PEEK or PEKK, PEI, PAI or PPSU type,
  • the central core comprises at least one layer of spacers regularly distributed and extending between the first and second skins, said layer being made of thermoplastic material, in particular of the PA, PAN or PPS type, having a glass transition temperature point of melting lower than that of the material of the first skin, and
  • the second skin is a plate made of the same thermoplastic material as the central core
  • PEI Poly Ether Imide
  • each layer comprises spacers each having the general shape of a hollow pyramid with a plane truncated top and an open base whose sides are connected to the sides of the bases of the neighboring spacers by a wall of the layer which is parallel to the skins and which is extends between the pyramids,
  • the central core comprises a single layer of spacers which is fixed to the first skin by its wall and which is fixed to the second skin by the truncated plane vertices of its pyramids.
  • the central core comprises two superimposed layers, each layer being fixed to a corresponding skin by its wall and the layers being fixed to one another by the plane truncated vertices of their pyramids arranged head to tail,
  • each of the pyramids includes at least one acoustic perforation.
  • the central core may comprise a single layer of tubular honeycomb cells, in particular hexagonal, whose ends have fallen edges which are connected respectively to the first and second skins,
  • the central core may comprise a single layer formed of a grid comprising an arrangement of first blades parallel to each other, and second blades parallel to each other, the second blades being substantially perpendicular to the first blades and embedded in the first blades.
  • the invention also relates to a method of manufacturing a propulsion assembly of the type described above, characterized in that it comprises at least a first step of welding the first skin with the central core and at least a second step of welding or brazing the second skin with the central core.
  • this process comprises:
  • this process includes:
  • this process comprises: - a first step of welding the central core to the first skin, the welding being carried out by a welding tool,
  • a friction stirring tool is used as a welding tool during the first step.
  • a laser welding tool or a spot welding tool is used as a welding tool.
  • a preliminary tacking step is carried out during which tacking is carried out by spot welding between the wall of the central core layer and the first skin.
  • an ultrasonic welding tool or an induction welding tool is used during the first step as welding tool.
  • Figure 1 is a longitudinal sectional view of an aircraft propulsion assembly
  • Figure 2 is a longitudinal sectional view of a cowling panel according to a first prior state of the art
  • Figure 3 is a longitudinal sectional view of a cowling panel according to a second prior state of the art
  • Figure 4 is a principle longitudinal sectional view of a cowling panel according to the invention
  • Figure 5 is a perspective view of a first embodiment of a central core assembled to a first skin of a cowling panel according to the invention
  • Figure 6 is a plan view of a blank making it possible to obtain the central core of Figure 5;
  • Figure 7 is a perspective view of a variant of the first embodiment of the central core of Figure 5 assembled to a first skin of a cowling panel according to the invention
  • Figure 8 is a plan view illustrating the path of a welding tool during the assembly of the central core to the first skin of the cowling panel;
  • Figure 9 is a perspective view illustrating the assembly of the second skin of a cowling panel according to the invention to the central core of Figure 5;
  • Figure 10 is a perspective view of the assembly of a cowling panel comprising a central core according to a second embodiment
  • Figure 11 is a perspective view of a first series of blades used in the production of a second embodiment of a central core for a cowling panel according to the invention.
  • Figure 12 is a perspective view of a second series of blades used in the production of a second embodiment of a central core for a cowling panel according to the invention.
  • Figure 13 is a perspective view of the second embodiment of the central core for the cowling panel according to the invention.
  • Figure 14 is a perspective view of a variant of the second embodiment of the central core for the cowling panel according to the invention.
  • Figure 15 is a perspective view of a variant of the third embodiment of the central core for the cowling panel according to the invention.
  • Figure 16 is a block diagram illustrating the steps of manufacturing a propulsion assembly according to the invention.
  • the nacelle 14 comprises in particular an external fixed structure 16 or OFS, Anglo-Saxon acronym for “Outer Fixed Structure”, and an internal fixed structure 18 or IFS, Anglo-Saxon acronym for “Inner Fixed Structure” delimiting an engine compartment 22 of the turbojet.
  • OFS external fixed structure
  • IFS internal fixed structure
  • IFS Inner Fixed Structure
  • These two structures 16, 18 are concentric and define a secondary air stream 20 in which “cold” air F circulates when the turbojet 12 is in operation.
  • the internal fixed structure 18 therefore constitutes the external envelope of the engine compartment 22 of the turbojet 12 which is bathed by “hot” air C heated around hot casings of the gas generator of the turbojet in particular by the envelope of the combustion chamber. combustion and the turbine casings which are downstream of it, and which form the external envelope of the primary stream of the turbojet.
  • the internal fixed structure 18 may include one or more cowling panels conforming to the invention.
  • such a covering panel 24 provides mechanical resistance to high temperatures and a fire barrier.
  • the term mechanical resistance to high temperatures is understood to mean an ability of the material to present mechanical characteristics enabling it to withstand the forces for which it is used without adding additional thermal protection, that is to say typically to present at least 50% of its usual mechanical characteristics at 20°C, such as for example and in a non-limiting manner of the invention the mechanical resistance to traction, the practical shear resistance, or even the stiffness.
  • fire barrier is a property of the panel to be exposed directly to a flame without itself igniting and without being crossed by the flame.
  • the panel 24 comprises a sandwich type structure comprising a first skin 26, a second skin 28 and a central core 30 connecting the first skin 26 and second skin 28.
  • the first skin 26 is bathed by the air flow C and the second skin 28 is bathed by the air flow F.
  • the structure of the cowling panel 24 is an aluminum alloy structure, the first skin 26 and the second skin 28 in aluminum being assembled by any suitable method , in particular by gluing, on either side of a layer of aluminum honeycombs.
  • the first skin 26 receives a protective layer comprising a ceramic matrix composite material, the two skins and the central core 30 being for example made of aluminum.
  • a protective layer comprising a ceramic matrix composite material
  • the two skins and the central core 30 being for example made of aluminum.
  • a fibrous layer 32 comprising fibers of a ceramic material is deposited on top, and finally the layer is sintered. fibrous layer, at a temperature allowing consolidation of the ceramic material.
  • the second skin 28 comprises acoustic perforations which communicate with cells 36 of the central core 30.
  • the structure of the cowling panel 24 is a structure made of titanium, titanium alloy, or stainless steel, which comprises the first skin 26 and the second skin 28 assembled on either side of a nest layer bees made of titanium or stainless steel forming the central core 30.
  • the second skin 28 comprises acoustic perforations 34 which communicate with the cells 36 of the nest layer. bees.
  • This design is simpler to assemble but remains very expensive in the case of using titanium for the entire cover panel 24, or very heavy in the case of using stainless steel.
  • cowling panels 24 can also be used to form thrust reverser flaps, placed at the outlet of the turbojet, in this case the first skin 26 is likely to be exposed to hot gases leaving the turbojet.
  • the invention remedies the aforementioned drawbacks by proposing a panel 24 of simplified design.
  • the first skin 26 is made from a single first material. This design allows assembly and direct use of the first skin 26, without specific treatment aimed at giving it thermal and fire protection characteristics. In fact, it is the material of the first skin 26 which is chosen, between the first 26 and the second skin 28, and to present the best mechanical resistance properties at high temperatures and fire barriers.
  • mechanical resistance at high temperatures we mean an ability of the material to present mechanical characteristics enabling it to withstand the forces for which it is used without adding additional thermal protection, that is to say typically present at least 50% of its usual mechanical characteristics at 20°C, such as for example and in a non-limiting manner of the invention the mechanical resistance to traction, the practical shear resistance, or even the stiffness.
  • fire protection we mean the ability of the panel to be directly exposed to a flame without itself igniting.
  • the second skin 28, for its part, is made of a second material different from the first material and which is devoid of the aforementioned mechanical resistance to temperature and fire-resistant properties.
  • the central core 30 is made from one of said first and second materials or from a material different from said first and second materials.
  • the material of the central core will preferably be chosen identical to the material of the second skin 28.
  • This design is particularly advantageous because it makes it possible to avoid special treatments of the first skin 26.
  • the choice of a different material for the second skin 28, less expensive, also makes it possible to reduce the cost of such a panel 24. .
  • the mechanical resistance to temperature and fire barrier properties of the material of the first skin 26 and the choice of a different material for the second skin 28 impose a method particular method of fixing the first skin 26 to the central core 30.
  • the method of fixing the second skin 28 to the central core 30 may be identical or different.
  • a method of manufacturing a propulsion assembly comprises at least one step of welding the first skin 26 with the central core 30 and at least one step of welding or brazing the the second skin with the central soul.
  • two embodiments of the panel 24 can be envisaged, namely a first embodiment in which it is made of metallic materials, and a second embodiment in which it is made of thermoplastic composite materials.
  • a first embodiment in which it is made of metallic materials
  • a second embodiment in which it is made of thermoplastic composite materials.
  • the sandwich structure is made of metallic materials.
  • the first skin 26 is a plate made of titanium or stainless steel.
  • the first skin 26 intrinsically has mechanical resistance to temperature and fire barrier characteristics which exempt it from additional treatment or the addition of protective tiles or covering with thermal protection. allowing the aforementioned characteristics to be presented.
  • the material of the first skin is thus capable of being exposed to temperatures up to 350 to 400°C without substantial modifications to its mechanical characteristics, and capable of being exposed directly to a flame without itself igniting and without being crossed by this flame.
  • the first skin 26 having all the required characteristics of mechanical resistance to temperature and fire barrier, it is not necessary for the other materials of the panel 24 to be made of stainless steel or titanium.
  • the second skin 28 is an aluminum alloy plate.
  • the central core 30, for its part, comprises at least one layer 38 preferably made of aluminum alloy and comprising regularly distributed spacers extending between the first and second skins 26, 28. These spacers will be described later in the rest of this description.
  • the use of an aluminum alloy makes it possible, by conduction through the second skin and the core, to maintain the entire part at a low temperature.
  • the sandwich structure is made of thermoplastic materials.
  • the first skin 26 is a plate of thermoplastic material having a melting point greater than 340 degrees such as PEEK (Poly Ether Ether Ketone having a melting temperature of 343 ° C) or PEKK (Poly Ether Cetone Ketone having a temperature of melting of 386°C), or an analogous material such as PEI (Poly Ether Imide), PAI (Polyamide-Imide) or PPSU (Poly Phenyl Sulfone).
  • This thermoplastic material is also capable of being exposed directly to a flame without itself igniting and of providing an anti-fire barrier, for a duration of exposure of at least 15 minutes.
  • the first skin is Poly Ether Imide (PEI), it is able to resist up to a temperature of 150 to 210°C.
  • Additional thermal protection in order to ensure a temperature around the first skin compatible with the capacity for the passage of forces, and in particular at a level below its glass transition temperature, can optionally be added to the first skin. It will be of lower thickness than in the case of panels known from the state of the art with a glued panel made of composite material with a thermoset matrix, the admissible temperatures being higher. Thus, by way of example, for a first skin made of PEI, it is estimated that thanks to the invention, the thickness of this additional protection can be reduced from 20 mm to 10 mm compared to a first conventional skin made in matrix thermoset.
  • the central core 30 comprises, in the same way as above, at least one layer 38 of spacers regularly distributed and extending between the first and second skins 26, 28.
  • This layer is made of PA (Poly Amide) type thermoplastic material, PAN (Poly Acrylo Nitrile), with a glass transition temperature lower than the material of the first layer since it is around 105°C) or PPS (Poly Phenylene Sulfide, with a glass transition temperature lower than the material of the first layer since it is approximately 85°C), or a similar material.
  • PA Poly Amide
  • PAN Poly Acrylo Nitrile
  • PPS Poly Phenylene Sulfide
  • the second skin 28 is a plate made of the same thermoplastic material as the central core 30, that is to say PA, PAN or PPS type plastic material.
  • the central core 24 can be considered according to several embodiments which depend on its structure.
  • each layer 38 comprises spacers 40 each having a general shape of a hollow pyramid with a truncated plane vertex 42 and an open base 44 whose sides 46 are connected to the sides 46 of the bases 44 of the neighboring spacers 40 by a wall 48 of the layer which is parallel to the skins 26, 28 and which extends between the pyramids.
  • the pyramids include, in addition to their truncated tops 42, inclined sides 50.
  • Each layer of pyramidal spacers is obtained from a plane blank 51 which has been shown in Figure 6.
  • This plane blank 51 is intended to be deformed in three dimensions by simple folding to form the spacers 40 in the shape of a pyramid dig.
  • the flat blank 51 has cutouts 53 which are intended to disappear when the inclined sides 50 meet.
  • the shaping of the flat blank 51 is different.
  • it is a metallic material, it is simply stamped on a die, whereas when it is a thermoplastic material it is deformed by heating, also on a die.
  • Figure 5 illustrates a layer 38 of spacers 40 fixed to the first skin 26.
  • a panel 24 comprising only one layer 38 of spacers 40 between the first skin 26 and the second skin 28.
  • the panel 24 does not necessarily have only one layer of spacers 38. It can in fact, according to a second embodiment of the central core 30, have two, as shown in Figure 10.
  • the single layer 38 of spacers 40 is fixed to the first skin 26 by its wall 48 and it is fixed to the second skin 28 by the truncated planar vertices 42 of its pyramids 40, as shown in Figure 9.
  • each of the pyramids 40 comprises at least one acoustic perforation 52, 54.
  • the truncated planar vertices 42 of the pyramids 40 can include acoustic perforations 52.
  • the acoustic perforations 52 are intended to communicate with acoustic perforations 54 formed in the second skin 28, as shown in Figure 9.
  • the sides 50 of the pyramids 40 may include acoustic perforations 56 , as shown in Figure 7.
  • these perforations 52, 54 make it possible to communicate the external environment of the air bathing the second skin 28 with the interior of the pyramidal spacers 40, which is taken between the external walls of the pyramids and the first skin 26 In this way, the interior of the pyramidal spacers 40 constitutes an acoustic resonator.
  • the manufacturing process of the panel 24 differs depending on the variant considered, that is to say depending on whether the central core 30 comprises one or two layers 38.
  • the method of manufacturing the panel 24 comprises, as illustrated in Figures 8 and 16, a first step ET1 of welding the single layer 38 of the central core 30 to the first skin 26, the welding being carried out by moving a welding tool 55 on the wall 48 of the layer 38 following a determined path W between the pyramids 40.
  • the determined path W meanders preferably between the pyramids 40 to cover the maximum of the surface of the wall 48.
  • the process includes a second step ET2 of brazing or bonding the second skin 28 with the truncated planar vertices 42 of the pyramids 40 of the single layer 38 of the central core 30.
  • the first welding step ET1 is carried out preferably using as welding tool a friction-stirring tool, consisting, in a manner known per se, of a rotating pin which is moved the along the wall 48 so that the rotation of the pin at high speed makes the material of the wall 48 and that of the first skin 26 pasty, mixing them intimately.
  • a laser welding tool or a spot welding tool can also be used as a welding tool.
  • the method can also include a preliminary ETO tacking step occurring before the first step ET1 during which tacking is carried out by spot welding between the wall 48 of the layer 38 and the first skin 26.
  • the second step ET2 is in this case a brazing step with the use of a filler metal between the truncated plane vertices 42 of the pyramids 40 and the second skin 28.
  • the second step ET2 is in this case, either a brazing step with use of a thermoplastic filler material between the truncated plane vertices 42 of the pyramids 40 and the second skin 28, or by a step of bonding the second skin 28 on the truncated plane vertices 42 of the pyramids 40, i.e. another step of ultrasonic or induction welding.
  • the central core 30 comprises two superimposed layers 38.
  • Each layer 38 is fixed to a corresponding skin 26 or 28 by its wall 48 and the two layers 38 are fixed to one another by the truncated tops 42 planes of their pyramids 40 arranged head to tail.
  • the manufacturing process of the propulsion assembly is slightly different and comprises, with regard to the manufacturing of the panels 24, a first step of welding each of the two layers 38 intended to form the central core 30 respectively to the first skin 26 and to the second skin 28, the welding being carried out by moving the welding tool 55 on the wall of each layer 48 following the path W between the pyramids of each layer 38.
  • the method of manufacturing the propulsion assembly comprises a second step ET2 of brazing between the truncated planar vertices 42 of the pyramids 40 of each of the two layers 38 to bring them together and form the central core 30, as represented by the arrows of Figure 10.
  • Brazing is carried out, in the case of metallic materials, with the help of a filler metal, or in the case of thermoplastic material, with the help of a thermoplastic filler material.
  • the use of truncated pyramids 40 allows a degree of freedom in the vertical direction at the time of brazing which makes it possible to accommodate larger tolerances to achieve good docking of the parts and good diffusion of the filler material between the two parts to be assembled.
  • the central core 30 comprises a single layer 38 formed of a grid comprising an arrangement of first blades 58 parallel to each other, and of second blades 60 parallel to each other, the second 60 blades being substantially perpendicular to the first blades and embedded in the first blades 58.
  • first blades 58 which comprise at regular intervals notches 62 intended to receive the second blades 60 and space them regularly.
  • the second blades 60 are shown in Figure 12.
  • the first blades 58 like the second blades 60, have a Z-shaped profile.
  • the first blades 58 thus have horizontal end tabs 64
  • the second blades 60 have horizontal end tabs 66. This is these tabs 64, 66 which allow the fixing by welding or brazing of the central core 30 with the skins 26 or 28.
  • the central core 30 comprises a single layer 38 of tubular cells 68 in honeycombs, preferably but not limited to hexagonal, of which the ends 70 have fallen edges 72. These fallen edges 72 are connected respectively to the first and second skins 26, 28, as previously, by welding, brazing, or gluing.
  • the invention therefore proposes an aircraft propulsion assembly comprising a panel 24 which has numerous advantages compared to the panels known from the state of the art.
  • the panels 24 are firstly lighter, since the central core and the second skin 28 are made of aluminum alloy.
  • the first skin 26, made of Titanium T40/T60, is also cooler thanks to the thermal conduction of the central core 30 and the second skin 28.
  • the skins 26 and 28 can advantageously be stamped with reduced manufacturing times, and moreover, when used, gluing is a short operation which makes it possible to reduce manufacturing times.
  • the plastic panels 24 also offer repair possibilities by welding between the second acoustic skin 28 and the material of the central core 30.
  • panels 24 have reduced manufacturing times, which makes it possible to reduce costs.

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Abstract

L'invention concerne un ensemble propulsif (10) d'aéronef comportant un panneau de capotage (24) installé dans une zone à haute température dudit ensemble propulsif (10) et réalisant une barrière anti-feu, le panneau (24) comportant une structure de type sandwich comportant une première peau (26), une seconde peau (28), et une âme centrale (30) reliant les première et seconde peaux, caractérisé en ce que la première peau (26) est réalisée dans un seul premier matériau, ce matériau ayant des propriétés de tenue mécanique à la température et de barrière anti-feu, en ce que la seconde peau (28) est réalisée dans un second matériau différent du premier matériau et dépourvu desdites propriétés, et en ce que l'âme centrale (30) est réalisée dans un desdits premier ou second matériaux ou dans un matériau différent desdits premier ou second matériaux.

Description

DESCRIPTION
TITRE : ENSEMBLE PROPULSIF D’AERONEF COMPORTANT UN PANNEAU DE CAPOTAGE AMELIORE
Domaine technique de l'invention
L’invention concerne un ensemble propulsif pour un aéronef, cet ensemble comportant un panneau de capotage, muni d’une protection thermique et d’une protection anti-feu, et un procédé de fabrication d’un tel panneau.
Arrière-plan technique
Il est connu de l’art antérieur, les documents FR2 940 369 A1 , FR2 938 014 A1 , WO 92/00183 A1 , US 2018/218723 A1 et US 2021/0355880 A1.
Les panneaux de capotage sont largement utilisés dans les ensembles propulsifs d’aéronefs, qu’il s’agisse de panneaux de nacelle, ou de panneaux internes à la turbomachine.
En particulier, certains de ces panneaux peuvent être soumis à des températures élevées. C’est notamment le cas , dans le cas d’un ensemble propulsif comportant une turbomachine à double flux, de panneaux agencés autour d’un compartiment moteur entourant le générateur de gaz de la turbomachine, aussi appelé « zone core ».
Le compartiment moteur comprend en effet une enveloppe externe servant de carénage et appelée structure fixe interne (également dénommée IFS pour « Inner fixed Structure ») entourant la « zone core ». Cette structure fixe est soumise à de fortes contraintes thermiques du fait de la proximité avec les parties chaudes du moteur et elle est généralement protégée à l'aide de panneaux de protection thermique, qui permettent notamment de maintenir les parois de la nacelle à des températures acceptables et compatibles de matériaux dont la mise en œuvre est simple et peu coûteuse. Ces panneaux de protection thermique assurent également une barrière anti-feu et peuvent être utilisés dans d'autres zones de la nacelle au niveau desquelles existe un risque d'incendie.
Afin de protéger la structure interne, il est connu d'avoir recours à des panneaux de capotage protecteurs, disposés notamment du côté compartiment moteur, et comprenant au moins un matelas isolant, généralement fabriqué à partir de fibres de silice, de céramique ou d'un matériau microporeux, ce matelas étant pris entre des feuillards généralement en inox.
En ce qui concerne des panneaux destinés à équiper les inverseurs de poussée, il est connu de les concevoir sous la forme d’une structure de type sandwich comportant une première peau équipée pour réaliser des protections thermique et anti-feu, d’une seconde peau et d’une âme centrale reliant les première et seconde peaux.
Selon une première conception connue, on a proposé de réaliser cette structure sandwich intégralement en titane. Cette conception présente l’inconvénient d’être particulièrement onéreuse.
Selon une deuxième conception connue, on a proposé de réaliser cette structure sandwich intégralement en acier inoxydable. Cette conception présente l’inconvénient d’être particulièrement lourde.
Selon une troisième conception connue, on a proposé dans le document FR-3.044.960-A1 une structure de type sandwich en aluminium dont la première peau est recouverte de tuiles en matériaux composites comportant une matrice céramique résistant au feu. Cette conception présente l’inconvénient d’un temps d’assemblage élevé pour assembler les tuiles à la première peau. Selon une quatrième conception connue, on a proposé dans le document FR-3.044.961 -A1 une structure de type sandwich dont la première peau reçoit une couche de protection comportant un matériau composite à matrice céramique, les deux peaux et l’âme centrale étant par exemple réalisées en aluminium. Pour déposer la couche de protection, on convertit en alumine une partie de l'épaisseur de la première peau par oxydation, puis on dépose dessus une couche fibreuse comportant des fibres d'un matériau céramique, et enfin on procède au frittage de la couche fibreuse, à une température permettant la consolidation du matériau céramique. Cette conception présente également l’inconvénient d’être particulièrement chronophage et onéreuse.
Il existe donc un réel besoin pour un panneau d’ensemble propulsif pouvant être fabriqué rapidement et à moindre coût, c’est-à-dire avec un minimum d’opérations.
Résumé de l'invention
Dans ce but, l’invention propose un ensemble propulsif pour un aéronef, cet ensemble propulsif comportant un panneau de capotage installé dans une zone à haute température dudit ensemble propulsif et réalisant une barrière anti-feu, ledit panneau de capotage comporte une structure de type sandwich comportant une première peau, une seconde peau, et une âme centrale reliant les première et seconde peaux, caractérisé en ce que la première peau est réalisée dans un seul premier matériau, ce matériau ayant des propriétés de tenue mécanique aux hautes températures et de barrière anti-feu permettant à ladite première peau de résister jusqu’à une température déterminée comprise entre 350 et 400°C, et d’être exposée directement à une flamme sans s’enflammer ni être traversée par ladite flamme pendant au moins 15 minutes, en ce que la seconde peau est réalisée dans un second matériau différent du premier matériau et dépourvu desdites propriétés, et en ce que l’âme centrale est réalisée dans un desdits premier et second matériaux ou dans un matériau différent desdits premier et second matériaux.
Dans la présente demande, on entend par tenue mécanique aux hautes températures, une capacité du matériau à présenter des caractéristiques mécaniques lui permettant de tenir les efforts pour lesquels il est employé sans y adjoindre de protection thermique supplémentaires, c’est- à-dire typiquement à présenter au moins 50% de ses caractéristiques mécaniques habituelles à 20°C.
On entend en outre par barrière anti-feu une capacité du matériau à être exposé directement à une flamme sans lui-même s’enflammer et sans être traversé par la flamme.
Cette caractéristique est particulièrement avantageuse, car une protection thermique du panneau n’est plus nécessaire ou peut être d’épaisseur moindre que celle des panneaux connus de l’état de la technique, et une barrière anti-feu pourra être assurée uniquement par le matériau unique de la première peau, sans que celle-ci ne subisse un quelconque traitement ou ne soit couverte d’un quelconque élément de protection. L’âme centrale et la seconde peau peuvent dès lors être réalisées à moindre coût dans un matériau dépourvu de ces propriétés et donc moins coûteux.
Selon d’autres caractéristiques de l’ensemble propulsif :
- la structure sandwich peut être en matériaux métalliques et dans ce cas :
• la première peau est une plaque en titane ou en acier inoxydable,
• l’âme centrale comporte au moins une couche en alliage d’aluminium comportant des entretoises régulièrement réparties s’étendant entre les première et seconde peaux,
• la seconde peau est une plaque en alliage d’aluminium.
- dans ce cas, la première peau est apte à résister jusqu’à une température de 350 à 400°C,
- la structure sandwich peut être en matériaux composite thermoplastiques et dans ce cas : • la première peau est une plaque composite en matériau thermoplastique ayant une température de transition vitreuse supérieure à 140°Celsius, notamment de type PEEK ou PEKK, PEI, PAI ou PPSU,
• l’âme centrale comporte au moins une couche d’entretoises régulièrement réparties et s’étendant entre les première et seconde peaux, ladite couche étant en matériau thermoplastique, notamment de type PA, PAN ou PPS, ayant une température de transition vitreuse point de fusion inférieure à celle du matériau de la première peau, et
• la seconde peau est une plaque réalisée dans le même matériau thermoplastique que l’âme centrale,
- lorsque la première peau est en Poly Ether Imide (PEI), celle-ci est apte à résister jusqu’à une température de 150 à 210°C.
Quels que soient les matériaux utilisés, selon d’autres caractéristiques de l’ensemble propulsif :
- chaque couche comporte des entretoises ayant chacune une forme générale de pyramide creuse avec un sommet tronqué plan et une base ouverte dont les côtés sont reliés aux côtés des bases des entretoises voisines par une paroi de la couche qui est parallèle aux peaux et qui s’étend entre les pyramides,
- l’âme centrale comporte une seule couche d’entretoises qui est fixée à la première peau par sa paroi et qui est fixée à la seconde peau par les sommets tronqués plans de ses pyramides.
- en variante, l’âme centrale comporte deux couches superposées, chaque couche étant fixée à une peau correspondante par sa paroi et les couches étant fixées l’une à l’autre par les sommets tronqués plans de leurs pyramides disposées tête-bêche,
- au moins une face de chacune des pyramides comporte au moins une perforation acoustique.
- l’âme centrale peut comporter une unique couche d’alvéoles tubulaires en nids d’abeilles, notamment hexagonaux, dont les extrémités comportent des bords tombés qui sont reliés respectivement aux première et seconde peaux,
- l’âme centrale peut comporter une unique couche formée d’une grille comportant un agencement de premières lames parallèles les unes aux autres, et de secondes lames parallèles les unes aux autres, les secondes lames étant sensiblement perpendiculaires aux premières lames et encastrées dans les premières lames.
L’invention concerne aussi un procédé de fabrication d’un ensemble propulsif du type décrit précédemment, caractérisé en ce qu’il comporte au moins une première étape de soudage de la première peau avec l’âme centrale et au moins une seconde étape de soudage ou de brasage de la seconde peau avec l’âme centrale.
Plus particulièrement, dans le cas d’une âme centrale comportant une couche d’entretoises pyramidales, ce procédé comporte :
- une première étape de soudage de l’unique couche de l’âme centrale à la première peau, le soudage étant réalisé par déplacement d’un outil de soudage sur la paroi du tapis en suivant un chemin déterminé entre les pyramides,
- une deuxième étape de brasage ou collage de la seconde peau avec les sommets tronqués plans des pyramides de l’unique couche de l’âme centrale.
Dans le cas d’une âme centrale comportant deux couches d’entretoises pyramidales, ce procédé comporte :
- une première étape de soudage de chacune des deux couches destinées à former l’âme centrale respectivement à la première peau et à la seconde peau, le soudage étant réalisé par déplacement d’un outil de soudage sur la paroi de chaque couche en suivant un chemin entre les pyramides de chaque couche,
- une deuxième étape de brasage entre les sommets tronqués plans des pyramides de chacune des deux couches pour les réunir et former l’âme centrale.
Dans les autres modes de réalisation de l’âme centrale, ce procédé comporte : - une première étape de soudage de l’âme centrale à la première peau, le soudage étant réalisé par un outil de soudage,
- une deuxième étape de brasage ou de collage de la seconde peau avec l’âme centrale.
Avantageusement, dans le cadre d’un procédé appliqué à des matériaux métalliques et à une âme centrale comportant des entretoises pyramidales, on utilise au cours de la première étape un outil de friction- malaxage comme outil de soudage. En variante, il est possible d’utiliser comme outil de soudage un outil de soudage laser ou un outil de soudage par point.
De préférence, préalablement à cette première étape, on réalise une étape préalable de pointage au cours de laquelle on effectue un pointage par soudage par point entre la paroi de la couche de l’âme centrale et la première peau.
Avantageusement, dans le cadre d’un procédé appliqué à des matériaux thermoplastiques, on utilise au cours de la première étape comme outil de soudage un outil de soudage par ultrasons ou un outil de soudage par induction.
Brève description des figures
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaitront au cours de la lecture de la description détaillée qui va suivre pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels :
[Fig. 1] la figure 1 est une vue en coupe longitudinale d'un ensemble propulsif d'aéronef ;
[Fig. 2] la figure 2 est une vue en coupe longitudinale d'un panneau de capotage selon un premier état antérieur de la technique ;
[Fig. 3] la figure 3 est une vue en coupe longitudinale d'un panneau de capotage selon un second état antérieur de la technique ;
[Fig. 4] la figure 4 est une vue en coupe longitudinale de principe d’un panneau de capotage selon l’invention ; [Fig. 5] la figure 5 est une vue en perspective d’un premier mode de réalisation d’une âme centrale assemblée à une première peau d’un panneau de capotage selon l’invention ;
[Fig. 6] la figure 6 est une vue plane d’un flan permettant d’obtenir l’âme centrale de la figure 5 ;
[Fig. 7] la figure 7 est une vue en perspective d’une variante du premier mode de réalisation de l’âme centrale de la figure 5 assemblée à une première peau d’un panneau de capotage selon l’invention ;
[Fig. 8] la figure 8 est une vue plane illustrant le trajet d’un outil de soudage lors de l’assemblage de l’âme centrale à la première peau du panneau de capotage ;
[Fig. 9] la figure 9 est une vue en perspective illustrant l’assemblage de la seconde peau d’un panneau de capotage selon l’invention à l’âme centrale de la figure 5 ;
[Fig. 10] la figure 10 est une vue en perspective de l’assemblage d’un panneau de capotage comportant une âme centrale selon un second mode de réalisation ;
[Fig. 11] la figure 11 est une vue en perspective d’une première série de lames mises en jeu dans la réalisation d’un deuxième mode de réalisation d’une âme centrale pour un panneau de capotage selon l’invention ;
[Fig. 12] la figure 12 est une vue en perspective d’une deuxième série de lames mises en jeu dans la réalisation d’un deuxième mode de réalisation d’une âme centrale pour un panneau de capotage selon l’invention ;
[Fig. 13] la figure 13 est une vue en perspective du deuxième mode de réalisation de l’âme centrale pour le panneau de capotage selon l’invention ;
[Fig. 14] la figure 14 est une vue en perspective d’une variante du deuxième mode de réalisation de l’âme centrale pour le panneau de capotage selon l’invention ;
[Fig. 15] la figure 15 est une vue en perspective d’une variante du troisième mode de réalisation de l’âme centrale pour le panneau de capotage selon l’invention ; [Fig. 16] la figure 16 est un diagramme-bloc illustrant les étapes de fabrication d’un ensemble propulsif selon invention.
Description détaillée de l'invention
On a représenté à la figure 1 un ensemble propulsif 10 d'aéronef, comportant un turboréacteur 12 logé dans une nacelle 14. La nacelle 14 comporte notamment une structure fixe externe 16 ou OFS, acronyme anglo- saxon de « Outer Fixed Structure », et une structure fixe interne 18 ou IFS, acronyme anglo-saxon de « Inner Fixed Structure » délimitant un compartiment moteur 22 du turboréacteur. Ces deux structures 16, 18 sont concentriques et définissent une veine 20 d’air secondaire dans laquelle circule de l'air « froid » F lorsque le turboréacteur 12 est en fonctionnement. La structure fixe interne 18 constitue donc l'enveloppe externe du compartiment moteur 22 du turboréacteur 12 qui est baigné par de l’air « chaud » C échauffé autour de carters chauds du générateur de gaz du turboréacteur notamment par l’enveloppe de la chambre de combustion et des carters de turbines qui sont en aval de celle-ci, et qui forment l’enveloppe externe de la veine primaire du turboréacteur. La structure fixe interne 18 peut comporter un ou plusieurs panneaux de capotage conformes à l’invention.
Conventionnellement, comme l’illustrent les figures 2 et 3, un tel panneau de capotage 24 assure des fonctions de tenue mécanique aux hautes températures et de barrière anti-feu.
Dans la présente demande, on entend par tenue mécanique aux hautes températures, une capacité du matériau à présenter des caractéristiques mécaniques lui permettant de tenir les efforts pour lesquels il est employé sans y adjoindre de protection thermique supplémentaires, c’est- à-dire typiquement à présenter au moins 50% de ses caractéristiques mécaniques habituelles à 20°C, telles que par exemple et de manière non limitative de l’invention la résistance mécanique à la traction, la résistance pratique de cisaillement, ou encore la raideur.
Un tel matériau est donc un matériau conservant son intégrité à la température de service. On entend en outre par barrière anti-feu, une propriété du panneau à être exposé directement à une flamme sans lui-même s’enflammer et sans être traversé par la flamme.
Le panneau 24 comporte une structure de type sandwich comportant une première peau 26, une seconde peau 28 et une âme centrale 30 reliant les première peau 26 et seconde peau 28.
La première peau 26 est baignée par le flux d’air C et la seconde peau 28 est baignée par le flux d’air F.
Selon un premier état antérieur de la technique qui a été représenté à la figure 3, la structure du panneau de capotage 24 est une structure en alliage d’aluminium, la première peau 26 et la seconde peau 28 en aluminium étant assemblées par tout procédé adapté, notamment par collage, de part et d’autre d’une couche de nids d’abeille en aluminium. La première peau 26 reçoit une couche de protection comportant un matériau composite à matrice céramique, les deux peaux et l’âme centrale 30 étant par exemple réalisées en aluminium. Pour déposer la couche de protection, on convertit en alumine une partie de l'épaisseur de la première peau 26 par oxydation, puis on dépose dessus une couche fibreuse 32 comportant des fibres d'un matériau céramique, et enfin on procède au frittage de la couche fibreuse, à une température permettant la consolidation du matériau céramique. La seconde peau 28 comporte des perforations acoustiques qui communiquent avec des alvéoles 36 de l’âme centrale 30. Cette conception nécessite un traitement particulier de la première peau 26 consistant en plusieurs opérations et de ce fait cette conception présente l’inconvénient d’être particulièrement chronophage et onéreuse.
Selon un autre état antérieur de la technique qui n’a pas été représenté, il est connu de revêtir la première peau 26 de tuiles rapportées présentant des caractéristiques de protection thermique et anti-feu.
Selon un second état antérieur de la technique qui a été représenté à la figure 3, la structure du panneau de capotage 24 est une structure en titane, en alliage de titane, ou en acier inoxydable, qui comporte la première peau 26 et la seconde peau 28 assemblées de part et d’autre d’une couche de nid d’abeilles en titane ou en acier inoxydable formant l’âme centrale 30. De la même manière que dans le mode de réalisation précédent, la seconde peau 28 comporte des perforations acoustiques 34 qui communiquent avec les alvéoles 36 de la couche de nid d’abeilles. Cette conception est plus simple d’assemblage mais reste très onéreuse dans le cas de l’emploi de titane pour l’intégralité du panneau de capotage 24, ou très lourde dans le cas de l’emploi d’acier inoxydable.
De tels panneaux de capotage 24 peuvent également être utilisés pour former des volets d’inverseurs de poussée, placés en sortie du turboréacteur, dans ce cas la première peau 26 est susceptible d’être exposée à des gaz chauds sortant du turboréacteur.
Néanmoins, il n’est pas nécessaire de proposer une âme centrale 30 et une seconde peau 28 en titane dans la mesure où celles-ci ne sont pas directement exposées à des gaz à température élevée.
L’invention remédie aux inconvénients précités en proposant un panneau 24 de conception simplifiée.
Conformément à l’invention, comme l’illustre la figure 4, la première peau 26 est réalisée dans un seul premier matériau. Cette conception permet un assemblage et l’utilisation directe de la première peau 26, sans traitement spécifique visant à lui conférer des caractéristiques de protection thermique et anti-feu. En effet, c’est le matériau de la première peau 26 qui est choisi, entre la première 26 et la seconde peau 28, et pour présenter les meilleures propriétés de tenue mécanique à haute température et de barrière anti-feu.
On rappelle qu’on entend par tenue mécanique aux hautes températures, une capacité du matériau à présenter des caractéristiques mécaniques lui permettant de tenir les efforts pour lesquels il est employé sans y adjoindre de protection thermique supplémentaire, c’est-à-dire typiquement de présenter au moins 50% de ses caractéristiques mécaniques habituelles à 20°C, telles que par exemple et de manière non limitative de l’invention la résistance mécanique à la traction, la résistance pratique de cisaillement, ou encore la raideur. On entend par protection anti-feu, une capacité du panneau à être exposé directement à une flamme sans lui-même s’enflammer.
La seconde peau 28, quant à elle, est réalisée dans un second matériau différent du premier matériau et qui est dépourvu des propriétés de tenue mécanique à la température et anti-feu précitées.
Enfin, l’âme centrale 30 est réalisée dans un desdits premier et second matériaux ou dans un matériau différent desdits premier et second matériaux.
De préférence, pour simplifier l’assemblage du panneau 24, le matériau de l’âme centrale sera de préférence choisi identique au matériau de la seconde peau 28.
Cette conception est particulièrement avantageuse car elle permet de s’affranchir de traitements particuliers de la première peau 26. Le choix d’un matériau différent pour la seconde peau 28, moins onéreux, permet par ailleurs de réduire le coût d’un tel panneau 24.
Comme on va le voir dans la suite de la présente description, les propriétés de tenue mécanique à la température et de barrière anti-feu du matériau de la première peau 26 et le choix d’un matériau différent pour la seconde peau 28 imposent une méthode particulière de fixation de la première peau 26 à l’âme centrale 30, La méthode de fixation de la seconde peau 28 à l’âme centrale 30 peut être identique ou différente.
Ainsi, d’une manière générale, un procédé de fabrication d’un ensemble propulsif selon l’invention comporte au moins une étape de soudage de la première peau 26 avec l’âme centrale 30 et au moins une étape de soudage ou de brasage de la seconde peau avec l’âme centrale.
Selon l’invention, deux modes de réalisation du panneau 24 peuvent être envisagés, à savoir un premier mode de réalisation dans lequel celui-ci est réalisé en matériaux métalliques, et un second mode de réalisation dans lequel il est réalisé en matériaux composites thermoplastiques. Dans chacun de ces deux modes de réalisation, il existe trois modes principaux de réalisation de l’âme centrale 30, dépendant de sa structure.
Dans le premier mode de réalisation de l’ensemble propulsif, la structure sandwich est en matériaux métalliques. La première peau 26 est une plaque en titane ou en acier inoxydable. De ce fait, la première peau 26 comporte intrinsèquement des caractéristiques de tenue mécanique à la température et de barrière anti feu qui la dispensent d’un traitement additionnel ou de l’ajout de tuiles de protection ou d’un recouvrement par une protection thermique lui permettant de présenter les caractéristiques susmentionnées.
Le matériau de la première peau est ainsi apte à être exposé à des températures jusqu’à 350 à 400°C sans modifications substantielles de ses caractéristique mécaniques, et apte à être exposé directement à une flamme sans lui-même s’enflammer et sans être traversé par cette flamme.
La première peau 26 présentant toutes les caractéristiques requises de tenue mécanique à la température et de barrière anti-feu, il n’est pas nécessaire que les autres matériaux du panneau 24 soient réalisés en acier inoxydable ou en titane.
Ainsi, la seconde peau 28 est une plaque en alliage d’aluminium. L’âme centrale 30, quant à elle, comporte au moins une couche 38 réalisée de préférence en alliage d’aluminium et comportant des entretoises régulièrement réparties s’étendant entre les première et seconde peaux 26, 28. Ces entretoises vont être décrites ultérieurement dans la suite de la présente description. L’utilisation d’un alliage d’aluminium permet, par conduction à travers la seconde peau et l’âme, de maintenir l’ensemble de la pièce à une température faible.
Dans le second mode de réalisation de l’ensemble propulsif, la structure sandwich est en matériaux thermoplastiques.
La première peau 26 est une plaque en matériau thermoplastique ayant un point de fusion supérieur à 340 degrés tel que du PEEK (Poly Ether Ether Cétone ayant une température de fusion de 343°C) ou de PEKK (Poly Ether Cetone Cetone ayant une température de fusion de 386°C), ou un matériau analogue comme le PEI (Poly Ether Imide), le PAI (Polyamide-lmide) ou le PPSU (Poly Phényl Sulfone). Ce matériau thermoplastique est également apte à être exposé directement à une flamme sans lui-même s’enflammer et à réaliser la barrière anti-feu, pendant une durée d’exposition d’au moins 15 minutes. Lorsque le matériau est du PEI de la première peau est du Poly Ether Imide (PEI), celle-ci est apte à résister jusqu’à une température de 150 à 210°C.
Une protection thermique additionnelle, afin d’assurer une température autour de la première peau compatible de la capacité de passage d’efforts, et en particulier à un niveau inférieur à sa température de transition vitreuse, peut éventuellement être ajoutée à la première peau. Elle sera d’épaisseur plus faible que dans le cas des panneaux connus de l’état de la technique avec un panneau collé réalisé en matériau composite à matrice thermodure, les températures admissibles étant supérieures. Ainsi, à titre d’exemple, pour une première peau en PEI, on estime que grâce à l’invention, l’épaisseur de cette protection additionnelle peut être réduite de 20 mm à 10 mm par rapport à une première peau conventionnelle réalisée en matrice thermodure.
L’âme centrale 30 comporte de la même façon que précédemment au moins une couche 38 d’entretoises régulièrement réparties et s’étendant entre les première et seconde peaux 26, 28. Cette couche est en matériau thermoplastique de type PA (Poly Amide), PAN (Poly Acrylo Nitrile), avec une température de transition vitreuse plus basse que le matériau de la première couche puisqu’elle est d’environ 105°C) ou PPS (Poly Phénylène Sulfide, avec une température de transition vitreuse plus basse que le matériau de la première couche puisqu’elle est d’environ 85°C), ou un matériau analogue.
Enfin, la seconde peau 28 est une plaque réalisée dans le même matériau thermoplastique que l’âme centrale 30, c’est-à-dire matériau plastique de type PA, PAN ou PPS.
Comme on l’a évoqué ci-dessus, dans chacun de ces deux modes de réalisation du panneau 24, qui sont tributaires des matériaux utilisés, l’âme centrale 24 peut être envisagée suivant plusieurs modes de réalisation qui dépendent de sa structure.
Ainsi, selon un premier mode de réalisation qui a été représenté aux figures 5 à 10, chaque couche 38 comporte des entretoises 40 ayant chacune une forme générale de pyramide creuse avec un sommet tronqué plan 42 et une base ouverte 44 dont les côtés 46 sont reliés aux côtés 46 des bases 44 des entretoises 40 voisines par une paroi 48 de la couche qui est parallèle aux peaux 26, 28 et qui s’étend entre les pyramides. Les pyramides comportent, outre leurs sommets tronqués 42, des flancs inclinés 50.
Chaque couche d’entretoises pyramidales est obtenue à partir d’un flan plan 51 qui a été représenté à la figure 6. Ce flan plan 51 est destiné à être déformé en trois dimensions par un pliage simple pour former les entretoises 40 en forme de pyramide creuse. À cet effet, le flan plan 51 comporte des découpes 53 qui sont destinées à disparaître lorsque les flancs inclinés 50 se rejoignent.
Selon le premier ou second mode de réalisation du panneau 24 choisi, la mise en forme du flan plan 51 est différente. Lorsqu’il s’agit d’un matériau métallique, celui-ci est simplement embouti sur une matrice, alors que lorsqu’il s’agit d’un matériau thermoplastique celui-ci est déformé par chauffage, également sur une matrice.
La figure 5 illustre une couche 38 d’entretoises 40 fixée à la première peau 26. Par adjonction de la seconde peau 28, comme représentée à la figure 9, on obtient, selon une première variante de ce premier mode de réalisation de l’âme centrale 30, un panneau 24 ne comportant qu’une couche 38 d’entretoises 40 entre la première peau 26 et la seconde peau 28.
Le panneau 24 ne comporte pas nécessairement qu’une couche d’entretoises 38. Il peut en effet, selon un second mode de réalisation de l’âme centrale 30, en comporter deux, comme représenté à la figure 10.
Dans la première variante du premier mode de réalisation de l’âme centrale 30, l’unique couche 38 d’entretoises 40 est fixée à la première peau 26 par sa paroi 48 et elle est fixée à la seconde peau 28 par les sommets tronqués plans 42 de ses pyramides 40, comme on l’a représenté à la figure 9.
Dans les deux variantes de ce premier mode de réalisation, on remarquera que, de préférence, au moins une face de chacune des pyramides 40 comporte au moins une perforation acoustique 52, 54.
Ainsi, comme l’illustrent les figures 5, 6, 9, et 10 les sommets tronqués plan 42 des pyramides 40 peuvent comporter des perforations acoustiques 52. Les perforations acoustiques 52 sont destinées à communiquer avec des perforations acoustiques 54 formées dans la seconde peau 28, comme représentée à la figure 9. En variante, ou en combinaison de ces perforations 52, les flancs 50 des pyramides 40 peuvent comporter des perforations acoustiques 56, comme représenté à la figure 7.
Dans tous les cas, ces perforations 52, 54 permettent de mettre en communication le milieu extérieur de l’air baignant la seconde peau 28 avec l’intérieur des entretoises pyramidales 40, qui est pris entre les parois extérieures des pyramides et la première peau 26. De la sorte l’intérieur des entretoises pyramidales 40 constitue un résonateur acoustique.
Dans les deux variantes de ce premier mode de réalisation, le procédé de fabrication du panneau 24 diffère selon la variante envisagée, c’est-à-dire selon que l’âme centrale 30 comporte une ou deux couches 38.
Dans la première variante du premier mode de réalisation, le procédé de fabrication du panneau 24 comporte, comme l’illustrent les figures 8 et 16, une première étape ET1 de soudage de l’unique couche 38 de l’âme centrale 30 à la première peau26, le soudage étant réalisé par déplacement d’un outil de soudage 55 sur la paroi 48 de la couche 38 en suivant un chemin déterminé W entre les pyramides 40. Le chemin déterminé W serpente de préférence entre les pyramides 40 pour couvrir le maximum de la surface de la paroi 48.
Puis, comme l’illustrent les figures 9 et 16, le procédé comporte une deuxième étape ET2 de brasage ou collage de la seconde peau 28 avec les sommets tronqués plans 42 des pyramides 40 de l’unique couche 38 de l’âme centrale 30.
Plus particulièrement, lorsque les matériaux sont métalliques, la première étape ET1 de soudage est réalisé en utilisant de préférence comme outil de soudage un outil de friction-malaxage, consistant, de manière connue en soi, en un pion rotatif que l’on déplace le long de la paroi 48 de manière à ce que la rotation du pion à haute vitesse rende pâteux le matériau de la paroi 48 et celui de la première peau 26 en les mêlant intimement. En variante on peut également utiliser comme outil de soudage un outil de soudage laser ou un outil de soudage par point. De préférence, le procédé peut également comporter une étape préalable ETO de pointage intervenant avant la première étape ET1 au cours de laquelle on effectue un pointage par soudage par point entre la paroi 48 de la couche 38 et la première peau 26.
La deuxième étape ET2 est dans ce cas une étape de brasage avec utilisation d’un métal d’apport entre les sommets tronqués plans 42 des pyramides 40 et la seconde peau 28.
Lorsque les matériaux sont thermoplastiques, au cours de la première étape ET1 , on utilise de préférence comme outil de soudage un outil de soudage par ultrasons ou un outil de soudage par induction. La deuxième étape ET2 est dans ce cas, soit une étape de brasage avec utilisation d’un matériau thermoplastique d’apport entre les sommets tronqués plans 42 des pyramides 40 et la seconde peau 28, soit par une étape de collage de la seconde peau 28 sur les sommets tronqués plans 42 des pyramides 40, soit encore une étape de soudage par ultrasons ou induction.
Dans la seconde variante du premier mode de réalisation de l’âme centrale 30, comme on peut le voir à la figure 10, celle-ci comporte deux couches 38 superposées. Chaque couche 38 est fixée à une peau 26 ou 28 correspondante par sa paroi 48 et les deux couches 38 sont fixées l’une à l’autre par les sommets tronqués 42 plans de leurs pyramides 40 disposées tête-bêche.
Dans ce cas le procédé de fabrication de l’ensemble propulsif est légèrement différent et comporte, en ce qui concerne la fabrication des panneaux 24, une première étape de soudage de chacune des deux couches 38 destinées à former l’âme centrale 30 respectivement à la première peau 26 et à la seconde peau 28, le soudage étant réalisé par déplacement de l’outil de soudage 55 sur la paroi de chaque couche 48 en suivant le chemin W entre les pyramides de chaque couche 38.
Comme précédemment, le soudage est réalisé, dans le cas de matériaux métalliques, par soudage par friction-malaxage, soudage laser, ou soudage par point, et, dans le cas de matériau thermoplastique, par soudage par ultrasons ou par induction. Puis, le procédé de fabrication de l’ensemble propulsif comporte une deuxième étape ET2 de brasage entre les sommets tronqués plans 42 des pyramides 40 de chacune des deux couches 38 pour les réunir et former l’âme centrale 30, comme représenté par les flèches de la figure 10. Le brasage est réalisé, dans le cas de matériaux métalliques, avec l’aide d’un métal d’apport, ou dans le cas de matériau thermoplastique, avec l’aide d’un matériau thermoplastique d’apport.
Dans les deux variantes de ce premier mode de rédaction, l’utilisation de pyramides 40 tronquées permet un degré de liberté dans le sens vertical au moment du brasage ce qui permet de s’accommoder de tolérances plus importantes pour réaliser un bon accostage des pièces et une bonne diffusion du matériau d’apport entre les deux pièces à assembler.
Dans chacun des deux modes de réalisation du panneau 24, c’est-à- dire métallique ou plastique, il existe deux autres modes de réalisation de l’âme centrale 30.
Selon un deuxième mode de réalisation de l’âme centrale 30 qui a été représenté à la figure 13, l’âme centrale 30 comporte une unique couche 38 formée d’une grille comportant un agencement de premières lames 58 parallèles les unes aux autres, et de secondes lames 60 parallèles les unes aux autres, les secondes 60 lames étant sensiblement perpendiculaires aux premières lames et encastrées dans les premières lames 58. On a représenté à la figure 11 les premières lames 58 qui comportent à intervalles réguliers des encoches 62 destinées à recevoir les secondes lames 60 et à les espacer de manière régulière. On a représenté à la figure 12 les secondes lames 60.
Les premières lames 58, comme les secondes lames 60, comportent un profil en forme de Z. Les premières lames 58 comportent ainsi des pattes horizontales d’extrémité 64, et les secondes lames 60 comportent des pattes horizontales d’extrémité 66. C’est ces pattes 64, 66 qui, permettent la fixation par soudage ou par brasage de l’âme centrale 30 avec les peaux 26 ou 28.
On remarquera que deux agencements peuvent être envisagés, à savoir que soit les secondes pattes 60 sont toutes orientées dans la même direction comme représenté à la figure 13, soit elles sont orientées tête-bêche comme représenté à la figure 14. Selon un troisième mode de réalisation de l‘âme centrale 30 qui a été représenté à la figure 15, l’âme centrale 30 comporte une unique couche 38 d’alvéoles tubulaires 68 en nids d’abeilles, de préférence mais non limitativement hexagonaux, dont les extrémités 70 comportent des bords tombés 72. Ces bords tombés 72 sont reliés respectivement aux première et seconde peaux 26, 28, comme précédemment, par soudage, brasage, ou collage.
L’invention propose donc un ensemble propulsif d’aéronef comportant un panneau 24 qui présente de nombreux avantages par rapport aux panneaux connus de l'état de la technique.
Dans le cas particulier de panneaux 24 métalliques, les panneaux 24 sont en premier lieu plus légers, puisque l’âme centrale et la seconde peau 28 sont réalisées en alliage d’aluminium. La première peau 26, réalisée en Titane T40/T60 est également moins chaude grâce à la conduction thermique de l’âme centrale 30 et de la seconde peau 28.
Dans le cas particulier de panneaux 24 thermoplastiques, les peaux 26 et 28 peuvent avantageusement être estampées avec des temps de fabrication réduit, et de surcroît, lorsqu’il est utilisé, le collage est une opération courte qui permet de réduire les temps de fabrication. Les panneaux 24 en plastique offrent aussi des possibilités de réparation par soudure entre la seconde peau 28 acoustique et le matériau de l’âme centrale 30.
En tout état de cause, les panneaux 24 présentent des temps de fabrication réduits, ce qui permet d’en diminuer les coûts.

Claims

REVENDICATIONS
1. Ensemble propulsif (10) pour un aéronef, cet ensemble propulsif comportant un panneau de capotage (24) installé dans une zone à haute température dudit ensemble propulsif (10) et réalisant une barrière anti-feu, ledit panneau de capotage comportant une structure de type sandwich comportant une première peau (26), une seconde peau (28), et une âme centrale (30) reliant les première et seconde peaux, caractérisé en ce que la première peau (26) est réalisée dans un seul premier matériau, ce matériau ayant des propriétés de tenue mécanique aux hautes températures et de barrière anti-feu permettant à ladite première peau (26) de résister jusqu’à une température déterminée entre 150 et 400°C, et d’être exposée directement à une flamme sans s’enflammer ni être traversée par ladite flamme pendant au moins 15 minutes, en ce que la seconde peau (28) est réalisée dans un second matériau différent du premier matériau et dépourvu desdites propriétés, et en ce que l’âme centrale (30) est réalisée dans un desdits premier et second matériaux ou dans un matériau différent desdits premier et second matériaux.
2. Ensemble propulsif (10) selon la revendication 1 , caractérisé en ce que la structure sandwich est en matériaux métalliques et en ce que :
- la première peau (26) est une plaque en titane ou en acier inoxydable,
- l’âme centrale (30) comporte au moins une couche (38) en alliage d’aluminium comportant des entretoises (40) régulièrement réparties s’étendant entre les première et seconde peaux (26, 28), et
- la seconde peau (28) est une plaque en alliage d’aluminium.
3. Ensemble propulsif selon la revendication 2, caractérisé en ce que la première peau est apte à résister jusqu’à une température de 350 à 400°C.
4. Ensemble propulsif (10) selon la revendication 1 , caractérisé en ce que la structure sandwich est en matériaux thermoplastiques et en ce que :
- la première peau (26) est une plaque composite en matériau thermoplastique ayant une température de transition vitreuse supérieure à 140 degrés Celsius, - l’âme centrale (30) comporte au moins une couche (38) d’entretoises (40) régulièrement réparties et s’étendant entre les première et seconde peaux (26, 28), ladite couche (38) étant en matériau thermoplastique ayant une température de transition vitreuse inférieure à celle du matériau de la première peau (26), et
- la seconde peau (28) est une plaque réalisée dans le même matériau thermoplastique que l’âme centrale (30).
5. Ensemble propulsif selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la première peau est en Poly Ether Imide (PEI) et est apte à résister jusqu’à une température de 150 à 210°C.
6. Ensemble propulsif (10) selon l’une des revendications 2 à 5, caractérisé en ce que chaque couche (38) comporte des entretoises ayant chacune une forme générale de pyramide creuse avec un sommet tronqué plan (42) et une base ouverte (44) dont les côtés (46) sont reliés aux côtés (46) des bases (44) des entretoises (40) voisines par une paroi (48) de la couche (38) qui est parallèle aux peaux (26, 28) et qui s’étend entre les pyramides.
7. Ensemble propulsif (10) selon la revendication 6, caractérisé en ce que l’âme centrale (30) comporte une seule couche d’entretoises (40) qui est fixée à la première peau (26) par sa paroi (48) et qui est fixée à la seconde peau (28) par les sommets tronqués plans (42) de ses pyramides.
8. Ensemble propulsif (10) selon la revendication 6, caractérisé en ce que l’âme centrale (30) comporte deux couches (38) superposées, chaque couche (38) étant fixée à une peau (26, 28) correspondante par sa paroi (40) et les deux couches (38) étant fixées l’une à l’autre par les sommets tronqués plans (42) de leurs pyramides disposées tête-bêche.
9. Ensemble propulsif (10) selon l’une des revendications 4 à 8, caractérisé en ce qu’au moins une face (42, 52) de chacune des pyramides comporte au moins une perforation acoustique (52, 54).
10. Ensemble propulsif (10) selon l’une des revendications 2 à 5, caractérisé en ce que l’âme centrale (30) comporte une unique couche (38) d’alvéoles tubulaires (68) en nids d’abeilles dont les extrémités (70) comportent des bords tombés (72) qui sont reliés respectivement aux première et seconde peaux (26, 28).
11. Ensemble propulsif (10) selon l’une des revendications 2 à 5, caractérisé en ce que l’âme centrale comporte une unique couche (38) formée d’une grille comportant un agencement de premières lames (58) parallèles les unes aux autres, et de secondes lames (60) parallèles les unes aux autres, les secondes lames (60) étant sensiblement perpendiculaires aux premières lames (58) et encastrées dans les premières lames (58).
12. Procédé de fabrication d’un ensemble propulsif (10) selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il comporte au moins une étape de soudage (ET 1 ) de la première peau (26) avec l’âme centrale (30) et au moins une étape de soudage ou de brasage (ET2) de la seconde peau (28) avec l’âme centrale (30).
13. Procédé de fabrication selon la revendication 12, l’ensemble propulsif (10) étant tel que défini à la revendication 7, caractérisé en ce qu’il comporte :
- une première étape (ET1 ) de soudage de l’unique couche (38) de l’âme centrale (30) à la première peau (26), le soudage étant réalisé par déplacement d’un outil de soudage (55) sur la paroi de la couche (38) en suivant un chemin déterminé (W) entre les pyramides, et
- une deuxième étape (ET2) de brasage ou collage de la seconde peau (28) avec les sommets tronqués plans (42) des pyramides de l’unique couche (38) de l’âme centrale (30).
14. Procédé de fabrication selon la revendication 12, l’ensemble propulsif (10) étant tel que défini à la revendication 8, caractérisé en ce qu’il comporte :
- une première étape de soudage (ET 1 ) de chacune des deux couches (38) destinées à former l’âme centrale (30) respectivement à la première peau (26) et à la seconde peau (28), le soudage étant réalisé par déplacement d’un outil de soudage (55) sur la paroi (48) de chaque couche (38) en suivant un chemin (W) entre les pyramides de chaque couche (38), et - une deuxième étape (ET2) de brasage entre les sommets tronqués plans (42) des pyramides de chacune des deux couches (38) pour les réunir et former l’âme centrale (30).
15. Procédé de fabrication selon la revendication 12, l’ensemble propulsif (10) étant tel que défini à la revendication 10 ou 11 , caractérisé en ce qu’il comporte :
- une première étape (ET1 ) de soudage de l’âme centrale (30) à la première peau, le soudage étant réalisé par un outil de soudage, et
- une deuxième étape de brasage ou de collage de la seconde peau (38) avec l’âme centrale (30).
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