FR3098188A1 - Method of manufacturing a vortex generator for an aerodynamic wall of an aircraft comprising at least one protected leading edge - Google Patents
Method of manufacturing a vortex generator for an aerodynamic wall of an aircraft comprising at least one protected leading edge Download PDFInfo
- Publication number
- FR3098188A1 FR3098188A1 FR1907338A FR1907338A FR3098188A1 FR 3098188 A1 FR3098188 A1 FR 3098188A1 FR 1907338 A FR1907338 A FR 1907338A FR 1907338 A FR1907338 A FR 1907338A FR 3098188 A1 FR3098188 A1 FR 3098188A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- vortex generator
- leading edge
- protective element
- manufacturing
- wall
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
- B64C23/06—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Procédé de fabrication d’un générateur de tourbillons pour une paroi aérodynamique d’un aéronef comprenant au moins un bord d’attaque protégé, générateur de tourbillons pour une paroi aérodynamique d’un aéronef comprenant moins un bord d’attaque protégé et aéronef équipé d’au moins un tel générateur de tourbillons L'invention a pour objet un procédé de fabrication d’un générateur de tourbillons (40) pour une paroi aérodynamique (42) d’un aéronef, ledit générateur de tourbillons présentant au moins un bord d’attaque (48), caractérisé en ce que le générateur de tourbillons (40) est réalisé en matériau composite et en ce que le procédé de fabrication comprend une étape de positionnement d’au moins un élément de protection (58) sur au moins une partie du bord d’attaque (48). Figure 6 Method of manufacturing a vortex generator for an aerodynamic wall of an aircraft comprising at least one protected leading edge, vortex generator for an aerodynamic wall of an aircraft comprising at least one protected leading edge and aircraft equipped with '' at least one such vortex generator The subject of the invention is a method of manufacturing a vortex generator (40) for an aerodynamic wall (42) of an aircraft, said vortex generator having at least one leading edge (48), characterized in that that the vortex generator (40) is made of a composite material and in that the manufacturing process comprises a step of positioning at least one protective element (58) on at least part of the leading edge (48) . Figure 6
Description
La présente demande se rapporte à un procédé de fabrication d’un générateur de tourbillons pour une paroi aérodynamique d’un aéronef comprenant au moins un bord d’attaque protégé, à un générateur de tourbillons pour une paroi aérodynamique d’un aéronef comprenant au moins un bord d’attaque protégé ainsi qu’à un aéronef équipé d’au moins un tel générateur de tourbillons.The present application relates to a method of manufacturing a vortex generator for an aerodynamic wall of an aircraft comprising at least one protected leading edge, to a vortex generator for an aerodynamic wall of an aircraft comprising at least a protected leading edge as well as an aircraft equipped with at least one such vortex generator.
Comme illustré sur les figures, un aéronef 10 comprend plusieurs ensembles propulsifs 12 qui présentent chacun une nacelle 14 entourant une motorisation. La nacelle 14 comprend au moins une paroi aérodynamique 16, comme par exemple un capot, comportant au moins un générateur de tourbillons 18 également appelé aileron ou aigrette (ou strake en anglais).As illustrated in the figures, an aircraft 10 comprises several propulsion units 12 which each have a nacelle 14 surrounding an engine. The nacelle 14 comprises at least one aerodynamic wall 16, such as for example a hood, comprising at least one vortex generator 18 also called aileron or aigrette (or strake in English).
Selon un mode de réalisation visible sur les figures 3 et 4, la paroi aérodynamique 16 présente une surface externe 16.1 orientée vers l’extérieur de la nacelle 14, contre laquelle s’écoule un flux d’air 20, et une surface interne 16.2 orientée vers l’intérieur de la nacelle 14. Le générateur de tourbillons 18 comprend une section transversale en T et présente une paroi active 22 ainsi qu’une embase 24 en saillie par rapport à la surface externe 16.1 de la paroi aérodynamique 16 et reliée à cette dernière par des éléments de fixation 26.According to one embodiment visible in FIGS. 3 and 4, the aerodynamic wall 16 has an external surface 16.1 oriented towards the outside of the nacelle 14, against which an air flow 20 flows, and an internal surface 16.2 oriented. towards the inside of the nacelle 14. The vortex generator 18 comprises a T-shaped cross section and has an active wall 22 as well as a base 24 projecting from the external surface 16.1 of the aerodynamic wall 16 and connected to this last by fixing elements 26.
Les générateurs de tourbillons 18, positionnés de part et d’autre du mât au niveau du capot de la nacelle, permettent d’obtenir un gain en matière aérodynamique, notamment en retardant le décollement du flux d’air sur l'extrados de l'aile ainsi qu’en augmentant la portance durant les phases d’atterrissage.The vortex generators 18, positioned on either side of the mast at the level of the cowl of the nacelle, make it possible to obtain an aerodynamic gain, in particular by delaying the separation of the air flow on the upper surface of the wing as well as by increasing the lift during the landing phases.
La paroi active 22 a une forme triangulaire et présente un premier côté 28 relié à l’embase 24, un deuxième côté 30 formant un bord d’attaque ainsi qu’un troisième côté formant un bord de fuite 32.The active wall 22 has a triangular shape and has a first side 28 connected to the base 24, a second side 30 forming a leading edge and a third side forming a trailing edge 32.
Les générateurs de tourbillons 18 sont métalliques, et non en matériau composite, pour résister aux phénomènes d’érosion, ce qui conduit à augmenter la masse embarquée.The vortex generators 18 are metallic, and not made of a composite material, to resist erosion phenomena, which leads to an increase in the on-board mass.
La présente invention vise à remédier à tout ou partie des inconvénients de l’art antérieur.The present invention aims to remedy all or part of the drawbacks of the prior art.
A cet effet, l’invention a pour objet un procédé de fabrication d’un générateur de tourbillons pour une paroi aérodynamique d’un aéronef, ledit générateur de tourbillons présentant au moins un bord d’attaque, caractérisé en ce que le générateur de tourbillons est réalisé en matériau composite et en ce que le procédé de fabrication comprend une étape de positionnement d’au moins un élément de protection sur au moins une partie du bord d’attaque.To this end, the invention relates to a method of manufacturing a vortex generator for an aerodynamic wall of an aircraft, said vortex generator having at least one leading edge, characterized in that the vortex generator is made of a composite material and in that the manufacturing process comprises a step of positioning at least one protective element on at least part of the leading edge.
Cette solution permet d’obtenir un générateur de tourbillons en matériau composite, résistant aux phénomènes d’érosion.This solution makes it possible to obtain a vortex generator made of composite material, resistant to erosion phenomena.
Selon une autre caractéristique, le procédé comprend une étape de consolidation du générateur de tourbillons ainsi qu’une étape de mise en contact de l’élément de protection et du générateur de tourbillons pendant l’étape de consolidation.According to another characteristic, the method comprises a step of consolidating the vortex generator as well as a step of bringing the protective element and the vortex generator into contact during the consolidation step.
Selon une autre caractéristique, le procédé comprend une étape de traitement de surface afin d’augmenter une rugosité d’une surface de l’élément de protection configurée pour être plaquée contre le générateur de tourbillons, préalablement à l’étape de mise en contact de l’élément de protection et du générateur de tourbillons.According to another characteristic, the method comprises a step of surface treatment in order to increase a roughness of a surface of the protective element configured to be pressed against the vortex generator, prior to the step of bringing the vortex into contact. the protection element and the vortex generator.
Selon un premier mode opératoire, le procédé comprend une étape de réalisation d’au moins un élément de protection, une étape de positionnement de l’élément de protection dans un moule conformé selon le générateur de tourbillons à réaliser, une étape de réalisation d’au moins une préforme configurée selon le générateur de tourbillons à réaliser, une étape de positionnement de chaque préforme dans le moule, une étape de fermeture du moule, une étape d’injection d’une résine et de cuisson afin de consolider le générateur de tourbillons puis de relier l’élément de protection et le générateur de tourbillons ainsi qu’une étape de démoulage.According to a first operating mode, the method comprises a step of producing at least one protective element, a step of positioning the protective element in a mold shaped according to the vortex generator to be produced, a step of producing at least one preform configured according to the vortex generator to be produced, a step of positioning each preform in the mold, a step of closing the mold, a step of injecting a resin and baking in order to consolidate the vortex generator then to connect the protection element and the vortex generator as well as a demolding step.
Selon un deuxième mode opératoire, le procédé comprend une étape de réalisation d’au moins une préforme configurée selon le générateur de tourbillons à réaliser, une étape de fabrication d’au moins un élément de protection, une étape de positionnement de l’élément de protection sur la (ou les) préforme(s), une étape de mise en place de la (ou des) préforme(s) équipée(s) de l’élément de protection dans un moule, une étape de fermeture du moule, une étape d’injection d’une résine et de cuisson afin de consolider le générateur de tourbillons puis de relier l’élément de protection et le générateur de tourbillons ainsi qu’une étape de démoulage.According to a second operating mode, the method comprises a step of producing at least one preform configured according to the vortex generator to be produced, a step of manufacturing at least one protection element, a step of positioning the control element. protection on the preform (s), a step of placing the preform (s) equipped with the protection element in a mold, a step of closing the mold, a step of injecting a resin and curing in order to consolidate the vortex generator then to connect the protection element and the vortex generator as well as a demolding step.
L’invention a également pour objet un générateur de tourbillons pour une paroi aérodynamique d’un aéronef réalisé à partir du procédé selon l’une des caractéristiques précédentes, ledit générateur de tourbillons présentant au moins un bord d’attaque. Selon l’invention, le générateur de tourbillons est réalisé en matériau composite et comprend au moins un élément de protection sur au moins une partie du bord d’attaque.The subject of the invention is also a vortex generator for an aerodynamic wall of an aircraft produced using the method according to one of the preceding characteristics, said vortex generator having at least one leading edge. According to the invention, the vortex generator is made of a composite material and includes at least one protective element on at least part of the leading edge.
Selon une autre caractéristique, le générateur de tourbillons comprend une liaison, entre l’élément de protection et au moins le bord d’attaque, obtenue par consolidation du générateur de tourbillons en contact avec l’élément de protection.According to another characteristic, the vortex generator comprises a connection between the protection element and at least the leading edge, obtained by consolidating the vortex generator in contact with the protection element.
Selon une autre caractéristique, le générateur de tourbillons comprend une paroi active présentant un bord d’attaque ainsi qu’une embase reliant la paroi active et la paroi aérodynamique et présentant au moins un chant avant en saillie par rapport à la paroi aérodynamique. Dans ce cas, le générateur de tourbillons comprend au moins un élément de protection positionné au niveau du bord d’attaque de la paroi active ainsi qu’au moins un élément de protection positionné au niveau d’au moins un chant avant de l’embase.According to another characteristic, the vortex generator comprises an active wall having a leading edge as well as a base connecting the active wall and the aerodynamic wall and having at least one front edge projecting relative to the aerodynamic wall. In this case, the vortex generator comprises at least one protective element positioned at the leading edge of the active wall as well as at least one protective element positioned at the level of at least one front edge of the base. .
L’invention a également pour objet un aéronef comprenant au moins un générateur de tourbillons selon l’une des caractéristiques précédentes.The subject of the invention is also an aircraft comprising at least one vortex generator according to one of the preceding characteristics.
D'autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description de l’invention qui va suivre, description donnée à titre d'exemple uniquement, en regard des dessins annexés parmi lesquels :Other characteristics and advantages will emerge from the description of the invention which follows, description given by way of example only, with reference to the appended drawings, among which:
Sur les figures 5 et 6, on a représenté un générateur de tourbillons 40 positionné sur une paroi aérodynamique 42 d’une nacelle d’aéronef.In Figures 5 and 6, there is shown a vortex generator 40 positioned on an aerodynamic wall 42 of an aircraft nacelle.
Bien que décrite appliquée à une nacelle d’aéronef, l’invention n’est aucunement limitée à cette application et peut être appliquée à toute paroi aérodynamique d’un aéronef, comme par exemple un fuselage, un empennage, une aile, un mât ou une nacelle.Although described applied to an aircraft nacelle, the invention is in no way limited to this application and can be applied to any aerodynamic wall of an aircraft, such as for example a fuselage, a tail unit, a wing, a mast or a basket.
La paroi aérodynamique 42 présente une surface externe 42.1 contre laquelle s’écoule un flux d’air 44 en vol et une surface interne 42.2 opposée à la surface externe 42.1.The aerodynamic wall 42 has an outer surface 42.1 against which flows an air flow 44 in flight and an inner surface 42.2 opposite to the outer surface 42.1.
Pour la suite de la présente demande, les termes avant et arrière font référence au sens de l’écoulement du flux d’air 44, ce dernier s’écoulant en vol de l’avant vers l’arrière.For the remainder of the present application, the terms forward and backward refer to the direction of the flow of air flow 44, the latter flowing in flight from the front to the rear.
Par un générateur de tourbillons, on entend toute paroi en saillie par rapport à une paroi aérodynamique d’un aéronef et configurée pour modifier un flux d’air s’écoulant à la surface de cette paroi aérodynamique. Un générateur de tourbillons est également appelé aileron, aigrette ou « strake » en anglais.By a vortex generator is meant any wall projecting from an aerodynamic wall of an aircraft and configured to modify an air flow flowing at the surface of this aerodynamic wall. A vortex generator is also called aileron, aigrette or "strake" in English.
Selon différents modes de réalisation visibles sur les figures 5 et 6, le générateur de tourbillons 40 comprend au moins une paroi active 46, sensiblement plane, en saillie par rapport à la surface externe 42.1 de la paroi aérodynamique 42. Généralement, la paroi active 46 est approximativement perpendiculaire à la paroi aérodynamique 42. Cette paroi active 46 comprend un bord d’attaque 48 et un bord de fuite 50.According to different embodiments visible in Figures 5 and 6, the vortex generator 40 comprises at least one active wall 46, substantially planar, projecting relative to the outer surface 42.1 of the aerodynamic wall 42. Generally, the active wall 46 is approximately perpendicular to the aerodynamic wall 42. This active wall 46 comprises a leading edge 48 and a trailing edge 50.
Selon une configuration, la paroi active 46 a approximativement la forme d’un triangle. Ainsi, le bord d’attaque 48 comprend une première extrémité avant 48.1 positionnée au niveau de la surface externe 42.1 de la paroi aérodynamique 42 ainsi qu’une deuxième extrémité arrière 48.2 reliée au bord de fuite 50 et écartée de la surface externe 42.1 de la paroi aérodynamique 42. Le bord d’attaque 48 présente une longueur correspondant à la distance entre les extrémités avant et arrière 48.1, 48.2. La paroi active 46 comprend des première et deuxième faces 46.1, 46.2, qui se rejoignent au niveau du bord d’attaque 48 et du bord de fuite 50, le long desquelles s’écoule le flux d’air 44.According to one configuration, the active wall 46 has approximately the shape of a triangle. Thus, the leading edge 48 comprises a first front end 48.1 positioned at the level of the outer surface 42.1 of the aerodynamic wall 42 as well as a second rear end 48.2 connected to the trailing edge 50 and spaced from the outer surface 42.1 of the aerodynamic wall 42. The leading edge 48 has a length corresponding to the distance between the front and rear ends 48.1, 48.2. Active wall 46 includes first and second faces 46.1, 46.2, which meet at leading edge 48 and trailing edge 50, along which air flow 44 flows.
Dans un plan transversal, perpendiculaire au bord d’attaque 48, ce dernier peut avoir une section en arc de cercle, comme illustré notamment sur la figure 7, ou une section en forme d’échelon ayant un chant sensiblement plat, comme illustré notamment sur la figure 11.In a transverse plane, perpendicular to the leading edge 48, the latter may have a section in the form of an arc of a circle, as illustrated in particular in FIG. 7, or a section in the form of a step having a substantially flat edge, as illustrated in particular in figure 11.
Selon un premier mode de réalisation visible sur la figure 5, le générateur de tourbillons 40 comprend, en plus de la paroi active 46, une embase 52, reliant la paroi active 46 et la paroi aérodynamique 42, qui s’étend de part et d’autre de la paroi active 46 et qui est plaquée contre la surface externe 42.1 de la paroi aérodynamique 42 et reliée à cette dernière par une pluralité d’éléments de fixation 54, comme des boulons, des rivets ou autres. Selon ce premier mode de réalisation, la paroi active 46 et l’embase 52 forment une unique et même pièce ayant une section en T et sont en saillie par rapport à la surface externe 42.1 de la paroi aérodynamique 42. En variante, l’embase 52 ne s’étend que d’un seul côté de la paroi active 46 de manière à former une pièce en L.According to a first embodiment visible in FIG. 5, the vortex generator 40 comprises, in addition to the active wall 46, a base 52, connecting the active wall 46 and the aerodynamic wall 42, which extends from side to side. The other of the active wall 46 and which is pressed against the outer surface 42.1 of the aerodynamic wall 42 and connected to the latter by a plurality of fixing elements 54, such as bolts, rivets or the like. According to this first embodiment, the active wall 46 and the base 52 form a single and same part having a T-shaped section and protrude from the outer surface 42.1 of the aerodynamic wall 42. As a variant, the base 52 extends only from one side of the active wall 46 so as to form an L-shaped part.
Selon ce premier mode de réalisation, l’embase 52 comprend au moins un chant avant 56, en saillie par rapport à la surface externe 42.1 de la paroi aérodynamique 42, qui forme au moins un bord d’attaque secondaire, s’étendant de part et d’autre de la paroi active 46. Selon ce premier mode de réalisation, le générateur de tourbillons 40 comprend plusieurs bords d’attaque 48 et 56.According to this first embodiment, the base 52 comprises at least one front edge 56, projecting relative to the outer surface 42.1 of the aerodynamic wall 42, which forms at least one secondary leading edge, extending from the side. on the other side of the active wall 46. According to this first embodiment, the vortex generator 40 comprises several leading edges 48 and 56.
Selon un deuxième mode de réalisation visible sur la figure 6, la paroi active 46 traverse la paroi aérodynamique 42 et le générateur de tourbillons 40 comprend un système de liaison pour relier la paroi active 46 à la surface interne 42.2 de la paroi aérodynamique 42, comme par exemple une embase plaquée contre la surface interne 42.2 de la paroi aérodynamique 42 et reliée à cette dernière par une pluralité d’éléments de fixation.According to a second embodiment visible in FIG. 6, the active wall 46 passes through the aerodynamic wall 42 and the vortex generator 40 comprises a connection system for connecting the active wall 46 to the internal surface 42.2 of the aerodynamic wall 42, as for example a base pressed against the internal surface 42.2 of the aerodynamic wall 42 and connected to the latter by a plurality of fixing elements.
Selon ce deuxième mode de réalisation, seule la paroi active 46 est en saillie par rapport à la surface externe 42.1 de la paroi aérodynamique 42 et le générateur de tourbillons 40 ne comprend qu’un seul bord d’attaque 48.According to this second embodiment, only the active wall 46 protrudes from the outer surface 42.1 of the aerodynamic wall 42 and the vortex generator 40 only comprises a single leading edge 48.
Bien entendu, l’invention n’est pas limitée à ces modes de réalisation. Ainsi, le générateur de tourbillons 40 pourrait être formé de plusieurs pièces assemblées et relié à la paroi aérodynamique 42 par tout système de liaison positionné au niveau de la surface externe 42.1 ou interne 42.2 de la paroi aérodynamique 42. Quel que soit le mode de réalisation, l’aéronef comprend au moins un générateur de tourbillons 40 qui présente au moins un bord d’attaque 48.Of course, the invention is not limited to these embodiments. Thus, the vortex generator 40 could be formed of several assembled parts and connected to the aerodynamic wall 42 by any connection system positioned at the level of the external 42.1 or internal 42.2 surface of the aerodynamic wall 42. Whatever the embodiment. , the aircraft comprises at least one vortex generator 40 which has at least one leading edge 48.
Selon l’invention, le générateur de tourbillons 40 est réalisé en matériau composite et comprend des fibres noyées dans une matrice de résine.According to the invention, the vortex generator 40 is made of a composite material and comprises fibers embedded in a resin matrix.
De manière non exhaustive, les fibres peuvent être en carbone, en verre, en aramide ou être des fibres végétales. La résine de la matrice peut être thermodurcissable, thermoplastique ou en céramique.In a non-exhaustive manner, the fibers can be carbon, glass, aramid or be plant fibers. The resin of the matrix can be thermosetting, thermoplastic or ceramic.
Différents procédés peuvent être utilisés pour réaliser le générateur de tourbillons 40 en matériau composite. Ainsi, des plis de fibres sèches ou pré-imprégnées peuvent être drapés manuellement ou de manière automatique. Dans le cas de fibres sèches, un procédé de moulage par transfert de résine dit RTM (pour Resin Transfer Molding en anglais) ou un procédé de moulage par infusion peuvent être utilisés. Dans le cas de fibres pré-imprégnées, un procédé de moulage dit SQRTM (pour Same Qualified Resin Transfer Molding en anglais), un procédé de moulage sous vide, un procédé de moulage par compression de type SMC (Pour Sheet Molding Compound en anglais) ou un procédé de moulage par compression de type BMC (pour Bulk Molding Compound en anglais) peuvent être utilisés. Bien entendu, l’invention n’est pas limitée à ces procédés de réalisation pour le générateur de tourbillons 40. Quel que soit le mode de réalisation, le procédé de fabrication du générateur de tourbillons 40 comprend une étape de consolidation visant à le consolider.Different methods can be used to make the vortex generator 40 from a composite material. Thus, plies of dry or prepreg fibers can be draped manually or automatically. In the case of dry fibers, a resin transfer molding process known as RTM (for Resin Transfer Molding in English) or an infusion molding process can be used. In the case of pre-impregnated fibers, a molding process known as SQRTM (for Same Qualified Resin Transfer Molding in English), a vacuum molding process, a compression molding process of the SMC type (for Sheet Molding Compound in English) or a BMC (Bulk Molding Compound) type compression molding process can be used. Of course, the invention is not limited to these production methods for the vortex generator 40. Regardless of the embodiment, the method for manufacturing the vortex generator 40 includes a consolidation step aimed at consolidating it.
Le générateur de tourbillons 40 comprend au moins un élément de protection 58 positionné sur au moins une partie de la longueur du bord d’attaque 48. Selon une configuration, l’élément de protection 58 s’étend de l’extrémité avant 48.1 jusqu’à l’extrémité arrière 48.2 du bord d’attaque 48.The vortex generator 40 comprises at least one protection element 58 positioned over at least part of the length of the leading edge 48. According to one configuration, the protection element 58 extends from the front end 48.1 to the front end 48.1. at the rear end 48.2 of the leading edge 48.
Selon un mode de réalisation visible sur la figure 7, l’élément de protection 58 se présente sous la forme d’une gouttière métallique 60 positionnée à cheval sur le bord d’attaque 48.According to one embodiment visible in Figure 7, the protective element 58 is in the form of a metal gutter 60 positioned astride the leading edge 48.
Selon un autre mode de réalisation visible sur la figure 8, l’élément de protection 58 comprend une âme 62 insérée dans le générateur de tourbillons 40 ainsi qu’un bourrelet 64 demi-cylindrique relié à l’âme 62 et positionné le long du bord d’attaque 48, l’âme 62 et le bourrelet 64 ne formant qu’une seule et même pièce.According to another embodiment visible in FIG. 8, the protective element 58 comprises a core 62 inserted into the vortex generator 40 as well as a semi-cylindrical bead 64 connected to the core 62 and positioned along the edge. attack 48, the core 62 and the bead 64 forming one and the same part.
Selon un autre mode de réalisation visible sur la figure 9, l’élément de protection 58 est un clinquant en forme de L 66 positionné sur le bord d’attaque 48.According to another embodiment shown in Figure 9, the protective element 58 is an L-shaped foil 66 positioned on the leading edge 48.
Selon un autre mode de réalisation visible sur la figure 10, l’élément de protection 58 est un clinquant en forme de U 68 positionné sur le bord d’attaque 48.According to another embodiment shown in Figure 10, the protective element 58 is a U-shaped foil 68 positioned on the leading edge 48.
Selon un autre mode de réalisation visible sur la figure 11, l’élément de protection 58 est un treillis 70, notamment métallique, également appelé wire mesh, appliqué au moins sur le bord d’attaque 58.According to another embodiment visible in Figure 11, the protective element 58 is a mesh 70, in particular metal, also called wire mesh, applied at least on the leading edge 58.
Selon un mode de réalisation visible sur la figure 12, l’élément de protection 58 se présente sous la forme d’une gouttière en matière plastique 72, comme en polyuréthane, positionnée à cheval sur le bord d’attaque 48.According to one embodiment visible in Figure 12, the protective element 58 is in the form of a plastic gutter 72, such as polyurethane, positioned astride the leading edge 48.
L’invention n’est pas limitée à ces matériaux. Ainsi, l’élément de protection 58 peut être métallique, en matière plastique ou autres. Quel que soit le mode de réalisation, l’élément de protection 58 est configuré pour résister aux phénomènes d’érosion en raison de sa nature, de sa géométrie, de sa matière. Comme illustré sur les figures 8 à 10 et 12, l’élément de protection 58 peut recouvrir uniquement le bord d’attaque 48, le bord d’attaque 48 et au moins une partie des première et deuxième faces 46.1, 46.2 de la paroi active 46, le bord d’attaque 48 et toutes les première et deuxième faces 46.1, 46.2 de la paroi active 46 ou tout le générateur de tourbillons 40, à savoir la paroi active 46 et l’embase 52, comme illustré sur la figure 11.The invention is not limited to these materials. Thus, the protective element 58 can be metallic, plastic or the like. Regardless of the embodiment, the protection element 58 is configured to resist erosion phenomena due to its nature, its geometry, its material. As illustrated in Figures 8 to 10 and 12, the protective element 58 can cover only the leading edge 48, the leading edge 48 and at least part of the first and second faces 46.1, 46.2 of the active wall. 46, the leading edge 48 and all the first and second faces 46.1, 46.2 of the active wall 46 or all of the vortex generator 40, namely the active wall 46 and the base 52, as illustrated in FIG. 11.
L’élément de protection 58 est mis en forme par tout procédé approprié, comme par moulage par exemple.The protective element 58 is shaped by any suitable process, such as by molding, for example.
Selon une particularité de l’invention, l’élément de protection 58 est mis en contact avec le générateur de tourbillons 40, au moins au niveau du bord d’attaque 48, préalablement et pendant l’étape de consolidation du générateur de tourbillons 40. Ainsi, le générateur de tourbillons 40 comprend une liaison entre l’élément de protection 58 et au moins le bord d’attaque 48 obtenue par la consolidation du générateur de tourbillons 40 en contact avec l’élément de protection 58.According to a particular feature of the invention, the protective element 58 is brought into contact with the vortex generator 40, at least at the level of the leading edge 48, before and during the step of consolidating the vortex generator 40. Thus, the vortex generator 40 comprises a connection between the protection element 58 and at least the leading edge 48 obtained by the consolidation of the vortex generator 40 in contact with the protection element 58.
Par conséquent, le procédé de réalisation du générateur de tourbillons 40 comprend une étape de mise en contact de l’élément de protection 58 et du générateur de tourbillons 40 préalablement à l’étape de consolidation du générateur de tourbillons 40 et pendant cette dernière. Cette solution permet d’obtenir, en une seule étape, la consolidation du générateur de tourbillons 40 ainsi qu’une liaison solide entre l’élément de protection 58 et le générateur de tourbillons 40, assurant une excellente cohésion entre ces deux éléments.Therefore, the method of making the vortex generator 40 includes a step of contacting the protective element 58 and the vortex generator 40 prior to and during the consolidation step of the vortex generator 40. This solution makes it possible to obtain, in a single step, the consolidation of the vortex generator 40 as well as a solid connection between the protection element 58 and the vortex generator 40, ensuring excellent cohesion between these two elements.
Selon une autre caractéristique, l’élément de protection 58 comprend une surface, configurée pour être plaquée contre le générateur de tourbillons 40, qui présente une rugosité élevée. Cette solution permet d’améliorer la cohésion entre l’élément de protection 58 et le générateur de tourbillons 40. Selon un mode opératoire, le procédé de réalisation du générateur de tourbillons 40 comprend une étape de traitement de surface, visant à augmenter la rugosité de la surface de l’élément de protection 58 configurée pour être plaquée contre le générateur de tourbillons 40, préalablement à l’étape de mise en contact de l’élément de protection 58 et du générateur de tourbillons 40.According to another characteristic, the protection element 58 comprises a surface, configured to be pressed against the vortex generator 40, which has a high roughness. This solution makes it possible to improve the cohesion between the protective element 58 and the vortex generator 40. According to one operating mode, the method for producing the vortex generator 40 comprises a surface treatment step, aimed at increasing the roughness of the vortex generator. the surface of the protection element 58 configured to be pressed against the vortex generator 40, prior to the step of bringing the protection element 58 into contact with the vortex generator 40.
Selon un premier mode opératoire illustré par la figure 13, le procédé de fabrication d’un générateur de tourbillons 40 comprend une étape de fabrication 74 d’au moins un élément de protection 58, une étape de traitement de surface 76 de l’élément de protection 58 et une étape de positionnement 78 de l’élément de protection 58 dans un moule 80 conformé selon le générateur de tourbillons 40 à réaliser. En parallèle, le procédé de fabrication d’un générateur de tourbillons 40 comprend une étape de réalisation 82 d’au moins une préforme 84 configurée selon la paroi active 46 et l’embase 52 du générateur de tourbillons 40 à réaliser. Enfin, le procédé de fabrication d’un générateur de tourbillons 40 comprend une étape de positionnement 86 de chaque préforme 82 du générateur de tourbillons 40 dans le moule 80, une étape de fermeture du moule 80, une étape d’injection de la résine et de cuisson 88 afin de consolider le générateur de tourbillons 40 puis de relier l’élément de protection 58 avec le générateur de tourbillons 40 ainsi qu’une étape de démoulage 90 de manière à obtenir un générateur de tourbillons 40 équipé d’un élément de protection 58 visant à protéger au moins son bord d’attaque 48 contre les phénomènes d’érosion.According to a first operating mode illustrated by FIG. 13, the method of manufacturing a vortex generator 40 comprises a manufacturing step 74 of at least one protective element 58, a surface treatment step 76 of the protective element. protection 58 and a step of positioning 78 of the protection element 58 in a mold 80 shaped according to the vortex generator 40 to be produced. In parallel, the method of manufacturing a vortex generator 40 comprises a step 82 of producing at least one preform 84 configured according to the active wall 46 and the base 52 of the vortex generator 40 to be produced. Finally, the method of manufacturing a vortex generator 40 comprises a step of positioning 86 each preform 82 of the vortex generator 40 in the mold 80, a step of closing the mold 80, a step of injecting the resin and 88 in order to consolidate the vortex generator 40 then to connect the protection element 58 with the vortex generator 40 as well as a demolding step 90 so as to obtain a vortex generator 40 equipped with a protection element 58 aimed at protecting at least its leading edge 48 against erosion phenomena.
Selon un deuxième mode opératoire illustré par la figure 14, le procédé de fabrication d’un générateur de tourbillons 40 comprend une étape de réalisation 92 d’au moins une préforme 94 configurée selon la paroi active 46 et l’embase 52 du générateur de tourbillons 40 à réaliser. En parallèle, le procédé de fabrication d’un générateur de tourbillons 40 comprend une étape de fabrication 96 d’au moins un élément de protection 58, une étape de traitement de surface 98 de l’élément de protection 58 et une étape de positionnement de l’élément de protection 58 sur la (ou les) préforme(s) 94. Enfin, le procédé de fabrication d’un générateur de tourbillons 40 comprend une étape de mise en place 100 de la (ou des) préforme(s) 94 équipée(s) de l’élément de protection 58 dans un moule 102, une étape de fermeture du moule 102, une étape d’injection de la résine et de cuisson 104 afin de consolider le générateur de tourbillons 40 puis de relier l’élément de protection 58 avec le générateur de tourbillons 40 ainsi qu’une étape de démoulage 106 de manière à obtenir un générateur de tourbillons 40 équipé d’un élément de protection 58 visant à protéger au moins son bord d’attaque 48 contre les phénomènes d’érosion.According to a second operating mode illustrated by FIG. 14, the method of manufacturing a vortex generator 40 comprises a step 92 of producing at least one preform 94 configured according to the active wall 46 and the base 52 of the vortex generator. 40 to achieve. In parallel, the method of manufacturing a vortex generator 40 comprises a manufacturing step 96 of at least one protective element 58, a surface treatment step 98 of the protective element 58 and a positioning step of the protective element 58 on the preform (s) 94. Finally, the method of manufacturing a vortex generator 40 comprises a step of placing 100 of the preform (s) 94 equipped with the protective element 58 in a mold 102, a mold closing step 102, a resin injection and baking step 104 in order to consolidate the vortex generator 40 and then connect the element protection 58 with the vortex generator 40 as well as a demoulding step 106 so as to obtain a vortex generator 40 equipped with a protection element 58 aimed at protecting at least its leading edge 48 against the phenomena of erosion.
L’invention n’est pas limitée au bord d’attaque 48 de la paroi active 46. Au moins un élément de protection 58 peut être positionné au niveau d’au moins un chant avant 56 de l’embase 52, comme illustré sur la figure 5.The invention is not limited to the leading edge 48 of the active wall 46. At least one protective element 58 can be positioned at the level of at least one front edge 56 of the base 52, as illustrated in FIG. figure 5.
Quel que soit le mode de réalisation, l’invention permet d’obtenir un générateur de tourbillons 40 plus léger que ceux métalliques de l’art antérieur et protégé contre les phénomènes d’érosion.Whatever the embodiment, the invention makes it possible to obtain a vortex generator 40 which is lighter than the metallic ones of the prior art and protected against the phenomena of erosion.
Claims (9)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1907338A FR3098188B1 (en) | 2019-07-02 | 2019-07-02 | Method of manufacturing a vortex generator for an aerodynamic wall of an aircraft comprising at least one protected leading edge |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1907338A FR3098188B1 (en) | 2019-07-02 | 2019-07-02 | Method of manufacturing a vortex generator for an aerodynamic wall of an aircraft comprising at least one protected leading edge |
| FR1907338 | 2019-07-02 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3098188A1 true FR3098188A1 (en) | 2021-01-08 |
| FR3098188B1 FR3098188B1 (en) | 2021-10-29 |
Family
ID=68425044
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR1907338A Active FR3098188B1 (en) | 2019-07-02 | 2019-07-02 | Method of manufacturing a vortex generator for an aerodynamic wall of an aircraft comprising at least one protected leading edge |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR3098188B1 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20110194941A1 (en) * | 2010-02-05 | 2011-08-11 | United Technologies Corporation | Co-cured sheath for composite blade |
| FR2978931A1 (en) * | 2011-08-10 | 2013-02-15 | Snecma | METHOD FOR PRODUCING A PROTECTIVE REINFORCEMENT ON THE EDGE OF A BLADE |
| FR3008920A1 (en) * | 2013-07-29 | 2015-01-30 | Safran | METHOD FOR MANUFACTURING A BLADE IN COMPOSITE MATERIAL WITH INTEGRATED METAL ATTACK FRAME FOR AERONAUTICAL GAS TURBINE ENGINE |
| US20180334249A1 (en) * | 2017-05-16 | 2018-11-22 | Rohr, Inc. | Strake for aircraft propulsion system nacelle |
-
2019
- 2019-07-02 FR FR1907338A patent/FR3098188B1/en active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20110194941A1 (en) * | 2010-02-05 | 2011-08-11 | United Technologies Corporation | Co-cured sheath for composite blade |
| FR2978931A1 (en) * | 2011-08-10 | 2013-02-15 | Snecma | METHOD FOR PRODUCING A PROTECTIVE REINFORCEMENT ON THE EDGE OF A BLADE |
| FR3008920A1 (en) * | 2013-07-29 | 2015-01-30 | Safran | METHOD FOR MANUFACTURING A BLADE IN COMPOSITE MATERIAL WITH INTEGRATED METAL ATTACK FRAME FOR AERONAUTICAL GAS TURBINE ENGINE |
| US20180334249A1 (en) * | 2017-05-16 | 2018-11-22 | Rohr, Inc. | Strake for aircraft propulsion system nacelle |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR3098188B1 (en) | 2021-10-29 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2397402B1 (en) | Structural Panel with integrated reinforcement | |
| EP3209484B1 (en) | Assembly of two parts by a mechanical anchoring element, one of which is made of a composite material | |
| FR2953225A1 (en) | Composite component i.e. contoured preform, for forming e.g. low pressure compressor blade of turbojet engine of airplane, has leading edge comprising weft and reinforcing yarns that contain carbon and metal fibers, respectively | |
| EP0952920B1 (en) | Composite material panel with shock-protected edges | |
| US7749421B2 (en) | Helicopter blade mandrel | |
| US11708803B2 (en) | Thrust reverser cascade array and method for producing the same | |
| WO2017055727A1 (en) | Vane comprising a leading-edge shield and method for producing said vane | |
| EP3778381B1 (en) | Forward section of nacelle of an aircraft propulsion assembly in which the air intake lip is connected to the external panel by nesting | |
| EP4159420A1 (en) | Method for producing a door of a thrust reverser system, resulting thrust reverser system door and aircraft propulsion assembly comprising several such doors | |
| EP3898157B1 (en) | Preform with one-piece woven fibrous reinforcement for inter-blade platform | |
| EP3450303B1 (en) | Method for manufacturing a panel of an aircraft leading edge for providing an extended laminar flow, leading edge comprising at least one panel obtained by the method | |
| WO2012164197A1 (en) | Assembly for an aircraft nacelle | |
| FR3098188A1 (en) | Method of manufacturing a vortex generator for an aerodynamic wall of an aircraft comprising at least one protected leading edge | |
| EP4401956A1 (en) | Vane made of composite material comprising a metal reinforcement, and method for manufacturing such a vane | |
| EP3215358A1 (en) | Method of repairing a perforated skin of a panel using a doubler | |
| EP4385882A1 (en) | Method for manufacturing an aircraft window frame comprising seams offset from a visible surface, window frame obtained from said method and aircraft comprising at least one such window frame | |
| EP4385881A1 (en) | Method for manufacturing an aircraft window frame comprising a barrier layer, window frame obtained from said method and aircraft comprising at least one such window frame | |
| EP4136325B1 (en) | Blade made of composite material with metal reinforcements, and method of manufacturing such a blade | |
| FR2740379A1 (en) | Resin transfer moulded composite material helicopter rotor blade | |
| EP3778383B1 (en) | Forward section of nacelle of an aircraft propulsion assembly comprising a thermal transition zone | |
| FR3061070A1 (en) | METHOD FOR PRODUCING A RAIDI AUTO PANEL IN COMPOSITE MATERIALS AND PANEL OBTAINED BY SAID METHOD | |
| FR2961579A1 (en) | Stiffened panel for fuselage in aircraft, has stiffener extending from one end to another end of panel, where trace of stiffener follows non-null geodesic curvature between ends of stiffener, over surface of skin of panel | |
| FR3136011A1 (en) | Blade comprising a composite material structure and associated manufacturing method | |
| FR2946009A1 (en) | Composite structuring panel for trailing edge of an aircraft element, comprises an upper surface, a lower surface, and an edge connecting the upper and lower surfaces, where upper and lower surfaces are connected by transverse stiffeners | |
| FR3154462A1 (en) | VARIABLE PITCH BLADE FOR AN AIRCRAFT TURBOMACHINE PROPELLER |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 2 |
|
| PLSC | Publication of the preliminary search report |
Effective date: 20210108 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 3 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 4 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 5 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 6 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 7 |