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WO2016181073A1 - Panneau composite et nacelle de turboréacteur d'aéronef comprenant un tel panneau - Google Patents

Panneau composite et nacelle de turboréacteur d'aéronef comprenant un tel panneau Download PDF

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WO2016181073A1
WO2016181073A1 PCT/FR2016/051108 FR2016051108W WO2016181073A1 WO 2016181073 A1 WO2016181073 A1 WO 2016181073A1 FR 2016051108 W FR2016051108 W FR 2016051108W WO 2016181073 A1 WO2016181073 A1 WO 2016181073A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
composite panel
panel
cells
primary
skins
Prior art date
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Ceased
Application number
PCT/FR2016/051108
Other languages
English (en)
Inventor
Philippe Bienvenu
Jean-Claude RIVOAL
Michel Lefebvre
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Nacelles SAS
Original Assignee
Aircelle SA
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Aircelle SA filed Critical Aircelle SA
Publication of WO2016181073A1 publication Critical patent/WO2016181073A1/fr
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Ceased legal-status Critical Current

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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • Composite panel and nacelle of aircraft turbojet comprising such a panel
  • the present invention relates to a composite panel and in particular to an aircraft turbojet engine nacelle comprising such a composite panel.
  • These composite panels can also be acoustic attenuation panels designed to reduce the noise emissions of jet engines, these panels generally having a sandwich structure comprising:
  • resistive a perforated, air-permeable, external skin (oriented towards the source of the noise), called “resistive” or “acoustic”, whose role is to dissipate the acoustic energy;
  • the composite panels must be designed to be installed in the hot zone of the aircraft turbojet engine nacelle, and in particular in the downstream part of this nacelle through which exhaust gases are expelled.
  • Another alternative for structurally reinforcing a composite panel is to join two cellular structures of different density edge to edge, the area intended to be the most stressed being provided with a structure alveolar of higher density, for example by means of cells of smaller size or by means of thicker thickness of the walls delimiting the cells.
  • junctions are areas of weakness in case of high mechanical and thermal stress, but also during the installation of through fasteners.
  • said panels generally have reliefs such as curvatures, it is that is, they are not plans.
  • the object of the invention is to solve all or some of the aforementioned drawbacks, and in particular to provide a sandwich structure that can be reinforced at least locally in a simpler, improved manner and preferably compatible with the constraints associated with use in a nacelle of turbojet engine for an aircraft.
  • the subject of the present invention is a composite panel comprising a sandwich structure formed by a central core having a primary cellular structure, for example of the honeycomb type, sandwiched between two skins, the primary cellular structure comprising a network of main cells, the composite panel being characterized in that it comprises a plurality of pins, each peg being on the one hand, arranged to be housed and cooperate inside a main cell and, on the other hand, part, formed of a secondary cellular structure comprising a network of secondary cells.
  • Such a sandwich structure formed by the primary cellular structure thus retains its structural integrity and does not present a zone of weakness related to a particular junction.
  • the primary cellular structure is continuous beyond a simple reinforcing zone of the panel, reinforcement zone at which the pins are placed.
  • each peg housing and cooperating inside a main cell participate in the structural reinforcement of the panel, the forces acting on both the primary and secondary cell arrays.
  • the walls delimiting the main cells are in contact (brazed bond or bonded, for example) with the secondary cellular structure forming the associated pin, that around the periphery of said pin , especially discontinuously.
  • the forces exerted on the primary cellular structure are also transmitted to each secondary alveolar structure, ie to each ankle.
  • each pin being housed inside a main cell, it does not create discontinuity in the associated skin.
  • each of the pegs has a height substantially equal to a thickness of the primary cellular structure.
  • Such a characteristic allows in particular an improved reinforcement of the composite panel when it is subjected to compressive forces.
  • the walls defining each of the primary and secondary cells work locally and together in compression.
  • the composite panel comprises at least one curvature or curved zone, the pins being located at said area of curvature.
  • the panel retaining a structural integrity especially at its primary cell network the curvature zone can be strengthened without involving junctions that represent areas of weakness.
  • the main cells and the secondary cells have a section of the same shape.
  • the main and / or secondary cells have a section of hexagonal shape.
  • the composite panel is metallic, preferably made of titanium.
  • other materials such as stainless steel, aluminum, Inconel ®, carbon / epoxy, the polybismaléimide (BMI), poly (p-phenylene terephthalamide) (PPD-T), glass fiber, ceramic matrix composites (CMC), and / or oxide-oxide composites may be used.
  • composite panels whose skins are formed by a metal sheet and the honeycomb structure forming the central core is also metallic.
  • brazing is a method of assembling two elements using a filler metal whose melting temperature is lower than that of the base metal of the elements. By bringing the filler metal to its melting temperature, it melts and wets the base metal with which it is in contact and then diffuses inside the latter. Then, by cooling the assembly, the filler metal solidifies and ensures the connection between the various elements in contact.
  • honeycomb structure forming the central core may also be bonded by gluing to the skins in the case where other materials are used.
  • the dowels are formed of the same material as that forming the primary cellular structure.
  • the composite panel is an acoustic attenuation panel, one of the skins being a perforated skin.
  • the invention also relates to a fixed internal structure for an aircraft nacelle, characterized in that it comprises at least one composite panel comprising all or part of the aforementioned characteristics.
  • the invention also relates to an aircraft nacelle, characterized in that it comprises a composite panel comprising all or part of the aforementioned characteristics, or preferably at least one fixed internal structure comprising such a composite panel.
  • the invention also relates to a method of manufacturing a composite panel comprising all or part of the aforementioned characteristics, the method being characterized in that it comprises:
  • each peg being housed and cooperating inside a main cell; and a step of fixing the skins on each side of the primary cellular structure provided with pegs, so that the primary honeycomb structure provided with the pegs is sandwiched between two skins.
  • Such a method is very easy to use and quick to implement while limiting the extra cost of production. Moreover, it is not necessary for the operators to be specifically trained to apply such a method, which facilitates its implementation.
  • the skin fixing step is a brazing step of the primary cellular structure provided with pegs and sandwiched between two skins. This especially when the composite panel is metallic. Indeed, the use of such pins is particularly advantageous in this context since they are compatible with a soldering step.
  • the skin fixing step is a step of bonding the skins with the primary alveolar structure and with the pegs, especially when said pegs have a height substantially equal to the thickness of the primary cellular structure. This especially when the panel is composite material (s), for example carbon.
  • the method comprises a preliminary step of curvature of the primary cellular structure, before the step of inserting pins into said main cells.
  • the implementation of the step of inserting pins into the main cells after the curvature of said primary cellular structure limits the risk of tearing the walls of the main cells, which makes it possible not to weaken the network of main cells.
  • Figure 1 is a general representation of a turbojet engine nacelle for an aircraft
  • FIG. 2 illustrates an exploded view of the fixed internal structure 8 of the nacelle of FIG. 1;
  • Figure 3 illustrates a broken view of an acoustic panel
  • Figure 4 illustrates a portion of a composite panel according to one embodiment of the invention
  • FIG. 5 illustrates a portion of a composite panel according to another embodiment of the invention.
  • Figures 6 and 7 illustrate an ankle cooperating inside a main cell of the primary cellular structure according to two distinct embodiments.
  • a nacelle 1 has a substantially tubular shape along a longitudinal axis X. This nacelle 1 is intended to be suspended from a pylon 2, itself fixed under a wing of an aircraft.
  • the nacelle 1 comprises a front or upstream section 3 with an air intake lip 4 forming an air inlet 5, a median section 6 surrounding a blower of a turbojet engine (not shown) and a rear or downstream section 7.
  • the downstream section 7 comprises a fixed internal structure 8 (IFS) surrounding the upstream portion of the turbojet engine, and a fixed external structure (OFS) 9.
  • IFS fixed internal structure 8
  • OFS fixed external structure
  • the IFS 8 and the FSO 9 delimit an annular vein allowing the passage of a main air flow penetrating the nacelle 1 at the level of the air inlet 5.
  • the nacelle 1 thus comprises walls delimiting a space, such as the air inlet 5 or the annular vein, in which the main air flow enters, circulates and is ejected.
  • the nacelle 1 ends with an ejection nozzle 10 comprising an external module 11 and an internal module 12.
  • the inner 12 and outer 11 modules define a flow channel of a hot air flow exiting the turbojet engine.
  • FIG. 2 illustrates an exploded view of the fixed internal structure 8 of the nacelle 1.
  • the IFS comprises a barrel 13 composed of two walls 13a, 13b of substantially semicircular shape each forming a half-barrel of so that, once assembled, these walls 13a, 13b form the cask 13 of generally cylindrical shape of longitudinal axis X.
  • the IFS comprises two islands 14, 15 to provide a structural link between the IFS and the OFS.
  • One 14, called island 12H is arranged to be placed vertically above the barrel, and the other called island 6H is arranged to be placed vertically below the barrel.
  • Each of these islands 14, 15 is here composed of two sets of parts 14a, 14b 15a, 15b, each being intended to be assembled with one of the half-barrel walls.
  • the component parts assemblies including this IFS 8 are generally composite panels 20 'composed of several parts, namely two skins 22 and a central core 21 having a nest-like honeycomb core structure.
  • the composite panels offer weight gain and improved strength.
  • These composite panels 20 may also be acoustic attenuation panels designed to reduce the noise emissions of turbojets.
  • This type of panel, illustrated in FIG. 3, generally has a sandwich structure comprising:
  • FIG. 4 illustrates a portion of a sandwich structure formed by a central core 21 having a primary cellular honeycomb structure 210. This central core 21 is intended to be sandwiched between two skins to form the composite panel 20.
  • the primary cellular structure 210 comprises an array of main cells 23, said main cells 23 having a hexagonal-shaped section forming a honeycomb structure.
  • the composite panel 20 comprises a plurality of pins 24, each pin 24 being on the one hand, arranged to be housed and cooperate within a main cell 23 and on the other hand, formed of a secondary honeycomb structure 240 comprising an array of secondary cells 25. These secondary cells 25 also have a hexagonal shaped section forming a honeycomb type structure.
  • this secondary honeycomb structure 240 will structurally reinforce the honeycomb-like primary honeycomb structure 210. More specifically here, the secondary cells 25 of the secondary cellular structure 240 are placed, in the inserted position of the pin 24, parallel to the main cells 23 of the primary cellular structure 210.
  • this structural reinforcement is performed without creating discontinuity in the honeycomb type primary honeycomb structure 210.
  • the sandwich structure formed by the primary honeycomb structure 210 thus retains its structural integrity and does not have a zone of weakness related to any junction.
  • these pegs 24 are located together on an area of the panel, defining a reinforcing zone of the primary cellular structure 210, that is to say a reinforcement zone of the panel 20.
  • the primary cellular structure 210 retains its structural integrity and extends continuously beyond this reinforcement zone, particularly over the entire extent of the composite panel 20.
  • inserts having a cellular structure in cells of larger size compared to those of the insert itself.
  • it may be a peg or honeycomb insert in cells of a honeycomb structure forming the core 21 of a composite panel 20.
  • each of the pins 24 has a height substantially equal to a thickness e of the primary honeycomb structure 210.
  • each of the two ends of the pins 24 is flush with a surface of the primary honeycomb structure 210 on which will settle each of the skins, for example by brazing, one side of the central core and the other opposite side. The distance between these two opposite surfaces of the primary honeycomb structure 210 defining its thickness e.
  • the composite panel 20 is intended to form at least a portion of a fixed internal structure 8 for a nacelle 1 of an aircraft turbojet engine, such as an acoustic attenuation panel, it is generally metallic to withstand the different thermal stresses relating to the use of the turbojet engine of the aircraft.
  • the central core 21 formed by the primary cellular structure 210, as well as the pegs 24 and the skins 22 are made of titanium. Note, however, that other metals such as aluminum, stainless steel or inconel ® can be used.
  • the central core 21 and the skins are generally assembled by brazing.
  • a method of manufacturing a composite panel 20 as described above comprises:
  • each pin 24 being housed and cooperating inside a main cell 23; and a step of fixing the skins 22 on each side of the primary cellular structure 210 provided with the pegs 24, so that the primary cellular structure 210 provided with the pegs 24 is sandwiched between two skins 22.
  • the step of fixing the skins is preferably a brazing step of the primary cellular structure 210 provided with pegs 24 and sandwiched between the two skins 22.
  • the brazing step allows the fixing of the dowels:
  • the skin fixing step is a skins bonding step on the central core 21 formed by the primary cellular structure 210 and provided with pegs 24 of so that said central core 21 is sandwiched between the two skins 22.
  • the bonding step makes it possible to fix the pegs 24 at its ends with the skins 22 located on either side of the central core 21 when each of the pegs 24 has a height substantially equal to thickness e of the primary cellular structure 210. Furthermore, each pin 24 cooperating inside a main cell 23, its lateral edges are in contact with the walls delimiting the associated main cell 23 having a closed contour when they are fitted into said main cells 23, and thus do not require bonding.
  • the pins 24 being formed of a secondary cellular structure 240 comprising an array of secondary cells 25, its lateral edges are cut walls of this network of secondary cells 25.
  • the contacts between these edges lateral of the ankle and the walls delimiting the associated main cell 23 are therefore discontinuous along the closed contour of said main cell.
  • the composite panels 20 are generally not planar and have curvature zones.
  • the pins 24 are located at these bending zones, these zones being the most stressed.
  • the primary cellular structure 210 comprises a network of main cells 23 of size 3/8 of an inch (0.009525 m) and the secondary cellular structure 240 comprising a network of secondary cells 25 of size 1/8 of inch (0.003175 m).
  • these sizes are given by way of example, it is understood that, in general, the secondary cells 25 are of smaller size than that of the main cells 23.
  • FIG. 5 illustrates a portion of a sandwich structure formed by a central core 21 having a honeycomb-like primary honeycomb structure 210 according to another embodiment, this central core 21 being intended to be sandwiched between two skins (not shown here) to form the composite panel 20.
  • This embodiment differs essentially from that illustrated in FIG. 4 in that the main cells 23 are not hexagonal but globally rhombic. However, they may be of another form, for example of square shape.
  • the reinforcement zone defined by the zone where the pins 24 are located in the primary cellular structure 210, is here a substantially diamond-shaped zone.
  • all the main cells 23 of the primary cellular structure 210 forming a reinforcement zone house an anchor 24.
  • a reinforcement zone does not have a main cell 23 that would be empty, that is, without an ankle.
  • Figures 6 and 7 each illustrate a pin 24 cooperating inside a main cell 23 of the primary honeycomb structure 210 according to two separate embodiments.
  • the main cells 23 and the secondary cells 25 have a section of the same shape:
  • the main cell 23 and the secondary cells 25 of the pin 24 have a hexagonal cross section; and in Figure 7, the main cell 23 and the secondary cells 25 of the pin 24 have a square section.
  • the pin 24 has a shape particularly adapted to the main cell 23 inside which it is housed and cooperates.
  • the ratio of the dimension of the main cell 23 to the dimension of one of the secondary cells 25 of the associated pin 24 is here an integer.
  • an envelope circumscribed to the peripheral walls of the pin 24 has a substantially identical section to that of the associated main cell 23. The cooperation of the pegs 24 with the main cells 23 is thus improved.
  • the dimensions of the main cell 23 of hexagonal section are four times larger than those of a secondary cavity 25 of the pin 24 also hexagonal section, said secondary cells 25 of the ankle 24 being to them of the same dimensions.
  • This ratio may vary depending on the desired reinforcement and the desired density. In particular, the greater the density sought, the greater the ratio.
  • the dimensions of the main cell 23 of square section are three times larger than those of a secondary cell 25 of the pin 24 also of square section, the said secondary cells 25 of the pin 24 being in turn also of the same dimensions.
  • the contacts between the pin 24 and the walls delimiting the main cell 23 are only surface contacts. This, unlike the embodiment illustrated for example in Figure 4 where the side edges of the pins 24 are cut walls of its secondary cell network 25. As a result, the contacts between the pin 24 and the walls defining the main cell 23 are essentially linear.
  • the dowels are preferably located at a bending zone to reinforce this particular area, while maintaining the structural integrity of the panel, especially at its primary cell network.
  • the ankle as described consolidates all areas where effort is required, such as the reinforcement of a sandwich panel at the level of eg the installation of fasteners of a lock, joining panels and so on. .
  • section of the main cells 23 is independent of that of the secondary cells 25.
  • a particularly improved resistance has been observed for primary cells 23 and secondary cells 25 each of hexagonal section.

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Abstract

La présente invention se rapporte à un panneau composite (20) comprenant une structure sandwich formée par une âme centrale (21) présentant une structure alvéolaire primaire (210), par exemple du type nid d'abeille, prise en sandwich entre deux peaux (22), la structure alvéolaire primaire comprenant un réseau d'alvéoles principales (23), le panneau composite (20) étant caractérisé en ce qu'il comprend une pluralité de chevilles (24), chaque cheville (24) étant d'une part, agencée pour se loger et coopérer à l'intérieur d'une alvéole principale (23) et, d'autre part, formée d'une structure alvéolaire secondaire (240) comprenant un réseau d'alvéoles secondaires (25).

Description

Panneau composite et nacelle de turboréacteur d'aéronef comprenant un tel panneau
La présente invention se rapporte à un panneau composite et en particulier à une nacelle de turboréacteur d'aéronef comprenant un tel panneau composite.
Il est déjà connu, notamment dans le domaine de l'aéronautique, d'utiliser des panneaux composites présentant une structure sandwich formée par une âme centrale présentant une structure alvéolaire, par exemple du type nid d'abeille, prise en sandwich entre deux peaux.
Ces panneaux composites peuvent être également des panneaux d'atténuation acoustique prévus pour réduire les émissions de bruit des turboréacteurs, ces panneaux présentant en général une structure sandwich comprenant :
- une peau perforée, perméable à l'air, externe (orientée vers la source du bruit), dite « résistive » ou « acoustique », dont le rôle est de dissiper l'énergie acoustique ;
une âme centrale présentant une structure alvéolaire du type nid d'abeille ; et,
- une peau interne formée par une peau pleine (opposée à la source du bruit), dite structurante.
Dans certains cas, les panneaux composites doivent être conçus pour être installés en zone chaude de nacelle de turboréacteur d'aéronef, et notamment dans la partie aval de cette nacelle par laquelle sont expulsés des gaz d'échappement.
L'utilisation de tels panneaux composites est généralement structurelle et, lorsqu'il s'agit de panneaux d'atténuation acoustique dans cette zone d'échappement, cela permet aussi de réduire sensiblement les émissions sonores situées dans la plage des hautes fréquences.
Par ailleurs, afin de résister à certaines contraintes structurelles, il est connu d'utiliser plusieurs panneaux composites dont certains, situés au niveau de zones de contraintes les plus sollicitées structurellement, comprennent une âme centrale présentant une structure alvéolaire plus dense que celle des panneaux adjacents.
Une autre alternative pour renforcer structurellement un panneau composite est de joindre bord à bord deux structures alvéolaires de densité différentes, la zone prévue pour être la plus sollicitée étant munie d'une structure alvéolaire de densité plus importante, par exemple au moyen d'alvéoles de plus petite taille ou bien au moyen d'épaisseur plus épaisse des parois délimitant les alvéoles.
Toutefois, ces solutions présentent notamment l'inconvénient de nécessiter une ou plusieurs jonction(s) entre deux structures alvéolaires distinctes, voire entre deux panneaux composites. Ces jonctions constituent des zones de faiblesse en cas de fortes sollicitations mécaniques et thermiques, mais aussi lors de la pose de fixations traversantes.
Par ailleurs, pour les applications particulières dans le domaine de l'aéronautique, et notamment dans le cadre de l'utilisation de tels panneaux composites sur des nacelles de turboréacteurs d'aéronefs, ces dits panneaux présentent généralement des reliefs tels des courbures, c'est-à-dire qu'ils ne sont pas plans.
Dans ce contexte, les forces exercées sur des jonctions entre deux structures alvéolaires distinctes, voire entre deux panneaux composites distincts, au niveau de telles courbures tendent à fragiliser encore l'ensemble structurel.
Le but de l'invention est de résoudre tout ou partie des inconvénients précités, et notamment de proposer une structure sandwich pouvant être renforcée au moins localement de manière plus simple, améliorée et de préférence compatible avec les contraintes liées à une utilisation dans une nacelle de turboréacteur pour un aéronef.
À cet effet, la présente invention a pour objet un panneau composite comprenant une structure sandwich formée par une âme centrale présentant une structure alvéolaire primaire, par exemple du type nid d'abeille, prise en sandwich entre deux peaux, la structure alvéolaire primaire comprenant un réseau d'alvéoles principales, le panneau composite étant caractérisé en ce qu'il comprend une pluralité de chevilles, chaque cheville étant d'une part, agencée pour se loger et coopérer à l'intérieur d'une alvéole principale et, d'autre part, formée d'une structure alvéolaire secondaire comprenant un réseau d'alvéoles secondaires.
Une telle structure sandwich formée par la structure alvéolaire primaire conserve ainsi son intégrité structurelle et ne présente pas de zone de faiblesse liée à une jonction particulière.
En d'autres termes, la structure alvéolaire primaire est continue au-delà d'une simple zone de renfort du panneau, zone de renfort au niveau de laquelle les chevilles sont placées.
Par ailleurs, chaque cheville se logeant et coopérant à l'intérieur d'une alvéole principale, elles participent au renfort structural du panneau, les forces s'exerçant à la fois sur les réseaux d'alvéoles primaires et secondaires. En effet, puisque les chevilles coopèrent à l'intérieur des alvéoles principales, les parois délimitant les alvéoles principales sont en contact (liaison brasée ou collée, par exemple) avec la structure alvéolaire secondaire formant la cheville associée, cela autour du pourtour de ladite cheville, notamment de façon discontinue. De cette manière, les forces s'exerçant sur la structure alvéolaire primaire sont transmises également à chaque structure alvéolaire secondaire, soit à chaque cheville.
Enfin, chaque cheville étant logée à l'intérieur d'une alvéole principale, elle ne crée pas de discontinuité au niveau de la peau associée.
Selon une configuration technique avantageuse, chacune des chevilles présente une hauteur sensiblement égale à une épaisseur de la structure alvéolaire primaire.
Une telle caractéristique permet notamment un renfort amélioré du panneau composite lorsqu'il est soumis à des forces de compression. En effet, dans ce cas, les parois délimitant chacune des alvéoles primaires comme secondaires travaillent localement et ensemble en compression.
Avantageusement encore, le panneau composite comprend au moins une zone de courbure ou courbée, les chevilles étant localisées au niveau de ladite zone de courbure.
De cette manière, le panneau conservant une intégrité structurale notamment au niveau de son réseau d'alvéole primaire, la zone de courbure peut être renforcée sans impliquer de jonctions qui représenteraient des zones de faiblesse.
Avantageusement, les alvéoles principales et les alvéoles secondaires présentent une section de même forme.
Selon une configuration particulière, les alvéoles principales et/ou secondaires présentent une section de forme hexagonale.
Selon une caractéristique particulière, le panneau composite est métallique, de préférence en titane. Toutefois, d'autres matériaux tels que l'inox, l'aluminium, l'inconel®, le carbone/epoxy, le polybismaléimide (BMI), le poly(p- phénylènetéréphtalamide) (PPD-T), la fibre de verre, des composites à matrice céramique (CMC), et/ou des composites oxyde-oxyde peuvent être utilisés.
En effet, pour les applications particulières à haute température, on utilise en général des panneaux composites dont les peaux sont formées par une tôle métallique et la structure alvéolaire formant l'âme centrale est également métallique.
La structure alvéolaire formant l'âme centrale peut être alors reliée par brasage aux tôles métalliques. Par définition, le brasage est une méthode d'assemblage de deux éléments à l'aide d'un métal d'apport dont une température de fusion inférieure à celle du métal de base des éléments. En portant le métal d'apport à sa température de fusion, celui-ci se liquéfie et mouille le métal de base avec lequel il est en contact puis diffuse à l'intérieur de ce dernier. Ensuite, en refroidissant l'assemblage, le métal d'apport se solidifie et assure la liaison entre les différents éléments en contact.
La structure alvéolaire formant l'âme centrale peut également être reliée par collage aux peaux dans le cas où d'autres matériaux sont utilisés.
Avantageusement, les chevilles sont formées du même matériau que celui formant la structure alvéolaire primaire.
Selon une caractéristique particulière, le panneau composite est un panneau d'atténuation acoustique, l'une des peaux étant une peau perforée.
Selon un autre aspect, l'invention concerne également une structure interne fixe pour une nacelle d'aéronef, caractérisée en ce qu'elle comprend au moins un panneau composite comportant tout ou partie des caractéristiques précitées.
Selon un autre aspect, l'invention a également pour objet une nacelle pour aéronef, caractérisée en ce qu'elle comprend un panneau composite comportant tout ou partie des caractéristiques précitées, ou de préférence au moins une structure interne fixe comprenant un tel panneau composite.
Par ailleurs, l'invention concerne également un procédé de fabrication d'un panneau composite comportant tout ou partie des caractéristiques précitées, le procédé étant caractérisé en ce qu'il comprend :
une étape d'insertion de chevilles dans des alvéoles principales, chaque cheville se logeant et coopérant à l'intérieur d'une alvéole principale ; et - une étape de fixation des peaux de chaque côté de la structure alvéolaire primaire munie des chevilles, de sorte que la structure alvéolaire primaire munie des chevilles est prise en sandwich entre deux peaux.
Un tel procédé est donc très simple d'utilisation et rapide à mettre en œuvre tout en limitant le surcoût de la production. Par ailleurs, il n'est pas nécessaire que les opérateurs soient spécifiquement formés pour appliquer un tel procédé, ce qui en facilite la mise en œuvre.
Selon une caractéristique avantageuse, l'étape de fixation des peaux est une étape de brasage de la structure alvéolaire primaire munie des chevilles et prise en sandwich entre deux peaux. Ceci notamment lorsque le panneau composite est métallique. En effet, l'utilisation de telles chevilles est particulièrement avantageuse dans ce contexte puisque qu'elles sont compatibles avec une étape de brasage.
Alternativement, l'étape de fixation des peaux est une étape de collage des peaux avec la structure alvéolaire primaire et avec les chevilles, notamment lorsque ces dites chevilles présentent une hauteur sensiblement égale à l'épaisseur de la structure alvéolaire primaire. Ceci notamment lorsque le panneau est en matériau(x) composite(s), par exemple en carbone.
Avantageusement encore, le procédé comporte une étape préliminaire de courbure de la structure alvéolaire primaire, avant l'étape d'insertion de chevilles dans lesdites alvéoles principales.
En effet, la mise en œuvre de l'étape d'insertion de chevilles dans des alvéoles principales postérieurement à la courbure de ladite structure alvéolaire primaire permet de limiter le risque d'arracher les parois des alvéoles principales, ce qui permet de ne pas fragiliser le réseau d'alvéoles principales.
D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lumière de la description qui va suivre, et à l'examen des figures ci- annexées, dans lesquelles :
la figure 1 est une représentation générale d'une nacelle de turboréacteur pour un aéronef ;
- la figure 2 illustre une vue éclatée de la structure interne fixe 8 de la nacelle de la figure 1 ;
la figure 3 illustre une vue écorchée d'un panneau acoustique ;
la figure 4 illustre une portion d'un panneau composite selon un mode de réalisation de l'invention ;
- la figure 5 illustre une portion d'un panneau composite selon un autre mode de réalisation de l'invention ;
les figures 6 et 7, illustrent une cheville coopérant à l'intérieur d'une alvéole principale de la structure alvéolaire primaire selon deux modes de réalisation distincts.
Sur l'ensemble de ces figures, des références identiques ou analogues désignent des organes ou ensembles d'organes identiques ou analogues.
Comme représenté sur la figure 1, une nacelle 1 présente une forme sensiblement tubulaire selon un axe longitudinal X. Cette nacelle 1 est destinée à être suspendue à un pylône 2, lui-même fixé sous une aile d'un aéronef.
De façon générale, la nacelle 1 comprend une section avant ou amont 3 avec une lèvre d'entrée 4 d'air formant une entrée d'air 5, une section médiane 6 entourant une soufflante d'un turboréacteur (non représenté) et une section arrière ou aval 7. La section aval 7 comprend une structure interne fixe 8 (IFS) entourant la partie amont du turboréacteur, et une structure externe fixe (OFS) 9.
L'IFS 8 et l'OFS 9 délimitent une veine annulaire permettant le passage d'un flux d'air principal pénétrant la nacelle 1 au niveau de l'entrée d'air 5.
La nacelle 1 comporte donc des parois délimitant un espace, telle que l'entrée d'air 5 ou la veine annulaire, dans lequel le flux d'air principal pénètre, circule et est éjecté.
La nacelle 1 se termine par une tuyère d'éjection 10 comprenant un module externe 11 et un module interne 12. Les modules interne 12 et externe 11 définissent un canal d'écoulement d'un flux d'air chaud sortant du turboréacteur.
La figure 2 illustre une vue éclatée de la structure interne fixe 8 de la nacelle 1. Dans ce mode de réalisation, l'IFS comprend un tonneau 13 composé de deux parois 13a, 13b de forme sensiblement semi-circulaire formant chacune un demi tonneau de sorte que, une fois assemblées, ces parois 13a, 13b forment le tonneau 13 de forme globalement cylindrique d'axe longitudinal X.
Par ailleurs, l'IFS comprend deux îlots 14, 15 pour assurer une liaison structurelle entre l'IFS et l'OFS. L'un 14, appelé îlot 12H est agencé pour être placé au dessus verticalement du tonneau, et l'autre 15 appelé îlot 6H est agencé pour être placé en dessous verticalement du tonneau. Chacun de ces îlots 14, 15 est ici composé de deux ensembles de pièces 14a, 14b 15a, 15b, chacun étant destiné à être assemblé avec l'une des parois formant demi tonneau.
Les ensembles de pièces composant notamment cet IFS 8, comme de nombreuses autres pièces de la nacelle, sont généralement des panneaux composites 20' composés de plusieurs pièces, à savoir deux peaux 22 et une âme centrale 21 présentant une structure à âme alvéolaire du type nid d'abeille prise en sandwich entre les deux peaux 22. Ces panneaux composites offrent un gain de poids et une résistance améliorée.
Ces panneaux composites 20 peuvent être également des panneaux d'atténuation acoustique prévus pour réduire les émissions de bruit des turboréacteurs. Ce type de panneaux, illustré sur la figure 3, présente en général une structure sandwich comprenant :
une peau perforée 221, perméable à l'air, externe (orientée vers la source du bruit), dite « résistive » ou « acoustique », dont le rôle est de dissiper l'énergie acoustique ; une âme centrale 21 présentant une structure alvéolaire du type nid d'abeille ; et,
une peau interne 222 formée par une peau pleine (opposée à la source du bruit), dite structurante.
L'invention décrite ci-après est particulièrement avantageuse dans le cadre de la fabrication de ces panneaux composites, destinées à équiper une nacelle.
La figure 4 illustre une portion d'une structure sandwich formée par une âme centrale 21 présentant une structure alvéolaire primaire 210 du type nid d'abeille. Cette âme centrale 21 est destinée à être prise en sandwich entre deux peaux pour former le panneau composite 20.
Pour rendre la figure plus lisible, les peaux ne sont pas illustrées sur cette figure.
La structure alvéolaire primaire 210 comprend un réseau d'alvéoles principales 23, cesdites alvéoles principales 23 présentant une section de forme hexagonale formant une structure de type nid d'abeille.
Le panneau composite 20 comprend une pluralité de chevilles 24, chaque cheville 24 étant d'une part, agencée pour se loger et coopérer à l'intérieur d'une alvéole principale 23 et, d'autre part, formée d'une structure alvéolaire secondaire 240 comprenant un réseau d'alvéoles secondaires 25. Ces alvéoles secondaires 25 présentent également une section de forme hexagonale formant une structure de type nid d'abeille.
De cette manière, en insérant et en venant loger une structure alvéolaire secondaire 240 à l'intérieur des alvéoles principales 23 cette structure alvéolaire secondaire 240 va renforcer structurellement la structure alvéolaire primaire 210 du type nid d'abeille. Plus précisément ici, les alvéoles secondaires 25 de la structure alvéolaire secondaire 240 sont placées, en position insérée de la cheville 24, parallèlement aux alvéoles principales 23 de la structure alvéolaire primaire 210.
Par ailleurs, ce renfort structural est effectué sans créer de discontinuité dans la structure alvéolaire primaire 210 du type nid d'abeille. En d'autres termes, la structure sandwich formée par la structure alvéolaire primaire 210 conserve ainsi son intégrité structurelle et ne présente pas de zone de faiblesse liée à une quelconque jonction.
De préférence, ces chevilles 24 sont localisées ensemble sur une zone du panneau, définissant une zone de renfort de la structure alvéolaire primaire 210, c'est- à-dire encore une zone de renfort du panneau 20. Dans cette configuration, la structure alvéolaire primaire 210 conserve son intégrité structurelle et s'étend de façon continue au-delà de cette zone de renfort, en particulier sur toute l'étendue du panneau composite 20.
Du fait de la coopération des chevilles 24 avec les alvéoles principales 23, celles-ci, en position insérée, sont chacune en contact et en appui avec des parois latérales de l'alvéole principale 23 qui la délimite, les alvéoles principales 23 présentant un contour fermé. De cette manière, les forces s'exerçant sur la structure alvéolaire primaire 210 seront transmises à chacune des structures alvéolaires secondaire 240, c'est-à-dire encore, à chacune des chevilles 24.
Cela revient à placer des inserts présentant une structure alvéolaire dans des alvéoles de plus grande dimension par rapport à celles de l'insert lui-même. Par exemple, il peut s'agir d'une cheville ou insert de type nid d'abeille dans des alvéoles d'une structure de type nid d'abeille formant l'âme 21 d'un panneau composite 20.
De préférence, comme c'est le cas ici, chacune des chevilles 24 présente une hauteur sensiblement égale à une épaisseur e de la structure alvéolaire primaire 210. En d'autres termes, chacune des deux extrémités des chevilles 24 affleure avec une surface de la structure alvéolaire primaire 210 sur laquelle va venir se fixer chacune des peaux, par exemple par brasage, d'un côté de l'âme centrale et de l'autre côté opposé. La distance entre ces deux surfaces opposées de la structure alvéolaire primaire 210 définissant son épaisseur e.
Dans le cas particulier où le panneau composite 20 est destiné à former au moins une partie d'une structure interne fixe 8 pour une nacelle 1 de turboréacteur d'aéronef, comme un panneau d'atténuation acoustique, celui-ci est généralement métallique pour résister aux différentes contraintes thermiques afférentes à l'utilisation du turboréacteur de l'aéronef.
Dans cet exemple, l'âme centrale 21 formée par la structure alvéolaire primaire 210, ainsi que les chevilles 24 et les peaux 22 sont en titane. On notera toutefois que d'autres métaux tels que l'aluminium, l'inox ou encore l'inconel® peuvent être utilisés.
Dans ce cas, l'âme centrale 21 et les peaux sont généralement assemblées par brasage.
Les chevilles 24 étant disposées, en position insérée, exclusivement à l'intérieur des alvéoles principales 23 de l'âme centrale 21, celles-ci ne forment aucune gêne pour l'application des peaux sur l'âme centrale 21. Par ailleurs, l'utilisation de telles chevilles 24 est compatible avec une telle étape de brasage. De façon générale, un procédé de fabrication d'un panneau composite 20 tel que décrit ci-avant comprend :
une étape d'insertion de chevilles 24 dans des alvéoles principales 23, chaque cheville 24 se logeant et coopérant à l'intérieur d'une alvéole principale 23 ; et - une étape de fixation des peaux 22 de chaque côté de la structure alvéolaire primaire 210 munie des chevilles 24, de sorte que la structure alvéolaire primaire 210 munie des chevilles 24 est prise en sandwich entre deux peaux 22.
Dans le cas particulier où le panneau composite 20 est composé de métaux, l'étape de fixation des peaux est de préférence une étape de brasage de la structure alvéolaire primaire 210 munie des chevilles 24 et prise en sandwich entre les deux peaux 22.
Dans ce cas, l'étape de brasage permet la fixation des chevilles :
d'une part au niveau de ses extrémités avec les peaux 22 lorsque chacune des chevilles 24 présente une hauteur sensiblement égale à une épaisseur e de la structure alvéolaire primaire 210 ; et
d'autre part, latéralement entre des bords latéraux de la cheville 24 avec les parois latérales délimitant l'alvéole principale 23 associée, ceux-ci étant en contact. Cette fixation étant permise lors du brasage par remontée capillaire.
Alternativement, dans le cas particulier où le panneau composite 20 est constitué de matériaux composites, l'étape de fixation des peaux est une étape de collage des peaux sur l'âme centrale 21 formée par la structure alvéolaire primaire 210 et munie des chevilles 24 de sorte que ladite âme centrale 21 est prise en sandwich entre les deux peaux 22.
Dans ce cas, l'étape de collage permet la fixation des chevilles 24 au niveau de ses extrémités avec les peaux 22 situées de part et d'autre de l'âme centrale 21 lorsque chacune des chevilles 24 présente une hauteur sensiblement égale à l'épaisseur e de la structure alvéolaire primaire 210. Par ailleurs, chaque cheville 24 coopérant à l'intérieur d'une alvéole principale 23, ses bords latéraux sont en contact avec les parois délimitant l'alvéole principale 23 associée présentant un contour fermé lorsqu'elles sont emmanchées dans lesdites alvéoles principales 23, et ne nécessitent ainsi pas de collage.
Les chevilles 24 étant formées d'une structure alvéolaire secondaire 240 comprenant un réseau d'alvéoles secondaires 25, ses bords latéraux sont des parois découpées de ce réseau d'alvéoles secondaires 25. Les contacts entre ces bords latéraux de la cheville et les parois délimitant l'alvéole principale 23 associée sont donc discontinus le long du contour fermé de ladite alvéole principale.
Comme cela est visible sur la figure 2, les panneaux composites 20 ne sont généralement pas plans et présentent des zones de courbure. Afin de renforcer localement les panneaux composites 20 sans alourdir plus que nécessaire la structure interne fixe, donc la nacelle, les chevilles 24 sont localisés au niveau de ces zones de courbure, ces zones étant les plus sollicitées.
Dans ce mode de réalisation, la structure alvéolaire primaire 210 comprend un réseau d'alvéoles principales 23 de taille 3/8 de pouce (0.009525 m) et la structure alvéolaire secondaire 240 comprenant un réseau d'alvéoles secondaires 25 de taille 1/8 de pouce (0.003175 m). Ces tailles sont données à titre d'exemple, il est entendu que, de façon générale, les alvéoles secondaires 25 sont de taille plus petite que celle des alvéoles principales 23.
La figure 5 illustre une portion d'une structure sandwich formée par une âme centrale 21 présentant une structure alvéolaire primaire 210 du type nid d'abeille selon un autre mode de réalisation, cette âme centrale 21 étant destinée à être prise en sandwich entre deux peaux (non illustrées ici) pour former le panneau composite 20.
Ce mode de réalisation diffère essentiellement de celui illustré figure 4 en ce que les alvéoles principales 23 ne sont pas hexagonales mais globalement en losange. Toutefois elles peuvent être d'une autre forme, par exemple de forme carrée.
La zone de renfort, définie par la zone où les chevilles 24 sont localisées dans la structure alvéolaire primaire 210, est ici une zone sensiblement en forme de losange.
De préférence, comme cela est illustré sur la figure 5, toutes les alvéoles principales 23 de la structure alvéolaire primaire 210 formant une zone de renfort logent une cheville 24. En d'autres termes, une zone de renfort ne présente pas d'alvéole principale 23 qui serait vide, c'est-à-dire sans cheville 24.
Les figures 6 et 7 illustrent chacune une cheville 24 coopérant à l'intérieur d'une alvéole principale 23 de la structure alvéolaire primaire 210 selon deux modes de réalisation distincts.
Dans ces deux exemples les alvéoles principales 23 et les alvéoles secondaires 25 présentent une section de même forme :
- sur la figure 6, l'alvéole principale 23 et les alvéoles secondaires 25 de la cheville 24 présentent une section de forme hexagonale ; et sur la figure 7, l'alvéole principale 23 et les alvéoles secondaires 25 de la cheville 24 présentent une section de forme carrée.
Par ailleurs, dans ces deux modes de réalisation, la cheville 24 présente une forme particulièrement adaptée à l'alvéole principale 23 à l'intérieur de laquelle elle est logée et coopère.
Plus précisément, le rapport de la dimension de l'alvéole principale 23 sur la dimension de l'une des alvéoles secondaires 25 de la cheville 24 associée est ici un nombre entier. De cette manière, et dans le cas où les alvéoles principales 23 et les alvéoles secondaires 25 présentent une section de même forme, une enveloppe circonscrite aux parois périphériques de la cheville 24 présente une section sensiblement identique à celle de l'alvéole principale 23 associée. La coopération des chevilles 24 avec les alvéoles principales 23 est ainsi améliorée.
Sur la figure 6 par exemple, les dimensions de l'alvéole principale 23 de section hexagonale sont quatre fois plus grandes que celles d'une alvéole secondaire 25 de la cheville 24 également de section hexagonale, lesdites alvéoles secondaires 25 de la cheville 24 étant quant à elles de mêmes dimensions. Ce rapport peut varier en fonction du renfort souhaité et de la densité recherchée. En particulier plus la densité recherchée sera importante et plus ce rapport sera grand.
Sur la figure 7, les dimensions de l'alvéole principale 23 de section carrée sont trois fois plus grandes que celles d'une alvéole secondaire 25 de la cheville 24 également de section carrée, lesdites alvéoles secondaires 25 de la cheville 24 étant quant à elle aussi de mêmes dimensions.
Les contacts entre la cheville 24 et les parois délimitant l'alvéole principale 23 sont seulement des contacts surfaciques. Ceci, à la différence du mode de réalisation illustré par exemple sur la figure 4 où les bords latéraux des chevilles 24 sont des parois découpées de son réseau d'alvéoles secondaires 25. De ce fait, les contacts entre la cheville 24 et les parois délimitant l'alvéole principale 23 sont essentiellement linéiques.
On notera que ce contact surfacique est continu dans le cas de la figure 7 et discontinue dans le cas de la figure 6, autour du pourtour de la cheville 24.
De tels contacts seulement surfaciques entre des parois périphériques du réseau d'alvéoles secondaires 25 de la cheville 24 et les parois délimitant l'alvéole principale 23 associée permettent d'assurer un meilleur renforcement du panneau composite 20. L'invention est décrite dans ce qui précède à titre d'exemple. Il est entendu que l'homme du métier est à même de réaliser différentes variantes de réalisation de l'invention sans pour autant sortir du cadre de l'invention.
Par exemple, il est décrit que les chevilles sont localisées de préférence au niveau d'une zone de courbure pour renforcer cette zone en particulier, en conservant l'intégrité structurale du panneau, notamment au niveau de son réseau d'alvéole primaire.
De façon plus générale, la cheville telle que décrite permet de consolider toutes zones où un effort est exigé, tel que le renforcement d'un panneau sandwich au niveau par exemple de la pose de fixations d'un verrou, de jonction de panneaux etc..
On notera également que la section des alvéoles principales 23 est indépendante de celle des alvéoles secondaires 25. Toutefois, une résistance particulièrement améliorée a été constatée pour des alvéoles principales 23 et secondaires 25 chacune de section hexagonale.

Claims

REVENDICATIONS
1. Panneau composite (20) comprenant une structure sandwich formée par une âme centrale (21) présentant une structure alvéolaire primaire (210), par exemple du type nid d'abeille, prise en sandwich entre deux peaux (22), la structure alvéolaire primaire (210) comprenant un réseau d'alvéoles principales (23), le panneau composite (20) étant caractérisé en ce qu'il comprend une pluralité de chevilles (24), chaque cheville (24) étant d'une part, agencée pour se loger et coopérer à l'intérieur d'une alvéole principale (23) et, d'autre part, formée d'une structure alvéolaire secondaire (240) comprenant un réseau d'alvéoles secondaires (25), et en ce qu'il comprend au moins une zone de courbure, les chevilles (24) étant localisées au niveau de ladite zone de courbure.
2. Panneau composite (20) selon la revendication 1, caractérisé en ce que chacune des chevilles (24) présente une hauteur sensiblement égale à une épaisseur (e) de la structure alvéolaire primaire (210).
3. Panneau composite (20) selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que les alvéoles principales (23) et/ou secondaires (25) présentent une section de forme hexagonale.
4. Panneau composite (20) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il est en titane.
5. Panneau composite (20) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en qu'il forme un panneau d'atténuation acoustique.
6. Structure interne fixe (8) pour une nacelle (1) de turboréacteur d'aéronef, caractérisée en ce qu'elle comprend au moins un panneau composite (20) selon l'une quelconque des revendications précédentes.
7. Nacelle (1) pour turboréacteur d'aéronef, caractérisée en ce qu'elle comprend au moins une structure interne fixe (8) selon la revendication 6.
8. Procédé de fabrication d'un panneau composite (20) selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce qu'il comprend :
- une étape d'insertion de chevilles (24) dans des alvéoles principales (23), chaque cheville (24) se logeant et coopérant à l'intérieur d'une alvéole principale (23) ; et
une étape de fixation des peaux (22) de chaque côté de la structure alvéolaire primaire (210) munie des chevilles (24), de sorte que la structure alvéolaire primaire (210) munie des chevilles (24) est prise en sandwich entre deux peaux
(22).
9. Procédé de fabrication d'un panneau composite (20) selon la revendication 8, caractérisé en ce que l'étape de fixation des peaux est une étape de brasage de la structure alvéolaire primaire (210) munie des chevilles (24) et prise en sandwich entre les deux peaux (22).
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