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WO2023031540A1 - Panneau acoustique à cavités obliques - Google Patents

Panneau acoustique à cavités obliques Download PDF

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WO2023031540A1
WO2023031540A1 PCT/FR2022/051605 FR2022051605W WO2023031540A1 WO 2023031540 A1 WO2023031540 A1 WO 2023031540A1 FR 2022051605 W FR2022051605 W FR 2022051605W WO 2023031540 A1 WO2023031540 A1 WO 2023031540A1
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WO
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cavities
panel
honeycomb structure
skin
block
Prior art date
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Ceased
Application number
PCT/FR2022/051605
Other languages
English (en)
Inventor
Marc VERSAEVEL
Bertrand Léon Marie DESJOYEAUX
Pierre-Yves GINI
Sébastien Laurent Marie PASCAL
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
Safran Nacelles SAS
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 Safran Nacelles SAS filed Critical Safran Nacelles SAS
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Priority to EP22773275.7A priority patent/EP4395983A1/fr
Priority to US18/687,369 priority patent/US20250122840A1/en
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    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced

Definitions

  • the invention relates to the field of acoustic panels intended for the aeronautical sector.
  • a conventional aircraft propulsion assembly comprises acoustic panels, commonly called “sandwich panels”, comprising two skins and a honeycomb structure enclosed therebetween.
  • the honeycomb structure is generally a honeycomb structure forming acoustic absorption cavities, or Helmholtz cavities, making it possible to attenuate the noise generated by the propulsion assembly.
  • the skin intended to be oriented towards the source of the noise is made permeable to air, typically using orifices passing through this skin in order to be able to guide the air within the cavities and thus absorb acoustic energy.
  • the thickness of the panel determines the length of the cavities and therefore their attenuation capacity.
  • a longer cavity makes it possible to attenuate longer waves and therefore lower frequencies.
  • thermosetting composite panels which generally include bevelled edges, also called chamfers. Such chamfers make it possible to join the two skins of the panel so as to form monolithic returns for closing the panel.
  • FIG. 1 shows a panel Al comprising a perforated skin A2, a solid skin A3 and a honeycomb structure A4 forming inclined cavities A5.
  • THE Al panel has an A6 leading edge and an A7 beveled trailing edge.
  • the cavities A5 are oriented towards the front edge A6 of the panel Al so that their axis A8 forms a relatively large angle A9 with the front edge A6 and a relatively small angle A10 with the rear edge A7.
  • the invention aims to provide an acoustic panel capable of attenuating low frequencies while having a small footprint.
  • the invention also aims to overcome the aforementioned manufacturing difficulties.
  • Another object of the invention is to provide a panel of reduced mass.
  • Yet another object of the invention is to reduce the manufacturing cost of such a panel.
  • the subject of the invention is an acoustic panel for an aircraft propulsion system, comprising a first skin, a second skin and a honeycomb structure forming sound absorption cavities which each extend along an axis oblique to the first skin.
  • the cavities are divided into several groups including a first group in which the cavities are oriented towards a front end of the panel and a second group in which the cavities are oriented towards a rear end of the panel.
  • the inclination of the cavities allows them to have an acoustic length greater than the distance between the first and the second skin.
  • the invention thus makes it possible to reduce the size of the panel while maintaining good acoustic performance and, in particular, to attenuate lower frequencies for a given size compared to a conventional panel.
  • the distribution of the cavities into two groups of different orientation makes it possible to reduce the risks of collapse during manufacture while producing a panel with bevelled edges.
  • the panel therefore does not require the installation of means for supporting or joining the skins at the front and rear ends of the panel, or else stabilization means, which makes it possible to reduce the mass and the cost of the panel.
  • the invention thus makes it possible to provide an acoustic panel compatible both with a bevelled panel edge geometry and with new-generation propulsion assemblies, which can in particular be distinguished from a conventional propulsion assembly by a larger overall diameter, a lower fan rotation speed and therefore lower frequencies to be attenuated.
  • the honeycomb structure comprises a front block forming the cavities of the first group and a rear block forming the cavities of the second group.
  • honeycomb structure in two blocks facilitates the manufacture and assembly of the panel.
  • the honeycomb structure can comprise more than two blocks.
  • the honeycomb structure may comprise the aforementioned front and rear blocks as well as one or more intermediate blocks extending between the front and rear blocks.
  • the honeycomb structure may comprise the aforementioned front and rear blocks forming a first layer or floor of the honeycomb structure as well as one or more other blocks forming a second layer or floor of the honeycomb structure.
  • the honeycomb structure includes a leading edge and a trailing edge that are each bevelled.
  • the front edge is formed by the front block and the rear edge is formed by the rear block.
  • several of said cavities of the first group open onto the front edge of the honeycomb structure and several of said cavities of the second group open onto the rear edge of the honeycomb structure.
  • the second skin preferably comprises a front part covering the front edge of the honeycomb structure.
  • the second skin comprises a rear part covering the rear edge of the honeycomb structure.
  • the second skin also preferably comprises a middle part connecting the front part and the rear part of the second skin to each other and covering a surface of the alveolar structure.
  • the front part and the rear part of the second skin each extend obliquely with respect to the middle part of the second skin so as to join the first skin.
  • the front edge and the rear edge of the alveolar structure each form with the first skin an angle of between 30 degrees and 60 degrees, more preferably between 40 degrees and 50 degrees, for example equal to, or close to, 45 degrees.
  • this angle can be formed with a fictitious plane tangent to the first skin.
  • the front edge and/or the rear edge can be curved.
  • the aforementioned angle can be formed by a fictitious plane tangent to the front edge and/or to the corresponding rear edge.
  • the axis of each of the cavities forms an angle of inclination with respect to the first skin comprised between 30 degrees and 50 degrees, more preferentially between 35 degrees and 45 degrees, for example equal to, or close to , 45 degrees.
  • first skin and/or the second skin comprise a composite material with an organic matrix.
  • the aforementioned material is a thermosetting composite material, that is to say the matrix of which comprises a thermosetting polymer.
  • the honeycomb structure includes a metallic material.
  • the panel forms a cylindrical structure or a sector of a cylindrical structure.
  • the panel forms at least one flat surface.
  • the honeycomb structure comprises several stages.
  • each of the stages of the honeycomb structure can comprise cavities from the first group and cavities from the second group.
  • the invention also relates to a propulsion assembly for an aircraft, comprising at least one panel as defined above.
  • the panel forms a casing of a turbomachine of the propulsion assembly, or is fixed to such a casing.
  • the aforementioned casing may be a fan casing.
  • the panel forms part of a propulsion assembly pod.
  • the invention also relates to a method of manufacturing a panel as defined above.
  • the method comprises a step of assembling the panel followed by a step of baking the panel.
  • the assembly step comprises a step of placing the honeycomb structure on the first skin and a step of placing the second skin on the honeycomb structure.
  • the step of arranging the alveolar structure on the first skin comprises arranging said front block of the alveolar structure on a front part of the first skin and arranging said rear block of the alveolar structure on a rear of the first skin, so that the front block and the rear block of the honeycomb structure are adjacent to each other.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view of a panel comprising bevelled front and rear edges and oblique Helmholtz cavities;
  • FIG. 2 is a schematic view in longitudinal section of an aircraft propulsion assembly equipped with acoustic panels
  • FIG. 3 is a schematic cross-sectional view of a panel according to a first embodiment of the invention, comprising a honeycomb structure in two blocks enclosed between two skins, each of the blocks comprising sound absorption cavities oriented in one direction respective;
  • FIG. 4 is a schematic cross-sectional view of one of the blocks of the panel of Figure 3;
  • FIG. 5 is a schematic cross-sectional view of a panel according to a second embodiment of the invention, comprising a honeycomb structure in three blocks sandwiched between two skins;
  • FIG. 6 is a schematic view in cross section of a panel according to a third embodiment of the invention, comprising a honeycomb structure in two stages sandwiched between two skins.
  • FIGS. 2 and following include a reference frame DI, D2 and D3 respectively defining a longitudinal/axial direction, a circumferential/tangential direction and a radial direction orthogonal to each other.
  • a propulsion unit 1 for an aircraft comprising a turbomachine 3 and a nacelle 4 extending around a central longitudinal axis 2.
  • the turbomachine 3 is a turbofan engine.
  • front and rear are considered according to a direction SI of the main flow of the gases in the propulsion assembly 1 along the axis 2 which is parallel to the direction D1.
  • the propulsion assembly 1 comprises, from the front to the rear, an air inlet 5, a fan 6, a secondary vein 7 delimited radially inwards by an internal fairing 8 enveloping a gas generator 9 formed by the turbojet engine 3 and radially towards the outside by elements of the nacelle 4, and a nozzle 10 for ejecting a primary flow leaving the gas generator 9.
  • the nozzle 10 comprises a cone of ejection 11 and an ejection nozzle 12.
  • the invention relates more specifically to acoustic panels 20 intended to equip such a propulsion assembly 1.
  • the propulsion assembly 1 comprises several acoustic panels 20 as described below, shown in bold lines in Figure 2. These panels 20 include panels 20A forming an internal wall of the air intake 5, panels 20B forming part of the inner fairing 8 and panels 20C delimiting the secondary stream 7, panels 20D forming a wall external of the ejection cone 11 and the panels 20E forming an internal wall of the ejection nozzle 12.
  • each of the panels 20A to 20E extends circumferentially around the axis 2 forming a ring sector.
  • each of the panels 20A extends over a respective circumferential sector so as to form together a cylindrical structure of axis 2.
  • What has just been described concerning the panels 20A applies by analogy to the panels 20B to 20E .
  • a panel 20 in accordance with a first embodiment of the invention is shown in section in FIG. 3, along a section plane parallel to the directions DI and D3.
  • the panel 20 comprises a first skin 21, a second skin 22 and a honeycomb structure 23 comprising in this example a front block 24 and a rear block 25.
  • the front block 24 has an inner surface 26, an outer surface Tl, a front surface 28 forming a front edge of the honeycomb structure 23 and a rear surface 29, giving the front block 24 a shaped section of quadrilateral.
  • the surfaces 26 to 29 of the front block 24 are, in the section of FIG. 4, shown flat.
  • the surfaces 26 and T1 are shown parallel to the axial direction DI and the rear surface 29 is shown parallel to the radial direction D3.
  • one or more of these surfaces 26 to 29 may have a curved geometry, both in the section of FIG. 4 and/or in other sections.
  • the front block 24 extends along the circumferential direction D2 so as to form a sector of cylindrical structure.
  • the front block 24 comprises partitions 30 delimiting cavities 31 which extend both radially and axially.
  • some of these cavities 31 open on the one hand on the internal surface 26 and on the other hand on the front surface 28, others among these cavities 31 open on the one hand on the internal surface 26 and on the other hand on the other hand on the external surface T1, and still others among these cavities 31 open on the one hand on the rear surface 29 and on the other hand on the external surface 27.
  • Each of the cavities 31 extends along an axis 32 oblique with respect to the internal 26 and external 27 surfaces.
  • the axis 32 of each of the cavities 31 forms with the surfaces 26 and T1 an angle 33 of approximately 45 degrees.
  • the front surface 28 for its part forms an angle 34 of approximately 45 degrees with respect to the internal surface 26 of the front block 24, so that the front edge of the honeycomb structure 23 is bevelled.
  • the axis 32 of the cavities 31 opening onto the front surface 28 of the front block 24 forms with this front surface 28 an angle of approximately 90 degrees, which makes it possible to reduce the risk of collapse of the panel 20 at this front edge during cooking.
  • each of the cavities 31 has a hexagonal cross-section, in a plane normal to the axis 32.
  • one or more of the cavities 31 may comprise a triangular, square or other cross-section.
  • the cavities 31 can have any other shape making it possible in particular to avoid telegraphing.
  • the partitions 30 comprise notches
  • the rear block 25 is in this example symmetrical to the front block 24, with respect to a transverse plane parallel to the directions D2 and D3.
  • the rear block 25 thus has an internal surface 26B, an external surface 27B, a rear surface 28B forming a bevelled rear edge of the honeycomb structure 23, a front surface 29B and cavities 31B which also extend radially and axially but in an opposite direction with respect to the cavities 31 of the front block 24.
  • the cavities 31B of the rear block 25 each extend along an axis 32B oblique with respect to the axis 32 of the cavities 31 of the front block 24.
  • the blocks 24 and 25 are arranged axially adjacent, so that the rear surface 29 of the front block 24 faces the front surface 29B of the rear block 25.
  • the first skin 21, also called the internal skin, is arranged radially on one side of the honeycomb structure 23 so as to cover the internal surface 26 of the front block 24 and the internal surface 26B of the rear block 25.
  • the second skin 22, also called the outer skin, is arranged radially on the other side of the honeycomb structure 23 so as to cover, respectively from front to rear, a front portion of the inner skin 21, the front edge 28 of the honeycomb structure 23, the outer surface T1 of the front block 24, the outer surface 27B of the rear block 25, the rear edge 28B of the honeycomb structure 23 and a rear portion of the inner skin 21.
  • the panel 20 thus has a beveled front edge, defined by the front surface 28 of the front block 24 of the honeycomb structure 23, as well as a beveled rear edge, defined by the rear surface 28B of the rear block 25 of the honeycomb structure. 23.
  • the outer skin 22 is solid while the inner skin 21 comprises, on at least part of its surface, openings (not shown) intended to guide air into the cavities 31 and 31B in order to absorb acoustic energy.
  • the cavities 31 formed by the front block 24 of the honeycomb structure 23 are thus oriented towards a front end of the panel 20, while the cavities 31B formed by the rear block 25 of the honeycomb structure 23 are oriented towards a rear end of the panel 20 .
  • the panel 20 has a thickness 50, or radial dimension, of between 20 mm and 40 mm and the skins 21 and 22 each have a thickness of between 0.2 mm and 2 mm, for example 1mm.
  • the skins 21 and 22 are made of composite material with a thermosetting matrix, for example carbon fiber with epoxy resin, and the honeycomb structure 23 is formed of aluminum foils.
  • the honeycomb structure 23 is made from an organic material such as the material known as “Nomex®”.
  • the alveolar structure 23 is made of a composite with an organic matrix.
  • Figure 5 shows a panel 20 according to a second embodiment of the invention, which differs from that of Figure 3 in that the honeycomb structure 23 comprises a third block 40, also called intermediate block.
  • the panel 20 of FIG. 5 is described solely according to its differences with respect to that of FIG. 3, the above description relating to the first embodiment applying by analogy to this second embodiment.
  • the intermediate block 40 extends axially between the front block 24 and the rear block 25.
  • the intermediate block 40 also comprises cavities 31C which each extend along an axis 32C oblique with respect to the internal 26C and external 27C surfaces of the block 40.
  • the cavities 31C of the intermediate block 40 are oriented in the same axial direction as the cavities 31B of the rear block 25, that is to say towards the rear of the panel 20, but at an angle 33C different from the corresponding angle 33B formed by the cavities 31B of the rear block 25.
  • the cavities 31C of the intermediate block 40 are oriented in the same axial direction as the cavities 31 of the front block 24.
  • the panel 20 can of course include several intermediate blocks similar to the block 40 of Figure 5.
  • a honeycomb structure 23 comprising one or more intermediate blocks 40 makes it possible in particular to increase the axial dimension of the panel 20.
  • Figure 6 shows a panel 20 according to a third embodiment of the invention, which differs from that of Figure 3 in that the honeycomb structure 23 comprises a second floor.
  • the panel 20 of FIG. 5 is described solely according to its differences with respect to that of FIG. 3, the above description relating to the first embodiment applying by analogy to this third embodiment.
  • the front 24 and rear 25 blocks form a first floor and the second floor also comprises a front block 41 and a rear block 42 arranged on the outer surface of the blocks 24 and 25 of the first floor.
  • the front block 41 of the second stage comprises cavities 31D oriented parallel with respect to the cavities 31 of the front block 24 of the first stage
  • the rear block 42 of the second stage comprises cavities 31E oriented parallel with respect to the cavities 31B of the rear block 24 of the first stage.
  • the orientation of the cavities 31D may be different from that of the cavities 31.
  • the orientation of the cavities 31E may be different from that of the cavities 31B.
  • the rear surface 29 of the front block 24 of the first stage is axially offset with respect to the rear surface 29C of the front block 41 of the second stage and, correspondingly, the front surface 29B of the rear block 25 of the first floor is axially offset from the front surface 29D of the rear block 42 second floor.
  • Such a shift makes it possible to improve the mechanical strength of the honeycomb structure 23.
  • a septum (not shown) is preferably interposed between the two floors of the honeycomb structure 23.
  • the septum may comprise a composite material, for example glass fibers impregnated with micro-perforated epoxy resin, or a metallic fabric, for example aluminum, or organic of the polyetheretherketone type.
  • the honeycomb structure 23 of FIG. 6 may comprise one or more intermediate blocks arranged axially between the blocks 24 and 25 of the first floor and/or between the blocks 41 and 42 of the second floor.
  • the invention is not limited to the embodiments which have just been described.
  • the inner skin 21 is solid and the outer skin 22 is provided with orifices.
  • the panel 20 may have a different geometry from that illustrated in FIGS. 3 to 6.
  • the front block 24 and the rear block 25 may be asymmetrical and/or form cavities 31 and/or 31B having a different angle. from the one given as an example above.

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Abstract

L'invention se rapporte à un panneau acoustique (20) comprenant un premier groupe de cavités (31) orientées vers une extrémité avant du panneau (20) et un deuxième groupe de cavités (31B) orientées vers une extrémité arrière du panneau (20).

Description

Description
Titre : Panneau acoustique à cavités obliques
Domaine technique
L'invention se rapporte au domaine des panneaux acoustiques destinés au secteur aéronautique.
État de la technique antérieure
Un ensemble propulsif d'aéronef conventionnel comprend des panneaux acoustiques, communément appelés « panneaux sandwiches », comprenant deux peaux et une structure alvéolaire enserrée entre celles-ci. La structure alvéolaire est généralement une structure en nid d'abeilles formant des cavités d'absorption acoustique, ou cavités de Helmholtz, permettant d'atténuer le bruit généré par l'ensemble propulsif. A cet effet, la peau destinée à être orientée vers la source du bruit est rendue perméable à l'air, typiquement à l'aide d'orifices traversant cette peau pour pouvoir guider l'air au sein des cavités et absorber ainsi de l'énergie acoustique.
De manière générale, l'épaisseur du panneau détermine la longueur des cavités et par conséquent leur capacité d'atténuation. En particulier, une cavité plus longue permet d'atténuer des ondes de plus grande longueur et donc des fréquences plus basses.
Pour réduire l'encombrement du panneau tout en atténuant des basses fréquences générées par l'ensemble propulsif, il est connu d'incliner les cavités de la manière décrite dans les documents US3821999 et WO92/12854.
Les solutions proposées dans ces documents posent des difficultés pour la fabrication de panneaux contemporains en composite thermodurcissable, qui comprennent généralement des bords en biseau, aussi appelés chanfreins. De tels chanfreins permettent de réunir les deux peaux du panneau de manière à former des retours monolithiques de fermeture du panneau.
La figure 1 montre un panneau Al comprenant une peau perforée A2, une peau pleine A3 et une structure alvéolaire A4 formant des cavités A5 inclinées. Le panneau Al comprend un bord avant A6 et un bord arrière A7 en biseau. Dans cet exemple, les cavités A5 sont orientées vers le bord avant A6 du panneau Al de sorte que leur axe A8 forme un angle A9 relativement grand avec le bord avant A6 et un angle A10 relativement petit avec le bord arrière A7.
Compte tenu d'un tel angle A10, il existe un risque d'effondrement du panneau Al au niveau du bord arrière A7 sous l'action de la pression appliquée lors de sa cuisson.
Exposé de l'invention
L'invention vise à procurer un panneau acoustique capable d'atténuer des basses fréquences tout en présentant un encombrement réduit.
L'invention a aussi pour but de surmonter les difficultés de fabrication précitées.
Un autre but de l'invention est de de procurer un panneau de masse réduite.
Encore un autre but de l'invention est de réduire le coût de fabrication d'un tel panneau.
A cet effet, l'invention a pour objet un panneau acoustique pour ensemble propulsif d'aéronef, comprenant une première peau, une deuxième peau et une structure alvéolaire formant des cavités d'absorption acoustique qui s'étendent chacune le long d'un axe oblique par rapport à la première peau. Selon l'invention, les cavités sont réparties en plusieurs groupes incluant un premier groupe dans lequel les cavités sont orientées vers une extrémité avant du panneau et un deuxième groupe dans lequel les cavités sont orientées vers une extrémité arrière du panneau.
D'une part, l'inclinaison des cavités leur permet d'avoir une longueur acoustique supérieure à la distance entre la première et la deuxième peau. L'invention permet ainsi de réduire l'encombrement du panneau tout en conservant de bonnes performances acoustiques et, en particulier, d'atténuer des fréquences plus basses pour en encombrement donné par rapport à un panneau conventionnel. D'autre part, la répartition des cavités en deux groupes d'orientation différente permet de réduire les risques d'effondrement à la fabrication tout en réalisant un panneau avec des bords en biseau. Le panneau ne nécessite par conséquent pas d'installer des moyens de support ou de jonction des peaux au niveau des extrémités avant et arrière du panneau, ou encore des moyens de stabilisation, ce qui permet de réduire la masse et le coût du panneau.
L'invention permet ainsi de procurer un panneau acoustique compatible à la fois avec une géométrie de bords du panneau en biseau et avec des ensembles propulsifs de nouvelles générations, qui peuvent notamment se distinguer d'un ensemble propulsif conventionnel par un diamètre global plus important, une vitesse de rotation de soufflante plus petite et donc des fréquences à atténuer plus basses.
Dans un mode de réalisation, la structure alvéolaire comprend un bloc avant formant les cavités du premier groupe et un bloc arrière formant les cavités du deuxième groupe.
La réalisation de la structure alvéolaire en deux blocs permet de faciliter la fabrication et l'assemblage du panneau.
Bien entendu, la structure alvéolaire peut comprendre plus de deux blocs. Par exemple, la structure alvéolaire peut comprendre les blocs avant et arrière précités ainsi qu'un ou plusieurs blocs intermédiaires s'étendant entre les blocs avant et arrière. Pour autre exemple, la structure alvéolaire peut comprendre les blocs avant et arrière précités formant une première couche ou étage de la structure alvéolaire ainsi qu'un ou plusieurs autres blocs formant une deuxième couche ou étage de la structure alvéolaire.
Dans un mode de réalisation, la structure alvéolaire comprend un bord avant et un bord arrière qui sont chacun en biseau.
De préférence, le bord avant est formé par le bloc avant et le bord arrière est formé par le bloc arrière. Dans un mode de réalisation, plusieurs desdites cavités du premier groupe débouchent sur le bord avant de la structure alvéolaire et plusieurs desdites cavités du deuxième groupe débouchent sur le bord arrière de la structure alvéolaire.
La deuxième peau comprend de préférence une partie avant recouvrant le bord avant de la structure alvéolaire.
De préférence, la deuxième peau comprend une partie arrière recouvrant le bord arrière de la structure alvéolaire.
La deuxième peau comprend aussi de préférence une partie médiane reliant la partie avant et la partie arrière de la deuxième peau l'une à l'autre et recouvrant une surface de la structure alvéolaire.
Dans un mode de réalisation, la partie avant et la partie arrière de la deuxième peau s'étendent chacune obliquement par rapport à la partie médiane de la deuxième peau de manière à rejoindre la première peau.
Il est préféré que le bord avant et le bord arrière de la structure alvéolaire forment chacun avec la première peau un angle compris entre 30 degrés et 60 degrés, plus préférentiellement entre 40 degrés et 50 degrés, par exemple égal à, ou proche de, 45 degrés.
Bien entendu, dans le cas où la première peau n'est pas plane, cet angle peut être formé avec un plan fictif tangent à la première peau.
Par ailleurs, le bord avant et/ou le bord arrière peuvent être incurvés. Dans ce cas, l'angle précité peut être formé par un plan fictif tangent au bord avant et/ou au bord arrière correspondant.
Dans un mode de réalisation, l'axe de chacune des cavités forme un angle d'inclinaison par rapport à la première peau compris entre 30 degrés et 50 degrés, plus préférentiellement entre 35 degrés et 45 degrés, par exemple égal à, ou proche de, 45 degrés.
Bien entendu, dans le cas où la première peau n'est pas plane, cet axe peut être oblique par rapport à un plan fictif tangent à la première peau. Dans un mode de réalisation, la première peau et/ou la deuxième peau comprennent un matériau composite à matrice organique.
Plus préférentiellement, le matériau précité est un matériau composite thermodurcissable, c'est-à-dire dont la matrice comprend un polymère thermodurcissable.
Dans un mode de réalisation, la structure alvéolaire comprend un matériau métallique.
Dans un mode de réalisation, le panneau forme une structure cylindrique ou un secteur de structure cylindrique.
Dans un mode de réalisation, le panneau forme au moins une surface plane.
Dans un mode de réalisation, la structure alvéolaire comprend plusieurs étages.
De préférence, chacun des étages de la structure alvéolaire peut comprendre des cavités du premier groupe et des cavités du deuxième groupe.
L'invention concerne aussi un ensemble propulsif pour aéronef, comprenant au moins un panneau tel que défini ci-dessus.
Dans un mode de réalisation, le panneau forme un carter d'une turbomachine de l'ensemble propulsif, ou est fixé sur un tel carter.
Le carter précité peut être un carter de soufflante.
Dans un mode de réalisation, le panneau forme une partie d'une nacelle de l'ensemble propulsif.
Selon un autre aspect, l'invention a aussi pour objet un procédé de fabrication d'un panneau tel que défini ci-dessus.
Dans un mode de réalisation, le procédé comprend une étape d'assemblage du panneau suivie d'une étape de cuisson du panneau. Dans un mode de réalisation, l'étape d'assemblage comprend une étape de disposition de la structure alvéolaire sur la première peau et une étape de disposition de la deuxième peau sur la structure alvéolaire.
Dans un mode de réalisation, l'étape de disposition de la structure alvéolaire sur la première peau comprend une disposition dudit bloc avant de la structure alvéolaire sur une partie avant de la première peau et une disposition dudit bloc arrière de la structure alvéolaire sur une partie arrière de la première peau, de sorte que le bloc avant et le bloc arrière de la structure alvéolaire soient adjacents l'un par rapport à l'autre.
D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée, non limitative, qui suit.
Brève description des dessins
La description détaillée qui suit fait référence aux dessins annexés sur lesquels :
[Fig. 1], déjà décrite, est une vue schématique en section transversale d'un panneau comprenant des bords avant et arrière en biseau et des cavités de Helmholtz obliques ;
[Fig. 2] est une vue schématique en section longitudinale d'un ensemble propulsif d'aéronef équipé de panneaux acoustiques ;
[Fig. 3] est une vue schématique en section transversale d'un panneau selon un premier mode de réalisation de l'invention, comprenant une structure alvéolaire en deux blocs enserrée entre deux peaux, chacun des blocs comprenant des cavités d'absorption acoustique orientées dans un sens respectif ;
[Fig. 4] est une vue schématique en section transversale de l'un des blocs du panneau de la figure 3 ;
[Fig. 5] est une vue schématique en section transversale d'un panneau selon un deuxième mode de réalisation de l'invention, comprenant une structure alvéolaire en trois blocs enserrée entre deux peaux ; [Fig. 6] est une vue schématique en section transversale d'un panneau selon un troisième mode de réalisation de l'invention, comprenant une structure alvéolaire en deux étages enserrée entre deux peaux.
Description détaillée de modes de réalisation
Les figures 2 et suivantes comprennent un référentiel DI, D2 et D3 définissant respectivement une direction longitudinale/axiale, une direction circonférentielle/tangentielle et une direction radiale orthogonales entre elles.
Il est représenté de manière simplifiée sur la figure 2 un ensemble propulsif 1 pour aéronef comprenant une turbomachine 3 et une nacelle 4 s'étendant autour d'un axe central longitudinal 2. Dans cet exemple, la turbomachine 3 est un turboréacteur à double flux.
Par la suite, les termes « avant » et « arrière » sont considérés selon un sens SI d'écoulement principal des gaz dans l'ensemble propulsif 1 selon l'axe 2 qui est parallèle à la direction Dl.
De manière connue en soi, l'ensemble propulsif 1 comprend, de l'avant vers l'arrière, une entrée d'air 5, une soufflante 6, une veine secondaire 7 délimitée radialement vers l'intérieur par un carénage interne 8 enveloppant un générateur de gaz 9 formé par le turboréacteur 3 et radialement vers l'extérieur par des éléments de la nacelle 4, et une tuyère 10 d'éjection d'un flux primaire sortant du générateur de gaz 9. La tuyère 10 comprend un cône d'éjection 11 et une buse d'éjection 12.
L'invention se rapporte plus spécifiquement à des panneaux acoustiques 20 destinés à équiper un tel ensemble propulsif 1.
Dans cet exemple nullement limitatif, l'ensemble propulsif 1 comprend plusieurs panneaux acoustiques 20 tels que décrits ci-après, représentés en traits forts sur la figure 2. Ces panneaux 20 incluent des panneaux 20A formant une paroi interne de l'entrée d'air 5, des panneaux 20B formant une partie du carénage interne 8 et des panneaux 20C délimitant la veine secondaire 7, des panneaux 20D formant une paroi externe du cône d'éjection 11 et des panneaux 20E formant une paroi interne de la buse d'éjection 12.
Dans cet exemple, chacun des panneaux 20A à 20E s'étend circonférentiellement autour de l'axe 2 en formant un secteur d'anneau. Ainsi, notamment, chacun des panneaux 20A s'étend sur un secteur circonférentiel respectif de manière à former ensemble une structure cylindrique d'axe 2. Ce qui vient d'être décrit concernant les panneaux 20A s'applique par analogie aux panneaux 20B à 20E.
Un panneau 20 conforme à un premier mode de réalisation de l'invention est représenté en section sur la figure 3, selon un plan de coupe parallèle aux directions DI et D3.
Le panneau 20 comprend une première peau 21, une deuxième peau 22 et une structure alvéolaire 23 comprenant dans cet exemple un bloc avant 24 et un bloc arrière 25.
En référence à la figure 4, le bloc avant 24 présente une surface interne 26, une surface externe Tl , une surface avant 28 formant un bord avant de la structure alvéolaire 23 et une surface arrière 29, conférant au bloc avant 24 une section en forme de quadrilatère.
Dans cet exemple, les surfaces 26 à 29 du bloc avant 24 sont, dans la section de la figure 4, représentées planes. En particulier, dans cette section, les surfaces 26 et Tl sont représentées parallèles à la direction axiale DI et la surface arrière 29 est représentée parallèle à la direction radiale D3. Bien entendu, une ou plusieurs de ces surfaces 26 à 29 peuvent présenter une géométrie incurvée, à la fois dans la section de la figure 4 et/ou dans d'autres sections.
Dans cet exemple, le bloc avant 24 s'étend selon la direction circonférentielle D2 de manière à former un secteur de structure cylindrique.
Le bloc avant 24 comprend des cloisons 30 délimitant des cavités 31 qui s'étendent à la fois radialement et axialement. Dans cet exemple, certaines de ces cavités 31 débouchent d'une part sur la surface interne 26 et d'autre part sur la surface avant 28, d'autres parmi ces cavités 31 débouchent d'une part sur la surface interne 26 et d'autre part sur la surface externe Tl, et d'autres encore parmi ces cavités 31 débouchent d'une part sur la surface arrière 29 et d'autre part sur la surface externe 27.
Chacune des cavités 31 s'étend le long d'un axe 32 oblique par rapport aux surfaces interne 26 et externe 27.
Dans cet exemple, l'axe 32 de chacune des cavités 31 forme avec les surfaces 26 et Tl un angle 33 d'environ 45 degrés.
La surface avant 28 forme quant à elle un angle 34 d'environ 45 degrés par rapport à la surface interne 26 du bloc avant 24, de sorte que le bord avant de la structure alvéolaire 23 soit en biseau.
Il en résulte que, dans cet exemple particulier, l'axe 32 des cavités 31 débouchant sur la surface avant 28 du bloc avant 24 forme avec cette surface avant 28 un angle d'environ 90 degrés, ce qui permet de réduire le risque d'effondrement du panneau 20 au niveau de ce bord avant lors de la cuisson.
Concernant la géométrie des cavités 31, les cloisons 30 sont dans cet exemple configurées de sorte que chacune des cavités 31 présente une section de forme hexagonale, dans un plan normal à l'axe 32. Alternativement, une ou plusieurs des cavités 31 peut comprendre une section de forme triangulaire, carré ou autre. Les cavités 31 peuvent avoir toute autre forme permettant notamment d'éviter le télégraphing.
De manière connue en soi, les cloisons 30 comprennent des encoches
(non représentées) de drainage au niveau de la surface externe 27. Dans cet exemple, de telles encoches sont aussi formées au niveau de la surface avant 28 du bloc 24, afin de maximiser la surface acoustique. En référence à la figure 3, le bloc arrière 25 est dans cet exemple symétrique au bloc avant 24, par rapport à un plan transversal parallèle aux directions D2 et D3.
Le bloc arrière 25 présente ainsi une surface interne 26B, une surface externe 27B, une surface arrière 28B formant un bord arrière en biseau de la structure alvéolaire 23, une surface avant 29B et des cavités 31B qui s'étendent également radialement et axialement mais dans un sens opposé par rapport aux cavités 31 du bloc avant 24.
Autrement dit, les cavités 31B du bloc arrière 25 s'étendent chacune le long d'un axe 32B oblique par rapport à l'axe 32 des cavités 31 du bloc avant 24.
La description qui précède relative au bloc avant 24 s'applique par analogie au bloc arrière 25.
Dans cet exemple, les blocs 24 et 25 sont disposés de manière axialement adjacente, de sorte que la surface arrière 29 du bloc avant 24 soit en regard de la surface avant 29B du bloc arrière 25.
La première peau 21, aussi appelée peau interne, est disposée radialement d'un côté de la structure alvéolaire 23 de manière à recouvrir la surface interne 26 du bloc avant 24 et la surface interne 26B du bloc arrière 25.
La peau interne 21 épousant les surfaces internes 26 et 26B de la structure alvéolaire 23, les angles 33 et 34 précités sont également formés respectivement entre l'axe 32 des cavités 31 et la peau interne 21, et entre le bord avant 28 de la structure alvéolaire 23. Il en va de même pour les angles correspondants relatifs au bloc arrière 25 de la structure alvéolaire 23.
Toujours en référence à la figure 3, la deuxième peau 22, aussi appelée peau externe, est disposée radialement de l'autre côté de la structure alvéolaire 23 de manière à recouvrir, respectivement de l'avant vers l'arrière, une portion avant de la peau interne 21, le bord avant 28 de la structure alvéolaire 23, la surface externe Tl du bloc avant 24, la surface externe 27B du bloc arrière 25, le bord arrière 28B de la structure alvéolaire 23 et une portion arrière de la peau interne 21.
Le panneau 20 présente ainsi un bord avant en biseau, défini par la surface avant 28 du bloc avant 24 de la structure alvéolaire 23, ainsi qu'un bord arrière en biseau, défini par la surface arrière 28B du bloc arrière 25 de la structure alvéolaire 23.
Dans cet exemple, la peau externe 22 est pleine tandis que la peau interne 21 comprend, sur au moins une partie de sa surface, des ouvertures (non représentés) destinées à guider de l'air dans les cavités 31 et 31B afin d'absorber de l'énergie acoustique.
Les cavités 31 formées par le bloc avant 24 de la structure alvéolaire 23 sont ainsi orientées vers une extrémité avant du panneau 20, tandis que les cavités 31B formés par le bloc arrière 25 de la structure alvéolaire 23 sont orientées vers une extrémité arrière du panneau 20.
Dans l'exemple de la figure 3, le panneau 20 présente une épaisseur 50, ou dimension radiale, comprise entre 20 mm et 40 mm et les peaux 21 et 22 présentent chacune une épaisseur comprise entre 0,2 mm et 2 mm, par exemple 1 mm.
Dans cet exemple, les peaux 21 et 22 sont réalisées en matériau composite à matrice thermodurcissable, par exemple en fibre de carbone avec résine époxy, et la structure alvéolaire 23 est formée de clinquants en aluminium. Dans une variante de réalisation, la structure alvéolaire 23 est réalisée à partir d'un matériau organique tel que le matériau connu sous le nom de « Nomex® ». Dans une autre variante de réalisation, la structure alvéolaire 23 est réalisée en composite à matrice organique.
La figure 5 montre un panneau 20 selon un deuxième mode de réalisation de l'invention, qui se distingue de celui de la figure 3 en ce que la structure alvéolaire 23 comprend un troisième bloc 40, aussi appelé bloc intermédiaire. Le panneau 20 de la figure 5 est décrit uniquement selon ses différences par rapport à celui de la figure 3, la description ci-dessus relative au premier mode de réalisation s'appliquant par analogie à ce deuxième mode de réalisation. En référence à la figure 5, le bloc intermédiaire 40 s'étend axialement entre le bloc avant 24 et le bloc arrière 25.
Le bloc intermédiaire 40 comprend lui aussi des cavités 31C qui s'étendent chacune le long d'un axe 32C oblique par rapport aux surfaces interne 26C et externe 27C du bloc 40.
Dans cet exemple, les cavités 31C du bloc intermédiaire 40 sont orientées dans un même sens axial que les cavités 31B du bloc arrière 25, c'est-à-dire vers l'arrière du panneau 20, mais selon un angle 33C différent de l'angle 33B correspondant formé par les cavités 31B du bloc arrière 25.
Dans un mode de réalisation alternatif non représenté, les cavités 31C du bloc intermédiaire 40 sont orientées dans un même sens axial que les cavités 31 du bloc avant 24.
Le panneau 20 peut bien entendu comprendre plusieurs blocs intermédiaires similaires au bloc 40 de la figure 5.
Une structure alvéolaire 23 comprenant un ou plus blocs intermédiaires 40 permet notamment d'augmenter la dimension axiale du panneau 20.
La figure 6 montre un panneau 20 selon un troisième mode de réalisation de l'invention, qui se distingue de celui de la figure 3 en ce que la structure alvéolaire 23 comprend un deuxième étage. Le panneau 20 de la figure 5 est décrit uniquement selon ses différences par rapport à celui de la figure 3, la description ci- dessus relative au premier mode de réalisation s'appliquant par analogie à ce troisième mode de réalisation.
En référence à la figure 6, les blocs avant 24 et arrière 25 forment un premier étage et le deuxième étage comprend lui aussi un bloc avant 41 et un bloc arrière 42 disposés sur la surface externe des blocs 24 et 25 du premier étage.
Dans cet exemple, le bloc avant 41 du deuxième étage comprend des cavités 31D orientées parallèlement par rapport aux cavités 31 du bloc avant 24 du premier étage, tandis que le bloc arrière 42 du deuxième étage comprend des cavités 31E orientées parallèlement par rapport aux cavités 31B du bloc arrière 24 du premier étage.
Bien entendu, l'orientation des cavités 31D peut être différente de celle des cavités 31. De même, l'orientation des cavités 31E peut être différente de celle des cavités 31B.
Dans l'exemple de la figure 6, la surface arrière 29 du bloc avant 24 du premier étage est axialement décalée par rapport à la surface arrière 29C du bloc avant 41 du deuxième étage et, de manière correspondante, la surface avant 29B du bloc arrière 25 du premier étage est axialement décalée par rapport à la surface avant 29D du bloc arrière 42 deuxième étage. Un tel décalage permet d'améliorer la tenue mécanique de la structure alvéolaire 23.
De manière connue en soi, un septum (non représenté) est de préférence interposé entre les deux étages de la structure alvéolaire 23. Le septum peut comprendre un matériau composite, par exemple en fibres de verre imprégnées de résine époxy micro-perforée, ou un tissu métallique, par exemple en aluminium, ou organique du type polyétheréthercétone.
Les modes de réalisation décrits ci-dessus peuvent être combinés. Par exemple, la structure alvéolaire 23 de la figure 6 peut comprendre un ou plusieurs blocs intermédiaires disposés axialement entre les blocs 24 et 25 du premier étage et/ou entre les blocs 41 et 42 du deuxième étage.
L'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation qui viennent d'être décrits. Par exemple, dans un mode de réalisation non représenté, la peau interne 21 est pleine et la peau externe 22 est pourvue d'orifices.
Par ailleurs, le panneau 20 peut présenter une géométrie différente de celle illustrée aux figures 3 à 6. Par exemple, le bloc avant 24 et le bloc arrière 25 peuvent être asymétriques et/ou former des cavités 31 et/ou 31B ayant un angle différent de celui donné en exemple ci-dessus. WO 2023/031540 PCT/FR2022/051605

Claims

Revendications
1. Panneau acoustique (20) pour ensemble propulsif (1) d'aéronef, comprenant une première peau (21), une deuxième peau (22) et une structure alvéolaire (23) formant des cavités (31, 31B) d'absorption acoustique qui s'étendent chacune le long d'un axe (32, 32B) oblique par rapport à la première peau (21), caractérisé en ce que les cavités (31, 31B) sont réparties en plusieurs groupes incluant un premier groupe dans lequel les cavités (31) sont orientées vers une extrémité avant du panneau (20) et un deuxième groupe dans lequel les cavités (31B) sont orientées vers une extrémité arrière du panneau (20).
2. Panneau (20) selon la revendication 1, dans lequel la structure alvéolaire (23) comprend un bloc avant (24) formant les cavités (31) du premier groupe et un bloc arrière (25) formant les cavités (31B) du deuxième groupe.
3. Panneau (20) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la structure alvéolaire (23) comprend un bord avant (28) et un bord arrière (28B) qui sont chacun en biseau.
4. Panneau (20) selon la revendication 3, dans lequel plusieurs desdites cavités (31) du premier groupe débouchent sur le bord avant (28) de la structure alvéolaire (23) et plusieurs desdites cavités (31B) du deuxième groupe débouchent sur le bord arrière (28B) de la structure alvéolaire (23).
5. Panneau (20) selon la revendication 3 ou 4, dans lequel la deuxième peau (22) comprend une partie avant recouvrant le bord avant (28) de la structure alvéolaire (23) et une partie arrière recouvrant le bord arrière (28B) de la structure alvéolaire (23).
6. Panneau (20) selon l'une quelconque des revendications 3 à 5, dans lequel le bord avant (28) et le bord arrière (28B) de la structure alvéolaire (23) forment chacun avec la première peau (21) un angle (34) compris entre 30 degrés et 60 degrés.
7. Panneau (20) selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel l'axe (32, 32B) de chacune des cavités (31, 31B) forme un angle (33) d'inclinaison par rapport à la première peau (21) compris entre 30 degrés et 50 degrés.
8. Panneau (20) selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel la première peau (21) et/ou la deuxième peau (22) comprennent un matériau composite à matrice organique et la structure alvéolaire (23) comprend un matériau métallique.
9. Panneau (20) selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel la structure alvéolaire (23) comprend plusieurs étages comportant chacun des cavités du premier groupe et des cavités du deuxième groupe.
10. Ensemble propulsif (1) pour aéronef, comprenant au moins un panneau (20, 20A-20E) selon l'une quelconque des revendications 1 à 9.
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