Brevet FR3127425A1 — publié le 20230331

L’assemblage (1) destiné à une turbomachine pour aéronef comprend une pièce (P1) en matériau composite comportant un premier orifice (2), au moins une pièce (P2) en métal comprenant un deuxième orifice (3), un dispositif de serrage (4) des pièces (P1, P2) et comportant une vis (5) traversant les orifices (2, 3), et un élément de renfort (7) monté dans le premier orifice (2) et agencé entre la vis (5) et la pièce (P1) en matériau composite, l’élément de renfort (7) comportant une structure tubulaire (8) dont une première extrémité (10) présente une surface externe tronconique prenant appui sur une portion d’un bord (2A) du premier orifice (2), cette surface externe (10B) étant non lisse et comportant une rugosité ou une microstructure prédéterminée. Figure pour l'abrégé : Figure 2 ASSEMBLAGE DESTINÉ À UNE TURBOMACHINE POUR AÉRONEF Domaine technique de l'invention La présente invention concerne un assemblage destiné à une turbomachine pour aéronef comportant au moins une pièce mécanique en matériau composite et un élément de renfort de cette pièce. La présente invention concerne également une turbomachine d’aéronef comportant un tel assemblage. Arrière-plan technique De manière générale, la consommation de carburant et donc l’émission de gaz à effet de serre par un aéronef dépend de sa masse. Il est donc courant de chercher à rendre un aéronef plus léger en réduisant la masse de certains de ces éléments, notamment ses turbomachines. Il est possible d’y parvenir en remplaçant certaines pièces métalliques dans les panneaux acoustiques, les carters ou encore les redresseurs (« Outlet Guide Vanes » ou OGV en anglais), par des pièces en matériau composite. Il est connu de réaliser ces pièces non métalliques à partir de matrice organique (CMO) ou bien de résine thermoplastique ou thermodurcissable par moulage par transfert de résine ( Resin Transfer Molding ou RTM en anglais), par infusion, par drapage, par injection basse et haute pression, par compression, ou par tout autre procédé de mise en forme. Bien que ces pièces en matériau composite présentent comme avantage principal d’être plus légères que des pièces métalliques de fonction similaire, elles sont également moins résistantes mécaniquement et moins rigides. Par ailleurs, la fixation d’une pièce en matériau composite avec une pièce en métal par un dispositif de serrage, tel qu’un boulon ou un système vis-écrou, génère des efforts de serrage sur chacune des pièces. Ces efforts de serrage sont d’autant plus importants pour les pièces utilisées dans des turbomachines où la force de serrage correspondante équivaut à plusieurs centaines à milliers de Newton. De manière générale, ces efforts de serrage génèrent des contraintes qui se concentrent autour de l’orifice de passage du dispositif de serrage et au niveau de la surface d'appui de l'élément de serrage (vis, écrou, rondelle, …) contre la pièce non métallique. Le fait que ces contraintes ne soient pas réparties sur toute la pièce en matériau composite a pour conséquence un possible matage, des fissures voire une cassure de la pièce. Par ailleurs, les assemblages utilisés dans les turbomachines subissent des températures très élevées qui causent souvent une diminution des propriétés mécaniques des pièces qui les constituent. De plus, les pièces en métal et en matériau composite réagissent aux hautes températures différemment car leurs coefficients de dilatation thermique (« Coefficient of Thermal expansion » ou CTE en anglais) sont différents. Ceci peut conduire, pour la pièce en matériau composite, à des contraintes supplémentaires autour de l’orifice de passage du dispositif de serrage mais également à travers son épaisseur, là où le CTE est le plus important. Par conséquent, les efforts de serrage et la température de fonctionnement des assemblages dans les turbomachines d’aéronef conduisent plus ou moins rapidement à un endommagement voire une rupture des pièces en matériau composite intégrées. La présente invention a pour but de pallier cet inconvénient en renforçant localement la pièce en matériau composite. À cet effet, l'invention concerne un assemblage destiné à une turbomachine pour aéronef, comprenant : une première pièce mécanique réalisé en matériau composite et comportant un premier orifice de passage, au moins une deuxième pièce mécanique réalisé en métal et comprenant un deuxième orifice de passage, un dispositif de serrage desdites pièces mécaniques, le dispositif de serrage comportant une vis traversant lesdits orifices de passage, et un élément de renfort monté dans ledit premier orifice de passage et agencé entre ladite vis et ladite première pièce mécanique, ledit élément de renfort comportant une structure tubulaire dont une première extrémité présente une surface externe tronconique configurée pour prendre appui sur une première portion d’un bord du premier orifice de passage. Selon l’invention, ledit assemblage est caractérisé en ce que ladite surface externe tronconique est non lisse et comporte une rugosité ou une microstructure prédéterminée La surface externe tronconique de l’élément de renfort est en appui sur le bord de la pièce en matériau composite. La rugosité ou la microstructure de cette surface d’appui est déterminée pour accentuer l’adhésion ou la cohésion de l’élément de renfort vis-à-vis de la pièce composite. Avantageusement, la surface externe est en appui sur de la résine de ce matériau composite, ce qui améliore cet effet d’adhésion ou de cohésion. La structuration de surface n’est de préférence pas une couche supplémentaire ou une couche rapportée et est donc de préférence intégrée dans ledit élément de renfort ou directement formée sur cet élément de renfort. Cela peut-être une simple rugosité de surface, comme un moletage ou toute autre structuration. Cette texturation sert à augmenter le cohésif aux interfaces et au maintien de ce dernier dans la direction hors plan en l’absence du dispositif de serrage (tel qu’un système vis/écrou). Si la structuration de surface est trop importante, elle peut également provoquer l'effet inverse et dégrader l'interface/la tenue entre les différents éléments. La structuration est donc prédéterminée pour éviter cet effet. Avantageusement, la structure tubulaire comprend à une seconde extrémité, opposée à la première extrémité, une collerette annulaire qui est configurée pour prendre appui axialement sur la première pièce mécanique, tout autour dudit premier orifice de passage. Ainsi, grâce à l’invention, l’élément de renfort vient renforcer localement la pièce en matériau composite. Les contraintes dues aux efforts de serrage lors de la fixation des pièces de l’assemblage sont alors réparties dans l’ensemble de la pièce en matériau composite. Cette meilleure répartition des contraintes est obtenue conjointement par la forme tronconique d’une extrémité de l’élément de renfort qui augmente ainsi la surface de contact avec le dispositif de serrage et par la collerette annulaire de l’autre extrémité de l’élément de renfort. Par ailleurs, la forme des deux extrémités permet une meilleure tenue de l’élément de renfort contre la pièce en matériau composite sans recours à d’autres moyens. L’assemblage peut également présenter une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises seules ou en combinaison les unes avec les autres : - la collerette annulaire est logée, et de préférence entièrement logée, dans un alésage de la première pièce mécanique, - la structure tubulaire comprend une surface externe cylindrique configurée pour s’étendre en regard d’une seconde portion du bord du premier orifice de passage, - ladite surface externe cylindrique est non lisse et comporte une rugosité ou une microstructure prédéterminée, tel que par exemple un moletage, -- la ou chaque surface externe comporte un moletage, - la surface externe tronconique s’étend sur une longueur au moins égale à la longueur le long de laquelle s’étend la surface externe cylindrique, - la surface externe tronconique a un angle de cône compris entre 15 degrés et 90 degrés, et de préférence entre 15 et 60° degrés, - la structure tubulaire présente une épaisseur radiale pouvant varier entre 1 millimètre et 5 millimètres, et de préférence entre 1 et 2 millimètres, - les premières et seconde extrémités de la structure tubulaire ont des diamètres externes sensiblement identiques, - la première extrémité de l’élément comporte une surface interne tronconique conformée pour recevoir une tête conique de ladite vis, - ladite surface externe comporte une rugosité comprise entre 3 centièmes et 5 dixièmes de millimètre, en particulier pour une température comprise entre -40°C et 150°C ; dans la présente demande, la rugosité représente la distance entre les fonds les plus bas des creux sur la surface et les sommets les plus haut des bosses sur cette surface, et peut donc être assimilée à l’amplitude du relief de cette surface, une rugosité comprise entre 0,03mm et 0,5mm peut permettre d’assurer le maintien de l’élément de renfort à température ambiante même en l’absence du dispositif de serrage, -- la tête conique de ladite vis s’étend sur une longueur au moins égale à la moitié de la longueur de surface interne tronconique dudit élément de renfort, -- l’élément de renfort est réalisé en un matériau métallique tel que l’inox ou l’INCONEL®, ou tout autre matériau avec ou sans protection de surface (peinture, anodisation, galvanisation, chromage, etc.) pour éviter ou limiter les couples galvaniques avec ledit matériau composites, et -- l’élément de renfort peut être surmoulé ou inséré contre la première pièce mécanique. L’invention concerne, en outre, une turbomachine comportant au moins un assemblage selon l’une des caractéristiques précédentes. Brève description des figures D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaitront au cours de la lecture de la description détaillée qui va suivre pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels : La est une vue schématique d’un assemblage pour turbomachine d’aéronef; La est une vue en coupe et en perspective d’un mode de réalisation d’un assemblage selon l’invention ; La représente une double coupe axiale d’un élément de renfort d’un assemblage présentant un angle d’environ 45 degré selon l’invention ; La représente une double coupe axiale d’un élément de renfort d’un assemblage présentant un angle d’environ 60 degré selon l’invention ; La représente une double coupe axiale d’un élément de renfort d’un assemblage présentant un angle d’environ 30 degré selon l’invention ; La illustre une double coupe axiale d’un assemblage selon un mode de réalisation particulier. Assemblage destiné à une turbomachine pour aéronef, comprenant : une première pièce (P1) mécanique réalisé en matériau composite et comportant un premier orifice de passage (2), au moins une deuxième pièce (P2) mécanique réalisé en métal et comprenant un deuxième orifice de passage (3), un dispositif de serrage (4) desdites pièces mécaniques (P1, P2), le dispositif de serrage (4) comportant une vis (5) traversant lesdits orifices de passage (2, 3), et un élément de renfort (7) monté dans ledit premier orifice de passage (2) et agencé entre ladite vis (5) et ladite première pièce (P1) mécanique, ledit élément de renfort (7) comportant une structure tubulaire (8) dont une première extrémité (10) présente une surface externe (10B) tronconique configurée pour prendre appui sur une première portion (2Aa) d’un bord (2A) du premier orifice de passage (2), ledit assemblage (1) étant caractérisé en ce que ladite surface externe (10B) tronconique est non lisse et comporte une rugosité ou une microstructure prédéterminée. Assemblage (1) selon la revendication 1, caractérisé en ce que la structure tubulaire (8) comprend à une seconde extrémité (11), opposée à la première extrémité (10), une collerette annulaire (12) qui est configurée pour prendre appui axialement sur la première pièce (P1) mécanique, tout autour dudit premier orifice de passage (2). Assemblage (1) selon la revendication 2, caractérisé en ce que la collerette annulaire (12) est logée, et de préférence entièrement logée, dans un alésage (13) de la première pièce (P1) mécanique. Assemblage (1) selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la structure tubulaire (8) comprend une surface externe (9B) cylindrique configurée pour s’étendre en regard d’une seconde portion (2Ab) du bord (2A) du premier orifice de passage (2). Assemblage (1) selon la revendication 3, caractérisé en ce que ladite surface externe (9B) cylindrique est non lisse et comporte une rugosité ou une microstructure prédéterminée. Assemblage (1) selon la revendication 4 ou 5, caractérisé en ce que la surface externe (10B) tronconique s’étend sur une longueur (L1) au moins égale à la longueur (L2) le long de laquelle s’étend la surface externe (9B) cylindrique. Assemblage (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la surface externe (10B) tronconique a un angle (a1) de cône compris entre 15 degrés et 90 degrés. Assemblage (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la structure tubulaire (8) présente une épaisseur radiale pouvant varier entre 1 millimètre et 5 millimètres. Assemblage (1) selon la revendication 2, caractérisé en ce que les premières et seconde extrémités (10, 11) de la structure tubulaire (8) ont des diamètres externes sensiblement identiques. Assemblage (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la première extrémité (10) de l’élément de renfort (7) comporte une surface interne (10A) tronconique conformée pour recevoir une tête (5A) conique de ladite vis (5). Assemblage (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite surface externe (10B) comporte une rugosité comprise entre 3 centièmes et 5 dixièmes de millimètre. Turbomachine d’aéronef comportant au moins un assemblage (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes.