FR 3134032 A1 20231006 FR 2203010 A 20220401 Panneau anti flambage, structure aéroportée intégrant de tels panneaux et procédé de fabrication correspondant L’invention concerne un panneau (11) en matériau composite caractérisé en ce qu’il comprend un feuilleté de plis (15, 16) empilés les uns sur les autres le long d’une direction d’empilement perpendiculaire au plan dudit panneau (11) dans lequel au moins un pli (16) du feuilleté de plis (15, 16) diverge du plan du panneau, formant ainsi une structure de renforcement dudit panneau (11) appelée partie renforcée. L’invention permet la fabrication du panneau renforcé en une seule passe ; et éviter l’apport de renforts extérieurs au panneau fabriqué, pour augmenter la résistance dudit panneau, en particulier la résistance au flambage. Figure 1 Panneau anti flambage, structure aéroportée intégrant de tels panneaux et procédé de fabrication correspondant Domaine technique de l’invention Le domaine de l’invention relève notamment de la conception et de la fabrication de structures de type panneaux de grande taille. L'invention se rapporte plus particulièrement à un panneau composite pouvant notamment être utilisé pour la conception et la fabrication de structures portantes de type ailes d’avions. La présente technique se rapporte également au procédé de fabrication correspondant. Arrière-plan technologique La problématique de consommation d’énergie, et plus particulièrement de consommation de carburant, qui contribue à l’effet de serre, pousse de nombreux industriels à envisager des solutions techniques qui entrainent une baisse plus ou moins importante de cette consommation. Parmi les solutions proposées, celles consistant à limiter ou baisser le poids des véhicules consommant du carburant sont beaucoup étudiées. C’est par exemple le cas dans l’aéronautique, mais également dans d’autres secteurs de l’industrie. L’émission de gaz à effet de serre est directement proportionnelle à la consommation de carburant fossile, elle-même directement proportionnelle à la puissance des moteurs à combustion interne utilisés, elle-même directement proportionnel au poids du véhicule à mouvoir. Ainsi, les méthodes de fabrication actuelles d’ailes d’avion utilisent des longerons, des lisses et des cadres (appelés aussi nervures) sur lesquelles est fixé un revêtement ou peau formant l’extrados et l’intrados (respectivement la partie supérieure et la partie inférieure de l’aile). Ces éléments permettent de supporter les contraintes générées par la portance sur la voilure. En effet, la portance s’exerce sur toute la longueur de l’aile. L’effet de cette force orientée vers le haut est d’autant plus important que celle-ci s’exerce à un point éloigné du plan de symétrie de l’avion. L’aile se déforme donc vers le haut, et il s’exerce sur l’extrados de l’aile une compression, qui amène un risque de flambage qui est d’autant plus important que le facteur de charge est élevé notamment à grande vitesse ou lors d’évolutions où s’exerce une force élevée sur l’aile. L’inconvénient de ces éléments, en particulier des longerons, est leur poids et l’encombrement qu’ils provoquent à l’intérieur de l’aile. Ainsi, des solutions alternatives, plus légères et moins encombrantes, permettant d’éviter les risques de flambage, ont été antérieurement développées. Une de ces solutions, décrite dans EP3144128, utilise, par exemple, des poutrelles/longerons solidarisés à la peau de l’aile par collage ou en utilisant des fixations (rivets, boulons…), permettant d’obtenir ainsi des peaux "travaillantes" plus résistantes au flambage. Cependant, ces technologies de l’art antérieur nécessitent de nombreuses étapes de fabrication et induisent donc une méthode globale longue, complexe à mettre en œuvre et onéreuse. De plus, la fabrication par adjonction de poutrelles/longerons collés ne permet pas de résoudre l’intégralité des problèmes rencontrés. En effet, lorsque la flexion de l’aile est exercée à un endroit où se trouve la poutrelle/longeron, une force inverse est exercée à l’endroit où la colle est présente, entraînant in fine, le décollement de la poutrelle/longeron et donc une problématique de vieillissement accéléré du panneau (ou de l’aile), ce qui n’est pas souhaitable. De plus, l’ajout de poutrelles/longerons (et potentiellement de fixations supplémentaires) provoque une augmentation du poids de l’aile ce qui ne permet pas de réduire considérablement le poids de l’engin équipé de telles ailes. Ainsi, il est nécessaire de disposer d’une solution permettant de simplifier et d’accélérer la mise en œuvre d’une technologie légère, peu encombrante et résistante. La présente technique a pour objectif de répondre à au moins certaines de ces problématiques de l’art antérieur. Ces objectifs, ainsi que d’autres qui apparaîtront par la suite, sont atteints à l’aide d’un panneau en matériau composite comprenant un feuilleté de plis empilés les uns sur les autres le long d’une direction d’empilement perpendiculaire au plan dudit panneau dans lequel au moins un pli du feuilleté de plis diverge du plan du panneau, formant ainsi une structure de renforcement dudit panneau appelée partie renforcée. Ainsi, l’utilisation d’un tel panneau permet de gagner en compacité et en légèreté tout en évitant le flambement. De plus, sa fabrication est plus facile et rapide à mettre en œuvre. Selon une caractéristique particulière, ladite au moins une partie renforcée comprend un élément de support sur lequel ledit au moins un pli divergé diverge. Ainsi, la réalisation du panneau est facilitée car l’élément permet de maintenir, au moins temporairement, le(s) pli(s) divergés afin que la forme du renfort soit figée une fois la pièce finalisée (i.e. résinée et sèche). De plus, grâce à sa structure, l’élément peut également aider à rigidifier la structure. Selon une caractéristique particulière, ledit élément est composé d’un matériau présentant une densité plus faible que ledit feuilleté de plis. Ainsi, l’utilisation d’un tel élément permet d’alléger la structure du panneau, tout en obtenant des propriétés mécaniques importantes en raison de l’écartement entre les plis du panneau. Selon une caractéristique particulière, la section de ladite au moins une partie renforcée est de forme trapézoïdale ou demi-elliptique ou en chapeau de gendarme. Selon une caractéristique particulière, la section diminue dans une direction donnée. Selon une caractéristique particulière, lesdits plis sont liés entre eux par une même résine de sorte à former un panneau monolithique. Selon une caractéristique particulière, au moins un pli dudit feuilleté de plis est composé de fibres de carbone. Les différentes caractéristiques particulières listées ci-dessus peuvent bien sûr être combinées entre elles, selon toutes les combinaisons possibles. La technique concerne également une aile d’avion comprenant un panneau tel que décrit précédemment, ledit panneau formant une peau travaillante de ladite aile d’avion. Ainsi, une telle aile est résistante au flambement, et sa fabrication est plus facile et rapide à mettre en œuvre. Par ailleurs, sa compacité permet d’accroître le volume intérieur disponible pour loger notamment du carburant. De plus, la compacité associée à la légèreté du panneau, permettent de voler plus efficacement : soit plus vite à charge utile constante, soit voler plus loin à charge utile constante grâce à un apport accru de carburant, soit accroître la charge utile, soit diminuer l’empreinte écologique. La technique concerne également un procédé de fabrication d’un panneau tel que décrit précédemment. Le procédé comprend les étapes suivantes : positionnement d’au moins un pli du côté externe dudit panneau, nommé pli non-divergé ; et création d’une partie renforcée au sein d’un feuilleté de plis selon les étapes suivantes : adjonction d’au moins un élément composé d’un matériau de faible densité sur ledit au moins un pli externe non-divergé, appelé élément support ; et adjonction et mise en forme d’au moins un pli du côté interne du panneau, recouvrant l’ensemble formé par ledit au moins un pli externe et ledit au moins un élément support, ledit au moins un pli interne épousant les formes de l’ensemble formé par ledit au moins un pli externe et ledit élément support ; et adjonction de résine pour former une matrice englobant l’ensemble formé par le feuilleté de plis et ledit au moins un élément support ; et polymérisation de ladite résine. Brève description des figures D'autres buts, caractéristiques et avantages de la technique apparaîtront à la lecture de la description suivante donnée à titre uniquement illustratif et non limitatif, et qui se réfère aux figures annexées, dans lesquelles : est un schéma du principe général de la technique selon deux vues différentes, selon un exemple de réalisation de l’invention ; représente un aéroplane vu de face ; est une coupe représentant un profil d’une aile d’aéroplane tel qu’illustré en ; représente les déformations auxquelles peuvent être soumises les ailes d’un avion ; représente les forces auxquelles est soumis un avion ; représente la charge linéique selon l’envergure de l’aile (axe y) ; est un schéma représentant deux empilements de plis et l’orientation des fibres au sein de chaque pli, selon deux exemples de réalisation ; représente une vue en coupe d’une aile présentant des sur-épaississements de panneaux permis par l’ajout local de plis supplémentaires ; représente une vue en coupe d’une aile présentant des sur-épaississements de panneaux permis par un épaississement local des plis ; représente une section d’une partie renforcée Selon une caractéristique particulière ; représente un panneau vu de dessus selon un exemple de réalisation ; représente un panneau vu de dessus selon un autre exemple de réalisation ; représente une section d’un panneau selon un exemple de réalisation ; représente une section d’un panneau selon un autre exemple de réalisation ; représente un panneau présentant des parties renforcées selon un exemple de réalisation spécifique ; représente une géométrie particulière d’une partie renforcée, dans un exemple de réalisation particulier ; représente une géométrie particulière d’une partie renforcée, dans un autre exemple de réalisation particulier ; représente une géométrie particulière d’une partie renforcée, dans un autre exemple de réalisation particulier ; représente une géométrie particulière d’une partie renforcée, dans un autre exemple de réalisation particulier ; représente une géométrie particulière d’une partie renforcée, dans un autre exemple de réalisation particulier ; représente l’évolution de la section d’une partie renforcée en fonction de la distance avec le fuselage (selon l’axe y) ; représente une aile d’avion en transparence Selon une caractéristique particulière de l’invention ; est une coupe transversale d’une aile d’avion se référant aux figures 1 et 17, selon un exemple de réalisation de l’invention. Panneau (11) en matériau composite caractérisé en ce qu’il comprend un feuilleté de plis (15, 16) empilés les uns sur les autres le long d’une direction d’empilement perpendiculaire au plan dudit panneau (11) dans lequel au moins un pli (16) du feuilleté de plis (15, 16) diverge du plan du panneau, formant ainsi une structure de renforcement dudit panneau (11) appelée partie renforcée (12). Panneau (11) selon l’une des revendications précédentes caractérisé en ce que ladite au moins une partie renforcée (12) comprend un élément de support (17) sur lequel ledit au moins un pli divergé (16) diverge. Panneau (11) selon la revendication 2 caractérisé en ce que ledit élément de support (17) est composé d’un matériau présentant une densité plus faible que ledit feuilleté de plis (15, 16). Panneau (11) selon l’une des revendications précédentes caractérisé en ce que la section de ladite au moins une partie renforcée (12) est de forme trapézoïdale ou demi-elliptique ou en chapeau de gendarme. Panneau (11) selon l’une des revendications précédentes caractérisé en ce que la section diminue dans une direction donnée. Panneau (11) selon l’une des revendications précédentes caractérisé en ce que lesdits plis (15, 16) sont liés entre eux par une même résine de sorte à former un panneau monolithique. Panneau (11) selon l’une des revendications précédentes caractérisé en ce qu’au moins un pli (15, 16) dudit feuilleté de plis (15, 16) est composé de fibres de carbone. Aile (21) d’avion caractérisée en ce que ladite aile (21) d’avion comprend un panneau (11) selon l’une quelconque des revendications précédentes, ledit panneau (11) formant une peau travaillante de ladite aile (21) d’avion. Procédé de fabrication d’un panneau (11) en matériau composite caractérisé en ce qu’il comprend les étapes suivantes : positionnement d’au moins un pli (15) du côté externe dudit panneau (11), nommé pli non-divergé ; et création d’une partie renforcée au sein d’un feuilleté de plis (15, 16) selon les étapes suivantes : adjonction d’au moins un élément (17) composé d’un matériau de faible densité sur ledit au moins un pli (15) externe non-divergé, appelé élément support (17) ; et adjonction et mise en forme d’au moins un pli (16) du côté interne du panneau (11), recouvrant l’ensemble formé par ledit au moins un pli externe (15) et ledit au moins un élément support (17), ledit au moins un pli interne (16) épousant les formes de l’ensemble formé par ledit au moins un pli externe (15) et ledit élément support (17) ; et adjonction de résine pour former une matrice englobant l’ensemble formé par le feuilleté de plis (15, 16) et ledit au moins un élément support (17) ; et polymérisation de ladite résine.