INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Dans un exemple de réalisation, le procédé de fabrication met en œuvre un noyau gonflable apte à être inséré entre les plis non-divergés (15) et les plis divergés (16) afin de créer une partie renforcée (12), le noyau permettant d’éviter l’effondrement des plis divergés et pouvant être éventuellement retiré après l’opération de polymérisation. Dans un exemple de réalisation, la partie renforcée (12) peut être mise sous vide après polymérisation du feuilleté de plis.
PANNEAU SANDWICH A ALVEOLES CONTENANT DE LA POUDRE DE NITRURE DE BORE ET PROCEDE DE FABRICATION DUDIT PANNEAU La présente invention concerne les panneaux sandwichs d’un aéronef et notamment ceux disposés dans les ensembles propulsifs.
De manière classique, des panneaux sandwichs sont installés dans diverses zones d’un aéronef notamment pour réduire le rayonnement acoustique et par exemple dans les panneaux d’habillage de la cabine ou encore les ensembles propulsifs pris à titre illustratif dans la présente description. Une nacelle de turboréacteur d’aéronef comprend de l’avant vers l’arrière, un premier tronçon en amont dans la direction du flux aérodynamique traversant la nacelle de l’aéronef en vol, appelé entrée d’air, un deuxième tronçon qui recouvre le carter de la soufflante moteur, appelé capot de soufflante, et un troisième tronçon au niveau duquel se trouve généralement une zone d’inversion de poussée qui entoure le corps de la turbine du moteur à l’aval dans la direction du flux aérodynamique. La zone d’inversion de poussée, dite TRU pour « Thrust Reverser Unit » en anglais présente généralement une structure externe, dite OFS pour « Outer Fixed Structure » en anglais, appelé ci-après structure fixe externe, qui définit avec une structure interne concentrique dite IFS pour « Inner Fixed Structure » en anglais, appelé ci-après structure fixe interne, une veine annulaire servant à canaliser le flux d’air froid.
La structure fixe interne comprend un panneau sandwich permettant de tenir les efforts structuraux. Le panneau sandwich facilite le transfert thermique de l’intérieur vers l’extérieur et peut également présenter une fonction acoustique. Pour ce faire, un tel panneau comporte une structure intercalant un véhicule de transfert thermique sous forme d’une âme alvéolaire constituée d’aluminium ou de titane entre deux peaux. Très souvent, ce panneau comprend la superposition d’une première peau extérieure aérodynamique faite de matériau composite et d’une deuxième peau intérieure de support également en matériau composite entre lesquelles se trouve une âme en matériau en nid d’abeille fait de métal (aluminium ou titane). L’aluminium ou le titane permettent de réduire la résistance thermique par rapport à d’autres matériaux présentant des renforts en verre, carbone ou aramide et de permettre un meilleur transfert d’énergie thermique. Cependant il présente aussi des désavantages comme d’être sujet à des problèmes de corrosion ou d’être plus lourd que d’autres matériaux de type par exemple aramide. Le poids du panneau sandwich s’en trouve largement accru.
La présente invention vise à proposer un panneau sandwich pour aéronef et dans l’exemple illustré pour structure interne fixe de nacelle d’aéronef permettant de pallier aux problèmes de corrosion liés à la présence de matériaux en nid d’abeille en aluminium et d’alléger sa structure vis-à-vis des matériaux en nid d’abeille métallique.
A cet effet, la présente invention concerne un panneau sandwich d’aéronef comprenant une première peau et une deuxième peau entre lesquelles se trouve une âme alvéolaire comportant des alvéoles débouchant de part et d’autre respectivement sur la première peau et sur la deuxième peau, les alvéoles étant séparées les unes des autres par des parois latérales caractérisé en ce que les parois latérales de l’âme comprennent un renfort à base de fibres aramide, carbone ou verre, une résine de renfort polymère et de la poudre de nitrure de bore.
L'invention propose ainsi une alternative au panneau sandwich d’aéronef présentant une âme en aluminium pour éviter les problèmes de corrosion et de masse et offrir ainsi une structure plus légère garantissant un bon transfert thermique d’une face à l’autre du panneau.
La résine de renfort comprend de la poudre de nitrure de bore.
Une résine de collage utilisée dans la fabrication de l’âme alvéolaire pour coller des voiles de renfort les uns sur les autres comprend de la poudre de nitrure de bore.
Des films adhésifs entre les peaux et l’âme contiennent de la poudre de nitrure de bore.
Un avion à deux hélices muni d’une hybridation thermique – électrique est évoqué dans l’article présent le 11 février 2022 à l’adresse internet « https://www.usinenouvelle.com/editorial/video-premier-vol-reussi-pour-l-avion-hybride-electrique-cassio-de-voltaero.N939521 ».
La présente invention a alors pour objet de proposer un avion à deux hélices susceptible d’avoir une consommation spécifique d’un moteur optimisé au moins durant une phase de vol de croisière.
Ainsi, la présente invention vise un avion comportant une première hélice et une deuxième hélice. L’avion comprend un premier moteur thermique ainsi qu’une première machine électrique configurés pour la mise en rotation de la première hélice, ledit avion comprenant au moins une deuxième machine électrique configurée pour la mise en rotation de la deuxième hélice, ledit avion ayant une chaîne de transmission d’énergie électrique reliant électriquement la première machine électrique et la deuxième machine électrique.
Un tel avion peut mettre en œuvre une phase de vol à consommation spécifique optimisée, par exemple durant une phase de vol de croisière.
Durant une telle phase de vol à consommation spécifique optimisée, selon le procédé de l’invention, le premier moteur thermique développe une puissance élevée, relativement proche de la puissance engendrant une consommation spécifique minimale. Ainsi, le premier moteur thermique peut fonctionner selon un point de fonctionnement lui conférant une consommation spécifique relativement faible, à savoir proche voire égale à sa consommation spécifique minimale.
Eventuellement, le premier moteur thermique peut alors être le seul moteur thermique de l’avion en fonctionnement, à savoir le seul moteur thermique développant une puissance mécanique pour mettre en rotation une hélice de l’avion.
Eventuellement, l’avion peut comprendre une interface homme-machine pour mettre en œuvre la phase de vol à consommation spécifique optimisée. Eventuellement, l’avion peut comprendre un contrôleur en communication avec des senseurs pour mettre automatiquement en œuvre la phase de vol à consommation spécifique optimisée dans des conditions prédéterminées.
L’avion peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques qui suivent, prises seules ou en combinaison.
Selon une possibilité, la première hélice et la deuxième hélice sont identiques. Alternativement, la première hélice et la deuxième hélice peuvent être différentes.
Selon une possibilité compatible avec les précédentes, la première machine électrique peut être configurée pour fonctionner en mode générateur électrique afin de générer une énergie électrique injectée dans la chaîne de transmission d’énergie électrique durant une phase de vol à consommation spécifique optimisée
Selon une possibilité compatible avec les précédentes, la chaîne de transmission d’énergie électrique peut comporter au moins un organe de stockage d’énergie électrique, éventuellement rechargeable.
Un tel organe de stockage d’énergie électrique peut comprendre au moins une batterie électrique, une pile, un accumulateur… L’organe de stockage d’énergie électrique peut être rechargeable pour par exemple permettre de stocker de l’énergie électrique produite par la première machine électrique ou un générateur électrique distinct. L’organe de stockage d’énergie électrique peut alimenter électriquement un démarreur si besoin, voire peut également alimenter électriquement la première machine électrique et/ou la deuxième machine électrique voire un autre moteur électrique si besoin.
Selon une possibilité compatible avec les précédentes et une première alternative, le premier moteur thermique et la première machine électrique peuvent être connectés à une première chaîne de transmission de puissance mettant en rotation la première hélice, la première machine électrique pouvant fonctionner en mode moteur électrique ou en mode générateur électrique, la première machine électrique en mode générateur électrique étant configurée pour générer une énergie électrique injectée dans la chaîne de transmission d’énergie électrique durant une phase de vol à consommation spécifique optimisée.
Dès lors, durant la phase de vol à consommation spécifique optimisée, le premier moteur thermique peut fonctionner selon un point de fonctionnement générant une consommation spécifique relativement faible. La puissance motrice développée par le premier moteur thermique est alors transmise à la première chaîne de transmission de puissance. Une première partie de cette puissance motrice est transmise par la première chaîne de transmission de puissance à la première hélice alors qu’une deuxième partie de la puissance motrice est prélevée par la première machine électrique sur la première chaîne de transmission de puissance. La première machine électrique fonctionne en mode générateur électrique et génère alors une énergie électrique transmise à la chaîne de transmission d’énergie électrique.
Eventuellement, cette énergie électrique transmise à la chaîne de transmission d’énergie électrique peut être stockée dans un organe de stockage d’énergie électrique et /ou transmise à la deuxième machine électrique mettant en mouvement la deuxième hélice.
Selon une première variante de la première alternative, l’avion peut comporter un deuxième moteur thermique connecté à une deuxième chaîne de transmission de puissance mettant en rotation la deuxième hélice, la deuxième machine électrique étant connectée à la deuxième chaîne de transmission de puissance, la deuxième machine électrique pouvant fonctionner en mode moteur électrique ou en mode générateur électrique, la deuxième machine électrique étant configurée pour fonctionner en mode moteur en étant alimentée électriquement par la chaîne de transmission d’énergie électrique durant une phase de vol à consommation spécifique optimisée, le deuxième moteur thermique étant configuré pour être mis à l’arrêt ou au ralenti durant la phase de vol à consommation spécifique optimisée.
la est une vue en coupe d’un détail d’une pièce externe montrant une ouverture de fixation isolée du reste du véhicule automobile selon un mode de réalisation de l’invention ;
la est une vue en coupe d’un détail d’une pièce externe montrant une ouverture de fixation dans le véhicule automobile selon un mode de réalisation de l’invention.
Les termes « longitudinal », « transversal », « avant » et « arrière » s’entendront par rapport à l’orientation générale du véhicule tel que pris selon son sens normal de marche, sauf indication contraire.
Un véhicule automobile 10 comme montré à la comporte une caisse 11 avec des éléments en métal, comme par exemple en tôle d’acier. Ils comprennent une surface de montage 12 orientée vers l’extérieur du véhicule, sur laquelle peuvent être fixées une ou plusieurs pièces externes.
Les pièces externes peuvent comprendre par exemple un enjoliveur pour des ailes arrière, pour un bas de caisse, pour une custode, etc. Les pièces externes peuvent aussi comprendre des éléments de pare-chocs, comme une peau des pare-chocs 14 dont un exemple est montré aux figures 2 et 3, ou un support de peau de pare-chocs 16 dont un exemple est montré à la .
La pièce externe (14, 16) est de préférence une pièce en matière plastique qui peut être obtenue par moulage. Par exemple, la pièce externe peut être une pièce monolithe en matériaux composites, ou en polymère thermoplastique, choisit parmi le polypropylene (PP), le polypropylène expansé (EPP), le polyethylene (PE), le polyphtalamide (PPA), le polyetherethercétone (PEEK), le polysulfure de phénylène (PPS), le polyamide-imide (PAI), le polyetherimide (PEI), le polyarylamide (PAA), le polyamide (PA), ou leurs mélanges.
La pièce externe (14,16) comprend une cloison structurante 20, qui peut être agencée en regard de la surface de montage 12 de l’élément de caisse. La cloison structurante 20 est préférablement complémentaire de la surface de montage 12, par exemple la cloison structurante et la surface de montage peuvent former localement des surface planes qui sont agencées parallèlement.
La surface de montage 12 de l’élément de caisse présente au moins un orifice de montage 18 montré à la , pour monter la pièce externe. L’orifice de montage 18 peut être formé par un trou traversant circulaire, d’une dimension adaptée, par exemple pour permettre le passage d’une vis 34 et son serrage par un écrou, non montré.
Le véhicule 10 comprend en outre une tige d’assemblage traversant l’orifice de montage de manière à assembler la pièce externe (14,16) et la caisse suivant une direction de montage, représentée par une flèche M aux figures 5 et 6.
La pièce externe (14, 16) comprend un dispositif d’étanchéité coopérant de manière étanche avec la surface de montage 12 autour de l’orifice de montage 18. Le dispositif d’étanchéité permet, de préférence, d’assurer une étanchéité à l’eau et aux poussières.
Le dispositif d’étanchéité comprend un relief d’étanchéité 26 formant une butée suivant la direction de montage qui entoure la tige d’assemblage de manière à former une étanchéité entre la caisse 11 et la pièce externe (14,16) autour de l’orifice de montage 18.
Le relief d’étanchéité 26 et la cloison structurante 20 sont venus de matière. Le relief d’étanchéité 26 forme une crête faisant saillie suivant la direction de montage, comme par exemple un bourrelet ou une nervure d’étanchéité. Le relief d’étanchéité 26 forme alors une excroissance dans la cloison structurante 20 de la pièce externe, agencée entre la surface de montage 12 et la cloison structurante 20.
Le nombre de points de montage de la pièce externe dépend de ses dimensions. Par exemple, la peau de pare-chocs 14 montrée à la est une peau de pare-chocs arrière. Elle peut être fixée à des éléments de caisse, d’une part au niveau d’une partie centrale 30 selon la direction transversale du véhicule, et d’autre part par le biais d’un support de pare-chocs 16, comme montré à la , au niveau de deux parties latérales 32.
Comme montré à la , la cloison structurante 20 de la pièce externe peut comprendre un pion d’indexation 22 formant la tige d’assemblage ou un œillet de montage 24, coaxial avec l’orifice de montage 18. Par exemple, la tige d’assemblage et le relief d’étanchéité peuvent être venus de matière. Le pion d’indexation 22 est dimensionné pour se loger de manière fixe dans l’orifice de montage 18.
Dans cet exemple, l’élément tubulaire textile externe et l’élément tubulaire textile interne sont des pièces tricotées distinctes.
Lors de l’étape de thermocompression préliminaire a) de la coque de semelle 650, un ensemble comprenant un ou plusieurs matériau(x) de semelage au moins en partie thermofusible(s), par exemple des particules thermofusibles (par exemple comprenant du polyuréthane) en mélange avec des particules non thermofusibles (par exemple des déchets broyés), est thermocomprimé avec un ensemble de moulage comprenant un moule et une vessie gonflable. Le moule comprend une empreinte de moulage de la coque de semelle d’usure 650, ladite empreinte de moulage comprenant un fond intérieur et des première et seconde parois latérales entre lesquelles s’étend ledit fond intérieur, et ladite empreinte de moulage de la coque de semelle d’usure comprend une deuxième portion d’emboîtement principale femelle, respectivement mâle, ayant une forme déterminée formée en contredépouille, dans la première paroi latérale de l’empreinte de moulage, et par au moins une portion dudit fond intérieur. En particulier, l’empreinte de moulage comprend des empreintes de moulage des premières et secondes portions d’emboîtement principales et auxiliaires telles que décrites ci-avant. Lors de l’étape de thermocompression, l’ensemble comprenant les particules est chauffé à une température permettant la fusion des particules thermofusibles, et une pression de gonflage de l’ordre de 3 bars à 5 bars est appliquée à la vessie gonflable dans des conditions appropriées en sorte que le mélange thermofondue comprenant des particules non thermofusibles soit comprimé contre l’empreinte de moulage.
La température de chauffage est déterminée en sorte de fondre les particules thermofusibles ciblées.
Le procédé comprend ensuite une étape de démoulage de la coque de semelle d’usure après le dégonflage de la vessie, en particulier avant que la coque de semelle 650 ne soit refroidie, c’est-à-dire avant qu’elle n’atteigne la température ambiante de façon à faciliter le démoulage compte-tenu des formes en contredépouille nombreuses.
Dans une étape de thermocompression additionnelle avec un ensemble de moulage comprenant un moule comprenant une empreinte de tige, une empreinte de semelle, similaire à l’empreinte de moulage mise en œuvre dans l’étape de thermocompression préliminaire a), et une vessie gonflable, on thermocomprime les éléments tubulaires textiles interne et externe en partie superposées associés avec la coque de semelle dans des conditions appropriées pour obtenir la solidarisation de la coque de semelle avec les éléments tubulaires interne et externe, fondre en tout ou partie les parties de semelle des éléments tubulaires textiles, et fondre au moins partiellement d’éventuelles portions textiles que comprend la partie de recouvrement textile externe du pied et/ou que comprend la partie de recouvrement textile interne du pied.
Lors de l’étape de thermocompression additionnelle, la coque de semelle peut être disposée entre les parties de semelle textile interne et externe, ou la partie de semelle externe peut être disposé entre la partie de semelle interne et la coque de semelle.
Dans toute étape de thermocompression, préliminaire ou additionnelle, une vessie gonflable configurée en sorte de présenter des premières portions d’emboîtement principale et auxiliaire de moulage est mise en œuvre.
Enfin, le procédé de fabrication de l’article chaussant 400 comprend une étape de fourniture c) d’un élément de semelle similaire à l’élément de semelle 100 ou 300. L’élément de semelle est disposé dans le volume intérieur de réception de la coque de semelle 650 et solidarisé de manière amovible à la coque de semelle 650 en faisant coopérer les premières portions d’emboîtement mâles avec les secondes portions d’emboîtement femelles.
La partie textile interne de semelle et/ou la partie textile externe de semelle en tout ou partie thermofondue(s) est/sont très mince(s) de sorte que les secondes portions d’emboîtement femelles, respectivement mâles, épousent parfaitement les premières portions d’emboîtements femelles, respectivement mâles, de sorte que leurs constructions sont conservés.
La coque de semelle selon l’invention est creuse et comprend un volume intérieur de réception vide comblée en partie par l’élément de semelle apportant des fonctions d’amorti et/ou de relance et formant un semelage recyclé au moins en partie, et léger. L’article chaussant a une construction originale, la coque de semelle étant maintenue en liaison avec la tige par l’intermédiaire de portions textiles thermofondues. Il est ainsi possible avantageusement de fabriquer un article chaussant, notamment une chaussure de sport, légère, dont le semelage est également fabriqué par thermocompression tout en lui associant un élément de semelage souple et déformable.
De préférence, les deux ailes 9251, 9252 s’étendent parallèlement l’une à l’autre et s’étendent chacune dans un plan parallèle au premier plan 400 qui est parallèle à l’axe d’extension 900 du dispositif de maintien 9 et/ou à l’axe principal 500 d’au moins l’un des mâts 52 de la tour 5. Chaque aile 9251, 9252 comporte une face interne 9253 et une face externe 9254. Les faces internes 9253 se font face et sont situées en vis-à-vis l’une de l’autre, tandis que les faces externes 9254 sont opposées aux faces internes et sont tournées vers les parois de la cuve.
Comme dans le premier mode de réalisation, le dispositif de maintien 9 comprend une pluralité de renforts 93 consolidant respectivement la liaison du premier segment 924 avec la demi-coquille 911 à laquelle le premier segment 924 est rattaché, et la liaison du deuxième segment 925 avec l’interface de fixation 923. Ainsi, les renforts 93 s’étendent entre chaque face externe 9244 de chaque aile 9241, 9242 du premier segment 924 et la paroi externe 915 de la bague 91. Comme représenté, les renforts 93 peuvent également s’étendre entre chaque face externe 9254 de chaque aile 9251, 9252 du deuxième segment 925 et le premier flanc 9231 de l’interface de fixation 923.
Dans un tel mode de réalisation, les renforts 93 s’étendent dans un plan qui est orthogonal au premier plan 400.
Le deuxième segment 925 comprend en outre au moins un renfort intérieur 95 destiné à relier sensiblement en leur milieu, chaque face interne 9253 de chaque aile 9251, 9252.
Dans l’exemple représenté, l’écartement entre les ailes 9251, 9252 du deuxième segment 925 est inférieur à l’écartement entre les ailes 9241, 9242 du premier segment 924, de manière à permettre lors de l’assemblage du bras 92 la solidarisation de chaque aile du premier segment avec une aile du deuxième segment située en vis-vis. Plus particulièrement, l’écartement est adapté de manière à permettre l’insertion de chaque platine 9261, 9262 de l’ensemble de liaison 926 comme cela sera décrit ci-après.
Le premier segment 924, le deuxième segment 925 et l’ensemble de liaison 926 possèdent chacun des moyens d’assemblage 94 permettant la solidarisation de ces trois éléments afin de constituer le bras 92.
Les moyens d’assemblage 94 de l’ensemble de liaison 926 sont constitués par les orifices 9263 des platines 9261, 9262.
Les moyens d’assemblage 94 comprennent en outre des trous circulaires 9245 réalisés dans chaque aile 9241, 9242 du premier segment 924. Les trous circulaires 9245 sont régulièrement répartis sur chaque extrémité libre des aile 9241, 9242, l’extrémité dite libre étant celle opposée à l’extrémité fixée à la bague 91. Les trous circulaires 9245 peuvent être, par exemple, au nombre de trois par aile 9241, 9242.
Les moyens d’assemblage 94 comprennent en outre des trous oblongs 9255 réalisés dans chaque aile 9251, 9252 du deuxième segment 925. Les trous oblongs 9255 sont régulièrement répartis sur chaque extrémité libre des aile 9251, 9252, l’extrémité dite libre étant celle opposée à l’extrémité fixée à l’interface de fixation 923. Les trous oblongs 9255 peuvent être, par exemple, au nombre de trois par aile 9251, 9252.
Les trous oblongs 9255 s’étendent parallèlement l’un à l’autre, une dimension la plus longue de chacun des trous oblongs 9255 s’étendant perpendiculairement à la première direction 600 et perpendiculairement à l’axe d’extension 900 du dispositif de maintien.
Les moyens d’assemblage 94 comprennent en outre des organes de fixation 945, tel que des ensembles vis-écrous destinés à relier les trous circulaires de l’ensemble de liaison 926 et du premier segment 924, avec les trous oblongs du deuxième segment 925.
Ainsi en position assemblée du bras 92, la face externe 9254 de chaque aile 9251, 9252 du deuxième segment 925 est disposée en vis-à-vis de la face interne 9243 d’une aile 9241, 9242 du premier segment 924. Une platine 9261, 9262 est interposée entre la face externe 9254 et la face interne 9243. Ces différentes pièces sont positionnées de façon à ce que leurs orifices respectifs se trouvent en vis-à-vis de manière à pouvoir être traversés par les organes de fixations 945.
Les différents trous ou orifices des premier et deuxième segment 924, 925 ainsi que de l’ensemble de liaison 926 constituent également les moyens de réglage 943 permettant un ajustement du positionnement des différents segments 924, 925 entre eux. Ainsi, suivant la position de l’organe de fixation dans les trous ou orifices, la position des différents segments 924, 925 pourra varier.