FR3106290A1 - Structural and / or acoustic panel for an aircraft propulsion system - Google Patents

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Abstract

L’invention se rapporte à un panneau (30) pour ensemble propulsif d’aéronef comprenant deux peaux (31, 32) en alliage Ti-6242 et une structure alvéolaire (33) en alliage Beta21s enserrée entre ces peaux (31, 32). Figure pour l’abrégé : Fig. 4The invention relates to a panel (30) for an aircraft propulsion assembly comprising two skins (31, 32) of Ti-6242 alloy and a honeycomb structure (33) of Beta21s alloy sandwiched between these skins (31, 32). Figure for the abstract: Fig. 4

Description

Panneau structural et/ou acoustique pour ensemble propulsif d’aéronefStructural and/or acoustic panel for aircraft propulsion system

L’invention se rapporte au domaine de la fabrication par brasage d’un panneau structural et/ou acoustique pour ensemble propulsif d’aéronef.The invention relates to the field of the manufacture by brazing of a structural and/or acoustic panel for an aircraft propulsion system.

État de la technique antérieureState of the prior art

Dans un ensemble propulsif d’aéronef, plusieurs composants telle une tuyère d’éjection sont équipés de panneaux structuraux communément appelés «panneaux sandwiches». Un panneau sandwiche est principalement formé de deux peaux et d’une structure alvéolaire enserrée entre ces peaux. La structure alvéolaire est généralement constituée de cloisons transversales reliant les peaux et contribuant ainsi à la tenue structurale du panneau.In an aircraft propulsion system, several components such as an exhaust nozzle are equipped with structural panels commonly called “sandwich panels”. A sandwich panel is mainly made up of two skins and a honeycomb structure sandwiched between these skins. The alveolar structure generally consists of transverse partitions connecting the skins and thus contributing to the structural strength of the panel.

Un tel panneau peut en outre avoir une fonction acoustique afin d’atténuer le bruit généré par l’ensemble propulsif. La peau destinée à être orientée vers la source du bruit est à cet effet rendue perméable à l’air, typiquement à l’aide d’orifices traversant cette peau pour guider l’air au sein de la structure alvéolaire et absorber ainsi de l’énergie acoustique.Such a panel can also have an acoustic function in order to attenuate the noise generated by the propulsion assembly. The skin intended to be oriented towards the source of the noise is for this purpose made permeable to air, typically using orifices passing through this skin to guide the air within the alveolar structure and thus absorb acoustic energy.

Le brasage est une technique conventionnelle pour fixer les uns aux autres les éléments constitutifs d’un tel panneau structural et/ou acoustique lors de sa fabrication. Cette technique consiste à chauffer à sa température de fusion un métal d’apport de brasage interposé entre les éléments à assembler. Le métal d’apport peut prendre la forme d’un feuillard, d’une poudre ou d’une pâte et est choisi de sorte que sa température de fusion soit inférieure à la température de fusion des éléments à assembler.Brazing is a conventional technique for fixing together the constituent elements of such a structural and/or acoustic panel during its manufacture. This technique consists in heating to its melting temperature a brazing filler metal interposed between the elements to be assembled. The filler metal can take the form of a strip, a powder or a paste and is chosen so that its melting temperature is lower than the melting temperature of the elements to be assembled.

Dans un panneau de tuyère d’éjection, les peaux et la structure alvéolaire sont typiquement constituées d’un alliage de titane tel qu’un alliageTi-6242. Le métal d’apport pour braser un tel panneau est typiquement un alliage à base de titane du typeTiCuNi dont la température de fusion est d’environ950°C.In an exhaust nozzle panel, the skins and honeycomb structure are typically made of a titanium alloy such as a Ti-6242 alloy. The filler metal for brazing such a panel is typically a titanium-based alloy of the TiCuNi type, the melting temperature of which is around 950°C.

Pour braser un tel panneau, le four est typiquement piloté à une température de consigne de1020°C. Compte tenu de l’inertie thermique de l’outillage de brasage sur lequel est positionné le panneau, et de la précision d’un four conventionnel, la température de brasage effective se situe dans la plage de985°C ±20°C.To braze such a panel, the furnace is typically controlled at a set temperature of 1020°C. Given the thermal inertia of the brazing tool on which the panel is positioned, and the precision of a conventional oven, the effective brazing temperature is within the range of 985°C ±20°C.

D’une part, cette température est proche de la température de changement de phase (transusβ) de l’alliageTi-6242 qui est d’environ995°C.On the one hand, this temperature is close to the phase change temperature (transusβ) of the Ti-6242 alloy which is around 995°C.

D’autre part, pendant le brasage, le panneau est positionné sur une contre-forme de l’outillage de brasage dont la masse génère une inertie thermique qui entraîne typiquement un gradient thermique d’environ40°C entre les deux peaux du panneau.On the other hand, during brazing, the panel is positioned on a counter-form of the brazing tool, the mass of which generates thermal inertia which typically leads to a thermal gradient of around 40°C between the two skins of the panel.

Ainsi, l’alliage d’apport interposé entre la peau positionnée sur la contre-forme et la structure alvéolaire est chauffé à une température d’environ965°C. Or une température de fusion trop basse limite la remontée capillaire de l’alliage d’apport, ce qui entraîne une réduction de la résistance mécanique de l’assemblage et le cas échéant une augmentation du pourcentage d’obstruction des orifices acoustiques.Thus, the filler alloy interposed between the skin positioned on the counterform and the alveolar structure is heated to a temperature of approximately 965°C. However, a melting temperature that is too low limits the capillary rise of the filler alloy, which leads to a reduction in the mechanical strength of the assembly and, if necessary, an increase in the percentage of obstruction of the acoustic orifices.

Concernant l’alliage d’apport interposé entre la structure alvéolaire et l’autre peau, celui-ci est chauffé à une température d’environ1005°C. Or une température de fusion trop élevée, en l’occurrence au-delà de la température du transusβ, conduit à un grossissement de grain exagéré et plus généralement à un endommagement du titane.Regarding the filler alloy interposed between the alveolar structure and the other skin, it is heated to a temperature of approximately 1005°C. However, a melting temperature that is too high, in this case beyond the temperature of the transusβ, leads to excessive grain growth and more generally to damage to the titanium.

Par conséquent, cette technique de brasage conventionnelle peut résulter en un panneau dont les deux peaux présentent l’une par rapport à l’autre des microstructures et des propriétés mécaniques différentes entraînant un comportement asymétrique du panneau pendant son utilisation.Therefore, this conventional brazing technique can result in a panel whose two skins have different microstructures and mechanical properties relative to each other resulting in asymmetrical behavior of the panel during use.

De plus, l’inertie thermique précitée nécessite d’allonger la durée du cycle thermique et implique de ce fait un surcoût de fabrication.In addition, the aforementioned thermal inertia requires extending the duration of the thermal cycle and therefore involves additional manufacturing costs.

L’invention vise à procurer un procédé de fabrication par brasage d’un panneau, notamment pour tuyère d’éjection d’ensemble propulsif, capable de remédier à tout ou partie des inconvénients précités.The invention aims to provide a manufacturing process by brazing of a panel, in particular for a propulsion assembly ejection nozzle, capable of remedying all or part of the aforementioned drawbacks.

Un but particulier de l’invention est de fournir un procédé pouvant être mis en œuvre à l’aide d’un four et d’un outillage de brasage conventionnels.A particular object of the invention is to provide a method that can be implemented using a conventional furnace and brazing tool.

Un autre but de l’invention est de réduire le coût de fabrication d’un tel panneau.Another object of the invention is to reduce the manufacturing cost of such a panel.

A cet effet, l’invention a pour objet un procédé de fabrication d’un panneau structural et/ou acoustique pour ensemble propulsif d’aéronef, ce procédé comprenant :
– une étape de préparation et d’installation du panneau et d’un outillage de brasage dans une enceinte d’un four, le panneau comprenant une première peau, une deuxième peau et une structure alvéolaire, cette étape incluant :
* une disposition de la première peau sur une contre-forme de l’outillage de brasage,
* une disposition d’un premier alliage d’apport de brasage entre la première peau et la structure alvéolaire,
* une disposition d’un deuxième alliage d’apport de brasage entre la structure alvéolaire et la deuxième peau,
– une étape de brasage dans laquelle l’enceinte est chauffée de manière àfusionner le premier et le deuxième alliage d’apport de brasage.To this end, the subject of the invention is a method for manufacturing a structural and/or acoustic panel for an aircraft propulsion assembly, this method comprising:
– a step of preparing and installing the panel and brazing tools in an enclosure of a furnace, the panel comprising a first skin, a second skin and a honeycomb structure, this step including:
* an arrangement of the first skin on a counter-form of the brazing tool,
* an arrangement of a first brazing filler alloy between the first skin and the honeycomb structure,
* an arrangement of a second brazing filler alloy between the honeycomb structure and the second skin,
– a brazing step in which the enclosure is heated so as to fuse the first and the second brazing filler alloy.

Selon l’invention, le premier alliage d’apport de brasage a une température de fusion inférieure à la température de fusion du deuxième alliage d’apport de brasage.According to the invention, the first brazing filler alloy has a melting temperature lower than the melting temperature of the second brazing filler alloy.

La température de fusion différentielle du premier et du deuxième alliage d’apport de brasage permet de compenser le gradient thermique lié à l’outillage de brasage, cela sans modification structurelle du four ou de l’outillage de brasage.The differential melting temperature of the first and second brazing filler alloy makes it possible to compensate for the thermal gradient linked to the brazing tool, without structural modification of the furnace or the brazing tool.

Cela permet notamment de braser le panneau dans un four conventionnel, en utilisant un outillage de brasage conventionnel.This makes it possible in particular to braze the panel in a conventional oven, using conventional brazing tools.

L’invention permet aussi de réduire la température de chauffage maximale atteinte lors du cycle thermique, c’est-à-dire lors de l’étape de brasage, et de réduire ainsi la durée de ce cycle et la durée de vie de l’outillage de brasage en termes de tenue au fluage.The invention also makes it possible to reduce the maximum heating temperature reached during the thermal cycle, that is to say during the brazing step, and thus to reduce the duration of this cycle and the life of the brazing tools in terms of creep resistance.

En effet, notamment dans le cas où le deuxième alliage d’apport est un alliage TiCuNi conventionnel, le premier alliage d’apport se liquéfie de manière à braser la première peau et la structure alvéolaire à une température inférieure à celle qu’il serait nécessaire d’atteindre avec un procédé conventionnel dans lequel le premier et le deuxième alliage d’apport sont identiques.Indeed, in particular in the case where the second filler alloy is a conventional TiCuNi alloy, the first filler alloy liquefies so as to braze the first skin and the honeycomb structure at a temperature lower than that which would be necessary. to be achieved with a conventional process in which the first and the second filler alloy are identical.

L’abaissement de la température de chauffage maximale permet d’éviter de porter le deuxième alliage d’apport à une température trop élevée, et le cas échéant de maintenir sa température en-dessous de la température du transusβ de l’alliage constituant la peau brasée avec ce deuxième alliage d’apport.Lowering the maximum heating temperature makes it possible to avoid bringing the second filler alloy to too high a temperature, and if necessary to maintain its temperature below the temperature of the transusβ of the alloy constituting the skin brazed with this second filler alloy.

Plus généralement, le procédé de l’invention permet d’obtenir un panneau dont les deux peaux présentent des microstructures et des propriétés mécaniques sensiblement identiques, et par conséquent un panneau ayant un comportement sensiblement symétrique lors de son utilisation.More generally, the method of the invention makes it possible to obtain a panel whose two skins have substantially identical microstructures and mechanical properties, and consequently a panel having a substantially symmetrical behavior during its use.

De préférence, le premier et le deuxième alliage d’apport de brasage peuvent chacun être à base de titane.Preferably, the first and the second solder alloy may each be titanium-based.

Dans un mode de réalisation, le premier alliage d’apport de brasage peut comprendre un alliage TiCuNiZr et le deuxième alliage d’apport de brasage peut comprendre un alliage TiCuNi.In one embodiment, the first solder filler alloy may comprise a TiCuNiZr alloy and the second solder filler alloy may comprise a TiCuNi alloy.

Des propriétés de brasage satisfaisantes peuvent typiquement être obtenues en chauffant un alliage TiCuNiZr à une température comprise entre890°C et925°C et un alliage TiCuNi à une température comprise entre965°C et1005°C.Satisfactory brazing properties can typically be obtained by heating a TiCuNiZr alloy to a temperature between 890°C and 925°C and a TiCuNi alloy to a temperature between 965°C and 1005°C.

Une température d’environ965°C permet par conséquent de fusionner le premier et le deuxième alliage d’apport de manière à procurer des résultats satisfaisants en termes de propriétés mécaniques du panneau ainsi fabriqué, cette température étant notamment inférieure à la température du transusβ de l’alliageTi-6242.A temperature of around 965° C. therefore makes it possible to fuse the first and the second filler alloy so as to obtain satisfactory results in terms of the mechanical properties of the panel thus manufactured, this temperature being in particular lower than the temperature of the transusβ of the Ti-6242 alloy.

Notamment pour tenir compte de l’inertie thermique de l’outillage, il est préféré que l’étape de brasage soit mise en œuvre de sorte que l’enceinte atteigne une température de chauffage maximale comprise entre 975°C et 985°C, de préférence environ égale à 980°C.In particular to take into account the thermal inertia of the tooling, it is preferred that the brazing step be implemented so that the enclosure reaches a maximum heating temperature of between 975°C and 985°C, preferably approximately equal to 980°C.

Dans un mode de réalisation, le premier et le deuxième alliage d’apport de brasage peuvent chacun être sous forme de feuillard.In one embodiment, the first and second solder alloys may each be in strip form.

De préférence, la première peau, la deuxième peau et la structure alvéolaire peuvent chacun comprendre un alliage de titane.Preferably, the first skin, the second skin and the honeycomb structure can each comprise a titanium alloy.

Dans un mode de réalisation, la première peau et la deuxième peau peuvent comprendre un alliage Ti-6242 et la structure alvéolaire peut comprendre un alliage Beta21s.In one embodiment, the first skin and the second skin may comprise a Ti-6242 alloy and the honeycomb structure may comprise a Beta21s alloy.

Une telle combinaison d’alliages permet de réduire le coût de fabrication du panneau.Such a combination of alloys makes it possible to reduce the cost of manufacturing the panel.

L’invention a aussi pour objet un panneau structural et/ou acoustique pour ensemble propulsif d’aéronef, ce panneau comprenant une première peau, une deuxième peau et une structure alvéolaire enserrée entre la première et la deuxième peau, ce panneau étant caractérisé en ce que la première et la deuxième peau comprennent un alliage Ti-6242 et en ce que la structure alvéolaire comprend un alliage Beta21s, la première peau et la deuxième peau étant chacune brasée avec la structure alvéolaire.The invention also relates to a structural and/or acoustic panel for an aircraft propulsion system, this panel comprising a first skin, a second skin and a honeycomb structure sandwiched between the first and the second skin, this panel being characterized in that that the first and the second skin comprise a Ti-6242 alloy and in that the honeycomb structure comprises a Beta21s alloy, the first skin and the second skin each being brazed with the honeycomb structure.

Ce panneau peut être fabriqué à l’aide du procédé décrit ci-dessus, qui est particulièrement adapté à cette combinaison d’alliages. Bien entendu, il peut aussi être fabriqué à l’aide de tout autre procédé tel qu’un procédé de fabrication par soudage diffusion.This panel can be made using the process described above, which is particularly suitable for this combination of alloys. Of course, it can also be manufactured using any other process such as a diffusion bonding manufacturing process.

De manière non limitative, l’invention a aussi pour objets:
– une tuyère d’éjection pour ensemble propulsif d’aéronef, cette tuyère d’éjection comprenant au moins un panneau tel que décrit ci-dessus,
– un ensemble propulsif pour aéronef, cet ensemble propulsif comprenant une telle tuyère d’éjection et/ou au moins un panneau tel que décrit ci-dessus,
– un aéronef comprenant au moins un tel ensemble propulsif.In a non-limiting manner, the invention also has the following objects:
– an exhaust nozzle for an aircraft propulsion assembly, this exhaust nozzle comprising at least one panel as described above,
– a propulsion assembly for an aircraft, this propulsion assembly comprising such an exhaust nozzle and/or at least one panel as described above,
– an aircraft comprising at least one such propulsion unit.

D’autres avantages et caractéristiques de l’invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée, non limitative, qui suit.Other advantages and characteristics of the invention will appear on reading the detailed, non-limiting description which follows.

La description détaillée qui suit fait référence aux dessins annexés sur lesquels :The following detailed description refers to the attached drawings in which:

est une vue schématique en coupe axiale d’un ensemble propulsif d’aéronef ; is a schematic view in axial section of an aircraft propulsion system;

est une vue schématique en perspective d’une nacelle d’ensemble propulsif d’aéronef; is a schematic perspective view of an aircraft propulsion system nacelle;

est une vue schématique en perspective et en coupe axiale d’une tuyère d’éjection pour ensemble propulsif d’aéronef; is a schematic view in perspective and in axial section of an exhaust nozzle for an aircraft propulsion assembly;

est une vue schématique en perspective d’une partie d’un panneau conforme à l’invention; is a schematic perspective view of part of a panel according to the invention;

est une vue schématique en perspective et en éclaté d’un panneau conforme à l’invention, avant assemblage du panneau, cette figure montrant des feuilles de brasure interposées entre des éléments de ce panneau; is a schematic perspective and exploded view of a panel according to the invention, before assembly of the panel, this figure showing sheets of solder interposed between elements of this panel;

est une vue en perspective et en coupe d’une installation de brasage; is a perspective and cross-sectional view of a brazing installation;

est une vue en coupe d’une partie de l’installation de la figure6. is a sectional view of part of the installation of FIG.

Description détaillée de modes de réalisationDetailed description of embodiments

Il est représenté à la figure1 un ensemble propulsif1 d’aéronef comprenant une turbomachine2 carénée par une nacelle3. Dans cet exemple, la turbomachine2 est un turboréacteur à double corps et à double flux.Figure 1 shows an aircraft propulsion system1 comprising a turbomachine2 shrouded in a nacelle3. In this example, the turbomachine 2 is a two-spool turbofan engine.

Par la suite, les termes «amont» et «aval» sont définis par rapport à un sensD1 d’écoulement des gaz à travers l’ensemble propulsif1 lorsque celui-ci est propulsé.Subsequently, the terms "upstream" and "downstream" are defined in relation to a direction D1 of gas flow through the propulsion assembly1 when the latter is propelled.

Le turboréacteur2 présente un axe central longitudinalA1 autour duquel s’étendent ses différents composants, en l’occurrence, de l’amont vers l’aval du turboréacteur2, une soufflante4, un compresseur basse pression5, un compresseur haute pression6, une chambre de combustion7, une turbine haute pression8 et une turbine basse pression9. Les compresseurs5 et6, la chambre de combustion7 et les turbines8 et9 forment un générateur de gaz.The turbojet2 has a longitudinal central axis A1 around which its various components extend, in this case, from upstream to downstream of the turbojet2, a fan4, a low pressure compressor5, a high pressure compressor6, a combustion chamber7, a high pressure turbine8 and a low pressure turbine9. The compressors 5 and 6, the combustion chamber 7 and the turbines 8 and 9 form a gas generator.

De manière conventionnelle, lors du fonctionnement d’un tel turboréacteur2, un écoulement d’air10 pénètre dans l’ensemble propulsif1 par une entrée d’air11 en amont de la nacelle3, traverse la soufflante4 puis se divise en un flux primaire10A central et un flux secondaire10B. Le flux primaire10A s’écoule dans une veine primaire12A de circulation des gaz traversant le générateur de gaz. Le flux secondaire10B s’écoule quant à lui dans une veine secondaire11B entourant le générateur de gaz et délimitée radialement vers l’extérieur par la nacelle3.Conventionally, during the operation of such a turbojet engine2, an air flow10 enters the propulsion assembly1 through an air inlet11 upstream of the nacelle3, crosses the fan4 then is divided into a central primary flow10A and a central flow10A secondary10B. The primary flow 10A flows in a primary gas circulation vein 12A crossing the gas generator. The secondary flow10B flows in a secondary stream11B surrounding the gas generator and bounded radially outwards by the nacelle3.

En référence aux figures2 et3, la nacelle3 comprend une tuyère d’éjection15 permettant de diriger vers l’aval de l’ensemble propulsif1 le flux primaire10A sortant de la veine primaire12A du turboréacteur2 de manière à générer une poussée.With reference to figures 2 and 3, the nacelle3 comprises an exhaust nozzle15 making it possible to direct the primary flow10A exiting the primary stream12A of the turbojet engine2 downstream of the propulsion assembly so as to generate thrust.

De manière connue en soi, la tuyère d’éjection15 comprend un cône d’éjection16 («plug» en anglais) et une buse d’éjection17 («nozzle» en anglais) formant tous deux des pièces de révolution concentriques d’axeA1.In a manner known per se, the ejection nozzle 15 comprises an ejection cone 16 ("plug" in English) and an ejection nozzle 17 ("nozzle" in English) both forming concentric parts of revolution of axis A1.

De manière connue en soi, la tuyère d’éjection15 ainsi que d’autres composants de la nacelle3 comprennent des panneaux structuraux et/ou acoustiques, ces derniers faisant l’objet de la présente invention.In a manner known per se, the exhaust nozzle 15 as well as other components of the nacelle 3 comprise structural and/or acoustic panels, the latter forming the subject of the present invention.

La figure4 montre une partie d’un panneau30 conforme à l’invention. Ce panneau30 comprend une peau interne31, une peau externe32 et une structure alvéolaire33 enserrée entre les peaux interne31 et externe32.Figure 4 shows part of a panel 30 according to the invention. This panel 30 comprises an inner skin 31, an outer skin 32 and a honeycomb structure 33 sandwiched between the inner 31 and outer 32 skins.

Dans cet exemple,la peau interne31 et la peau externe32 comprennent chacun un alliage Ti-6242, tandis que la structure alvéolaire33 comprend un alliage Beta21s.In this example, the inner skin 31 and the outer skin 32 each comprise a Ti-6242 alloy, while the honeycomb structure 33 comprises a Beta21s alloy.

La structure alvéolaire33 comprend des cloisons transversales34 délimitant entre elles des alvéoles35 formant une structure de type nid d’abeilles ou d’un autre type.The alveolar structure33 comprises transverse partitions34 delimiting between them alveoli35 forming a structure of the honeycomb type or of another type.

Dans cet exemple, la peau interne31 comprend des orifices36 destinés à guider de l’air dans les alvéoles35 afin d’absorber de l’énergie acoustique, tandis que la peau externe32 est une peau pleine, structurante.In this example, the inner skin31 includes orifices36 intended to guide air into the cells35 in order to absorb acoustic energy, while the outer skin32 is a solid, structuring skin.

L’invention concerne plus particulièrement la fabrication d’un tel panneau30.The invention relates more particularly to the manufacture of such a panel30.

Dans la description qui suit, il est considéré que le panneau30 est une pièce de révolution destinée à former une partie de la buse d’éjection17 représentée à la figure3. Cette application n’est toutefois pas limitative, l’invention pouvant être mise en œuvre pour fabriquer un panneau30 ayant toute autre forme et/ou permettant de former un autre composant de l’ensemble propulsif1.In the following description, it is considered that the panel 30 is a part of revolution intended to form part of the ejection nozzle 17 represented in figure 3. However, this application is not limiting, the invention being able to be implemented to manufacture a panel30 having any other shape and/or making it possible to form another component of the propulsion assembly1.

La fabrication du panneau30 est réalisée par brasage des peaux31 et32 et de la structure alvéolaire33.The panel30 is manufactured by brazing the skins31 and32 and the honeycomb structure33.

Le matériau d’apport de brasage comprend dans cet exemple des feuilles de brasure, ou feuillards. Au moins un feuillard41 est interposé entre la peau interne31 et la structure alvéolaire33, et au moins un autre feuillard42 est interposé entre la peau externe32 et la structure alvéolaire33, selon le principe général illustré à la figure5.The brazing filler material comprises in this example brazing sheets, or strips. At least one strap 41 is interposed between the inner skin 31 and the honeycomb structure 33, and at least one other strap 42 is interposed between the outer skin 32 and the honeycomb structure 33, according to the general principle illustrated in FIG.

Le feuillard41 comprend un premier alliage qui est dans cet exemple un alliage TiCuNiZr.The strip 41 comprises a first alloy which in this example is a TiCuNiZr alloy.

Le feuillard42 comprend un deuxième alliage qui est dans cet exemple un alliage TiCuNi.The strip 42 comprises a second alloy which in this example is a TiCuNi alloy.

Dans ce qui suit, l’expression «panneau» désigne à la fois la peau interne31, la peau externe32, la structure alvéolaire33 et les feuillards41 et42.In what follows, the expression “panel” designates both the internal skin31, the external skin32, the alveolar structure33 and the strips41 and42.

Les figures6 et7 montrent une installation50 conventionnelle permettant de braser le panneau30.Figures 6 and 7 show a conventional installation50 for brazing the panel30.

Cette installation50 comprend essentiellement un four, un outillage de brasage60 et une cloche70 de protection thermique.This installation50 essentially comprises a furnace, brazing tools60 and a thermal protection bell70.

Le four comprend une enceinte51 sensiblement cylindrique configurée pour recevoir la cloche70, l’outillage de brasage60, ainsi que le panneau30 à braser.The furnace comprises a substantially cylindrical enclosure51 configured to receive the bell70, the brazing tool60, as well as the panel30 to be brazed.

Le four est en outre équipé d’un moyen de chauffage52 comprenant dans cet exemple plusieurs réseaux de résistances chauffantes52A, 52B et52C montées sur des parois internes de l’enceinte51. Un premier réseau de résistances chauffantes52A s’étend sur une paroi verticale de l’enceinte51, c’est-à-dire radialement autour du panneau30, de l’outillage60 et de la cloche70. Un deuxième réseau de résistances chauffantes52B s’étend sur une paroi horizontale inférieure de l’enceinte51, c’est-à-dire verticalement en-dessous du panneau30, de l’outillage60 et de la cloche70. Un troisième réseau de résistances chauffantes52C s’étend sur une paroi horizontale supérieure de l’enceinte51, c’est-à-dire verticalement au-dessus du panneau30, de l’outillage60 et de la cloche70.The oven is also equipped with a heating means 52 comprising in this example several networks of heating resistors 52A, 52B and 52C mounted on the internal walls of the enclosure 51. A first network of heating resistors52A extends over a vertical wall of the enclosure51, i.e. radially around the panel30, the tooling60 and the bell70. A second network of heating resistors52B extends over a lower horizontal wall of the enclosure51, i.e. vertically below the panel30, the tooling60 and the bell70. A third network of heating resistors52C extends over an upper horizontal wall of the enclosure51, i.e. vertically above the panel30, the tooling60 and the bell70.

Dans cette installation50, le four est un four sous vide permettant d’éviter l’oxydation du panneau30 pendant le cycle thermique.In this installation50, the oven is a vacuum oven to prevent oxidation of the panel30 during the thermal cycle.

Dans un mode de réalisation non représenté, le brasage est réalisé selon une technique conventionnelle de mise en pression partielle du panneau30, c’est-à-dire avec une très faible pression d’un gaz tel l’argon.In an embodiment not shown, the brazing is carried out using a conventional technique of partially pressurizing the panel 30, that is to say with a very low pressure of a gas such as argon.

L’outillage de brasage60 comprend une contre-forme61 qui présente une forme sensiblement similaire à celle du panneau30.The soldering tool60 comprises a counter-form61 which has a shape substantially similar to that of the panel30.

Le panneau30 est dans cet exemple une pièce de révolution ayant une dimension radiale variable le long de son axe de révolution. Ainsi, afin de pouvoir placer le panneau30 sur la contre-forme61 et retirer cette dernière après brasage du panneau30, la contre-forme61 est réalisée en plusieurs parties.The panel 30 is in this example a part of revolution having a variable radial dimension along its axis of revolution. Thus, in order to be able to place the panel 30 on the counter-shape 61 and remove the latter after brazing the panel 30, the counter-shape 61 is made in several parts.

En référence à la figure7, le panneau30, après avoir été préformé, est positionné sur l’outillage60 de sorte que la peau interne31 soit disposée sur la contre-forme61.Referring to Figure 7, the panel 30, after having been preformed, is positioned on the tooling 60 so that the internal skin 31 is placed on the counter-form 61.

Lors de cette étape de préparation, le panneau30 est dans cet exemple maintenu en position sur l’outillage60 grâce à un actionneur (non représenté) tel qu’un vérin. Le maintien en position est ici amélioré compte tenu de la forme de la contre-forme61 et du panneau30 qui présentent chacun une partie concave ou convexe.During this preparation step, the panel 30 is in this example held in position on the tool 60 using an actuator (not shown) such as a jack. The holding in position is improved here given the shape of the counter-form 61 and of the panel 30 which each have a concave or convex part.

Avant initiation du cycle thermique, l’outillage60 et le panneau30 ainsi positionné sont placés dans l’enceinte51 et recouverts de la cloche70 tel qu’illustré sur les figures6 et7.Before initiation of the thermal cycle, the tool60 and the panel30 thus positioned are placed in the enclosure51 and covered with the cover70 as illustrated in figures6 and7.

Dans cette configuration, le panneau30 est disposé entre la contre-forme61 et le réseau de résistances chauffantes52A.In this configuration, the panel 30 is placed between the counter-form 61 and the network of heating resistors 52A.

Le brasage du panneau30 est réalisé au cours d’un cycle thermique lors duquel le moyen de chauffage52 entraîne une augmentation de la température au sein de l’enceinte51, jusqu’à atteindre dans cet exemple une température maximale de980°C.The brazing of the panel30 is carried out during a thermal cycle during which the heating means52 causes an increase in the temperature within the enclosure51, until reaching in this example a maximum temperature of 980°C.

L’énergie thermique générée par le moyen de chauffage52 est transférée par rayonnement à la cloche70 qui transfère par rayonnement cette énergie au panneau30 et à l’outillage60.The thermal energy generated by the heating means52 is transferred by radiation to the bell70 which transfers this energy by radiation to the panel30 and to the tooling60.

Le panneau30 est également chauffé par conduction via l’outillage60.The panel30 is also heated by conduction via the tooling60.

La contre-forme61 est configurée de sorte que, à une température inférieure à la température de fusion de chacun des feuillards41 et42, cette contre-forme61 se dilate et de sorte que, lorsque celle-ci atteint la température de fusion du feuillard41, sa dilatation est maximale, de manière à exercer un effort de plaquage des éléments du panneau30 les uns contre les autres.The counter-form 61 is configured so that, at a temperature below the melting temperature of each of the strips 41 and 42, this counter-form 61 expands and so that, when it reaches the melting temperature of the strip 41, its expansion is maximum, so as to exert a pressing force of the elements of the panel 30 against each other.

L’inertie thermique de l’outillage60, et en particulier de la contre-forme61, est telle que la température au niveau du feuillard41 est d’environ925°C lorsque l’enceinte51 est chauffée à ladite température maximale de980°C.The thermal inertia of the tool60, and in particular of the counter-form61, is such that the temperature at the level of the strip41 is approximately 925°C when the enclosure51 is heated to said maximum temperature of 980°C.

Compte tenu de l’alliage respectif des feuillards41 et42, le chauffage de l’enceinte51 à une température de980°C permet de liquéfier à la fois le feuillard41, dont la température de fusion est comprise entre890°C et925°C, et le feuillard42, dont la température de fusion est comprise entre965°C et1005°C.Given the respective alloy of the strips 41 and 42, heating the enclosure 51 to a temperature of 980°C makes it possible to liquefy both the strip 41, whose melting temperature is between 890°C and 925°C, and the strip 42, whose melting point is between 965°C and 1005°C.

Le feuillard41 étant chauffé aux alentours de925°C, c’est-à-dire à une température située dans la partie haute de son domaine de brasabilité, cela permet notamment de réduire le pourcentage d’obstruction des orifices36.As the strip41 is heated to around 925°C, i.e. at a temperature located in the upper part of its solderability range, this makes it possible in particular to reduce the percentage of obstruction of the orifices36.

Bien entendu, l’invention n’est pas limitée aux modes de réalisation décrits ci-dessus. Par exemple, le premier et/ou le deuxième alliage d’apport de brasage peuvent être sous forme de pâte, c’est-à-dire comprenant une poudre en alliage à base de titane tel que décrit ci-dessus mélangée à un liant. Pour autre exemple, les peaux31 et32 ainsi que la structure alvéolaire 33 peuvent chacun comprendre un même alliage, par exemple un alliage Ti-6242.Of course, the invention is not limited to the embodiments described above. For example, the first and/or the second brazing filler alloy can be in the form of a paste, that is to say comprising a titanium-based alloy powder as described above mixed with a binder. For another example, the skins 31 and 32 as well as the honeycomb structure 33 can each comprise the same alloy, for example a Ti-6242 alloy.

Claims (4)

Panneau(30) structural et/ou acoustique pour ensemble propulsif(1) d’aéronef, ce panneau(30) comprenant une première peau(31), une deuxième peau(32) et une structure alvéolaire(33) enserrée entre la première(31) et la deuxième peau(32), ce panneau(30) étant caractérisé en ce que la première(31) et la deuxième peau(32) comprennent un alliage Ti-6242 et en ce que la structure alvéolaire(33) comprend un alliage Beta21s, la première peau(31) et la deuxième peau(32) étant chacune brasée avec la structure alvéolaire(33).Structural and/or acoustic panel (30) for an aircraft propulsion assembly (1), this panel (30) comprising a first skin (31), a second skin (32) and a honeycomb structure (33) enclosed between the first ( 31) and the second skin (32), this panel (30) being characterized in that the first (31) and the second skin (32) comprise a Ti-6242 alloy and in that the honeycomb structure (33) comprises a Beta21s alloy, the first skin (31) and the second skin (32) each being brazed with the honeycomb structure (33). Tuyère d’éjection(15) pour ensemble propulsif(1) d’aéronef, cette tuyère d’éjection(15) comprenant au moins un panneau(30) selon la revendication1.Exhaust nozzle (15) for an aircraft propulsion assembly (1), this exhaust nozzle (15) comprising at least one panel (30) according to claim 1. Ensemble propulsif(1) pour aéronef, cet ensemble propulsif(1) comprenant une tuyère d’éjection(15) selon la revendication2 et/ou au moins un panneau(30) selon la revendication1.Propulsion assembly (1) for an aircraft, this propulsion assembly (1) comprising an exhaust nozzle (15) according to claim 2 and/or at least one panel (30) according to claim 1. Aéronef comprenant au moins un ensemble propulsif(1) selon la revendication3.
Aircraft comprising at least one propulsion unit (1) according to claim 3.
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