WO2020229763A1 - Capotage acoustique pour une turbomachine ou un ensemble propulsif d'aeronef - Google Patents

Capotage acoustique pour une turbomachine ou un ensemble propulsif d'aeronef Download PDF

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    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • F05D2260/963—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise by Helmholtz resonators

Definitions

  • TITLE ACOUSTIC COWLING FOR A TURBOMACHINE OR AN AIRCRAFT PROPELLER UNIT
  • the present invention relates to an acoustic cowling for a turbomachine or an aircraft propulsion assembly, as well as a turbomachine or a propulsion assembly comprising this cowling.
  • the present invention further relates to a process for manufacturing the cowling and to a method for repairing this cowling.
  • the prior art comprises, in particular, documents EP-A2-1391597, US-A-5594216 and FR-A1 -3039148.
  • a cowling is understood to mean a cowling element such as a cone or a ferrule which is intended to be swept by at least one flow of gas flowing in a turbomachine or a propulsion unit.
  • a propulsion unit comprises a turbomachine surrounded by a nacelle and this nacelle may include a cowling swept by a flow of gas.
  • a nozzle is located at the downstream end of a turbomachine by reference to the flow of gases in that turbomachine.
  • a cowling is located at the downstream end of the turbomachine and is swept by a flow of gas from the turbomachine.
  • this cowling is an outlet cone
  • the cowling has a conical shape, the point of which is oriented downstream.
  • the outer conical surface of this cowling is swept by the primary flow of the turbomachine when the latter is of the bypass type.
  • the cowling In the case where the cowling is a ferrule for example, the cowling has a frustoconical shape and comprises an internal frustoconical surface swept by the primary flow and an external frustoconical surface swept by the secondary flow.
  • the term “acoustic cowling” is also understood to mean a cowling having a noise reduction function and in particular noise absorption.
  • the cowling generally comprises two skins interconnected by partitions defining cells, one of the skins comprising perforations opening into the cells to form Helmholtz resonators. This technology is well known to those skilled in the art in the aeronautical field.
  • An acoustic nozzle or nacelle cowling is generally visible at the downstream end of a turbomachine or a propulsion unit when the latter is fitted to an aircraft. This cowling is exposed to shocks which can damage it and create an anomaly. If the size of this anomaly is relatively small, the cowling can be repaired in situ under the wing. If the size of this anomaly exceeds a certain threshold, it is necessary to replace the part with the anomaly.
  • an acoustic cowling is formed from a one-piece assembly comprising the two annular skins connected to each other by the partitions.
  • a part of a cowling has an anomaly and needs to be replaced, it is usually 80% of the volume of the cowling that is replaced even if the part with the anomaly is only a few percent of that volume. 80% of the cowling is thus discarded while a major part of this 80% remains in conformity with the specifications.
  • the present invention provides a simple, effective and economical solution to this problem, making it possible to reduce the losses associated with the repair of this type of part.
  • the present invention relates to an acoustic cowling for a turbomachine or an aircraft propulsion assembly, this cowling having an annular shape around an axis and comprising two annular skins, radially inner and outer respectively, extending one around the 'other and interconnected by partitions defining cells, one of the skins having perforations opening into the cells, characterized in that it is formed of more than six pieces manufactured independently from each other and assembled to form the cowling, each of these pieces comprising an inner skin portion, an outer skin portion and partitions extending between the inner and outer skin portions.
  • the cowling is formed or even made up of more than six pieces, which means that each piece represents less than 16-17% by volume or by surface, for example of the cowling. In the event that one of these pieces presents an anomaly related to an impact, for example, only this piece will be dismantled and replaced by a new piece. Less than 16-17% of the cowling would therefore be replaced, which represents a substantial saving compared to the prior art.
  • the inner and outer skin portions are interconnected by a lattice structure within each of the cells.
  • This type of structure can be useful or even necessary to allow the production of each piece by additive manufacturing, the structure having in particular the function of supporting the skin portions in order to avoid their collapse during additive manufacturing.
  • the cowling according to the invention may include one or more of the following characteristics, taken in isolation from one another or in combination with one another:
  • the pieces form angular sectors of the cowling, the cowling being divided into several longitudinal pieces;
  • the pieces form axial sections of the cowling, the cowling being divided into several annular pieces;
  • the cowling is divided into several axial sections which are themselves divided into several angular sectors;
  • the cowling comprises stiffening reinforcements
  • stiffening reinforcements are longitudinal or annular with respect to the X axis
  • the skin portions are inclined at an angle of between 10 and 30 ° relative to the X axis;
  • the cowling has a length of between 1 and 2 meter, preferably about 1.5 meter;
  • the cowling is formed or even made up of more than ten pieces.
  • the present invention also relates to an aircraft turbomachine comprising a nozzle comprising a cowling as described above.
  • the present invention also relates to an aircraft propulsion assembly comprising a nacelle comprising a cowling as described above.
  • the present invention also relates to a method of manufacturing a cowling as described above, characterized in that each of the pieces is manufactured independently, by additive manufacturing.
  • the present invention finally relates to a process for repairing a cowling as described above, characterized in that it comprises the following steps of:
  • Figure 1 is a schematic half view in axial section of an aircraft turbomachine
  • FIG.2a-2c Figures 2a to 2c are schematic perspective views of nozzle cowls, formed from several pieces, in accordance with different embodiments of the invention.
  • FIG.3a-3c Figures 3a to 3c are schematic perspective views of nozzle cowls, formed from several pieces, in accordance with other embodiments of the invention.
  • Figures 4a to 4c are schematic perspective views of pieces of cowls
  • Figures 5a and 5b are partial schematic views, respectively in perspective and in exploded perspective, of an acoustic cowling
  • Figure 6 is a schematic perspective view of a piece of cowling produced by additive manufacturing.
  • the terms “interior” and “exterior”, and “internal” and “external” are defined radially with respect to a longitudinal axis X of the turbomachine.
  • a cylinder extending along the axis X of the engine has an interior face turned towards the axis of the engine and an exterior surface, opposite its interior surface.
  • axial or “axially” is meant any direction parallel to the X axis and by “transversely” or “transverse” any direction perpendicular to the X axis.
  • upstream and “downstream” are defined. with respect to the direction of air circulation in the turbomachine.
  • FIG. 1 shows a turbomachine 1 with double flow. This is not, however, limiting and the turbomachine may be of another type, such as, for example, a turboprop.
  • the turbomachine 1 extends along a longitudinal axis X and comprises, from upstream to downstream, in the direction of gas flow, a fan 2, one or more compressor stages (for example a low pressure compressor 3 and a high compressor pressure 4), a combustion chamber 5, one or more turbine stages (for example a high pressure turbine 6 and a low pressure turbine 7), and an exhaust nozzle 8 for the gases.
  • a fan 2 one or more compressor stages (for example a low pressure compressor 3 and a high compressor pressure 4), a combustion chamber 5, one or more turbine stages (for example a high pressure turbine 6 and a low pressure turbine 7), and an exhaust nozzle 8 for the gases.
  • the blower 2, the low pressure compressor 3 and the low pressure turbine 7 are connected to a low pressure shaft extending along the longitudinal axis.
  • the high pressure compressor 4 and the high pressure turbine 6 are connected to a high pressure shaft arranged around the low pressure shaft.
  • the low pressure turbine 7 drives the low pressure shaft in rotation, while the high pressure turbine 6 drives the high pressure shaft in rotation.
  • the turbomachine 1 further comprises, upstream of the fan 2, an air inlet cone 10 integral with the fan 2.
  • the fan 2 is surrounded by a nacelle housing 11.
  • the gas flow F which passes through the fan 2 flows between the air inlet cone 10 and the nacelle casing 11 and is divided downstream of the fan 2 into two annular and coaxial flows.
  • a first flow called primary flow F1
  • a second flow called secondary flow F2 flows around the engine and up to the shell 13 and can provide the majority of the thrust of the turbomachine in particular when the latter is of the type with a high dilution ratio.
  • the outlet cone 12 and the ferrule 13 are nozzle cowls within the meaning of the invention and it is known practice to assign them a noise reduction function by incorporating therein a Helmholtz resonator structure.
  • FIG. 5a and 5b This type of structure is shown schematically in Figures 5a and 5b. It comprises two skins 14, 15 between which extend partitions 16. The partitions 16 between them define cells 17 which have any shape and for example hexagonal or honeycomb as in the figure.
  • One 14 of the skins is solid and the other 15 of the skins comprises perforations 18 opening into the cells 17.
  • the operation of this type of structure is well known to those skilled in the art and is for example described in the previous application.
  • Figures 2a to 2c and 3a to 3c show several embodiments of a nozzle shroud 20, 20 "according to the invention.
  • Figures 2a to 2c show alternative embodiments of a cowling 20 which is an outlet cone
  • Figures 3a to 3c show alternative embodiments of a cowling 20 'which is a ferrule.
  • the cowling 20 (or 20 ') is formed of more than six pieces 20a, 20b, 20c, ..., 20n-1, 20n (or 20'n 20'a, 20'b, 20' c, ..., 20'n-1, 20'n) manufactured independently of each other and assembled to form the cowling, each of these pieces comprising an inner skin portion, an outer skin portion and partitions s' extending between portions of internal and external skins.
  • the cowling 20, 20 ’ is divided into several longitudinal pieces which form angular sectors of the cowling.
  • the cowling 20, 20 ’ is divided into several annular pieces which form axial sections of the cowling.
  • the cowling 20, 20 ’ is divided into several axial sections which are themselves divided into several angular sectors.
  • the dimensions of the cowls are not limiting.
  • the cowls have for example a length of approximately 1 to 2 m.
  • Their skins can be tilted at a predetermined angle (for example between 10 and 30 °) relative to the X axis.
  • Figures 4a to 4c show pieces of cowling.
  • the piece of FIG. 4a is for example taken from the cowling of FIG. 2a.
  • the pieces of Figure 4b are for example from the cowling of Figure 1b.
  • the pieces of Figure 4c are for example from the cowling of Figure 2c.
  • the pieces are made independently of each other, preferably by additive manufacturing.
  • Figures 4b and 4c show that several pieces could be produced simultaneously by additive manufacturing, on the same flat support 21.
  • the additive manufacturing of this type of part could be carried out by laser fusion of powders, layer by layer, on a bed of powders.
  • it could be carried out by melting a material in a coil and depositing drops of this molten material on the plane support 21.
  • Figure 6 shows a more concrete embodiment of a piece 30 of cowling 20, 20 ’having a portion 30a of inner skin, a portion 30b of outer skin, and partitions 30c extending between the portions 30a, 30b. It can be seen that the piece 30 further comprises a lattice structure 30d inside each cell. This structure 30d connects the portions 30a, 30b via several intersecting bars. The function of this structure is to support the skin produced second in additive manufacturing, to prevent this skin from collapsing on the other skin.
  • the pieces can be assembled to each other by any suitable technique and for example by riveting, grooving, clipping, etc.
  • it may include reinforcements.
  • a longitudinal reinforcement 33 is for example shown in dotted lines in Figure 3b, and an annular reinforcement 34 is for example shown in dotted lines in Figure 3a.
  • the invention can be applied to other types of cowling such as a nacelle cowling, for example.

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  • Chemical & Material Sciences (AREA)
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  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Soundproofing, Sound Blocking, And Sound Damping (AREA)

Abstract

Capotage acoustique (20) pour une turbomachine ou un ensemble propuslif d'aéronef, ce capotage ayant une forme annulaire autour d'un axe et comportant deux peaux annulaires, respectivement radialement interne et externe, s'étendant l'une autour de l'autre et reliées entre elles par des cloisons définissant des alvéoles, l'une des peaux comportant des perforations débouchant dans les alvéoles, caractérisé en ce qu'il est formé de plus de six morceaux (20a-20n) fabriqués indépendamment les uns des autres et assemblés pour former le capotage, chacun de ces morceaux comportant une portion de peau interne, une portion peau externe et des cloisons s'étendant entre les portions de peaux interne et externe.

Description

DESCRIPTION
TITRE : CAPOTAGE ACOUSTIQUE POUR UNE TURBOMACHINE OU UN ENSEMBLE PROPULSIF D’AERONEF
Domaine technique de l'invention
La présente invention concerne un capotage acoustique pour une turbomachine ou un ensemble propulsif d’aéronef, ainsi qu’une turbomachine ou un ensemble propulsif comportant ce capotage. La présente invention concerne en outre un procédé de fabrication du capotage et un procédé de réparation de ce capotage.
Arrière-plan technique
L’état de la technique comprend, notamment, les documents EP-A2-1391597, US-A-5594216 et FR-A1 -3039148.
Dans la présente demande, on entend par un capotage, un élément de capot tel qu’un cône ou une virole qui est destiné à être balayé par au moins un flux de gaz s’écoulant dans une turbomachine ou un ensemble propulsif.
Un ensemble propulsif comprend une turbomachine entourée par une nacelle et cette nacelle peut comporter un capotage balayé par un flux de gaz.
Une tuyère est située à l’extrémité aval d’une turbomachine par référence à l’écoulement des gaz dans cette turbomachine. Un capotage est situé à l’extrémité aval de la turbomachine et est balayé par un flux de gaz de la turbomachine.
Dans le cas par exemple où ce capotage est un cône de sortie par exemple, le capotage a une forme conique dont la pointe est orientée vers l’aval. La surface conique extérieure de ce capotage est balayée par le flux primaire de la turbomachine lorsque cette dernière est du type à double flux.
Dans le cas où le capotage est une virole par exemple, le capotage a une forme tronconique et comprend une surface tronconique interne balayée par le flux primaire et une surface tronconique externe balayée par le flux secondaire. Dans la présente demande, on entend en outre par capotage acoustique, un capotage ayant une fonction de réduction de bruit et en particulier d’absorption de bruit. Le capotage comprend en général deux peaux reliées entre elles par des cloisons définissant des alvéoles, l’une des peaux comportant des perforations débouchant dans les alvéoles pour former des résonateurs de Helmholtz. Cette technologie est bien connue de l’homme du métier dans le domaine aéronautique.
Un capotage acoustique de tuyère ou de nacelle est en général visible à l’extrémité aval d’une turbomachine ou d’un ensemble propulsif lorsque cette dernière ou ce dernier équipe un aéronef. Ce capotage est exposé à des chocs qui peuvent l’endommager et créer une anomalie. Si la taille de cette anomalie est relativement petite, le capotage peut être réparé in situ sous aile. Si la taille de cette anomalie dépasse un certain seuil, il est nécessaire de remplacer la partie présentant l’anomalie.
Toutefois, dans la technique actuelle, un capotage acoustique est formé d’un ensemble monobloc comportant les deux peaux annulaires reliées entre elles par les cloisons. Lorsqu’une partie d’un capotage présente une anomalie et doit être remplacée, c’est en général 80% du volume du capotage qui est remplacé même si la partie présentant l’anomalie ne représente que quelques pourcents de ce volume. 80% du capotage sont ainsi mis au rebut alors qu’une majeure partie de ces 80% reste conforme au cahier de charge.
La présente invention propose une solution simple, efficace et économique à ce problème, permettant de réduire les pertes liées à la réparation de ce type de pièce.
Résumé de l'invention
La présente invention concerne un capotage acoustique pour une turbomachine ou un ensemble propulsif d’aéronef, ce capotage ayant une forme annulaire autour d’un axe et comportant deux peaux annulaires, respectivement radialement interne et externe, s’étendant l’une autour de l’autre et reliées entre elles par des cloisons définissant des alvéoles, l’une des peaux comportant des perforations débouchant dans les alvéoles, caractérisé en ce qu’il est formé de plus de six morceaux fabriqués indépendamment les uns des autres et assemblés pour former le capotage, chacun de ces morceaux comportant une portion de peau interne, une portion de peau externe et des cloisons s’étendant entre les portions de peaux interne et externe.
Le capotage est formé voire constitué de plus de six morceaux, ce qui signifie que chaque morceau représente moins de 16-17% en volume ou en surface par exemple du capotage. Dans le cas où l’un de ces morceaux présenterait une anomalie liée à un choc par exemple, seul ce morceau serait démonté et remplacé par un morceau neuf. Moins de 16-17% du capotage serait donc remplacé, ce qui représente une économie substantielle par rapport à la technique antérieure.
Selon l’invention, les portions de peaux interne et externe sont reliées entre elles par une structure en treillis au sein de chacune des alvéoles.
Ce type de structure peut être utile voire nécessaire pour autoriser la réalisation de chaque morceau par fabrication additive, la structure ayant notamment pour fonction de supporter les portions de peau afin d’éviter leur effondrement lors de la fabrication additive.
Le capotage selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- les morceaux forment des secteurs angulaire du capotage, le capotage étant divisé en plusieurs morceaux longitudinaux ;
- les morceaux forment des tronçons axiaux du capotage, le capotage étant divisé en plusieurs morceaux annulaires ;
- le capotage est divisé en plusieurs tronçons axiaux qui sont eux-mêmes divisés en plusieurs secteurs angulaires ;
- les morceaux sont assemblés par rivetage, rainurage, clipsage, etc. ;
- le capotage comprend des renforts de rigidification ;
- les renforts de rigidification sont longitudinaux ou annulaires par rapport à l’axe X ;
- les portions de peaux sont inclinées d’un angle compris entre 10 et 30° par rapport à l’axe X ; - le capotage présente une longueur comprise entre 1 et 2 mètre, de préférence d’environ 1 ,5 mètre ;
- le capotage est formé voire constitué de plus de dix morceaux.
La présente invention concerne également une turbomachine d’aéronef comportant une tuyère comportant un capotage tel que décrit ci-dessus.
La présente invention concerne également un ensemble propulsif d’aéronef comportant une nacelle comportant un capotage tel que décrit ci-dessus.
La présente invention concerne encore un procédé de fabrication d’un capotage tel que décrit ci-dessus, caractérisé en ce que chacun des morceaux est fabriqué indépendamment, par fabrication additive.
La présente invention concerne enfin un procédé de réparation d’un capotage tel que décrit ci-dessus, caractérisé en ce qu’il comprend les étapes suivantes de :
démontage et retrait d’au moins un des morceaux du capotage, ce morceau ou chacun de ces morceaux présentant une anomalie, et
remplacement de ce morceau ou de chacun de ces morceaux par un morceau identique et sans anomalie.
Brève description des figures
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront 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 :
[Fig.1 ] la figure 1 est une demi vue schématique en coupe axiale d’une turbomachine d’aéronef,
[Fig.2a-2c] les figures 2a à 2c sont des vues schématiques en perspective de capotages de tuyère, formés de plusieurs morceaux, conformément à différents modes de réalisation de l’invention,
[Fig.3a-3c] les figures 3a à 3c sont des vues schématiques en perspective de capotages de tuyère, formés de plusieurs morceaux, conformément à d’autres modes de réalisation de l’invention,
[Fig.4a-4c] les figures 4a à 4c sont des vues schématiques en perspective de morceaux de capotages, [Fig.5a-5b] les figures 5a et 5b sont des vues schématiques partielles, respectivement en perspective et en perspective éclatée, d’un capotage acoustique, et
[Fig.6] la figure 6 est une vue schématique en perspective d’un morceau de capotage réalisé par fabrication additive.
Description détaillée de l'invention
Par convention dans la présente demande, les termes « intérieur » et « extérieur », et « interne » et « externe » sont définis radialement par rapport à un axe longitudinal X de la turbomachine. Ainsi, un cylindre s'étendant selon l'axe X du moteur comporte une face intérieure tournée vers l'axe du moteur et une surface extérieure, opposée à sa surface intérieure. On entend par « axial » ou « axialement » toute direction parallèle à l’axe X et par « transversalement » ou « transversal » toute direction perpendiculaire à l’axe X. De même, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport au sens de circulation de l'air dans la turbomachine.
La figure 1 montre une turbomachine 1 à double flux. Cela n’est cependant pas limitatif et la turbomachine peut être d’un autre type, comme par exemple un turbopropulseur.
La turbomachine 1 s’étend suivant un axe longitudinal X et comprend d’amont en aval, dans le sens d’écoulement des gaz, une soufflante 2, un ou plusieurs étages de compresseur (par exemple un compresseur basse pression 3 et un compresseur haute pression 4), une chambre de combustion 5, un ou plusieurs étages de turbine (par exemple une turbine haute pression 6 et une turbine basse pression 7), et une tuyère d’échappement 8 des gaz.
La soufflante 2, le compresseur basse pression 3 et la turbine basse pression 7 sont reliés à un arbre de basse pression s’étendant suivant l’axe longitudinal. Le compresseur haute pression 4 et la turbine haute pression 6 sont reliés à un arbre haute pression ménagé autour de l’arbre basse pression. La turbine basse pression 7 entraîne l’arbre basse pression en rotation, tandis que la turbine haute pression 6 entraîne l’arbre haute pression en rotation.
La turbomachine 1 comprend en outre, en amont de la soufflante 2, un cône d’entrée d’air 10 solidaire de la soufflante 2. La soufflante 2 est entourée par un carter de nacelle 11.
Le flux de gaz F qui traverse la soufflante 2 s’écoule entre le cône d’entrée d’air 10 et le carter de nacelle 11 et est divisé en aval de la soufflante 2 en deux flux annulaires et coaxiaux. Un premier flux, appelé flux primaire F1 , s’écoule dans le moteur et est comprimé dans les compresseurs 3, 4, mélangé à du carburant et brûlé dans la chambre de combustion 5, puis détendu dans les turbines 6, 7, pour être enfin évacué entre un cône de sortie 12 et une virole 13 entourant ce cône de sortie 12. Un second flux, appelé flux secondaire F2, s’écoule autour du moteur et jusqu’à la virole 13 et peut fournir la majorité de la poussée de la turbomachine en particulier lorsque cette dernière est du type à grand taux de dilution.
Le cône de sortie 12 et la virole 13 sont des capotages de tuyère au sens de l’invention et il est connu de leur affecter une fonction de réduction de bruit en y intégrant une structure à résonateurs de Helmholtz.
Ce type de structure est représenté de manière schématique aux figures 5a et 5b. Elle comprend deux peaux 14, 15 entre lesquelles s’étendent des cloisons 16. Les cloisons 16 définissent entre elles des alvéoles 17 qui ont une forme quelconque et par exemple hexagonale ou en nid d’abeille comme sur la figure.
L’une 14 des peaux est pleine et l’autre 15 des peaux comprend des perforations 18 débouchant dans les alvéoles 17. Le fonctionnement de ce type de structure est bien connu de l’homme du métier et est par exemple décrit dans la demande antérieure FR-A1 -3 028 020.
Les figures 2a à 2c et 3a à 3c représentent plusieurs modes de réalisation d’un capotage 20, 20’ de tuyère selon l’invention.
Les figures 2a à 2c représentent des variantes de réalisation d’un capotage 20 qui est un cône de sortie, et les figures 3a à 3c représentent des variantes de réalisation d’un capotage 20’ qui est une virole.
Selon l’invention, le capotage 20 (ou 20’) est formé de plus de six morceaux 20a, 20b, 20c, ..., 20n-1 , 20n (ou 20’n 20’a, 20’b, 20’c, ..., 20’n-1 , 20’n) fabriqués indépendamment les uns des autres et assemblés pour former le capotage, chacun de ces morceaux comportant une portion de peau interne, une portion de peau externe et des cloisons s’étendant entre les portions de peaux interne et externe.
Dans le cas des figures 2a et 3a, le capotage 20, 20’ est divisé en plusieurs morceaux longitudinaux qui forment des secteurs angulaire du capotage. Dans le cas des figures 2b et 3b, le capotage 20, 20’ est divisé en plusieurs morceaux annulaires qui forment des tronçons axiaux du capotage.
Dans le cas des figures 2c et 3c, le capotage 20, 20’ est divisé en plusieurs tronçons axiaux qui sont eux-mêmes divisés en plusieurs secteurs angulaires. Les dimensions des capotages ne sont pas limitatives. Les capotages ont par exemple une longueur de 1 à 2m environ. Leurs peaux peuvent être inclinées d’un angle prédéterminé (par exemple compris entre 10 et 30°) par rapport à l’axe X.
Les figures 4a à 4c représentent des morceaux de capotage. Le morceau de la figure 4a est par exemple issu du capotage de la figure 2a. Les morceaux de la figure 4b sont par exemple issus du capotage de la figure 1 b. Les morceaux de la figure 4c sont par exemple issus du capotage de la figure 2c. Les morceaux sont fabriqués indépendamment les uns des autres, de préférence par fabrication additive. Les figures 4b et 4c permettent de constater que plusieurs morceaux pourraient être réalisés simultanément par fabrication additive, sur un même support plan 21.
Dans le cas présent, la fabrication additive de ce type de pièce pourrait être réalisée par fusion laser de poudres, couche par couche, sur un lit de poudres. En variante, elle pourrait être réalisée par fusion d’un matériau en bobine et dépôt de gouttes de ce matériau fondu sur le support plan 21.
La figure 6 représente un exemple plus concret de réalisation d’un morceau 30 de capotage 20, 20’ présentant une portion 30a de peau interne, une portion 30b de peau externe, et des cloisons 30c s’étendant entre les portions 30a, 30b. On constate que le morceau 30 comprend en outre une structure en treillis 30d à l’intérieur de chaque alvéole. Cette structure 30d relie les portions 30a, 30b par l’intermédiaire de plusieurs barreaux entrecroisés. Cette structure a pour fonction de soutenir la peau réalisée en second lieu lors de la fabrication additive, pour éviter l’effondrement de cette peau sur l’autre peau.
Les morceaux peuvent être assemblés les uns aux autres par toute technique appropriée et par exemple par rivetage, rainurage, clipsage, etc. Afin de rigidifier le capotage, celui-ci peut comprendre des renforts. Un renfort longitudinal 33 est par exemple représenté en traits pointillés à la figure 3b, et un renfort annulaire 34 est par exemple représenté en traits pointillés à la figure 3a.
Une des avantages de la présente invention repose dans la simplification et dans l’économie du procédé de réparation du capotage 20, 20’. Ce procédé comprend les étapes de :
démontage et retrait d’au moins un des morceaux du capotage, ce morceau ou chacun de ces morceaux présentant une anomalie, et
- remplacement de ce morceau ou de chacun de ces morceaux par un morceau identique et sans anomalie.
Du fait du nombre élevé (supérieur à 6) de morceaux du capotage, le remplacement d’un morceau revient à remplacer moins de 16-17% du capotage. Du fait de la technique de montage et de fixation des morceaux, le remplacement et la réparation de ce type de pièce sont facilités.
L’invention peut s’appliquer à d’autres types de capotage tel qu’un capotage de nacelle par exemple.

Claims

REVENDICATIONS
1. Capotage acoustique (20, 20’) pour une turbomachine (1 ) ou un ensemble propulsif d’aéronef, ce capotage ayant une forme annulaire autour d’un axe (X) et comportant deux peaux annulaires, respectivement radialement interne et externe, s’étendant l’une autour de l’autre et reliées entre elles par des cloisons définissant des alvéoles, l’une des peaux comportant des perforations débouchant dans les alvéoles, le capotage (20, 20’) étant formé de plus de six morceaux (20a-20n, 20a’-20n’) fabriqués indépendamment les uns des autres et assemblés pour former le capotage, chacun de ces morceaux comportant une portion (30a) de peau interne, une portion (30b) de peau externe et des cloisons (30c) s’étendant entre les portions de peaux interne et externe, caractérisé en ce que les portions (30a, 30b) de peaux interne et externe sont reliées entre elles par une structure en treillis (31 ) au sein de chacune des alvéoles.
2. Capotage (20, 20’) selon la revendication 1 , dans lequel les morceaux forment des secteurs angulaire du capotage, le capotage étant divisé en plusieurs morceaux longitudinaux.
3. Capotage (20, 20’) selon la revendication 1 , dans lequel les morceaux forment des tronçons axiaux du capotage, le capotage étant divisé en plusieurs morceaux annulaires.
4. Capotage (20, 20’) selon la revendication 1 , dans lequel il est divisé en plusieurs tronçons axiaux qui sont eux-mêmes divisés en plusieurs secteurs angulaires.
5. Capotage (20, 20’) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel les morceaux sont assemblés par rivetage, rainurage, ou clipsage.
6. Capotage (20, 20’) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel il comprend des renforts de rigidification (33, 34).
7. Capotage (20, 20’) selon la revendication 6, dans lequel les renforts de rigidification sont longitudinaux (33) ou annulaires (34) par rapport à l’axe X.
8. Capotage (20, 20’) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le capotage est formé voire constitué de plus de dix morceaux (20a- 20n, 20a’-20n’).
9. Capotage (20, 20’) selon l’une des revendications, dans lequel les portions (30a, 30b) de peaux sont inclinées d’un angle compris entre 10 et 30° par rapport à l’axe X.
10. Capotage (20, 20’) selon l’une des revendications, dans lequel le capotage présente une longueur comprise entre 1 et 2 mètre.
11. Turbomachine d’aéronef, comportant une tuyère comportant un capotage (20, 20’) selon l’une des revendications précédentes.
12. Ensemble propulsif comportant une nacelle comportant un capotage selon l’une des revendications 1 à 10.
13. Procédé de fabrication d’un capotage (20, 20’) selon l’une des revendications 1 à 10, caractérisé en ce que chacun des morceaux (20a-20n, 20a’-20n’) est fabriqué indépendamment, par fabrication additive.
14. Procédé de réparation d’un capotage (20, 20’) selon l’une des revendications 1 à 10, caractérisé en ce qu’il comprend les étapes suivantes de :
démontage et retrait d’au moins un des morceaux du capotage, ce morceau ou chacun de ces morceaux présentant une anomalie, et
remplacement de ce morceau ou de chacun de ces morceaux par un morceau identique et sans anomalie.
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