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WO2025003613A1 - Panneau composite - Google Patents

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Publication number
WO2025003613A1
WO2025003613A1 PCT/FR2024/050850 FR2024050850W WO2025003613A1 WO 2025003613 A1 WO2025003613 A1 WO 2025003613A1 FR 2024050850 W FR2024050850 W FR 2024050850W WO 2025003613 A1 WO2025003613 A1 WO 2025003613A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
core
composite panel
frame
reinforcement
main surface
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
PCT/FR2024/050850
Other languages
English (en)
Inventor
Jérémy Cailleteau
Antonio Lopes
Florent YVON
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Seats SA
Original Assignee
Safran Seats SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Seats SA filed Critical Safran Seats SA
Publication of WO2025003613A1 publication Critical patent/WO2025003613A1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Pending legal-status Critical Current

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Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29D—PRODUCING PARTICULAR ARTICLES FROM PLASTICS OR FROM SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE
    • B29D99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • B29D99/001—Producing wall or panel-like structures, e.g. for hulls, fuselages, or buildings
    • B29D99/0021—Producing wall or panel-like structures, e.g. for hulls, fuselages, or buildings provided with plain or filled structures, e.g. cores, placed between two or more plates or sheets, e.g. in a matrix
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29D—PRODUCING PARTICULAR ARTICLES FROM PLASTICS OR FROM SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE
    • B29D24/00—Producing articles with hollow walls
    • B29D24/002—Producing articles with hollow walls formed with structures, e.g. cores placed between two plates or sheets, e.g. partially filled
    • B29D24/005—Producing articles with hollow walls formed with structures, e.g. cores placed between two plates or sheets, e.g. partially filled the structure having joined ribs, e.g. honeycomb
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B3/00—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form
    • B32B3/10—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by a discontinuous layer, i.e. formed of separate pieces of material
    • B32B3/12—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by a discontinuous layer, i.e. formed of separate pieces of material characterised by a layer of regularly- arranged cells, e.g. a honeycomb structure
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y80/00—Products made by additive manufacturing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60N—SEATS SPECIALLY ADAPTED FOR VEHICLES; VEHICLE PASSENGER ACCOMMODATION NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B60N2/00—Seats specially adapted for vehicles; Arrangement or mounting of seats in vehicles
    • B60N2/68—Seat frames
    • B60N2/686—Panel like structures
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/771—Seats

Definitions

  • the present disclosure relates to a composite panel, a seat comprising such a composite panel, as well as a method of manufacturing a composite panel.
  • Such a composite panel can be used in all areas where lightweight composite panels are used, also conventionally called “sandwich” panels.
  • Such a composite panel is thus particularly useful in the field of air transport for manufacturing any type of lightweight component, integrated in particular into an aircraft cabin, for example an aircraft seat, in particular aircraft seat shells.
  • such a composite panel can also be used in the field of land transport, in particular to form caravan, mobile home or trailer structures, or in the field of maritime transport, in particular to form boat cabins.
  • sandwich panels are well known in fields requiring structures that are both light and strong. Thus, such sandwich panels are often used in the field of air transport, in particular to form seat shells.
  • a sandwich panel comprises a two-dimensional core, made of a low-density material, typically porous or cellular, and two skins, generally thermoplastic or thermosetting, possibly reinforced with fibers, attached to each main face of the core.
  • Such a classic sandwich panel provides many advantages but nevertheless also has disadvantages.
  • the structure of the core not being sufficiently rigid to receive such inserts or accessories, it is necessary to locally inject a densification material, to machine it and to glue the insert into a niche thus machined.
  • the present disclosure relates to a composite panel, comprising a core, having at least a first main surface and a second main surface, opposite each other, a first skin, applied against at least a portion of the first main surface of the core, and/or a second skin, applied against at least a portion of the second main surface of the core.
  • the core comprises a frame comprising at least one bar produced by additive manufacturing and extending in at least one direction of extension, in particular so as to delimit at least one cell, and a filling material, filling at least one cell of the frame delimited by the bar.
  • the bar produced by additive manufacturing can extend in at least two different extension directions.
  • the frame can comprise a plurality of such bars extending in at least two extension directions; these bars can then delimit cells according to their crossings.
  • the filling material can be a porous or alveolar material.
  • the reinforcement of the core forms a rigid skeleton which, on the one hand, intrinsically increases the rigidity of the core and therefore of the final composite panel, and on the other hand, also offers locally rigid portions which can serve as support and/or attachment zones during the manufacture of the composite panel and/or, at the end of the manufacture, during accessorization and/or fixing in a usage environment.
  • the reinforcement provides the core with sufficient rigidity to ensure that it holds during consolidation of the composite panel.
  • shaping tools such as molds
  • such a reinforcement makes it possible to locally stiffen certain desired areas of the composite panel, for example an edge, without having to inject a densifying material.
  • Such rigid areas also facilitate the installation of inserts and/or other accessories, without having to resort to injecting a densifying material.
  • the use of an additive manufacturing technique for producing the frame offers great freedom of design, in particular great freedom of geometry, for the frame and therefore for the composite panel as a whole. It is thus, for example, easy to produce a frame having curves and/or variations in thickness.
  • a block of filling material is preferably installed in each of the cells of the frame, the filling material being a porous or cellular material.
  • the fixing of the blocks of filling material to the frame can be carried out by simple removal, tightening, gluing and/or mechanical fixing, in particular via the use of pins, screws and/or a clamping system.
  • the invention is the result of technological research aimed at very significantly improving the performance of aircraft and, in this sense, contributes to reducing the environmental impact of aircraft.
  • the first main surface and the second main surface of the core are locally parallel. Such a property is verified, in particular, at any point of the core.
  • the core is essentially two-dimensional.
  • a thickness of the core is very small compared to the two extension dimensions.
  • this does not prevent it from being curved in three dimensions and therefore from occupying a three-dimensional volume.
  • the core is curved.
  • at least one direction of extension of the core is curvilinear.
  • the core may be curved in a single direction of curvature or in two different directions of curvature.
  • the frame is manufactured by additive manufacturing in a single piece.
  • the entire frame is thus obtained in a single step.
  • the frame is thus devoid of an assembly interface.
  • the frame comprises several distinct subassemblies manufactured by additive manufacturing and assembled together. Such assembly can in particular be done by tightening, screwing and/or gluing. Such an option is particularly useful when the frame is large.
  • two directions of extension of the bars are orthogonal in the frame of reference, i.e. in the frame of reference of the core. Such a configuration thus makes it possible to increase the mechanical strength of the assembly.
  • At least one direction of extension of the bars is parallel to a direction of curvature of the core. Such a configuration thus makes it possible to increase the bending strength.
  • the reinforcement extends along at least 80% of the edge of the core, in particular along at least 90% of the edge of the core, in particular along the entire edge of the core. In particular, all or part of the cells of the reinforcement are thus laterally closed. This makes it possible to stiffen the edge of the panel and to isolate the blocks of filling material from the exterior, in particular against humidity and foreign particles. In addition, this makes it possible to produce an edge also obtained by additive manufacturing, in the continuity of the manufacture of at least one of the reinforcements forming a final edge of the composite panel requiring finishing.
  • the first main surface, respectively the second main surface, of the frame is solid. Such a configuration thus makes it possible to provide rigid support surfaces, in particular facilitating the draping of the skins.
  • At least one peripheral surface of the frame is solid. Such a configuration makes it possible to isolate the interior of the frame from moisture and foreign particles. In particular, this makes the injection of a densifying material unnecessary.
  • At least one portion of the reinforcement is of a thickness greater than a thickness of at least one other portion of the reinforcement.
  • At least one portion of the frame has a honeycomb structure. Such a portion of the frame thus comprises at least 20%, preferably at least 50%, more preferably 90%, of void. Such a configuration thus makes it possible to limit the mass of the frame and therefore of the core.
  • at least one portion of the frame has a solid structure. Such a portion thus benefits from reinforced rigidity. In addition, it is possible to easily machine such a solid portion, which can be useful for installing inserts and/or other accessories.
  • the frame comprises at least one niche configured to receive an insert.
  • a niche being formed at the very moment of additive manufacturing, no subsequent machining is necessary.
  • At least one bar of the frame has at least three distinct branches.
  • Such a configuration makes it possible to obtain more complex final architectures, comprising several branches extending in several directions, each branch forming a composite panel with a core and two skins.
  • the frame may be made of a polymer material.
  • the filler material comprises at least 20% void, preferably at least 50% void, more preferably at least 90% void. Such a configuration thus makes it possible to limit the mass of the filler material.
  • the filler material is a foam and/or a honeycomb structure.
  • the first skin, respectively the second skin covers at least 90%, preferably at least 95%, more preferably at least 99%, of the first main surface, respectively of the second main surface, of the core.
  • At least one skin comprises a thermoplastic or thermoset-based matrix.
  • At least one skin is reinforced with fibers, preferably carbon, glass and/or aramid fibers.
  • fibers preferably carbon, glass and/or aramid fibers.
  • Such fibers may be short and/or long according to the usual definitions in the field.
  • At least one skin is a plate and/or a web, preferably a pre-impregnated web.
  • a glue film is present between the first skin and the core and/or between the second skin and the core.
  • the present disclosure also relates to a seat, in particular an aircraft seat, comprising at least one composite panel according to any one of the preceding embodiments.
  • the present disclosure also relates to a method for manufacturing a composite panel, comprising at least: a manufacturing step, during which at least one reinforcement is produced by an additive manufacturing technique, in particular the reinforcement comprising a plurality of bars extending in at least one direction of extension, in particular at least two different directions, in the frame of reference so as to delimit cells, a step of providing a filling material, during which at least one block of filling material is placed in at least one cell of the frame, so as to obtain a core, and a draping step, during which at least one first skin is draped over a first main surface of the core, and/or at least one second skin is draped over a second main surface of the core.
  • a manufacturing step during which at least one reinforcement is produced by an additive manufacturing technique, in particular the reinforcement comprising a plurality of bars extending in at least one direction of extension, in particular at least two different directions, in the frame of reference so as to delimit cells
  • a step of providing a filling material during which at least one block of filling
  • the manufacturing method further comprises, before the step of providing a filling material, a step of cutting the filling material.
  • the filling material can thus be commercially supplied in standard dimensions and then cut to the dimensions of the cells of the frame.
  • the manufacturing method further comprises, before the draping step, a step of applying a film of glue to the skin.
  • a film of glue can be commercially supplied in standard dimensions and then cut to the dimensions of the core.
  • the manufacturing method further comprises, after the step of applying a glue film and before the draping step, a pre-bonding step, during which the skin equipped with the glue film undergoes a baking cycle.
  • a pre-bonding step can be carried out under vacuum. It makes it possible to consolidate the glue film on the skin before its final bonding to the core.
  • Such a pre-bonding step is particularly suitable when the skin is a plate.
  • the draping step is manual or automated.
  • the manufacturing method further comprises, after at least the draping step, a step of baking the core equipped with at least one skin, preferably both skins.
  • the baking step may be carried out under vacuum. It allows the skin to be consolidated on the core and therefore to consolidate and obtain the final composite panel.
  • the cooking step is carried out in an oven, under a press or in an autoclave.
  • a forming sheet is attached against at least one skin during the baking step. This makes it possible to maintain the position and shape of the skin during the baking step. Such an option is particularly useful when the skin is flexible and risks deforming during baking, for example when the skin is a sheet. However, since the skin is then blocked between the forming sheet and the rigid reinforcement of the core, more complex shaping tooling, such as a shaping mold, is not necessary.
  • no shaping tooling is used during the baking step.
  • This composite panel is part of the ongoing research and development work on lightening aircraft, particularly through the materials used and the lightened on-board equipment. Such technological research efforts contribute to significantly improving the environmental performance of aircraft.
  • Figure 1 is a sectional view of a first example of a composite panel according to the invention.
  • Figure 2 is a front view of the core of the first example of composite panel according to the invention.
  • Figure 3 is a sectional view of a second example of a composite panel according to the invention.
  • Figure 4 is a partial sectional view of a third example of a composite panel according to the invention.
  • Figure 5 is a perspective view of a frame, in particular of an aircraft seat, according to the invention.
  • Figure 6 is a perspective view of a core, in particular of an aircraft seat, according to the invention.
  • Figure 7 is a perspective view of interior equipment, in particular an aircraft seat, according to the invention.
  • FIG. 8 is a perspective view of the equipment of Figure 7 equipped with the borders according to the invention.
  • Figure 9 is a partial sectional view of a composite panel edge according to the invention.
  • FIG. 10a [Fig. 10b] [Fig. 10c] Figures 10a to 10c are partial sectional views of different modes of maintaining a filling material of the composite panel according to the invention.
  • Figure 1 is a cross-sectional view of a first example of a composite panel 1.
  • the composite panel 1 comprises a core 10 and two skins 30a, 30b, in particular a first skin 30a and a second skin 30b, attached to each side of the core 10.
  • the two skins 30a, 30b are attached against the two main faces 11a, 11b, in particular a first main face 11a and a second main face 11b, of the core 10.
  • the core 10 is also visible in FIG. 2 as a front view of the core 10 of the first example of composite panel 1.
  • the core 10 comprises a frame 12 comprising a plurality of bars 13 extending in at least one direction, in particular at least two distinct directions, in particular at least two orthogonal directions, according to the exemplary embodiment of FIG. 2.
  • the bars 13 cross so as to form cells 14, in particular rectangular cells 14 according to the exemplary embodiment of FIG. 2.
  • the frame 12 runs along an edge of the core 10. According to such an arrangement, the cells 14 of the core 10 are therefore not laterally open to the outside.
  • the frame 12 is produced by additive manufacturing, in particular from polycarbonate (PC), polyetherimide (PEI), poly(phenylene sulfide) (PPS), polyethersulfone (PESU) and/or polyphenylsulfone (PPSU).
  • PC polycarbonate
  • PEI polyetherimide
  • PPS poly(phenylene sulfide)
  • PESU polyethersulfone
  • PPSU polyphenylsulfone
  • the frame 12 may possibly be produced in several sub-assemblies by additive manufacturing assembled after manufacturing.
  • All the external surfaces of the bars 13 may be solid, that is to say devoid of orifices, cells and/or even porosities.
  • main surfaces 15a, 15b of the frame 12 and peripheral surfaces 16 of the frame 12 are solid.
  • the bars 13 are devoid of external surfaces.
  • the frame 12 comprises an external structure consisting of main surfaces 15a, 15b, in contact with the skins 30a, 30b, and peripheral surfaces 16.
  • the main surfaces 15a, 15b and the peripheral surfaces 16 of the frame 12 are solid, that is to say devoid of orifices, cells and/or even porosities.
  • the bars 13 of the frame 12 may be solid external structures.
  • the bars 13 of the frame 12 are devoid of orifices, cells and/or even porosities on their external surfaces.
  • the frame 12 comprises an outer structure and an inner structure.
  • the internal structure of the frame 12 may be perforated.
  • the bars 13 of the frame 12 may be of internal honeycomb structures.
  • the frame 12, in particular the bars 13, may comprise a honeycomb structure 17, such as internal cells 17.
  • the honeycomb structure 17 is capable of being directly formed during additive manufacturing.
  • the volume of the alveolar structure 17 represents at least 20%, in particular 100% of the total volume of the bars 13 concerned.
  • the frame 12, in particular the bars 13, may not comprise a honeycomb structure 17.
  • the volume of the honeycomb structure 17 represents 0% of the total volume of the bars 13 concerned.
  • the honeycomb structure 17 is directly formed during additive manufacturing. The honeycomb structure 17 can therefore be produced according to different available geometries.
  • the core 10 also comprises a filling material 20, in particular a honeycomb structure, for example made of synthetic fiber, such as an aramid paper impregnated with phenolic resin.
  • a filling material 20 in particular a honeycomb structure, for example made of synthetic fiber, such as an aramid paper impregnated with phenolic resin.
  • the filling material 20 can take the form of blocks filling the volume of the cells 14.
  • a thickness of the filling material 20 is, in particular, at most equal to a thickness of the bars 13 forming the cell 14 concerned.
  • the frame 12 is produced by additive manufacturing.
  • each bar 13 can be separately manufactured by additive manufacturing.
  • the bars 13 can be assembled together, in particular by tightening, screwing and/or gluing, in order to constitute the frame 12.
  • the filling material 20 is provided, for example a honeycomb structure, is cut into several blocks according to the dimensions of all or part of the cells 14 and is installed respectively in the cell 14 concerned.
  • two plates in particular two consolidated thermoplastic composite plates, forming the skins 30a, 30b are provided and cover the two main faces 11a, 11b of the core 10.
  • the glue films 40a, 40b in particular two plies of glue, are cut to the dimensions of the core 10, and placed on an internal surface of each of the plates forming the skins 30a, 30b.
  • a first cooking cycle is carried out in order to pre-glue the glue films 40a, 40b respectively on the corresponding plate forming the skins 30a, 30b.
  • the first cooking cycle is carried out, via a vacuum baking cycle.
  • the two plates forming the skins 30a, 30b, equipped respectively with pre-glued glue films 40a, 40b, are draped, manually or automatically, on each main face 11a, 11b of the core 10.
  • a second cooking cycle is carried out in order to consolidate the whole thus formed.
  • the second cooking cycle is carried out under vacuum, in an oven, under a press, or in an autoclave.
  • the skins 30a, 30b are not plates but pre-impregnated sheets.
  • the manufacturing method can be adapted as follows.
  • two pre-impregnated sheets are provided and cut to the dimensions of the core 10.
  • the two sheets can then be directly draped onto the core 10, without a prior pre-gluing step.
  • the draping can be manual or automated.
  • a forming sheet can be temporarily attached against a free surface of each sheet, in order to ensure support and positioning of the sheets during cooking.
  • the forming sheet can be removed.
  • the composite panel 1 of FIG. 1 is then obtained.
  • Figure 3 is a sectional view of a second example of composite panel 101 according to the invention.
  • the composite panel 101 includes additional features compared to the first example described in relation to FIGS. 1 and 2.
  • the composite panel 101 comprises a core 110, comprising a reinforcement 112, in particular produced by additive manufacturing, and a filling material 120, and two skins 130a, 130b attached to each side of the core 110 using at least one film of glue 140a, 140b.
  • At least one bar 113 of the frame 112 is solid and no longer honeycombed.
  • the solid bar 113 then forms a reinforcement for the composite panel 101.
  • At least one bar 113 comprises a solid portion 118 in which at least one niche 119 is arranged, in which at least one insert 150 can be integrated.
  • Such an insert 150 may in particular be a fixing insert, capable of allowing fixing of added elements on the final composite panel 101.
  • At least one portion of the frame 112, in particular at least one bar 113 has a thickness greater than a thickness of at least one portion of the frame 112, in particular another bar 113, of the frame 112.
  • Such a greater thickness makes it possible to vary the thickness of the composite panel 101.
  • such bars 113 of greater thickness may protrude from the skins 130a, 130b.
  • the bars 113 of greater thickness may in particular be provided at the edge of the composite panel 101, as shown in particular in FIG. 3.
  • Figure 4 is a partial sectional view of a third example of composite panel 201 according to the invention.
  • the composite panel 101 comprises a core 210, comprising a reinforcement, not shown, in particular produced by additive manufacturing, and a filling material 220, and two skins 230a, 230b attached to each side of the core 210 using at least one film of glue 240a, 240b.
  • one of the bars 213 of the frame 212 has, in a plane transverse to a direction of extension, three branches 219a, 219b, 219c, in particular each in contact with a different block of filling material 220.
  • Figures 5 to 7 illustrate successive steps in the manufacture of interior equipment 301, in particular of an aircraft, such as a shell of an aircraft seat.
  • figures 5, 6 and 7 are perspective views respectively of a frame 312, a core 310 and the interior equipment 301, in particular of an aircraft seat, according to the invention.
  • the frame 312 is first manufactured, in particular by an additive manufacturing technique.
  • the frame 312 may optionally be produced in several sub-assemblies manufactured by an additive manufacturing technique in a single-piece manner and then assembled after manufacture, to obtain the complete frame 312.
  • the frame 312 is a three-dimensional arrangement.
  • the frame 312 may consist of an essentially two-dimensional structure which has nevertheless been curved to define a three-dimensional arrangement.
  • the frame 312 is curved, a first time, around a first axis of curvature A then curved, a second time, in the opposite direction, around a second axis of curvature B.
  • the first axis of curvature A and the second axis of curvature B are in particular parallel and can correspond in practice to a vertical axis.
  • At least a portion of the bars 313 form edges of the frame 312 and follow the contours of the interior equipment 301, such as the shell of the aircraft seat.
  • the architecture of the bars 313 thus produced thus forms a plurality of cells 314.
  • a filling material 320 in particular in the form of blocks of filling material, is then installed in all or part of the cells 314 of the frame 312, thus forming the core 310.
  • a first skin 330a also called the front skin
  • a second skin 330b also called the rear skin
  • Figure 8 is a perspective view of the interior equipment 301 provided with a border 401.
  • the border 401 can have different possible geometries depending on an expected finish.
  • the edge 401 is directly produced with the reinforcement constituting the core of the composite panel by an additive manufacturing technique.
  • Figure 9 is a partial sectional view of the edge 401 of the composite panel according to the invention.
  • the reinforcement is produced by additive manufacturing.
  • the edge 401 is also obtained by additive manufacturing, in the continuity of the manufacture of at least one of the reinforcements forming a final edge of the composite panel requiring finishing.
  • edge 401 being obtained directly by additive manufacturing with the reinforcement, the bars of the reinforcement 12 on the ends of the composite panel are already obtained by additive manufacturing with the edge 401 forming a desired geometry for the expected finish.
  • the bars of the frame 12 on the ends of the composite panel can be obtained by additive manufacturing with a desired shape and geometry for the expected finish, thus acting as an edge.
  • Figures 10a to 10c are partial sectional views of different modes of holding the filling material 20 of the composite panel 1.
  • the filling material can be held by clamping between the bar of the composite panel frame.
  • the clamping can be achieved by a dimensional adjustment of the filling material and the cells of the composite panel.
  • the filling material can be held by gluing to the bars of the composite panel frame.
  • the cells of the composite panel can comprise at least one rim 501, in particular obtained directly by additive manufacturing with the bars, intended to support the filling material.
  • a film and/or glue dots 502 are arranged on an edge of the bar and/or on the rim 501, in order to ensure the holding of the filling material.
  • the filling material can be held by mechanical fixing on the bars of the frame of the composite panel.
  • the cells of the composite panel can comprise at least one rim 501, in particular obtained directly by additive manufacturing with the bars, intended to support the filling material.
  • a fixing means 503, such as a screw and/or a pin, is through the filling material to be fixed on an edge of the bar and/or on the rim 501, in order to ensure the holding of the filling material.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Civil Engineering (AREA)
  • Structural Engineering (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

L'invention concerne un panneau composite (1) comprenant - une âme (10), présentant au moins une première surface principale (11a) et une deuxième surface principale (11b), opposées l'une à l'autre, - une première peau (30a), appliquée contre au moins une partie de la première surface principale (11a) de l'âme (10), et/ou - une deuxième peau (30b), appliquée contre au moins une partie de la deuxième surface principale (11b) de l'âme (10), dans lequel l'âme comprend au moins une armature (12) comportant - au moins un barreau (13) réalisé par fabrication additive et s'étendant dans au moins une direction d'extension, et - un matériau de remplissage (20), remplissant au moins une cellule (14) de l'armature (12) délimitée par le barreau (13).

Description

Panneau composite
Domaine Technique
[0001] Le présent exposé concerne un panneau composite, un siège comprenant un tel panneau composite, ainsi qu’un procédé de fabrication d’un panneau composite.
[0002] Un tel panneau composite peut être utilisé dans tous les domaines ayant l’habitude d’utiliser des panneaux composites légers, également appelés classiquement panneaux « sandwich ».
[0003] Un tel panneau composite est ainsi tout particulièrement utile dans le domaine du transport aérien pour fabriquer tout type de composant léger, intégré notamment à une cabine d’un aéronef, par exemple un siège d’aéronef, en particulier des coques de sièges d’aéronef.
[0004] Toutefois, un tel panneau composite peut également être utilisé dans le domaine du transport terrestre, notamment pour former des structures de caravaning, de mobil-home ou de remorque, ou dans le domaine du transport maritime, notamment pour former des cabines de bateau.
Technique antérieure
[0005] L’utilisation de panneaux « sandwich » est bien connue dans les domaines nécessitant des structures à la fois légères et résistantes. Ainsi, de tels panneaux « sandwich » sont souvent utilisés dans le domaine du transport aérien, notamment pour former des coques de siège. Un tel panneau « sandwich » comprend une âme bidimensionnelle, réalisée dans un matériau à faible densité, typiquement poreux ou alvéolaire, et deux peaux, généralement thermoplastiques ou thermodurcissables éventuellement renforcées de fibres, rapportées sur chaque face principale de l’âme. [0006] Un tel panneau « sandwich » classique apporte de nombreux avantages mais présente néanmoins également des inconvénients.
[0007] En premier lieu, l’architecture même de tels panneaux « sandwich » entrave fortement la liberté de géométrie d’une pièce finale. En particulier, des variations d’épaisseur ne sont possibles qu’au prix d’étapes d’usinage additionnelles.
[0008] De plus, des moules de cuisson de grande dimension, dont la taille est ajustée à celle du panneau « sandwich », restent nécessaires pour maintenir le panneau « sandwich »au cours d’une étape de cuisson. [0009] Par ailleurs, une fixation d’inserts et d’autres accessoires sur le panneau
« sandwich » est complexe et entraîne une perte de temps et une augmentation de masse.
[0010] En effet, la structure de l’âme n’étant pas suffisamment rigide pour recevoir de tels inserts ou accessoires, il est nécessaire d’injecter localement un matériau de densification, de l’usiner et de coller l’insert dans une niche ainsi usinée.
[0011] De même, il est généralement nécessaire d’injecter un matériau de densification le long d’une bordure périphérique de l’âme, afin de boucher des pores et/ou des alvéoles de l’âme, au moins en surface, afin de rigidifier la bordure périphérique de l’âme et d’isoler l’âme contre l’humidité et des particules étrangères. [0012] Enfin, une réparation d’un tel type de panneaux « sandwich » est également complexe et rajoute encore de la masse additionnelle.
[0013] Il existe donc un réel besoin pour un panneau composite, un siège, ainsi qu’un procédé de fabrication d’un panneau composite, qui soient dépourvus des inconvénients inhérents à la configuration connue précitée.
Exposé de l’invention
[0014] Le présent exposé concerne un panneau composite, comprenant une âme, présentant au moins une première surface principale et une deuxième surface principale, opposées l’une à l’autre, une première peau, appliquée contre au moins une partie de la première surface principale de l’âme, et/ou une deuxième peau, appliquée contre au moins une partie de la deuxième surface principale de l’âme
[0015] Plus particulièrement, l’âme comprend une armature comportant au moins un barreau réalisé par fabrication additive et s’étendant dans au moins une direction d’extension, notamment de manière à délimiter au moins une cellule, et un matériau de remplissage, remplissant au moins une cellule de l’armature délimitée par le barreau.
[0016] De plus, le barreau réalisé par fabrication additive peut s’étendre dans au moins deux directions d’extension différentes. L’armature peut comporter une pluralité de tels barreaux s’étendant dans au moins deux directions d’extension ; ces barreaux peuvent alors délimiter des cellules au gré de leurs croisements. Le matériau de remplissage peut être un matériau poreux ou alvéolaire.
[0017] Dans un tel panneau composite, l’armature de l’âme forme un squelette rigide qui, d’une part, augmente intrinsèquement la rigidité de l’âme et donc du panneau composite final, et d’autre part, offre également des portions localement rigides pouvant servir de zones d’appui et/ou d’accroche au cours de la fabrication du panneau composite et/ou, à l’issue de la fabrication, au cours d’une accessoirisation et/ou d’une fixation dans un environnement d’utilisation.
[0018] En particulier, l’armature offre à l’âme une rigidité suffisante permettant d’assurer une tenue au cours de la consolidation du panneau composite. Ainsi, le recours à des outillages de mise en forme, tels que des moules, au cours de la consolidation est rendu superflu et/ou fortement réduit.
[0019] De plus, une telle armature permet de rigidifier localement certaines zones souhaitées du panneau composite, par exemple une bordure, sans devoir injecter un matériau de densification. De telles zones rigides facilitent également la mise en place d’inserts et/ou d’autres accessoires, sans devoir recourir à l’injection d’un matériau de densification.
[0020] Par ailleurs, le recours à une technique de fabrication additive pour la réalisation de l’armature offre une grande liberté de conception, notamment une grande liberté de géométrie, pour l’armature et donc pour le panneau composite dans son ensemble. Il est ainsi, par exemple, facile de réaliser une armature présentant des courbes et/ou des variations d’épaisseur.
[0021] Une fois la géométrie générale obtenue grâce à l’armature, il suffit ensuite de combler les cellules, de manière rapide et facile, à l’aide de blocs de matériau de remplissage, afin d’obtenir une âme ayant la géométrie souhaitée.
[0022] A cet égard, un bloc de matériau de remplissage est, de préférence, installé dans chacune des cellules de l’armature, le matériau de remplissage étant un matériau poreux ou alvéolaire.
[0023] La fixation des blocs de matériau de remplissage à l’armature peut se réaliser par simple dépose, serrage, collage et/ou fixation mécanique, notamment via l’utilisation de goupille, de vis et/ou d’un système de bridage. [0024] Ainsi, l'invention est le résultat des recherches technologiques visant à améliorer de manière très significative les performances des avions et, en ce sens, contribue à la réduction de l’impact environnemental des avions.
[0025] Dans certains modes de réalisation, la première surface principale et la deuxième surface principale de l’âme sont localement parallèles. Une telle propriété se vérifie, en particulier, en tout point de l’âme.
[0026] Dans certains modes de réalisation, l’âme est essentiellement bidimensionnelle. Autrement dit, une épaisseur de l’âme est très faible par rapport à aux deux dimensions d’extension. Toutefois, bien que bidimensionnelle, cela ne lui interdit pas d’être courbée en trois dimensions et donc d’occuper un volume tridimensionnel.
[0027] Dans certains modes de réalisation, l’âme est courbe. Dans un tel cas, au moins une direction d’extension de l’âme est curviligne. Ainsi, l’âme peut être courbée selon une unique direction de courbure ou selon deux directions de courbure différentes.
[0028] Dans certains modes de réalisation, l’armature est fabriquée par fabrication additive de manière monobloc. On obtient ainsi la totalité de l’armature en une seule étape. L’armature est ainsi dépourvue d’interface d’assemblage.
[0029] Dans certains modes de réalisation, l’armature comprend plusieurs sous- ensembles distincts fabriqués par fabrication additive et assemblés ensemble. Un tel assemblage peut notamment se faire par serrage, vissage et/ou collage. Une telle option est tout particulièrement utile lorsque l’armature est de grande taille.
[0030] Dans certains modes de réalisation, deux directions d’extension des barreaux sont orthogonales dans le référentiel de l’armature, c’est-à-dire dans le référentiel de l’âme. Une telle configuration permet d’augmenter ainsi la tenue mécanique de l’ensemble.
[0031] Dans certains modes de réalisation, au moins une direction d’extension des barreaux est parallèle à une direction de courbure de l’âme. Une telle configuration permet d’augmenter ainsi la tenue en flexion.
[0032] Dans certains modes de réalisation, l’armature s’étend le long d’au moins 80% de la bordure de l’âme, notamment le long d’au moins 90% de la bordure de l’âme, en particulier le long de toute la bordure de l’âme. En particulier, toute ou partie des cellules de l’armature sont ainsi fermées latéralement. Ceci permet de rigidifier la bordure du panneau et d’isoler les blocs de matériau de remplissage de l’extérieur, notamment contre l’humidité et les particules étrangères. De plus, ceci permet de réaliser une bordure obtenue également par fabrication additive, dans la continuité de la fabrication d’au moins une des armatures formant un bord final du panneau composite nécessitant une finition.
[0033] Dans certains modes de réalisation, la première surface principale, respectivement la deuxième surface principale, de l’armature est pleine. Une telle configuration permet d’offrir ainsi des surfaces d’appui rigides, facilitant notamment le drapage des peaux.
[0034] Dans certains modes de réalisation, au moins une surface périphérique de l’armature est pleine. Une telle configuration permet d’isoler l’intérieur de l’armature de l’humidité et des particules étrangères. En particulier, ceci rend superflu l’injection d’un matériau de densification.
[0035] Dans certains modes de réalisation, au moins une portion de l’armature est d’une épaisseur supérieure à une épaisseur d’au moins une autre portion de l’armature. On peut ainsi facilement créer des variations d’épaisseur pour le panneau composite.
[0036] Dans certains modes de réalisation, au moins une portion de l’armature possède une structure alvéolaire. Une telle portion de l’armature comprend ainsi au moins 20%, de préférence au moins 50%, de préférence encore 90%, de vide. Une telle configuration permet de limiter ainsi la masse de l’armature et donc de l’âme. [0037] Dans certains modes de réalisation, au moins une portion de l’armature possède une structure pleine. Une telle portion bénéficie ainsi d’une rigidité renforcée. De plus, il est possible d’usiner facilement une telle portion pleine, ce qui peut être utile pour mettre en place des inserts et/ou d’autres accessoires.
[0038] Dans certains modes de réalisation, l’armature comporte au moins une niche configurée pour recevoir un insert. Une telle niche étant formée au moment même de la fabrication additive, aucun usinage ultérieur n’est nécessaire.
[0039] Dans certains modes de réalisation, il est même possible de fabriquer l’armature, ou le sous-ensemble concerné de l’armature, autour d’un tel insert, intégrant ainsi l’insert dès l’étape de fabrication additive.
[0040] Dans certains modes de réalisation, au moins un barreau de l’armature possède au moins trois branches distinctes. Une telle configuration permet d’obtenir des architectures finales plus complexes, comportant plusieurs branches s’étendant dans plusieurs directions, chaque branche formant un panneau composite avec une âme et deux peaux.
[0041] Dans certains modes de réalisation, l’armature peut être réalisée en matériau polymère.
[0042] Dans certains modes de réalisation, le matériau de remplissage comprend au moins 20% de vide, de préférence au moins 50% de vide, de préférence encore au moins 90% de vide. Une telle configuration permet de limiter ainsi la masse du matériau de remplissage.
[0043] Dans certains modes de réalisation, dans lequel le matériau de remplissage est une mousse et/ou une structure en nid d’abeille.
[0044] Dans certains modes de réalisation, la première peau, respectivement la deuxième peau couvre au moins 90%, de préférence au moins 95%, de préférence encore au moins 99%, de la première surface principale, respectivement de la deuxième surface principale, de l’âme.
[0045] Dans certains modes de réalisation, au moins une peau comprend une matrice à base thermoplastique ou thermodurcissable.
[0046] Dans certains modes de réalisation, au moins une peau est renforcée avec des fibres, de préférence des fibres de carbone, de verre et/ou d’aramide. De telles fibres peuvent être courtes et/ou longues selon les définitions habituelles du domaine.
[0047] Dans certains modes de réalisation, au moins une peau est une plaque et/ou une nappe, de préférence une nappe préimprégnée.
[0048] Dans certains modes de réalisation, un film de colle est présent entre la première peau et l’âme et/ou entre la deuxième peau et l’âme.
[0049] Le présent exposé concerne également un siège, en particulier siège d’aéronef, comprenant au moins un panneau composite selon l’un quelconque des modes de réalisation précédents.
[0050] Le présent exposé concerne également un procédé de fabrication d’un panneau composite, comprenant au moins: une étape de fabrication, au cours de laquelle au moins une armature est réalisée par une technique de fabrication additive, notamment l’armature comportant une pluralité de barreaux s’étendant dans au moins une direction d’extension, en particulier au moins deux directions différentes, dans le référentiel de l’armature de manière à délimiter des cellules, une étape de fourniture d'un matériau de remplissage, au cours de laquelle au moins un bloc de matériau de remplissage est mis en place dans au moins une cellule de l'armature, de manière à obtenir une âme, et une étape de drapage, au cours de laquelle au moins une première peau est drapée sur une première surface principale de l’âme, et/ou au moins une deuxième peau est drapée sur une deuxième surface principale de l’âme.
[0051] Un tel procédé de fabrication permet ainsi d’obtenir un panneau composite selon l’exposé, et bénéficie donc de tous les avantages exposés ci-avant.
[0052] Dans certains modes de réalisation, le procédé de fabrication comprend en outre, avant l’étape de fourniture d’un matériau de remplissage, une étape de découpage du matériau de remplissage. Le matériau de remplissage peut ainsi être fourni commercialement dans des dimensions standards puis découpé aux dimensions des cellules de l’armature.
[0053] Dans certains modes de réalisation, le procédé de fabrication comprend en outre, avant l’étape de drapage, une étape de pose d’un film de colle sur la peau. Un tel film de colle peut être fourni commercialement dans des dimensions standards puis découpé aux dimensions de l’âme.
[0054] Dans certains modes de réalisation, le procédé de fabrication comprend en outre, après l’étape de pose d’un film de colle et avant l’étape de drapage, une étape de pré-collage, au cours de laquelle la peau équipée du film de colle subit un cycle de cuisson. Une telle étape de pré-collage peut être réalisée sous vide. Elle permet de consolider le film de colle sur la peau avant son collage final sur l’âme. Une telle étape de pré-collage est tout particulièrement adaptée lorsque la peau est une plaque.
[0055] Dans certains modes de réalisation, l’étape de drapage est manuelle ou automatisée.
[0056] Dans certains modes de réalisation, le procédé de fabrication comprend en outre, après au moins l’étape de drapage, une étape de cuisson de l’âme équipé d’au moins une peau, de préférence des deux peaux. L’étape de cuisson peut être réalisée sous vide. Elle permet de consolider la peau sur l’âme et donc de consolider et d’obtenir le panneau composite final.
[0057] Dans certains modes de réalisation, l’étape de cuisson est réalisée en étuve, sous presse ou en autoclave.
[0058] Dans certains modes de réalisation, une tôle de formage est rapportée contre au moins une peau au cours de l’étape de cuisson. Ceci permet de maintenir la position et la forme de la peau au cours de l’étape de cuisson. Une telle option est tout particulièrement utile lorsque la peau est souple et risque de se déformer au cours de la cuisson, par exemple lorsque la peau est une nappe. Toutefois, la peau étant alors bloquée entre la tôle de formage et l’armature rigide de l’âme, un outillage de mise en forme plus complexe, tel qu’un moule de forme, n’est pas nécessaire.
[0059] Dans certains modes de réalisation, aucun outillage de mise en forme n’est utilisé au cours de l’étape de cuisson.
[0060] Le présent panneau composite s’inscrit dans les travaux de recherche et de développement soutenus portant sur l’allègement des aéronefs, notamment par les matériaux employés et les équipements embarqués allégés. De tels efforts de recherche technologique contribuent à améliorer de manière très significative les performances environnementales des aéronefs.
Brève description des dessins
[0061] La présente invention sera mieux comprise et les caractéristiques et avantages précités apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit, comprenant des exemples de réalisation du panneau composite, du siège et du procédé de fabrication d’un panneau composite, présentés en tant qu’exemples non limitatifs, qui pourront servir à compléter la compréhension de la présente invention et l’exposé de sa réalisation et, le cas échéant, contribuer à sa définition. Cette description détaillée fait référence aux figures annexées, sur lesquelles :
[Fig. 1] La figure 1 est une vue en coupe d’un premier exemple d’un panneau composite selon l’invention ;
[Fig. 2] La figure 2 est une vue de face de l’âme du premier exemple de panneau composite selon l’invention ;
[Fig. 3] La figure 3 est une vue en coupe d’un deuxième exemple de panneau composite selon l’invention ; [Fig. 4] La figure 4 est une vue en coupe partielle d’un troisième exemple de panneau composite selon l’invention ;
[Fig. 5] La figure 5 est une vue en perspective d’une armature, notamment d’un siège d’aéronef, selon l’invention ;
[Fig. 6] La figure 6 est une vue en perspective d’une âme, notamment d’un siège d’aéronef, selon l’invention ;
[Fig. 7] La figure 7 est une vue en perspective d’un équipement intérieur, notamment d’un siège d’aéronef, selon l’invention.
[Fig. 8] La figure 8 est une vue en perspective de l’équipement de la figure 7 équipé des bordures selon l’invention ;
[Fig. 9] La figure 9 est une vue en coupe partielle d’une bordure de panneau composite selon l’invention ; et
[Fig. 10a] [Fig. 10b] [Fig. 10c] Les figures 10a à 10c sont des vues en coupe partielle de différents modes de maintien d’un matériau de remplissage du panneau composite selon l’invention.
[0062] Les figures annexées sont schématiques et visent avant tout à illustrer les principes de l’exposé.
[0063] Sur les figures, des éléments ou parties d’élément identiques sont repérés par les mêmes signes de référence. En outre, des éléments ou parties d'élément appartenant à des exemples de réalisation différents, mais ayant une fonction analogue, sont repérés sur les figures par des références numériques incrémentées de 100, 200, etc.
Description des modes de réalisation
[0064] Afin de rendre plus concret l’exposé, des exemples de panneaux composites et de sièges d’aéronefs sont décrits en détail ci-après, en référence aux figures annexés. Il est rappelé que l'invention ne se limite pas à de tels exemples.
[0065] La figure 1 une vue en coupe d’un premier exemple de panneau composite 1 . Le panneau composite 1 comprend une âme 10 et deux peaux 30a, 30b, notamment une première peau 30a et une deuxième peau 30b, rapportées de chaque côté de l’âme 10. Ainsi, les deux peaux 30a, 30b sont rapportées contre les deux faces principales 11a, 11 b, notamment une première face principale 11 a et une deuxième face principale 11 b, de l’âme 10. [0066] Au moins un film de colle 40a, 40b, prévu entre l’âme 10 et les peaux 30a, 30b, permet de maintenir les peaux 30a, 30b sur l’âme 10.
[0067] L’âme 10 est également visible sur la figure 2 en tant que vue de face de l’âme 10 du premier exemple de panneau composite 1 .
[0068] L’âme 10 comprend une armature 12 comportant une pluralité de barreaux 13 s’étendant dans au moins une direction, notamment au moins deux directions distinctes, en particulier au moins deux directions orthogonales, selon l’exemple de réalisation de la figure 2.
[0069] Les barreaux 13 se croisent de manière à former des cellules 14, notamment des cellules 14 rectangulaires selon l’exemple de réalisation de la figure 2.
[0070] En particulier, l’armature 12 court tout le long d’une bordure de l’âme 10. Selon un tel agencement, les cellules 14 de l’âme 10 ne sont donc pas ouvertes latéralement sur l’extérieur.
[0071] Selon un exemple de réalisation de l’invention, l’armature 12 est réalisée par fabrication additive, notamment en polycarbonate (PC), en polyétherimide (PEI), en poly(sulfure de phénylène) (PPS), en polyéthersulfone (PESU) et/ou en polyphénylsulfone (PPSU).
[0072] Alternativement, l’armature 12 peut éventuellement être réalisée en plusieurs sous-ensembles par fabrication additive assemblés après fabrication.
[0073] Toutes les surfaces externes des barreaux 13 peuvent être pleines, c’est-à- dire dépourvues d’orifices, d’alvéoles et/ou encore de porosités. Par exemple, des surfaces principales 15a, 15b de l’armature 12 et des surfaces périphériques 16 de l’armature 12 sont pleines.
[0074] Alternativement, les barreaux 13 sont dépourvues de surfaces externes.
[0075] Par ailleurs, l’armature 12 comprend une structure extérieure constituée de surfaces principales 15a, 15b, en contact avec les peaux 30a, 30b, et de surfaces périphériques 16. Avantageusement, les surfaces principales 15a, 15b et les surfaces périphériques 16 de l’armature 12 sont pleines, c’est-à-dire dépourvues d’orifices, d’alvéoles et/ou encore de porosités.
[0076] Les barreaux 13 de l’armature 12 peuvent être de structures extérieures pleines. Ainsi, les barreaux 13 de l’armature 12 sont dépourvues d’orifices, d’alvéoles et/ou encore de porosités sur leurs surfaces extérieures.
[0077] De plus, l’armature 12 comprend une structure extérieure et une structure interne. [0078] La structure interne de l’armature 12 peut être ajourée. A cet effet, les barreaux 13 de l’armature 12 peuvent être de structures intérieures alvéolées.
[0079] Ainsi, au moins une portion de l’armature 12, notamment les barreaux 13, peut comprendre une structure alvéolaire 17, telles des alvéoles internes 17. La structure alvéolaire 17 est susceptible d’être directement formée au cours de la fabrication additive.
[0080] Le volume de la structure alvéolaire 17 représente au moins 20%, en particulier 100% du volume total des barreaux 13 concernés.
[0081] Alternativement, l’armature 12, notamment les barreaux 13, peut ne pas comprendre de structure alvéolaire 17. Dans une telles configuration, le volume de la structure alvéolaire 17 représente 0% du volume total des barreaux 13 concernés. [0082] La structure alvéolaire 17 est directement formée au cours de la fabrication additive. La structure alvéolaire 17 peut donc être réalisée selon différentes géométries disponibles.
[0083] L’âme 10 comprend également un matériau de remplissage 20, en particulier une structure en nid d’abeille, par exemple réalisé en fibre synthétique, telle qu’un papier aramide imprégné de résine phénolique.
[0084] Le matériau de remplissage 20 peut prendre la forme de blocs remplissant le volume des cellules 14. Une épaisseur du matériau de remplissage 20 est, notamment au plus égal à une épaisseur des barreaux 13 formant la cellule 14 concernée.
[0085] Un exemple de procédé de fabrication d’un tel panneau composite 1 va maintenant être décrit.
[0086] Au cours d’une première étape, l’armature 12 est réalisée par fabrication additive. En particulier, chaque barreau 13 peut être séparément fabriqué par fabrication additive. Par suite, au cours d’une étape optionnelle, les barreaux 13 peuvent être assemblés entre eux, notamment par serrage, vissage et/ou collage, afin de constituer l’armature 12.
[0087] Ensuite, le matériau de remplissage 20 est fourni, par exemple une structure en nid d’abeille, est découpé en plusieurs blocs selon les dimensions de toute ou partie des cellules 14 et est installé respectivement dans la cellule 14 concernée. [0088] Ensuite, deux plaques, en particulier deux plaques composites thermoplastiques consolidées, formant les peaux 30a, 30b sont fournies et recouvrent les deux faces principales 11a, 11 b de l’âme 10. [0089] Ensuite, les films de colle 40a, 40b, notamment deux plis de colle, sont découpés aux dimensions de l’âme 10, et posés sur une surface interne de chacune des plaques formant les peaux 30a, 30b.
[0090] Ensuite, un premier cycle de cuisson est réalisé afin de pré-encoller les films de colle 40a, 40b respectivement sur la plaque correspondante formant les peaux 30a, 30b. Le premier cycle de cuisson est réalisé, via un cycle d’étuvage sous vide.
[0091] Ensuite, les deux plaques formant les peaux 30a, 30b, équipées respectivement de films de colle 40a, 40b préencollés, sont drapées, manuellement ou automatiquement, sur chaque face principale 11a, 11 b de l’âme 10.
[0092] Ensuite, un deuxième cycle de cuisson est réalisé afin de consolider l’ensemble ainsi formé. Le deuxième cycle de cuisson est réalisé sous vide, en étuve, sous presse, ou en autoclave.
[0093] Puisque les plaques formant les peaux 30a, 30b sont appliquées de manière stable contre les surfaces principales 15a, 15b, en particulier pleines, de l’armature 12, aucun outillage de mise en forme n’est requis durant cette étape de cuisson. Le panneau composite 1 de la figure 1 est ainsi alors obtenu.
[0094] Selon un exemple alternatif, les peaux 30a, 30b ne sont pas des plaques mais des nappes pré-imprégnées. Dans un tel cas, le procédé de fabrication peut être adapté comme suit.
[0095] Les étapes de fabrication de l’armature 12, de découpage et d’installation du matériau de remplissage 20 restent inchangées.
[0096] Ensuite, deux nappes pré-imprégnées sont fournies et découpées aux dimensions de l’âme 10. Les deux nappes peuvent alors être directement drapées sur l’âme 10, sans étape de pré-collage préalable. Le drapage peut être manuel ou automatisé.
[0097] Ensuite, un cycle de cuisson analogue au premier exemple de cuisson décrit précédemment est réalisé afin de consolider l’ensemble ainsi formé.
[0098] Toutefois, dans un tel cas, une tôle de formage peut être rapportée temporairement contre une surface libre de chaque nappe, afin d’assurer une tenue et un positionnement des nappes durant la cuisson.
[0099] Une fois l’étape de cuisson terminée, on peut retirer la tôle de formage. Le panneau composite 1 de la figure 1 est alors ainsi obtenu.
[0100] La figure 3 est une vue en coupe d’un deuxième exemple de panneau composite 101 selon l’invention. [0101] Le panneau composite 101 comprend des caractéristiques additionnelles par rapport au premier exemple décrit en relation avec les figures 1 et 2.
[0102] La structure de base du panneau composite 101 reste toutefois identique à celle du premier exemple. Ainsi, le panneau composite 101 comprend une âme 110, comportant une armature 112, notamment réalisée par fabrication additive, et un matériau de remplissage 120, et deux peaux 130a, 130b rapportées de chaque côté de l’âme 110 à l’aide d’au moins un film de colle 140a, 140b.
[0103] En revanche, dans le deuxième exemple, au moins un barreau 113 de l’armature 112 est plein et non plus alvéolé. Le barreau 113 plein forme alors un renfort pour le panneau composite 101 .
[0104] Par exemple, plusieurs barreaux 113 pleins peuvent être prévus au niveau de la bordure du panneau composite 101 , tel que présenté notamment sur la figure 3.
[0105] De plus, au moins un barreau 113 comprend une portion pleine 118 dans laquelle est aménagée au moins une niche 119, dans laquelle est susceptible d’être intégré au moins un insert 150. Un tel insert 150 peut notamment être un insert de fixation, apte à permettre une fixation d’éléments rapportés sur le panneau composite final 101 .
[0106] De plus, au moins une portion de l’armature 112, notamment au moins un barreau 113, possède une épaisseur supérieure à une épaisseur d’au moins une portion de l’armature 112, notamment un autre barreau 113, de l’armature 112. Une telle épaisseur supérieure permet de faire varier l’épaisseur du panneau composite 101. En particulier, de tels barreaux 113 d’épaisseur supérieure peuvent faire saillie sur les peaux 130a, 130b. Les barreaux 113 d’épaisseur supérieure peuvent notamment être prévus au niveau de la bordure du panneau composite 101 , tel que présenté notamment sur la figure 3.
[0107] La figure 4 est une vue en coupe partielle d’un troisième exemple de panneau composite 201 selon l’invention.
[0108] La structure de base du panneau composite 201 reste toutefois identique à celle du premier exemple. Ainsi, le panneau composite 101 comprend une âme 210, comportant une armature, non représentée, notamment réalisée par fabrication additive, et un matériau de remplissage 220, et deux peaux 230a, 230b rapportées de chaque côté de l’âme 210 à l’aide d’au moins un film de colle 240a, 240b. [0109] Dans le troisième exemple, l’un des barreaux 213 de l’armature 212 possède, dans un plan transverse à une direction d’extension, trois branches 219a, 219b, 219c, en particulier en contact chacune avec un bloc de matériau de remplissage 220 différent.
[0110] Les figures 5 à 7 illustre des étapes successives d’une fabrication d’un équipement intérieur 301 , notamment d’un aéronef, tel qu’une coque d’un siège d’aéronef.
[0111] Plus spécifiquement, les figures 5, 6 et 7 sont des vues en perspective respectivement d’une armature 312, d’une âme 310 et de l’équipement intérieur 301 , notamment d’un siège d’aéronef, selon l’invention.
[0112] De manière analogue à ce qui a été précédemment présenté, l’armature 312 est tout d’abord fabriquée, en particulier par une technique de fabrication additive. Alternativement, l’armature 312 peut éventuellement être réalisée en plusieurs sous- ensembles fabriqués par une technique de fabrication additive de manière monobloc puis assemblés après fabrication, pour obtenir l’armature 312 complète.
[0113] Comme cela est visible sur la figure 5, l’armature 312 est un agencement tridimensionnel.
[0114] Selon un exemple de réalisation, l’armature 312 peut être constituée d’une structure essentiellement bidimensionnelle ayant été néanmoins courbée pour définir un agencement en trois dimensions.
[0115] Selon l’exemple de réalisation présenté en figure 5, l’armature 312 est courbée, une première fois, autour d’un premier axe de courbure A puis courbée, une deuxième fois, en sens inverse, autour d’un deuxième axe de courbure B. Le premier axe de courbure A et le deuxième axe de courbure B sont en particulier parallèles et peuvent correspondre en pratique à un axe vertical.
[0116] Au moins une partie des barreaux 313 forment des bordures de l’armature 312 et suivent les contours de l’équipement intérieur 301 , telle que la coque du siège d’aéronef.
[0117] Au moins une autre partie des barreaux 313, agencés en interne de l’armature 312, s’étendent selon une première direction d’extension, notamment parallèle au premier axe de courbure A et/ou au deuxième axe de courbure B, et/ou selon une deuxième direction d’extension, notamment perpendiculaire au premier axe de courbure A et/ou au deuxième axe de courbure B dans un référentiel curviligne de l’armature 312. [0118] L’architecture des barreaux 313 ainsi réalisée forme ainsi une pluralité de cellules 314.
[0119] Comme on peut le voir sur la figure 6, un matériau de remplissage 320, notamment sous la forme de blocs de matériau de remplissage, est ensuite installé dans toute ou partie des cellules 314 de l’armature 312, formant ainsi l’âme 310. [0120] Enfin, comme on peut le voir sur la figure 7, une première peau 330a, également dénommée peau avant, et une deuxième peau 330b, également dénommée peau arrière, peuvent être rapportées et solidarisées sur l’âme 310, notamment selon le procédé présenté précédemment, formant ainsi l’équipement intérieur 301 , notamment la coque de siège d’aéronef.
[0121] La figure 8 est une vue en perspective de l’équipement intérieur 301 pourvues d’une bordure 401 . La bordure 401 peut présenter différentes géométries possibles selon une finition attendue.
[0122] Selon l’invention, la bordure 401 est directement réalisée avec l’armature constituant l’âme du panneau composite par une technique de fabrication additive. [0123] La figure 9 est une vue en coupe partielle de la bordure 401 de panneau composite selon l’invention.
[0124] Comme exposé précédemment, l’armature est réalisée par fabrication additive. Selon l’invention, la bordure 401 est également obtenue par fabrication additive, dans la continuité de la fabrication d’au moins une des armatures formant un bord final du panneau composite nécessitant une finition.
[0125] La bordure 401 étant obtenue directement par fabrication additive avec l’armature, les barreaux de l’armature 12 sur les extrémités du panneau composite sont déjà obtenus par fabrication additive avec la bordure 401 formant une géométrie désirée pour la finition attendue.
[0126] Alternativement, les barreaux de l’armature 12 sur les extrémités du panneau composite peuvent être obtenus par fabrication additive avec une forme et une géométrie désirée pour la finition attendue, faisant ainsi office de bordure.
[0127] Une telle disposition permet de remplacer toutes étapes de finition prévues jusqu’à présent, prévoyant notamment une pose de joints et/ou de pièces de finition utilisés pour cette fonction.
[0128] Les figures 10a à 10c sont des vues en coupe partielle de différents modes de maintien du matériau de remplissage 20 du panneau composite 1 . [0129] Selon le mode de maintien présenté en figure 10a, le matériau de remplissage peut être maintenu par serrage entre le barreau de l’armature du panneau composite. A cet effet, le serrage peut être réalisé par un ajustement dimensionnel du matériau de remplissage et des cellules du panneau composite. [0130] Selon le mode de maintien présenté en figure 10b, le matériau de remplissage peut être maintenu par collage sur les barreaux de l’armature du panneau composite. A cet effet, les cellules du panneau composite peuvent comprendre au moins un rebord 501 , notamment obtenu directement par fabrication additive avec les barreaux, destinés à support le matériau de remplissage. Un film et/ou des points de colle 502 sont disposées sur un bord du barreau et/ou sur le rebord 501 , afin d’assurer le maintien du matériau de remplissage.
[0131] Enfin, selon le mode de maintien présenté en figure 10c, le matériau de remplissage peut être maintenu par fixation mécanique sur les barreaux de l’armature du panneau composite. A cet effet, les cellules du panneau composite peuvent comprendre au moins un rebord 501 , notamment obtenu directement par fabrication additive avec les barreaux, destinés à support le matériau de remplissage. Un moyen de fixation 503, tel qu’une vis et/ou une goupille, est à travers matériau de remplissage pour se fixer sur un bord du barreau et/ou sur le rebord 501 , afin d’assurer le maintien du matériau de remplissage.
[0132] Bien que la présente invention ait été décrite en se référant à des exemples de réalisation spécifiques, il est évident que des modifications et des changements peuvent être effectués sans sortir de la portée générale de l'invention, telle que définie par les revendications.
[0133] En particulier, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation illustrés peuvent être combinées dans des modes de réalisation additionnels. Par conséquent, la description et les dessins doivent être considérés dans un sens illustratif plutôt que restrictif.
[0134] Il est également évident que toutes les caractéristiques décrites en référence à un procédé sont transposables, seules ou en combinaison, à un dispositif, et inversement, toutes les caractéristiques décrites en référence à un dispositif sont transposables, seules ou en combinaison, à un procédé.

Claims

Revendications
[Revendication 1] Panneau composite (1 , 101 , 201 , 301 ), comprenant une âme (10, 110, 210, 310), présentant au moins une première surface principale (11 a) et une deuxième surface principale (11 b), opposées l’une à l’autre, une première peau (30a, 130a, 203a), appliquée contre au moins une partie de la première surface principale (11 a) de l’âme (10, 110, 210, 310), et /ou une deuxième peau (30b, 130b, 230b), appliquée contre au moins une partie de la deuxième surface principale (11 b) de l’âme (10, 110, 210, 310), dans lequel l’âme (10, 110, 210, 310) comprend au moins une armature (12, 112, 212, 312) comportant une pluralité de barreaux (13, 113, 213, 313) réalisés par fabrication additive et s’étendant dans au moins deux directions d’extension, et un matériau de remplissage (20, 120, 220, 320), remplissant au moins une cellule (14) de l’armature (12, 112, 212, 312) délimitée par les barreaux (13, 113, 213, 313), et dans lequel au moins une portion de l’armature (12, 112, 212, 312) possède une structure alvéolaire (17).
[Revendication 2] Panneau composite selon la revendication 1 , dans lequel l’âme (310) est courbe.
[Revendication 3] Panneau composite selon la revendication 2, dans lequel au moins une direction d’extension des barreaux (313) est parallèle à une direction de courbure (A, B) de l’âme (310).
[Revendication 4] Panneau composite selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l’armature (12, 112, 212, 312) comprend plusieurs sous- ensembles distincts fabriqués par fabrication additive et assemblés ensemble.
[Revendication 5] Panneau composite selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la première surface principale (11a), respectivement la deuxième surface principale (11 b) de l’armature (12, 112, 212, 312), est pleine.
[Revendication 6] Panneau composite selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel au moins une surface périphérique de l’armature (12, 112, 212, 312) est pleine.
[Revendication 7] Panneau composite selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel au moins une portion de l’armature (112) est d’une épaisseur supérieure à une épaisseur d'au moins une autre portion de l’armature (112).
[Revendication 8] Panneau composite selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel au moins une portion de l’armature (12, 112, 212, 312)) possède une structure pleine.
[Revendication 9] Panneau composite selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l’armature (112) comporte au moins une niche (119) configurée pour recevoir un insert (150).
[Revendication 10] Siège, en particulier siège d’aéronef, comprenant au moins un panneau composite (1 ) selon l’une quelconque des revendications précédentes.
[Revendication 11] Procédé de fabrication d’un panneau composite (1 ), comprenant au moins les étapes suivantes : une étape de fabrication, au cours de laquelle au moins une armature (12) d’une âme (10) est réalisée par une technique de fabrication additive, l’armature (12) comportant une pluralité de barreaux (13) s’étendant dans au moins deux directions d’extension et délimitant au moins une cellule (14) de l’armature (12), au moins une portion de l’armature (12) possédant une structure alvéolaire (17), une étape de fourniture d’un matériau de remplissage (20), au cours de laquelle au moins un bloc de matériau de remplissage (20) est mis en place dans ladite au moins une cellule (14) de l’armature (12), et une étape de drapage, au cours de laquelle au moins une première peau (30a) est drapée sur une première surface principale (11 a) de l’âme (10) et/ou au moins une deuxième peau (30b) est drapée sur une deuxième surface principale (11 b) de l’âme (10).
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