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FR3126340A1 - Panneau acoustique à cavités obliques - Google Patents

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FR3126340A1
FR3126340A1 FR2109018A FR2109018A FR3126340A1 FR 3126340 A1 FR3126340 A1 FR 3126340A1 FR 2109018 A FR2109018 A FR 2109018A FR 2109018 A FR2109018 A FR 2109018A FR 3126340 A1 FR3126340 A1 FR 3126340A1
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Safran Nacelles SAS
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Abstract

L’invention se rapporte à un panneau acoustique (20) comprenant un premier groupe de cavités (31) orientées vers une extrémité avant du panneau (20) et un deuxième groupe de cavités (31B) orientées vers une extrémité arrière du panneau (20). Figure pour l’abrégé : Fig. 3

Description

Panneau acoustique à cavités obliques
L’invention se rapporte au domaine des panneaux acoustiques destinés au secteur aéronautique.
État de la technique antérieure
Un ensemble propulsif d’aéronef conventionnel comprend des panneaux acoustiques, communément appelés « panneaux sandwiches », comprenant deux peaux et une structure alvéolaire enserrée entre celles-ci. La structure alvéolaire est généralement une structure en nid d’abeilles formant des cavités d’absorption acoustique, ou cavités de Helmholtz, permettant d’atténuer le bruit généré par l’ensemble propulsif. A cet effet, la peau destinée à être orientée vers la source du bruit est rendue perméable à l’air, typiquement à l’aide d’orifices traversant cette peau pour pouvoir guider l’air au sein des cavités et absorber ainsi de l’énergie acoustique.
De manière générale, l’épaisseur du panneau détermine la longueur des cavités et par conséquent leur capacité d’atténuation. En particulier, une cavité plus longue permet d’atténuer des ondes de plus grande longueur et donc des fréquences plus basses.
Pour réduire l’encombrement du panneau tout en atténuant des basses fréquences générées par l’ensemble propulsif, il est connu d’incliner les cavités de la manière décrite dans les documents US3821999 et WO92/12854.
Les solutions proposées dans ces documents posent des difficultés pour la fabrication de panneaux contemporains en composite thermodurcissable, qui comprennent généralement des bords en biseau, aussi appelés chanfreins. De tels chanfreins permettent de réunir les deux peaux du panneau de manière à former des retours monolithiques de fermeture du panneau.
La montre un panneau A1 comprenant une peau perforée A2, une peau pleine A3 et une structure alvéolaire A4 formant des cavités A5 inclinées. Le panneau A1 comprend un bord avant A6 et un bord arrière A7 en biseau. Dans cet exemple, les cavités A5 sont orientées vers le bord avant A6 du panneau A1 de sorte que leur axe A8 forme un angle A9 relativement grand avec le bord avant A6 et un angle A10 relativement petit avec le bord arrière A7.
Compte tenu d’un tel angle A10, il existe un risque d’effondrement du panneau A1 au niveau du bord arrière A7 sous l’action de la pression appliquée lors de sa cuisson.
L’invention vise à procurer un panneau acoustique capable d’atténuer des basses fréquences tout en présentant un encombrement réduit.
L’invention a aussi pour but de surmonter les difficultés de fabrication précitées.
Un autre but de l’invention est de de procurer un panneau de masse réduite.
Encore un autre but de l’invention est de réduire le coût de fabrication d’un tel panneau.
A cet effet, l’invention a pour objet un panneau acoustique pour ensemble propulsif d’aéronef, comprenant une première peau, une deuxième peau et une structure alvéolaire formant des cavités d’absorption acoustique qui s’étendent chacune le long d’un axe oblique par rapport à la première peau. Selon l’invention, les cavités sont réparties en plusieurs groupes incluant un premier groupe dans lequel les cavités sont orientées vers une extrémité avant du panneau et un deuxième groupe dans lequel les cavités sont orientées vers une extrémité arrière du panneau.
D’une part, l’inclinaison des cavités leur permet d’avoir une longueur acoustique supérieure à la distance entre la première et la deuxième peau. L’invention permet ainsi de réduire l’encombrement du panneau tout en conservant de bonnes performances acoustiques et, en particulier, d’atténuer des fréquences plus basses pour en encombrement donné par rapport à un panneau conventionnel.
D’autre part, la répartition des cavités en deux groupes d’orientation différente permet de réduire les risques d’effondrement à la fabrication tout en réalisant un panneau avec des bords en biseau. Le panneau ne nécessite par conséquent pas d’installer des moyens de support ou de jonction des peaux au niveau des extrémités avant et arrière du panneau, ou encore des moyens de stabilisation, ce qui permet de réduire la masse et le coût du panneau.
L’invention permet ainsi de procurer un panneau acoustique compatible à la fois avec une géométrie de bords du panneau en biseau et avec des ensembles propulsifs de nouvelles générations, qui peuvent notamment se distinguer d’un ensemble propulsif conventionnel par un diamètre global plus important, une vitesse de rotation de soufflante plus petite et donc des fréquences à atténuer plus basses.
Dans un mode de réalisation, la structure alvéolaire comprend un bloc avant formant les cavités du premier groupe et un bloc arrière formant les cavités du deuxième groupe.
La réalisation de la structure alvéolaire en deux blocs permet de faciliter la fabrication et l’assemblage du panneau.
Bien entendu, la structure alvéolaire peut comprendre plus de deux blocs. Par exemple, la structure alvéolaire peut comprendre les blocs avant et arrière précités ainsi qu’un ou plusieurs blocs intermédiaires s’étendant entre les blocs avant et arrière. Pour autre exemple, la structure alvéolaire peut comprendre les blocs avant et arrière précités formant une première couche ou étage de la structure alvéolaire ainsi qu’un ou plusieurs autres blocs formant une deuxième couche ou étage de la structure alvéolaire.
Dans un mode de réalisation, la structure alvéolaire comprend un bord avant et un bord arrière qui sont chacun en biseau.
De préférence, le bord avant est formé par le bloc avant et le bord arrière est formé par le bloc arrière.
Dans un mode de réalisation, plusieurs desdites cavités du premier groupe débouchent sur le bord avant de la structure alvéolaire et plusieurs desdites cavités du deuxième groupe débouchent sur le bord arrière de la structure alvéolaire.
La deuxième peau comprend de préférence une partie avant recouvrant le bord avant de la structure alvéolaire.
De préférence, la deuxième peau comprend une partie arrière recouvrant le bord arrière de la structure alvéolaire.
La deuxième peau comprend aussi de préférence une partie médiane reliant la partie avant et la partie arrière de la deuxième peau l’une à l’autre et recouvrant une surface de la structure alvéolaire.
Dans un mode de réalisation, la partie avant et la partie arrière de la deuxième peau s’étendent chacune obliquement par rapport à la partie médiane de la deuxième peau de manière à rejoindre la première peau.
Il est préféré que le bord avant et le bord arrière de la structure alvéolaire forment chacun avec la première peau un angle compris entre 30 degrés et 60 degrés, plus préférentiellement entre 40 degrés et 50 degrés, par exemple égal à, ou proche de, 45 degrés.
Bien entendu, dans le cas où la première peau n’est pas plane, cet angle peut être formé avec un plan fictif tangent à la première peau.
Par ailleurs, le bord avant et/ou le bord arrière peuvent être incurvés. Dans ce cas, l’angle précité peut être formé par un plan fictif tangent au bord avant et/ou au bord arrière correspondant.
Dans un mode de réalisation, l’axe de chacune des cavités forme un angle d’inclinaison par rapport à la première peau compris entre 30 degrés et 50 degrés, plus préférentiellement entre 35 degrés et 45 degrés, par exemple égal à, ou proche de, 45 degrés.
Bien entendu, dans le cas où la première peau n’est pas plane, cet axe peut être oblique par rapport à un plan fictif tangent à la première peau.
Dans un mode de réalisation, la première peau et/ou la deuxième peau comprennent un matériau composite à matrice organique.
Plus préférentiellement, le matériau précité est un matériau composite thermodurcissable, c’est-à-dire dont la matrice comprend un polymère thermodurcissable.
Dans un mode de réalisation, la structure alvéolaire comprend un matériau métallique.
Dans un mode de réalisation, le panneau forme une structure cylindrique ou un secteur de structure cylindrique.
Dans un mode de réalisation, le panneau forme au moins une surface plane.
Dans un mode de réalisation, la structure alvéolaire comprend plusieurs étages.
De préférence, chacun des étages de la structure alvéolaire peut comprendre des cavités du premier groupe et des cavités du deuxième groupe.
L’invention concerne aussi un ensemble propulsif pour aéronef, comprenant au moins un panneau tel que défini ci-dessus.
Dans un mode de réalisation, le panneau forme un carter d’une turbomachine de l’ensemble propulsif, ou est fixé sur un tel carter.
Le carter précité peut être un carter de soufflante.
Dans un mode de réalisation, le panneau forme une partie d’une nacelle de l’ensemble propulsif.
Selon un autre aspect, l’invention a aussi pour objet un procédé de fabrication d’un panneau tel que défini ci-dessus.
Dans un mode de réalisation, le procédé comprend une étape d’assemblage du panneau suivie d’une étape de cuisson du panneau.
Dans un mode de réalisation, l’étape d’assemblage comprend une étape de disposition de la structure alvéolaire sur la première peau et une étape de disposition de la deuxième peau sur la structure alvéolaire.
Dans un mode de réalisation, l’étape de disposition de la structure alvéolaire sur la première peau comprend une disposition dudit bloc avant de la structure alvéolaire sur une partie avant de la première peau et une disposition dudit bloc arrière de la structure alvéolaire sur une partie arrière de la première peau, de sorte que le bloc avant et le bloc arrière de la structure alvéolaire soient adjacents l’un par rapport à l’autre.
D’autres avantages et caractéristiques de l’invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée, non limitative, qui suit.
La description détaillée qui suit fait référence aux dessins annexés sur lesquels :
, déjà décrite, est une vue schématique en section transversale d’un panneau comprenant des bords avant et arrière en biseau et des cavités de Helmholtz obliques ;
est une vue schématique en section longitudinale d’un ensemble propulsif d’aéronef équipé de panneaux acoustiques ;
est une vue schématique en section transversale d’un panneau selon un premier mode de réalisation de l’invention, comprenant une structure alvéolaire en deux blocs enserrée entre deux peaux, chacun des blocs comprenant des cavités d’absorption acoustique orientées dans un sens respectif ;
est une vue schématique en section transversale de l’un des blocs du panneau de la ;
est une vue schématique en section transversale d’un panneau selon un deuxième mode de réalisation de l’invention, comprenant une structure alvéolaire en trois blocs enserrée entre deux peaux ;
est une vue schématique en section transversale d’un panneau selon un troisième mode de réalisation de l’invention, comprenant une structure alvéolaire en deux étages enserrée entre deux peaux.
Description détaillée de modes de réalisation
Les figures 2 et suivantes comprennent un référentiel D1, D2 et D3 définissant respectivement une direction longitudinale/axiale, une direction circonférentielle/tangentielle et une direction radiale orthogonales entre elles.
Il est représenté de manière simplifiée sur la un ensemble propulsif 1 pour aéronef comprenant une turbomachine 3 et une nacelle 4 s’étendant autour d’un axe central longitudinal 2. Dans cet exemple, la turbomachine 3 est un turboréacteur à double flux.
Par la suite, les termes « avant » et « arrière » sont considérés selon un sens S1 d’écoulement principal des gaz dans l’ensemble propulsif 1 selon l’axe 2 qui est parallèle à la direction D1.
De manière connue en soi, l’ensemble propulsif 1 comprend, de l’avant vers l’arrière, une entrée d’air 5, une soufflante 6, une veine secondaire 7 délimitée radialement vers l’intérieur par un carénage interne 8 enveloppant un générateur de gaz 9 formé par le turboréacteur 3 et radialement vers l’extérieur par des éléments de la nacelle 4, et une tuyère 10 d’éjection d’un flux primaire sortant du générateur de gaz 9. La tuyère 10 comprend un cône d’éjection 11 et une buse d’éjection 12.
L’invention se rapporte plus spécifiquement à des panneaux acoustiques 20 destinés à équiper un tel ensemble propulsif 1.
Dans cet exemple nullement limitatif, l’ensemble propulsif 1 comprend plusieurs panneaux acoustiques 20 tels que décrits ci-après, représentés en traits forts sur la . Ces panneaux 20 incluent des panneaux 20A formant une paroi interne de l’entrée d’air 5, des panneaux 20B formant une partie du carénage interne 8 et des panneaux 20C délimitant la veine secondaire 7, des panneaux 20D formant une paroi externe du cône d’éjection 11 et des panneaux 20E formant une paroi interne de la buse d’éjection 12.
Dans cet exemple, chacun des panneaux 20A à 20E s’étend circonférentiellement autour de l’axe 2 en formant un secteur d’anneau. Ainsi, notamment, chacun des panneaux 20A s’étend sur un secteur circonférentiel respectif de manière à former ensemble une structure cylindrique d’axe 2. Ce qui vient d’être décrit concernant les panneaux 20A s’applique par analogie aux panneaux 20B à 20E.
Un panneau 20 conforme à un premier mode de réalisation de l’invention est représenté en section sur la , selon un plan de coupe parallèle aux directions D1 et D3.
Le panneau 20 comprend une première peau 21, une deuxième peau 22 et une structure alvéolaire 23 comprenant dans cet exemple un bloc avant 24 et un bloc arrière 25.
En référence à la , le bloc avant 24 présente une surface interne 26, une surface externe 27, une surface avant 28 formant un bord avant de la structure alvéolaire 23 et une surface arrière 29, conférant au bloc avant 24 une section en forme de quadrilatère.
Dans cet exemple, les surfaces 26 à 29 du bloc avant 24 sont, dans la section de la , représentées planes. En particulier, dans cette section, les surfaces 26 et 27 sont représentées parallèles à la direction axiale D1 et la surface arrière 29 est représentée parallèle à la direction radiale D3. Bien entendu, une ou plusieurs de ces surfaces 26 à 29 peuvent présenter une géométrie incurvée, à la fois dans la section de la et/ou dans d’autres sections.
Dans cet exemple, le bloc avant 24 s’étend selon la direction circonférentielle D2 de manière à former un secteur de structure cylindrique.
Le bloc avant 24 comprend des cloisons 30 délimitant des cavités 31 qui s’étendent à la fois radialement et axialement.
Dans cet exemple, certaines de ces cavités 31 débouchent d’une part sur la surface interne 26 et d’autre part sur la surface avant 28, d’autres parmi ces cavités 31 débouchent d’une part sur la surface interne 26 et d’autre part sur la surface externe 27, et d’autres encore parmi ces cavités 31 débouchent d’une part sur la surface arrière 29 et d’autre part sur la surface externe 27.
Chacune des cavités 31 s’étend le long d’un axe 32 oblique par rapport aux surfaces interne 26 et externe 27.
Dans cet exemple, l’axe 32 de chacune des cavités 31 forme avec les surfaces 26 et 27 un angle 33 d’environ 45 degrés.
La surface avant 28 forme quant à elle un angle 34 d’environ 45 degrés par rapport à la surface interne 26 du bloc avant 24, de sorte que le bord avant de la structure alvéolaire 23 soit en biseau.
Il en résulte que, dans cet exemple particulier, l’axe 32 des cavités 31 débouchant sur la surface avant 28 du bloc avant 24 forme avec cette surface avant 28 un angle d’environ 90 degrés, ce qui permet de réduire le risque d’effondrement du panneau 20 au niveau de ce bord avant lors de la cuisson.
Concernant la géométrie des cavités 31, les cloisons 30 sont dans cet exemple configurées de sorte que chacune des cavités 31 présente une section de forme hexagonale, dans un plan normal à l’axe 32. Alternativement, une ou plusieurs des cavités 31 peut comprendre une section de forme triangulaire, carré ou autre. Les cavités 31 peuvent avoir toute autre forme permettant notamment d’éviter le télégraphing.
De manière connue en soi, les cloisons 30 comprennent des encoches (non représentées) de drainage au niveau de la surface externe 27. Dans cet exemple, de telles encoches sont aussi formées au niveau de la surface avant 28 du bloc 24, afin de maximiser la surface acoustique.
En référence à la , le bloc arrière 25 est dans cet exemple symétrique au bloc avant 24, par rapport à un plan transversal parallèle aux directions D2 et D3.
Le bloc arrière 25 présente ainsi une surface interne 26B, une surface externe 27B, une surface arrière 28B formant un bord arrière en biseau de la structure alvéolaire 23, une surface avant 29B et des cavités 31B qui s’étendent également radialement et axialement mais dans un sens opposé par rapport aux cavités 31 du bloc avant 24.
Autrement dit, les cavités 31B du bloc arrière 25 s’étendent chacune le long d’un axe 32B oblique par rapport à l’axe 32 des cavités 31 du bloc avant 24.
La description qui précède relative au bloc avant 24 s’applique par analogie au bloc arrière 25.
Dans cet exemple, les blocs 24 et 25 sont disposés de manière axialement adjacente, de sorte que la surface arrière 29 du bloc avant 24 soit en regard de la surface avant 29B du bloc arrière 25.
La première peau 21, aussi appelée peau interne, est disposée radialement d’un côté de la structure alvéolaire 23 de manière à recouvrir la surface interne 26 du bloc avant 24 et la surface interne 26B du bloc arrière 25.
La peau interne 21 épousant les surfaces internes 26 et 26B de la structure alvéolaire 23, les angles 33 et 34 précités sont également formés respectivement entre l’axe 32 des cavités 31 et la peau interne 21, et entre le bord avant 28 de la structure alvéolaire 23. Il en va de même pour les angles correspondants relatifs au bloc arrière 25 de la structure alvéolaire 23.
Toujours en référence à la , la deuxième peau 22, aussi appelée peau externe, est disposée radialement de l’autre côté de la structure alvéolaire 23 de manière à recouvrir, respectivement de l’avant vers l’arrière, une portion avant de la peau interne 21, le bord avant 28 de la structure alvéolaire 23, la surface externe 27 du bloc avant 24, la surface externe 27B du bloc arrière 25, le bord arrière 28B de la structure alvéolaire 23 et une portion arrière de la peau interne 21.
Le panneau 20 présente ainsi un bord avant en biseau, défini par la surface avant 28 du bloc avant 24 de la structure alvéolaire 23, ainsi qu’un bord arrière en biseau, défini par la surface arrière 28B du bloc arrière 25 de la structure alvéolaire 23.
Dans cet exemple, la peau externe 22 est pleine tandis que la peau interne 21 comprend, sur au moins une partie de sa surface, des ouvertures (non représentés) destinées à guider de l’air dans les cavités 31 et 31B afin d’absorber de l’énergie acoustique.
Les cavités 31 formées par le bloc avant 24 de la structure alvéolaire 23 sont ainsi orientées vers une extrémité avant du panneau 20, tandis que les cavités 31B formés par le bloc arrière 25 de la structure alvéolaire 23 sont orientées vers une extrémité arrière du panneau 20.
Dans l’exemple de la , le panneau 20 présente une épaisseur 50, ou dimension radiale, comprise entre 20 mm et 40 mm et les peaux 21 et 22 présentent chacune une épaisseur comprise entre 0,2 mm et 2 mm, par exemple 1 mm.
Dans cet exemple, les peaux 21 et 22 sont réalisées en matériau composite à matrice thermodurcissable, par exemple en fibre de carbone avec résine époxy, et la structure alvéolaire 23 est formée de clinquants en aluminium. Dans une variante de réalisation, la structure alvéolaire 23 est réalisée à partir d’un matériau organique tel que le matériau connu sous le nom de « Nomex® ». Dans une autre variante de réalisation, la structure alvéolaire 23 est réalisée en composite à matrice organique.
La montre un panneau 20 selon un deuxième mode de réalisation de l’invention, qui se distingue de celui de la en ce que la structure alvéolaire 23 comprend un troisième bloc 40, aussi appelé bloc intermédiaire. Le panneau 20 de la est décrit uniquement selon ses différences par rapport à celui de la , la description ci-dessus relative au premier mode de réalisation s’appliquant par analogie à ce deuxième mode de réalisation.
En référence à la , le bloc intermédiaire 40 s’étend axialement entre le bloc avant 24 et le bloc arrière 25.
Le bloc intermédiaire 40 comprend lui aussi des cavités 31C qui s’étendent chacune le long d’un axe 32C oblique par rapport aux surfaces interne 26C et externe 27C du bloc 40.
Dans cet exemple, les cavités 31C du bloc intermédiaire 40 sont orientées dans un même sens axial que les cavités 31B du bloc arrière 25, c’est-à-dire vers l’arrière du panneau 20, mais selon un angle 33C différent de l’angle 33B correspondant formé par les cavités 31B du bloc arrière 25.
Dans un mode de réalisation alternatif non représenté, les cavités 31C du bloc intermédiaire 40 sont orientées dans un même sens axial que les cavités 31 du bloc avant 24.
Le panneau 20 peut bien entendu comprendre plusieurs blocs intermédiaires similaires au bloc 40 de la .
Une structure alvéolaire 23 comprenant un ou plus blocs intermédiaires 40 permet notamment d’augmenter la dimension axiale du panneau 20.
La montre un panneau 20 selon un troisième mode de réalisation de l’invention, qui se distingue de celui de la en ce que la structure alvéolaire 23 comprend un deuxième étage. Le panneau 20 de la est décrit uniquement selon ses différences par rapport à celui de la , la description ci-dessus relative au premier mode de réalisation s’appliquant par analogie à ce troisième mode de réalisation.
En référence à la , les blocs avant 24 et arrière 25 forment un premier étage et le deuxième étage comprend lui aussi un bloc avant 41 et un bloc arrière 42 disposés sur la surface externe des blocs 24 et 25 du premier étage.
Dans cet exemple, le bloc avant 41 du deuxième étage comprend des cavités 31D orientées parallèlement par rapport aux cavités 31 du bloc avant 24 du premier étage, tandis que le bloc arrière 42 du deuxième étage comprend des cavités 31E orientées parallèlement par rapport aux cavités 31B du bloc arrière 24 du premier étage.
Bien entendu, l’orientation des cavités 31D peut être différente de celle des cavités 31. De même, l’orientation des cavités 31E peut être différente de celle des cavités 31B.
Dans l’exemple de la , la surface arrière 29 du bloc avant 24 du premier étage est axialement décalée par rapport à la surface arrière 29C du bloc avant 41 du deuxième étage et, de manière correspondante, la surface avant 29B du bloc arrière 25 du premier étage est axialement décalée par rapport à la surface avant 29D du bloc arrière 42 deuxième étage. Un tel décalage permet d’améliorer la tenue mécanique de la structure alvéolaire 23.
De manière connue en soi, un septum (non représenté) est de préférence interposé entre les deux étages de la structure alvéolaire 23. Le septum peut comprendre un matériau composite, par exemple en fibres de verre imprégnées de résine époxy micro-perforée, ou un tissu métallique, par exemple en aluminium, ou organique du type polyétheréthercétone.
Les modes de réalisation décrits ci-dessus peuvent être combinés. Par exemple, la structure alvéolaire 23 de la peut comprendre un ou plusieurs blocs intermédiaires disposés axialement entre les blocs 24 et 25 du premier étage et/ou entre les blocs 41 et 42 du deuxième étage.
L’invention n’est pas limitée aux modes de réalisation qui viennent d’être décrits. Par exemple, dans un mode de réalisation non représenté, la peau interne 21 est pleine et la peau externe 22 est pourvue d’orifices.
Par ailleurs, le panneau 20 peut présenter une géométrie différente de celle illustrée aux figures 3 à 6. Par exemple, le bloc avant 24 et le bloc arrière 25 peuvent être asymétriques et/ou former des cavités 31 et/ou 31B ayant un angle différent de celui donné en exemple ci-dessus.

Claims (10)

  1. Panneau acoustique (20) pour ensemble propulsif (1) d’aéronef, comprenant une première peau (21), une deuxième peau (22) et une structure alvéolaire (23) formant des cavités (31, 31B) d’absorption acoustique qui s’étendent chacune le long d’un axe (32, 32B) oblique par rapport à la première peau (21), caractérisé en ce que les cavités (31, 31B) sont réparties en plusieurs groupes incluant un premier groupe dans lequel les cavités (31) sont orientées vers une extrémité avant du panneau (20) et un deuxième groupe dans lequel les cavités (31B) sont orientées vers une extrémité arrière du panneau (20).
  2. Panneau (20) selon la revendication 1, dans lequel la structure alvéolaire (23) comprend un bloc avant (24) formant les cavités (31) du premier groupe et un bloc arrière (25) formant les cavités (31B) du deuxième groupe.
  3. Panneau (20) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la structure alvéolaire (23) comprend un bord avant (28) et un bord arrière (28B) qui sont chacun en biseau.
  4. Panneau (20) selon la revendication 3, dans lequel plusieurs desdites cavités (31) du premier groupe débouchent sur le bord avant (28) de la structure alvéolaire (23) et plusieurs desdites cavités (31B) du deuxième groupe débouchent sur le bord arrière (28B) de la structure alvéolaire (23).
  5. Panneau (20) selon la revendication 3 ou 4, dans lequel la deuxième peau (22) comprend une partie avant recouvrant le bord avant (28) de la structure alvéolaire (23) et une partie arrière recouvrant le bord arrière (28B) de la structure alvéolaire (23).
  6. Panneau (20) selon l’une quelconque des revendications 3 à 5, dans lequel le bord avant (28) et le bord arrière (28B) de la structure alvéolaire (23) forment chacun avec la première peau (21) un angle (34) compris entre 30 degrés et 60 degrés.
  7. Panneau (20) selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel l’axe (32, 32B) de chacune des cavités (31, 31B) forme un angle (33) d’inclinaison par rapport à la première peau (21) compris entre 30 degrés et 50 degrés.
  8. Panneau (20) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel la première peau (21) et/ou la deuxième peau (22) comprennent un matériau composite à matrice organique et la structure alvéolaire (23) comprend un matériau métallique.
  9. Panneau (20) selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel la structure alvéolaire (23) comprend plusieurs étages comportant chacun des cavités du premier groupe et des cavités du deuxième groupe.
  10. Ensemble propulsif (1) pour aéronef, comprenant au moins un panneau (20, 20A-20E) selon l’une quelconque des revendications 1 à 9.
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3821999A (en) 1972-09-05 1974-07-02 Mc Donnell Douglas Corp Acoustic liner
WO1992012854A1 (fr) 1991-01-22 1992-08-06 Short Brothers Plc Element structurel alveolaire
FR2954281A1 (fr) * 2009-12-22 2011-06-24 Airbus Operations Sas Panneau pour le traitement acoustique a epaisseur evolutive
US20190039745A1 (en) * 2017-08-04 2019-02-07 Hexcel Corporation Angled acoustic honeycomb

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3821999A (en) 1972-09-05 1974-07-02 Mc Donnell Douglas Corp Acoustic liner
WO1992012854A1 (fr) 1991-01-22 1992-08-06 Short Brothers Plc Element structurel alveolaire
FR2954281A1 (fr) * 2009-12-22 2011-06-24 Airbus Operations Sas Panneau pour le traitement acoustique a epaisseur evolutive
US20190039745A1 (en) * 2017-08-04 2019-02-07 Hexcel Corporation Angled acoustic honeycomb

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