FR2983264A1 - Assembly part for assembling composite panels with each other, has plate stiffener comprising longitudinal sides secured with interior surface of wing and extended according to longitudinal direction from part over entire length of wing - Google Patents
Assembly part for assembling composite panels with each other, has plate stiffener comprising longitudinal sides secured with interior surface of wing and extended according to longitudinal direction from part over entire length of wing Download PDFInfo
- Publication number
- FR2983264A1 FR2983264A1 FR1160922A FR1160922A FR2983264A1 FR 2983264 A1 FR2983264 A1 FR 2983264A1 FR 1160922 A FR1160922 A FR 1160922A FR 1160922 A FR1160922 A FR 1160922A FR 2983264 A1 FR2983264 A1 FR 2983264A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- wings
- elements
- wing
- junction zone
- assembly
- 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.)
- Granted
Links
- 239000003351 stiffener Substances 0.000 title abstract 3
- 239000002131 composite material Substances 0.000 title description 10
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 claims description 28
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims description 18
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 claims description 13
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 8
- 239000002952 polymeric resin Substances 0.000 claims description 7
- 229920003002 synthetic resin Polymers 0.000 claims description 6
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 13
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 13
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 12
- 239000003292 glue Substances 0.000 description 11
- 238000000034 method Methods 0.000 description 6
- 239000000463 material Substances 0.000 description 5
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 4
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 4
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 3
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 3
- 238000001125 extrusion Methods 0.000 description 3
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 3
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 3
- 238000004132 cross linking Methods 0.000 description 2
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 2
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 2
- 239000004033 plastic Substances 0.000 description 2
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 description 2
- 229920001187 thermosetting polymer Polymers 0.000 description 2
- 238000001721 transfer moulding Methods 0.000 description 2
- KXGFMDJXCMQABM-UHFFFAOYSA-N 2-methoxy-6-methylphenol Chemical compound [CH]OC1=CC=CC([CH])=C1O KXGFMDJXCMQABM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 244000025254 Cannabis sativa Species 0.000 description 1
- 235000012766 Cannabis sativa ssp. sativa var. sativa Nutrition 0.000 description 1
- 235000012765 Cannabis sativa ssp. sativa var. spontanea Nutrition 0.000 description 1
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 1
- 241000196324 Embryophyta Species 0.000 description 1
- 239000004760 aramid Substances 0.000 description 1
- 229920006231 aramid fiber Polymers 0.000 description 1
- 235000009120 camo Nutrition 0.000 description 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 235000005607 chanvre indien Nutrition 0.000 description 1
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 1
- 239000000470 constituent Substances 0.000 description 1
- 238000007796 conventional method Methods 0.000 description 1
- 238000000151 deposition Methods 0.000 description 1
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 1
- 239000003822 epoxy resin Substances 0.000 description 1
- 239000005007 epoxy-phenolic resin Substances 0.000 description 1
- 239000003365 glass fiber Substances 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 239000011487 hemp Substances 0.000 description 1
- 238000005470 impregnation Methods 0.000 description 1
- 238000001802 infusion Methods 0.000 description 1
- 229910052500 inorganic mineral Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000005304 joining Methods 0.000 description 1
- CNQCVBJFEGMYDW-UHFFFAOYSA-N lawrencium atom Chemical compound [Lr] CNQCVBJFEGMYDW-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000003754 machining Methods 0.000 description 1
- 239000011707 mineral Substances 0.000 description 1
- 229920000620 organic polymer Polymers 0.000 description 1
- 229920001568 phenolic resin Polymers 0.000 description 1
- 229920000647 polyepoxide Polymers 0.000 description 1
- 238000007493 shaping process Methods 0.000 description 1
- 229920001169 thermoplastic Polymers 0.000 description 1
- 229920005992 thermoplastic resin Polymers 0.000 description 1
- 239000004416 thermosoftening plastic Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16B—DEVICES FOR FASTENING OR SECURING CONSTRUCTIONAL ELEMENTS OR MACHINE PARTS TOGETHER, e.g. NAILS, BOLTS, CIRCLIPS, CLAMPS, CLIPS OR WEDGES; JOINTS OR JOINTING
- F16B5/00—Joining sheets or plates, e.g. panels, to one another or to strips or bars parallel to them
- F16B5/02—Joining sheets or plates, e.g. panels, to one another or to strips or bars parallel to them by means of fastening members using screw-thread
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16B—DEVICES FOR FASTENING OR SECURING CONSTRUCTIONAL ELEMENTS OR MACHINE PARTS TOGETHER, e.g. NAILS, BOLTS, CIRCLIPS, CLAMPS, CLIPS OR WEDGES; JOINTS OR JOINTING
- F16B11/00—Connecting constructional elements or machine parts by sticking or pressing them together, e.g. cold pressure welding
- F16B11/006—Connecting constructional elements or machine parts by sticking or pressing them together, e.g. cold pressure welding by gluing
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
- B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
- B29C65/56—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using mechanical means or mechanical connections, e.g. form-fits
- B29C65/562—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using mechanical means or mechanical connections, e.g. form-fits using extra joining elements, i.e. which are not integral with the parts to be joined
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
- B29C66/01—General aspects dealing with the joint area or with the area to be joined
- B29C66/05—Particular design of joint configurations
- B29C66/10—Particular design of joint configurations particular design of the joint cross-sections
- B29C66/11—Joint cross-sections comprising a single joint-segment, i.e. one of the parts to be joined comprising a single joint-segment in the joint cross-section
- B29C66/112—Single lapped joints
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
- B29C66/01—General aspects dealing with the joint area or with the area to be joined
- B29C66/05—Particular design of joint configurations
- B29C66/10—Particular design of joint configurations particular design of the joint cross-sections
- B29C66/11—Joint cross-sections comprising a single joint-segment, i.e. one of the parts to be joined comprising a single joint-segment in the joint cross-section
- B29C66/114—Single butt joints
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
- B29C66/40—General aspects of joining substantially flat articles, e.g. plates, sheets or web-like materials; Making flat seams in tubular or hollow articles; Joining single elements to substantially flat surfaces
- B29C66/41—Joining substantially flat articles ; Making flat seams in tubular or hollow articles
- B29C66/43—Joining a relatively small portion of the surface of said articles
- B29C66/434—Joining substantially flat articles for forming corner connections, fork connections or cross connections
- B29C66/4344—Joining substantially flat articles for forming fork connections, e.g. for making Y-shaped pieces
- B29C66/43441—Joining substantially flat articles for forming fork connections, e.g. for making Y-shaped pieces with two right angles, e.g. for making T-shaped pieces, H-shaped pieces
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
- B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
- B29C66/72—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the structure of the material of the parts to be joined
- B29C66/721—Fibre-reinforced materials
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Connection Of Plates (AREA)
- Standing Axle, Rod, Or Tube Structures Coupled By Welding, Adhesion, Or Deposition (AREA)
Abstract
Description
La présente invention s'inscrit dans le domaine de l'assemblage l'un à l'autre de deux éléments, notamment de deux panneaux. Plus particulièrement, elle concerne une pièce pour l'assemblage d'au moins deux éléments entre eux selon un angle donné. The present invention is in the field of the assembly to one another of two elements, including two panels. More particularly, it relates to a part for assembling at least two elements together at a given angle.
L'assemblage de plusieurs éléments structuraux l'un à l'autre, selon un angle donné, peut être réalisé de diverses manières. Cet assemblage met généralement en oeuvre une pièce dite d'assemblage, telle qu'une cornière ou une équerre de fixation, qui est fixée respectivement à chacun.des éléments par collage, vissage, rivetage, ou par tout autre moyen de fixation classique en lui-même. La figure 1 montre un exemple d'une telle pièce utilisée à l'heure actuelle de façon classique pour l'assemblage de deux panneaux, auxquels elle est fixée par collage. La pièce d'assemblage 100 de l'art antérieur, généralement monobloc, comporte deux ailes 101, 102 reliées l'une à l'autre au niveau d'une zone de jonction 107 par des bords dits longitudinaux respectifs. Les deux ailes 101, 102 forment généralement entre elles un angle d'environ 90 degrés. Chaque aile 101, 102 comporte une face dite extérieure et une face dite intérieure opposée. The assembly of several structural elements to one another at a given angle can be achieved in various ways. This assembly generally employs a so-called assembly part, such as an angle bracket or a fixing bracket, which is respectively fixed to each of the elements by gluing, screwing, riveting, or by any other conventional fastening means in it. -even. Figure 1 shows an example of such a part currently used in a conventional manner for the assembly of two panels, to which it is fixed by gluing. The assembly piece 100 of the prior art, generally one-piece, comprises two flanges 101, 102 connected to one another at a junction zone 107 by respective longitudinal edges. The two wings 101, 102 generally form between them an angle of about 90 degrees. Each wing 101, 102 has a so-called outer face and an opposite inner face.
Chaque face extérieure d'une aile 101, 102 est destinée à se fixer respectivement contre l'un des deux éléments 103, 104 à assembler, classiquement par un joint de colle 105, 106, de sorte à réaliser et/ou consolider l'assemblage des éléments 103, 104 l'un à l'autre, dans une configuration dans laquelle ces éléments s'étendent sensiblement perpendiculairement l'un par rapport à l'autre. La fixation peut autrement être réalisée par vissage, rivetage ou autre, de chaque aile 101, 102 sur l'élément 103, 104 associé. Les assemblages mettant en oeuvre de telles pièces 100 de l'art antérieur présentent cependant une raideur et une résistance mécanique faible aux efforts exercés sur eux. En outre, dans le cas d'une fixation par collage de la pièce d'assemblage aux éléments à assembler, selon les sollicitations auxquelles est soumis l'ensemble ainsi formé, on observe que les contraintes subies par les joints de colle disposés à l'interface d'une aile et de l'élément associé sont inégales, et plus importantes dans les parties d'extrémité des joints de colle qu'en leur centre. Ces pics de contrainte en partie périphérique des joints de colle peuvent s'avérer pénalisants lorsque l'ensemble est soumis à des efforts importants, car l'assemblage est alors susceptible de se désolidariser, ou de ne pas être maintenu selon l'angle souhaité. La présente invention a pour objectif de résoudre tout ou partie des inconvénients des pièces d'assemblage proposées par l'art antérieur, notamment à ceux exposés ci-avant, en proposant une telle pièce qui confère à l'assemblage au sein duquel elle est intégrée une résistance mécanique importante, notamment lorsque cette pièce est fixée par collage aux éléments qu'elle vise à assembler. Each outer face of a wing 101, 102 is intended to be fixed respectively against one of the two elements 103, 104 to be assembled, conventionally by an adhesive joint 105, 106, so as to make and / or consolidate the assembly elements 103, 104 to each other, in a configuration in which these elements extend substantially perpendicularly with respect to each other. The attachment may otherwise be made by screwing, riveting or otherwise, each wing 101, 102 on the element 103, 104 associated. Assemblies employing such pieces 100 of the prior art, however, have a stiffness and a low mechanical resistance to the forces exerted on them. In addition, in the case of an adhesive bonding of the assembly part to the elements to be assembled, according to the stresses to which the assembly thus formed is subjected, it is observed that the stresses to the glue joints arranged at the The interface of a wing and the associated element are unequal, and more important in the end portions of the glue joints than in their center. These stress peaks at the peripheral portion of the glue joints can be disadvantageous when the assembly is subjected to significant forces, because the assembly is then likely to separate, or not to be maintained at the desired angle. The present invention aims to solve all or part of the disadvantages of assembly parts proposed by the prior art, including those described above, by providing such a part that gives the assembly in which it is integrated a significant mechanical strength, especially when this piece is fixed by gluing to the elements it is intended to assemble.
Ainsi, selon un premier aspect, la présente invention concerne une pièce pour l'assemblage de deux éléments entre eux, selon un angle a donné. Cette pièce comporte deux ailes reliées l'une à l'autre par une zone de jonction, à laquelle elles sont reliées par des bords dits longitudinaux respectifs. Ces ailes forment l'une avec l'autre un angle non nul, sensiblement égal à l'angle a. Chacune des ailes comporte une face dite extérieure destinée à se disposer en vis-à-vis respectivement d'un des éléments à assembler, et une face dite intérieure opposée. Cette pièce se caractérise en ce qu'elle comporte une plaque de renfort rigide comportant deux bords longitudinaux opposés solidaires chacun respectivement d'une face intérieure d'une des ailes et s'étendant selon la direction longitudinale de la pièce, sensiblement sur toute la longueur d'au moins une desdites ailes. La longueur de la pièce se mesure selon une direction longitudinale de la pièce, définie par les bords dits longitudinaux des ailes. Le terme « solidaires », tel qu'il est utilisé dans la présente description, exprime en outre une relation de la plaque de renfort et de chacune des ailes sans degré de liberté les unes par rapport aux autres. Thus, according to a first aspect, the present invention relates to a part for assembling two elements together, at an angle α. This part comprises two wings connected to one another by a junction zone, to which they are connected by respective longitudinal edges. These wings form with each other a non-zero angle, substantially equal to the angle a. Each of the wings has a so-called outer face intended to be disposed vis-a-vis respectively of one of the elements to be assembled, and an opposite inner face. This piece is characterized in that it comprises a rigid reinforcing plate having two opposite longitudinal edges each secured respectively to an inner face of one of the wings and extending in the longitudinal direction of the part, substantially over the entire length. at least one of said wings. The length of the piece is measured along a longitudinal direction of the piece, defined by the so-called longitudinal edges of the wings. The term "solidaires", as used in the present description, further expresses a relationship of the reinforcing plate and each of the wings with no degree of freedom relative to each other.
La plaque de renfort, qui s'étend sensiblement sur toute la longueur de la pièce, entre les deux ailes, rigidifie cette dernière, qui plus est sur toute sa longueur, si bien que lorsque la pièce est fixée aux éléments à assembler, la résistance mécanique aux efforts de l'assemblage obtenu est avantageusement accrue par rapport aux pièces de l'art antérieur. La pièce selon l'invention peut être fixée à chacun des deux éléments par collage, visage, rivetage et/ou par tout autre type de fixations connu par l'homme du métier. En particulier, dans le cas où la pièce est fixée aux éléments à assembler par collage, le flux d'effort étant principalement transmis par la plaque de renfort, les joints de colle se trouvent plus chargés dans la zone centrale. Il en résulte une diminution des pics de contrainte dans la partie périphérique des joints de colle à l'interface de chaque aile et de l'élément associé. Les contraintes sont mieux réparties dans l'ensemble du joint de colle, et l'assemblage est avantageusement plus résistant aux sollicitations. Par rapport aux pièces d'assemblage proposées par l'art antérieur, en particulier telle qu'illustrée sur la figure 1 décrite ci-avant, lors de la mise en oeuvre de la pièce selon l'invention pour l'assemblage de deux éléments, le facteur de baisse du pic de contrainte vu par le joint de colle à l'interface de chacune des ailes et de l'élément associé, dans sa partie périphérique, est compris, en fonction des sollicitations, entre 2 et 3. Suivant des modes de réalisation préférés, l'invention répond en outre aux caractéristiques suivantes, mises en oeuvre séparément ou en chacune de leurs combinaisons techniquement opérantes. The reinforcing plate, which extends substantially over the entire length of the part, between the two wings, stiffens the latter, moreover over its entire length, so that when the part is attached to the elements to be assembled, the resistance Mechanics to the efforts of the assembly obtained is advantageously increased compared to the parts of the prior art. The piece according to the invention can be attached to each of the two elements by gluing, face, riveting and / or by any other type of fasteners known to those skilled in the art. In particular, in the case where the part is fixed to the elements to be assembled by gluing, the force flow being mainly transmitted by the reinforcing plate, the glue joints are more loaded in the central zone. This results in a reduction in stress peaks in the peripheral portion of the glue joints at the interface of each wing and the associated element. The stresses are better distributed throughout the glue joint, and the assembly is advantageously more resistant to stress. With respect to the assembly parts proposed by the prior art, in particular as illustrated in FIG. 1 described above, during the implementation of the part according to the invention for assembling two elements, the drop factor of the stress peak seen by the glue joint at the interface of each of the wings and the associated element, in its peripheral part, is included, depending on the stresses, between 2 and 3. According to the modes preferred embodiment, the invention furthermore meets the following characteristics, implemented separately or in each of their technically operating combinations.
Dans des modes de réalisation préférés de l'invention, chacune des faces intérieures des ailes de la pièce comporte une partie dite centrale, disposée entre la zone de jonction et un bord longitudinal de l'aile opposé. La plaque de renfort s'étend entre les parties centrales de chacune des faces intérieures des ailes, ce qui favorise encore avantageusement la répartition du flux d'effort vers la zone centrale des joints de colle fixant la pièce aux éléments à assembler. In preferred embodiments of the invention, each of the inner faces of the wings of the part comprises a so-called central portion disposed between the junction zone and a longitudinal edge of the opposite wing. The reinforcing plate extends between the central portions of each of the inner faces of the wings, which further advantageously promotes the distribution of the force flow to the central area of the glue joints fixing the workpiece to the elements to be assembled.
Selon une caractéristique avantageuse de l'invention, la plaque de renfort comporte une encoche ménagée sur un de ses bords transversaux, et de préférence deux encoches ménagées respectivement sur chacun de deux bords transversaux opposés. According to an advantageous characteristic of the invention, the reinforcing plate comprises a notch formed on one of its transverse edges, and preferably two notches respectively formed on each of two opposite transverse edges.
Préférentiellement, la pièce comporte en outre une échancrure ménagée, au niveau de la zone de jonction des deux ailes, sur un bord transversal de ladite zone de jonction, et de préférence deux échancrures ménagées, au niveau de la zone de jonction, respectivement sur chacun de bords transversaux opposés de ladite zone de jonction. Preferably, the piece further comprises a notch formed at the junction zone of the two wings, on a transverse edge of said junction zone, and preferably two notches provided at the junction zone, respectively on each opposite transverse edges of said junction zone.
De tels modes de réalisation s'avèrent notamment tout à fait avantageux, en ce qu'ils permettent, dans le cas d'un assemblage collé, de diminuer, localement aux extrémités, la rigidité de la pièce d'assemblage de manière à ce que le pic de contrainte vu par le joint de colle à l'interface de chacune des ailes et de l'élément associé soit, selon les sollicitations, entre 2 et 4 fois moins important que dans le cas des pièces d'assemblage proposées par l'art antérieur. Dans des modes de réalisation particuliers, les deux ailes de la pièce d'assemblage selon l'invention forment l'une avec l'autre un angle compris entre 45 degrés et 135 degrés, préférentiellement un angle d'environ 90 degrés, qui correspond à la configuration la plus fréquente dans laquelle les éléments doivent être assemblés sensiblement perpendiculairement l'un par rapport à l'autre. La pièce présente par exemple, en section transversale, une forme en « L », dont les deux branches sont reliées l'une à l'autre par la plaque de renfort. Such embodiments are particularly advantageous, in that they allow, in the case of a bonded assembly, to reduce, locally at the ends, the rigidity of the assembly part so that the stress peak seen by the adhesive joint at the interface of each of the wings and the associated element is, according to the stresses, between 2 and 4 times less than in the case of the assembly parts proposed by the prior art. In particular embodiments, the two wings of the assembly part according to the invention form with each other an angle of between 45 degrees and 135 degrees, preferably an angle of about 90 degrees, which corresponds to the most common configuration in which the elements must be assembled substantially perpendicular to each other. The piece has, for example, in cross section, an "L" shape, the two branches of which are connected to one another by the reinforcing plate.
Dans des modes de réalisation particuliers de l'invention, la zone de jonction des ailes peut présenter un angle vif ou un profil courbe, si bien qu'elle ne constitue pas une entrave à l'assemblage des éléments l'un à l'autre. Dans d'autres variantes de l'invention, la zone de jonction est formée par une plaque solidaire de chacune des ailes, qui peut être plane et s'étendre d'une aile à l'autre sensiblement sur toute la longueur d'au moins une des ailes. Dans un tel mode de réalisation, la zone de jonction est par exemple solidaire des deux ailes par chacun de bords longitudinaux opposés qu'elle comporte. Cette caractéristique permet avantageusement à la pièce de s'adapter aisément à diverses configurations d'assemblage, notamment lorsque les zones d'interface respectives des ailes et des éléments à assembler sont éloignées les unes des autres. Chacune des deux ailes forme alors un angle donné avec la plaque formant la zone de jonction, cet angle pouvant être identique ou différent pour les deux ailes. La plaque formant la zone de jonction est de préférence, mais non limitativement, inscrite dans un plan parallèle au plan défini par la plaque de renfort. Préférentiellement, en vue d'une fixation par vissage ou rivetage aux éléments à assembler, la plaque de renfort comporte en outre des orifices traversants pour le passage de vis de fixation d'une aile à un des éléments à assembler, et de préférence de vis de fixation de chacune des ailes respectivement à un des éléments à assembler. Les ailes sont de même percées d'orifices traversants pour le passage des même vis. La pièce selon l'invention peut être formée aussi bien en monobloc, qu'en une pluralité de parties distinctes qui sont ensuite assemblées l'une à l'autre. Elle peut être constituée en tout matériau présentant une rigidité suffisante pour assurer le maintien de l'assemblage, dans la gamme d'épaisseurs de la pièce souhaitée. En particulier, elle peut être formée en métal ou en une matière plastique. Dans des modes de réalisation particuliers de l'invention, elle est formée en un matériau composite. In particular embodiments of the invention, the junction zone of the wings may have a sharp angle or a curved profile, so that it does not constitute an obstacle to the assembly of the elements to one another. . In other variants of the invention, the junction zone is formed by a plate integral with each of the wings, which may be flat and extend from one wing to the other substantially over the entire length of at least one of the wings. In such an embodiment, the junction zone is for example integral with the two wings by each of the opposite longitudinal edges that it comprises. This feature advantageously allows the part to easily adapt to various assembly configurations, especially when the respective interface areas of the wings and the elements to be assembled are distant from each other. Each of the two wings then forms a given angle with the plate forming the junction zone, this angle may be identical or different for the two wings. The plate forming the junction zone is preferably, but not exclusively, inscribed in a plane parallel to the plane defined by the reinforcing plate. Preferably, for fastening by screwing or riveting to the elements to be assembled, the reinforcing plate further comprises through holes for the passage of screws for attaching a wing to one of the elements to be assembled, and preferably screws fixing each of the wings respectively to one of the elements to be assembled. The wings are likewise pierced with through holes for the passage of the same screws. The part according to the invention can be formed both in one piece and in a plurality of distinct parts which are then assembled to one another. It may be made of any material having sufficient rigidity to maintain the assembly, in the range of thicknesses of the desired part. In particular, it can be formed of metal or a plastic material. In particular embodiments of the invention, it is formed of a composite material.
Un matériau composite est défini dans toute la présente description de manière classique en elle-même, c'est-à-dire comme constitué par l'assemblage de plusieurs matériaux ou composants élémentaires différents liés entre eux, et plus particulièrement de fibres mécaniquement résistantes distribuées dans une matrice de résine organique polymère. Le terme résine définit ici un composé polymère, pouvant être du type thermoplastique ou thermodurcissable, qui joue le rôle d'une colle structurale dans laquelle les fibres sont dispersées de manière plus ou moins organisée. Le matériau composite ainsi formé présente des propriétés mécaniques qui lui sont propres, tout à fait avantageuses en termes de résistance mécanique, de rigidité et de légèreté. A composite material is defined throughout the present description conventionally in itself, that is to say as constituted by the assembly of several different materials or elementary components bonded together, and more particularly of mechanically resistant fibers distributed in a polymer organic resin matrix. The term "resin" here defines a polymer compound, which may be of the thermoplastic or thermosetting type, which plays the role of a structural adhesive in which the fibers are dispersed in a more or less organized manner. The composite material thus formed has its own mechanical properties, quite advantageous in terms of mechanical strength, rigidity and lightness.
Les fibres utilisées conformément à l'invention peuvent être du type organique, végétal ou minéral, telles notamment que des fibres d'un aramide, des fibres de carbone, des fibres de verres, des fibres de chanvre ou un mélange de ces fibres. Toute résine classique en elle-même peut être utilisée dans le cadre de l'invention, qu'il s'agisse d'une résine du type thermodurcissable, par exemple une résine époxy, phénolique ou un mélange de telles résines, ou d'une résine thermoplastique. La pièce d'assemblage selon l'invention peut être réalisée par tout procédé de fabrication classique en lui-même pour la fabrication de pièces en matériau composite. Parmi ces procédés connus en eux-mêmes, on peut citer, entre autres, la technique de drapage de fibres pré-imprégnées de résine, la technique de moulage par transfert de résine, dit procédé RTM (pour l'anglais « Resin Transfer Molding »), ou encore celle de l'infusion de résine. The fibers used in accordance with the invention may be of the organic, plant or mineral type, such as in particular aramid fibers, carbon fibers, glass fibers, hemp fibers or a mixture of these fibers. Any conventional resin in itself can be used in the context of the invention, whether it is a resin of the thermosetting type, for example an epoxy resin, phenolic resin or a mixture of such resins, or a thermoplastic resin. The assembly part according to the invention can be made by any conventional manufacturing method in itself for the manufacture of parts made of composite material. Among these methods known per se, mention may be made, inter alia, of the lay-up technique of resin pre-impregnated fibers, the resin transfer molding technique, known as the RTM (Resin Transfer Molding) process. ), or that of the resin infusion.
En particulier, la géométrie de la pièce selon l'invention est particulièrement adaptée à une fabrication par drapage de plis ou de nappes de fibres dans un moule de forme adéquate, de sorte à obtenir une préforme de caractéristiques et de forme souhaitées, suivi d'une étape d'imprégnation de la préforme par une résine, puis d'une étape de réticulation de la résine. In particular, the geometry of the piece according to the invention is particularly suitable for making drapes or plies of fibers in a mold of suitable shape, so as to obtain a preform of desired characteristics and shape, followed by a step of impregnating the preform with a resin, then a step of crosslinking the resin.
Préférentiellement, la plaque de renfort est réalisée en monobloc avec les ailes de la pièce et la zone de jonction, en mettant en oeuvre un noyau disposé entre des plis de fibres successifs préalablement à leur imprégnation par la résine, ce noyau étant extrait de la pièce à l'issue du procédé de fabrication. Preferably, the reinforcing plate is made in one piece with the wings of the part and the junction zone, by implementing a core disposed between successive fiber folds prior to their impregnation with the resin, this core being extracted from the workpiece at the end of the manufacturing process.
Dans un mode de réalisation particulièrement avantageux de l'invention, les ailes sont formées conjointement, ainsi que la zone de jonction, par une première série de plis de fibres continus distribués dans une matrice de résine polymère, et la plaque de renfort est formée par une seconde série de plis de fibres continus distribués dans la même matrice de résine polymère, les plis de cette seconde série s'étendant sur une partie dite terminale de chacune des ailes, s'étendant à l'opposé de la zone de jonction par rapport à la plaque de renfort. La partie terminale de chacune des ailes, sur laquelle sont exercées les contraintes les plus importantes dans le cadre d'un assemblage de deux éléments l'un à l'autre selon un angle non nul, est ainsi avantageusement renforcée. Dans un mode particulier de réalisation, une série de plis intercalaire est drapée sur les zones destinées à former les parties de chacune des ailes situées entre la plaque de renfort et la zone de jonction, et la plaque de renfort. In a particularly advantageous embodiment of the invention, the wings are formed together, as well as the junction zone, by a first series of continuous fiber plies distributed in a polymer resin matrix, and the reinforcing plate is formed by a second series of continuous fiber plies distributed in the same polymer resin matrix, the plies of this second series extending over a so-called end portion of each of the wings, extending opposite the junction zone relative to to the reinforcement plate. The end portion of each of the wings, on which are exerted the most important stresses in the context of an assembly of two elements to each other at a non-zero angle, is thus advantageously reinforced. In a particular embodiment, a series of intermediate folds is draped over the areas intended to form the parts of each of the wings located between the reinforcing plate and the junction zone, and the reinforcing plate.
La pièce ainsi formée présente une plus grande résistance mécanique tout en étant associée à une grande facilité de fabrication de la pièce. La structure de la pièce selon l'invention autorise en outre avantageusement une fabrication par un procédé d'extrusion. Sa géométrie présente un réel avantage du point de vue de sa mise en forme, entre autres par les procédés de fabrication de pièces composites et d'extrusion. Selon un deuxième aspect, l'invention concerne l'utilisation d'une pièce d'assemblage répondant à l'une ou plusieurs des caractéristiques ci-avant, pour l'assemblage de deux éléments l'un à l'autre, en particulier pour l'assemblage de panneaux formés en matériau composite. The piece thus formed has greater mechanical strength while being associated with great ease of manufacture of the piece. The structure of the part according to the invention also advantageously allows manufacture by an extrusion process. Its geometry has a real advantage from the point of view of its shaping, among other things by the manufacturing processes of composite parts and extrusion. According to a second aspect, the invention relates to the use of an assembly part corresponding to one or more of the above characteristics, for the assembly of two elements to one another, in particular for the assembly of panels formed of composite material.
Préférentiellement, chacune des ailes de la pièce est fixée par collage et/ou par vissage et/ou par rivetage, par les faces extérieures respectives des ailes, respectivement à un des éléments. L'ensemble ainsi obtenu présente une résistance mécanique élevée aux efforts exercés sur lui et une raideur accrue par rapport aux assemblages réalisés au moyen des pièces proposées par l'art antérieur. L'invention sera maintenant plus précisément décrite dans le cadre de modes de réalisation préférés, qui n'en sont nullement limitatifs, représentés sur les figures 1 à 6, dans lesquelles : - la figure 1 représente, schématiquement, un assemblage de deux éléments au moyen d'une pièce d'assemblage de l'art antérieur fixée par collage ; - la figure 2 représente une pièce d'assemblage selon un mode de réalisation de l'invention ; - la figure 3 représente un assemblage de deux éléments au moyen de la pièce d'assemblage de la figure 2 fixée par collage; - la figure 4 représente un assemblage de deux éléments au moyen d'une pièce d'assemblage selon un mode différent de réalisation de l'invention, qui leur est fixée par vissage; - la figure 5 représente un assemblage de deux éléments au moyen d'une pièce d'assemblage selon une variante de l'invention ; - et la figure 6 représente une variante de réalisation d'une pièce d'assemblage objet de l'invention. Une pièce selon un mode de réalisation préféré de l'invention est représentée sur la figure 2. Cette pièce 200 comporte deux ailes 201, 202, de forme de préférence parallélépipédique, reliées l'une à l'autre par une zone de jonction 204, à laquelle elles sont reliées par des bords dits longitudinaux respectifs, qui définissent une direction longitudinale de la pièce, et de sorte à former l'une avec l'autre un angle a non nul. Dans le mode de réalisation représenté sur la figure 2, les deux ailes 201, 202 s'étendent depuis la zone de jonction 204 selon un angle d'environ 90 degrés l'une par rapport à l'autre, aux tolérances de fabrication près. Chacune des ailes 201, 202 comporte une face dite extérieure 206, 207 et une face dite intérieure 208, 209 opposée, de préférence toutes planes. La face extérieure 206, 207 est destinée à se disposer en vis-à-vis respectivement d'un des éléments à assembler. La face intérieure 208, 209 comporte une partie centrale comprise entre la zone de jonction 204 et le bord longitudinal de l'aile opposé. Les deux ailes 201, 202 présentent de préférence, mais non limitativement, des formes et des dimensions similaires. A titre d'exemple, leurs faces 206, 207, 208, 209 présentent une forme sensiblement rectangulaire. La pièce 200 comporte en outre une plaque de renfort rigide 203, de préférence de forme parallélépipédique et de faible épaisseur, comportant deux bords longitudinaux opposés 210, 211. Ces deux bords longitudinaux 210, 211 sont solidaires chacun respectivement d'une face intérieure 208, 209 d'une des ailes 201, 202. La plaque de renfort 203 s'étend selon la direction longitudinale de la pièce, sensiblement sur toute la longueur des ailes 201, 202, et elle en est solidaire sur toute sa longueur. Dans le mode de réalisation préféré représenté sur la figure 2, la plaque de renfort 203 s'étend de la partie centrale d'une des faces intérieures 208, 209 des ailes, à l'autre. Sa position exacte sur ces parties centrales se détermine en fonction de divers paramètres structuraux et liés à son utilisation, par exemple de l'angle a et du champ de contraintes que la pièce est destinée à subir. Une telle détermination entre dans les compétences de l'homme du métier. Dans le mode de réalisation représenté sur cette figure 2, la zone de jonction des ailes 204 présente un profil courbe. La figure 3 représente la pièce 200 telle que décrite ci-dessus, dans une configuration dans laquelle elle participe à l'assemblage de deux éléments structuraux 103,104, par exemple des panneaux formés en un matériau composite, selon l'angle a, c'est-à-dire dans le cas présent sensiblement perpendiculairement l'un à l'autre. Chacune des faces extérieures 206, 207 des ailes 201, 202 est fixée à l'un des deux éléments 103, 104 par un joint de colle 305, 306. Les éléments 103, 104, collés chacun contre une face extérieure 206, 207 des ailes de la pièce 200, sont ainsi solidement assemblés l'un à l'autre. L'ensemble présente une résistance mécanique aux efforts élevée, du fait de la rigidification apportée par la plaque de renfort 203 sur toute la longueur de la pièce. En outre, les contraintes subies par les joints de colle 305, 306 sont mieux réparties sur toute la surface de ces derniers. Une seule pièce conforme à l'invention peut être utilisée pour l'assemblage de deux éléments 103, 104 l'un à l'autre. Une pluralité de pièces selon l'invention peuvent également être mises en oeuvre simultanément pour un tel assemblage. La pièce d'assemblage 200 selon l'invention peut autrement être fixée aux éléments 103, 104 par vissage de ses ailes 201, 202 à ces éléments, au moyen de vis 405 ou de tout autre moyen de fixation traversant, comme illustré sur la figure 4. A cet effet, la plaque de renfort 203 est percée d'orifices traversants 404 pour le passage de ces vis de fixation 405. Les ailes 201, 202 sont de même percées d'orifices traversants (non visibles sur la figure 4) pour le passage de ces vis 405. La figure 5 montre une variante de réalisation de la pièce d'assemblage 200 conforme à l'invention, assemblée aux éléments 103, 104 par collage. La plaque de renfort 203 comporte deux encoches 507, 508 ménagées chacune respectivement dans ses deux bords transversaux opposés. De plus, la zone de jonction 204 comporte également deux échancrures 509, dont une seule est visible sur la figure 5, ménagées respectivement dans chacun des bords transversaux opposés des ailes 201, 202. Ces encoches 507, 508 et ces échancrures 509 permettent de diminuer la raideur de la pièce d'assemblage 200 à proximité de ses bords transversaux, et ainsi de réduire les pics de contrainte qui s'exercent sur les parties d'extrémité des joints de colle 305, 306. Il est du ressort de l'homme du métier de déterminer les dimensions, et notamment la profondeur, de ces encoches et échancrures en fonction des caractéristiques particulières de l'assemblage et des sollicitations auxquelles il doit être capable de résister. La figure 6 représente un mode de réalisation différent d'une pièce d'assemblage 200 selon l'invention, mise en oeuvre dans le cadre d'un assemblage par collage. Preferably, each of the wings of the part is fixed by gluing and / or screwing and / or riveting, by the respective outer faces of the wings, respectively to one of the elements. The assembly thus obtained has a high mechanical strength to the forces exerted on it and increased stiffness compared to assemblies made using the parts proposed by the prior art. The invention will now be more specifically described in the context of preferred embodiments, which are in no way limiting, shown in Figures 1 to 6, in which: - Figure 1 shows schematically an assembly of two elements to means of an assembly part of the prior art fixed by gluing; FIG. 2 represents an assembly part according to one embodiment of the invention; - Figure 3 shows an assembly of two elements by means of the assembly part of Figure 2 fixed by gluing; - Figure 4 shows an assembly of two elements by means of an assembly part according to a different embodiment of the invention, which is fixed to them by screwing; - Figure 5 shows an assembly of two elements by means of an assembly part according to a variant of the invention; and FIG. 6 shows an alternative embodiment of an assembly part that is the subject of the invention. A part according to a preferred embodiment of the invention is shown in FIG. 2. This part 200 comprises two wings 201, 202 of preferably parallelepipedic shape, connected to one another by a junction zone 204. to which they are connected by so-called longitudinal edges, which define a longitudinal direction of the part, and so as to form with each other a non-zero angle a. In the embodiment shown in Figure 2, the two wings 201, 202 extend from the junction zone 204 at an angle of about 90 degrees relative to each other, within manufacturing tolerances. Each of the wings 201, 202 has an outer face 206, 207 and an opposite inner face 208, 209 opposite, preferably all planes. The outer face 206, 207 is intended to be arranged vis-à-vis respectively one of the elements to be assembled. The inner face 208, 209 has a central portion between the junction zone 204 and the longitudinal edge of the opposite wing. The two wings 201, 202 preferably have, but not limited to, shapes and similar dimensions. By way of example, their faces 206, 207, 208, 209 have a substantially rectangular shape. The piece 200 further comprises a stiff reinforcement plate 203, preferably of parallelepipedal shape and of small thickness, comprising two opposite longitudinal edges 210, 211. These two longitudinal edges 210, 211 are each secured respectively to an inner face 208, 209 of one of the wings 201, 202. The reinforcing plate 203 extends in the longitudinal direction of the part, substantially over the entire length of the flanges 201, 202, and it is integral throughout its length. In the preferred embodiment shown in Figure 2, the reinforcing plate 203 extends from the central portion of one of the inner faces 208, 209 of the wings to the other. Its exact position on these central parts is determined according to various structural parameters and related to its use, for example the angle a and the field of stress that the part is intended to undergo. Such determination falls within the skill of the skilled person. In the embodiment shown in this Figure 2, the junction zone of the wings 204 has a curved profile. FIG. 3 shows the part 200 as described above, in a configuration in which it participates in the assembly of two structural elements 103, 104, for example panels formed of a composite material, according to the angle a, that is that is, in this case substantially perpendicular to each other. Each of the outer faces 206, 207 of the wings 201, 202 is fixed to one of the two elements 103, 104 by an adhesive joint 305, 306. The elements 103, 104, each bonded against an outer face 206, 207 of the wings of the piece 200, are thus firmly assembled to one another. The assembly has a high mechanical resistance to the forces, due to the stiffening provided by the reinforcing plate 203 over the entire length of the piece. In addition, the stresses on the glue joints 305, 306 are better distributed over the entire surface thereof. A single piece according to the invention can be used for the assembly of two elements 103, 104 to one another. A plurality of parts according to the invention can also be implemented simultaneously for such an assembly. The assembly part 200 according to the invention may otherwise be fixed to the elements 103, 104 by screwing its wings 201, 202 to these elements, by means of screws 405 or any other through fastening means, as illustrated in FIG. 4. For this purpose, the reinforcing plate 203 is pierced with through orifices 404 for the passage of these fixing screws 405. The wings 201, 202 are likewise pierced with through orifices (not visible in FIG. the passage of these screws 405. Figure 5 shows an alternative embodiment of the assembly part 200 according to the invention, assembled to the elements 103, 104 by gluing. The reinforcing plate 203 comprises two notches 507, 508 each formed respectively in its two opposite transverse edges. In addition, the junction zone 204 also has two notches 509, only one of which is visible in FIG. 5, formed respectively in each of the opposite transverse edges of the wings 201, 202. These notches 507, 508 and these notches 509 make it possible to reduce the stiffness of the assembly part 200 near its transverse edges, and thus reduce the stress peaks which are exerted on the end portions of the glue joints 305, 306. It is the responsibility of the man of the art to determine the dimensions, and in particular the depth, of these notches and notches according to the particular characteristics of the assembly and the stresses to which it must be able to withstand. FIG. 6 represents a different embodiment of an assembly part 200 according to the invention, implemented in the context of a bonding assembly.
Dans ce mode de réalisation, la zone de jonction 204 est une plaque plane, dite plaque de jonction, comprenant deux faces opposées ayant chacune une forme rectangulaire. Des bords dits longitudinaux opposés 603, 604 de cette plaque de jonction 204 sont solidaires chacun respectivement d'un bord longitudinal de l'aile 201, 202 en vis-à-vis, sensiblement sur toute la longueur de la pièce 200. Cette caractéristique permet avantageusement à la pièce 200 de s'adapter aisément à diverses configurations d'assemblage lorsque les zones d'interface des ailes et des éléments à assembler sont éloignées l'une de l'autre. Chacune des deux ailes 201, 202 forme un angle donné avec la plaque de jonction 204. Dans le mode de réalisation représenté sur la figure 6 cet angle est sensiblement identique pour les deux ailes 201, 202. Par ailleurs, la plaque de jonction 204 s'inscrit dans un plan parallèle au plan défini par la plaque de renfort 203. La pièce 200 selon l'invention peut être formée en monobloc, ou en une pluralité de parties distinctes qui sont ensuite assemblées l'une à l'autre. Elle peut être constituée en tout matériau présentant une rigidité suffisante pour assurer le maintien de l'assemblage selon l'angle a, dans la gamme d'épaisseurs de la pièce souhaitée. Elle est par exemple constituée en métal, en une matière plastique ou encore en un matériau composite, à base de fibres mécaniquement résistantes distribuées dans une matrice de résine organique polymère. Elle peut, à titre d'exemple, être réalisée par extrusion, ou encore par tout procédé classique pour la fabrication de pièces en matériau composite, notamment par la technique dite de RTM. Dans un mode de réalisation particulier, qui est illustré de manière détaillée sur la figure 6, mais qui n'est en aucun cas limité à une quelconque forme de la zone de jonction 204, la pièce 200 est obtenue par drapage de séries de plis de fibres tissées, par exemple d'une première série 605 de plis, par exemple au nombre de deux, dans un moule femelle de taille et de forme adaptées pour obtenir une préforme pour les ailes 201, 202 et la zone de jonction 204. La plaque de renfort 203 est quant à elle formée par dépose sur cette préforme d'une seconde série de plis 606 de fibres tissées supplémentaires, par exemple de deux plis, en mettant en oeuvre un noyau intercalé entre ces deux séries de plis 605, 606 successifs. La deuxième série de plis 606 est également étendue sur les zones destinées à former les parties dites terminales des ailes 201, 202, situées à l'opposé de la zone de jonction 204, au-delà du noyau. L'ensemble est ensuite imprégné d'une résine polymère, puis soumis à chauffage pour provoquer la réticulation de la résine. Enfin, le noyau est extrait de la pièce 200 à l'issue du procédé de fabrication. Dans la pièce 200 ainsi obtenue, les ailes 201, 202 sont formées conjointement par la première série 605 de deux plis de fibres distribués dans la matrice de résine polymère, et la plaque de renfort 203 est formée par la seconde série 606 de deux plis de fibres distribués dans la même matrice. Les parties terminales des ailes 201, 202, définies ici comme les parties disposées au-delà de la plaque de renfort 203, à l'opposé de la zone de jonction 204, sont alors formées à base de quatre plis de fibres, alors que les autres parties constitutives le sont à base de deux plis. La partie terminale de chacune des ailes 201, 202, est ainsi avantageusement renforcée. De tels nombres de plis dans chacune des séries successivement déposées ne sont nullement limitatifs de l'invention, qui s'étend de manière similaire à toute combinaison de nombres de plis pour la première et la seconde série 605, 606. Dans un mode de mise en oeuvre particulier d'une pièce 200 conforme à l'invention, une série de plis intercalaire 607 est drapée au niveau des zones destinées à former les parties de chacune des ailes 201, 202 situées entre la plaque de renfort 203 et la zone de jonction 204, et à former la plaque de renfort 203. La pièce 200 ainsi formée présente une plus grande résistance mécanique tout en étant associée à une grande facilité de fabrication de la pièce. In this embodiment, the junction zone 204 is a flat plate, called a junction plate, comprising two opposite faces each having a rectangular shape. Opposite longitudinal edges 603, 604 of this junction plate 204 are each secured respectively to a longitudinal edge of the flange 201, 202 facing each other, substantially along the entire length of the piece 200. advantageously to the piece 200 to easily adapt to various assembly configurations when the interface areas of the wings and the elements to be assembled are remote from one another. Each of the two wings 201, 202 forms a given angle with the junction plate 204. In the embodiment shown in FIG. 6, this angle is substantially identical for the two wings 201, 202. Moreover, the junction plate 204 is is inscribed in a plane parallel to the plane defined by the reinforcing plate 203. The part 200 according to the invention can be formed in one piece, or in a plurality of distinct parts which are then assembled to one another. It can be made of any material having a sufficient rigidity to maintain the assembly at the angle a, in the range of thicknesses of the desired part. It is for example made of metal, a plastic material or a composite material, based on mechanically resistant fibers distributed in a matrix of organic polymer resin. It can, for example, be made by extrusion, or by any conventional method for the manufacture of composite material parts, in particular by the so-called RTM technique. In a particular embodiment, which is illustrated in detail in FIG. 6, but which is in no way limited to any shape of the junction zone 204, the part 200 is obtained by draping series of folds of woven fibers, for example of a first series 605 folds, for example two in number, in a female mold of size and shape adapted to obtain a preform for the wings 201, 202 and the junction zone 204. The plate reinforcement 203 is formed by depositing on this preform a second series of plies 606 of additional woven fibers, for example two plies, using a core interposed between these two sets of folds 605, 606 successive. The second series of folds 606 is also extended on the areas intended to form the so-called end portions of the wings 201, 202, located opposite the junction zone 204, beyond the core. The assembly is then impregnated with a polymer resin and then subjected to heating to cause the crosslinking of the resin. Finally, the core is extracted from the piece 200 at the end of the manufacturing process. In the part 200 thus obtained, the wings 201, 202 are formed jointly by the first series 605 of two plies of fibers distributed in the polymer resin matrix, and the reinforcing plate 203 is formed by the second series 606 of two plies of distributed fibers in the same matrix. The end portions of the wings 201, 202, defined here as the portions disposed beyond the reinforcing plate 203, opposite the joining zone 204, are then formed based on four plies of fibers, whereas the other constituent parts are based on two folds. The end portion of each of the wings 201, 202 is thus advantageously reinforced. Such numbers of plies in each of the successively deposited series are in no way limitative of the invention, which extends in a manner similar to any combination of ply numbers for the first and second series 605, 606. In a mode of placing particular embodiment of a part 200 according to the invention, a series of intermediate folds 607 is draped at the areas intended to form the parts of each of the flanges 201, 202 located between the reinforcing plate 203 and the junction zone 204, and to form the reinforcing plate 203. The piece 200 thus formed has a greater mechanical strength while being associated with great ease of manufacture of the workpiece.
Un tel procédé de fabrication s'avère notamment tout à fait avantageux tant du point de vue de sa facilité de mise en oeuvre industrielle, que des propriétés mécaniques de la pièce 200 qu'il permet d'obtenir. Les encoches 507, 508 et échancrures 509 peuvent quant à elles être 5 formées soit au cours du procédé de fabrication, soit postérieurement, notamment par usinage. La description ci-avant illustre clairement que par ses différentes caractéristiques et leurs avantages, la présente invention atteint les objectifs qu'elle s'était fixés. En particulier, elle fournit une pièce pour l'assemblage de 10 deux éléments l'un à l'autre, selon un angle donné l'un par rapport à l'autre, qui confère à l'assemblage qu'elle permet de réaliser des propriétés de résistance mécanique aux efforts et de raideur améliorées par rapport aux pièces proposées par l'art antérieur, et ceci que la pièce soit fixée aux éléments à assembler par collage et/ou par vissage. Elle permet notamment de mieux 15 répartir les contraintes dans les joints de colle des assemblages réalisés par collage. Such a manufacturing method is particularly advantageous from the point of view of its ease of industrial implementation, as the mechanical properties of the part 200 that can be obtained. The notches 507, 508 and notches 509 can be formed either during the manufacturing process, or later, in particular by machining. The above description clearly illustrates that by its different characteristics and advantages, the present invention achieves the objectives it has set for itself. In particular, it provides a part for assembling two elements to one another at a given angle relative to each other, which gives the assembly that it allows to realize improved mechanical strength and stiffness properties compared to the parts proposed by the prior art, and this that the part is attached to the elements to be assembled by gluing and / or screwing. In particular, it makes it possible to better distribute the stresses in the glue joints of the assemblies made by gluing.
Claims (10)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1160922A FR2983264B1 (en) | 2011-11-29 | 2011-11-29 | ASSEMBLY PIECE |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1160922A FR2983264B1 (en) | 2011-11-29 | 2011-11-29 | ASSEMBLY PIECE |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2983264A1 true FR2983264A1 (en) | 2013-05-31 |
| FR2983264B1 FR2983264B1 (en) | 2016-04-01 |
Family
ID=45563289
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR1160922A Active FR2983264B1 (en) | 2011-11-29 | 2011-11-29 | ASSEMBLY PIECE |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR2983264B1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113915205A (en) * | 2021-08-30 | 2022-01-11 | 北华航天工业学院 | Composite material dot matrix battenboard connection structure |
Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3707062A (en) * | 1970-02-02 | 1972-12-26 | Fleetwood B Joiner Jr | Field application of thermosetting resin |
| DE2712095A1 (en) * | 1976-04-02 | 1977-10-13 | Euramax Alu | PROFILE PART FOR CONNECTING TWO CARRIERS OR CONSTRUCTION PARTS WITHOUT WELDING AND CONNECTING CARRIERS OR OTHER CONSTRUCTION PARTS USING THIS PROFILE PART |
| US5007760A (en) * | 1988-07-28 | 1991-04-16 | Eastman Kodak Company | Device for aligning and mounting a copier or printer subsystem |
| DE102006045225A1 (en) * | 2006-09-26 | 2008-04-10 | System 2040 Gmbh | A presentation assembly |
| US20080131656A1 (en) * | 2006-12-05 | 2008-06-05 | Lockheed Martin Corporation | System, method, and apparatus for structural lug formed from a combination of metal and composite laminate materials |
| EP1935615A1 (en) * | 2006-12-21 | 2008-06-25 | Compagnie Plastic Omnium | Method for solidly attaching first and second parts made from thermoplastic material |
| WO2008147176A1 (en) * | 2007-05-25 | 2008-12-04 | Fits Holding Bv | Method for manufacturing an object from a sandwich structure having a reinforced corner and an object of this type |
| US20090151255A1 (en) * | 2007-12-18 | 2009-06-18 | 3M Innovative Properties Company | Window film attachment article |
| WO2010094808A2 (en) * | 2009-02-23 | 2010-08-26 | Airbus Operations Gmbh | Method for at least partially remachining or replacing a reinforcement element of a fibre composite structure and associated connecting device |
| EP2345529A1 (en) * | 2010-01-18 | 2011-07-20 | Eurocopter Deutschland GmbH | A method of fabricating a part out of reinforced composite material |
-
2011
- 2011-11-29 FR FR1160922A patent/FR2983264B1/en active Active
Patent Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3707062A (en) * | 1970-02-02 | 1972-12-26 | Fleetwood B Joiner Jr | Field application of thermosetting resin |
| DE2712095A1 (en) * | 1976-04-02 | 1977-10-13 | Euramax Alu | PROFILE PART FOR CONNECTING TWO CARRIERS OR CONSTRUCTION PARTS WITHOUT WELDING AND CONNECTING CARRIERS OR OTHER CONSTRUCTION PARTS USING THIS PROFILE PART |
| US5007760A (en) * | 1988-07-28 | 1991-04-16 | Eastman Kodak Company | Device for aligning and mounting a copier or printer subsystem |
| DE102006045225A1 (en) * | 2006-09-26 | 2008-04-10 | System 2040 Gmbh | A presentation assembly |
| US20080131656A1 (en) * | 2006-12-05 | 2008-06-05 | Lockheed Martin Corporation | System, method, and apparatus for structural lug formed from a combination of metal and composite laminate materials |
| EP1935615A1 (en) * | 2006-12-21 | 2008-06-25 | Compagnie Plastic Omnium | Method for solidly attaching first and second parts made from thermoplastic material |
| WO2008147176A1 (en) * | 2007-05-25 | 2008-12-04 | Fits Holding Bv | Method for manufacturing an object from a sandwich structure having a reinforced corner and an object of this type |
| US20090151255A1 (en) * | 2007-12-18 | 2009-06-18 | 3M Innovative Properties Company | Window film attachment article |
| WO2010094808A2 (en) * | 2009-02-23 | 2010-08-26 | Airbus Operations Gmbh | Method for at least partially remachining or replacing a reinforcement element of a fibre composite structure and associated connecting device |
| EP2345529A1 (en) * | 2010-01-18 | 2011-07-20 | Eurocopter Deutschland GmbH | A method of fabricating a part out of reinforced composite material |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113915205A (en) * | 2021-08-30 | 2022-01-11 | 北华航天工业学院 | Composite material dot matrix battenboard connection structure |
| CN113915205B (en) * | 2021-08-30 | 2022-12-06 | 北华航天工业学院 | Composite material dot matrix battenboard connection structure |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2983264B1 (en) | 2016-04-01 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2709839B1 (en) | Double-sided stiffened composite panel, and method for producing such a panel | |
| EP2922689B1 (en) | Assembly of a metal insert and a sheet of composite material and part obtained by moulding such a sheet | |
| CA2698617C (en) | Structural frame of a composite material and aircraft fuselage including such frame | |
| EP2665597B1 (en) | Multi-branch fitting made of composite material and method of manufacturing such a multi-branch fitting | |
| FR2933067A1 (en) | REINFORCED AIRCRAFT FUSELAGE PANEL AND METHOD FOR MANUFACTURING THE SAME | |
| EP2875929B1 (en) | Insert intended for being included in an injection-moulded part and moulded item comprising such an insert | |
| FR3067073B1 (en) | CONNECTOR WITH INTEGRATED BALL | |
| EP3338988B1 (en) | Insert to be mounted on a substrate and substrate with the insert | |
| EP2622232B1 (en) | Corrugated angle bracket consisting of a composite material | |
| EP2334546B1 (en) | Panel assembly for an aircraft fuselage | |
| EP2340162B1 (en) | Aircraft member comprising a reinforced composite sandwich panel | |
| FR2983264A1 (en) | Assembly part for assembling composite panels with each other, has plate stiffener comprising longitudinal sides secured with interior surface of wing and extended according to longitudinal direction from part over entire length of wing | |
| EP3297831A1 (en) | Improved method for producing a sandwich metal part having a non-developable shape | |
| WO2019081441A1 (en) | Method for the structural bonding of structural components, and textured-surface insert for implementing said method | |
| FR3007735A1 (en) | CONNECTING AN AIRCRAFT FUSELAGE MEMBER AND A FRAME BY A SPACER AND A THRUST | |
| FR3066428A1 (en) | METHOD FOR MAKING A COMPOSITE MATERIAL BENDED PART AND CORRESPONDING BENDED PART | |
| EP2501536B1 (en) | Composite material panel | |
| EP3154842B1 (en) | Front portion of the structure of a motor vehicle | |
| FR3064525A1 (en) | STRUCTURE FOR BONDING A FIBER-REINFORCED PLASTIC COMPONENT TO A BONDING COMPONENT AND ARRANGING SUCH COMPONENT ON AT LEAST ONE BOND COMPONENT | |
| EP3521001B1 (en) | Prepreg part comprising a main layer and a reinforcing layer | |
| WO2012104088A1 (en) | Process for producing a preform of fibrous structure having the form of a profiled element comprising a core, and preform produced | |
| FR3081761A1 (en) | PROCESS FOR MANUFACTURING A COMPOSITE MATERIAL | |
| WO2023089273A1 (en) | Rigid open composite panel | |
| FR3041708A1 (en) | METHOD FOR MANUFACTURING A WINDMILL PART AND CORRESPONDING WINDING PIECE | |
| FR3098188A1 (en) | Method of manufacturing a vortex generator for an aerodynamic wall of an aircraft comprising at least one protected leading edge |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 5 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 6 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 7 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 9 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 10 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 11 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 12 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 13 |