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Structure avec revêtement métallique pour aéronef.
La présente invention est relative à un aéronef, avion, hydravion, ou autre, de construction métallique.
Elle a essentiellement pour objet divers arrangements et groupements.ou réalisations spéciaux d'organes en vue de faciliter la construction et de diminuer le poids sans affecter la résistance.
En ce qui concerne notamment le fuselage, les lon- gerons, montants verticaux et obliques et barres horizon- tales qui sont constitués par des profilés creux, ouverts, à section droite sensiblement en forme d'U ou similaire, bordé d'ailes, sont disposés de manière que leur creux soit tourné vers l'extérieur et que leurs ailes soâent dans un même plan vertical, la liaison entre eux de ces trois éléments à chaque noeud étant assurée par un gous-
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set fixé sur les ailes et éventuellement par un second gousset fixé au dos des U. D'autre part la tôle qui cons- titue le revêtement du fuselage est fixée directement sur les ailes de ces divers éléments : longeron et mon- tants obliques et verticaux.
En outre la liaison des barres horizontales aux longerons est effectuée d'une manière similaire à celle définie ci-dessus pour les mon- tants verticaux ou obliques.
Un autre perfectionnement de l'invention réside clans la disposition de panneaux amovibles montés à char- nière sur l'intrados de l'aile de manière à permettre l'accès facile à l'intérieur de celle-ci.
D'autres caractéristiques résulteront de la des- cription qui va suivre.
Au dessin annexé, donné uniquement à titre d'exem- ple :
La fig. 1 est une vue en perspective (avec arrache- ment partiel ) , d'un fuselage d'avion, perfectionné sui- vant l'invention.
La fig. 2 est une vue analogue d'un élément d'aile;
La fige 3 est une vue, en élévation, suivant la flèche fl de la fig. 1, d'un noeud d'assemblage des bar- res du fuselage sur un longeron.
La fig. 4 est une vue, en plan, correspondante, sui- vant la flèche f2 de la fig. 1.
La fig. 5 est une vue en perspective d'un profilé ouvert utilisé selon 1(invention,
La fige 6 est une vue, en perspective, d'un revête- ment métallique selon l'invention.
La fig. 7 est une vue, en perspective, d'une entre- toise de renforcement de l'aile.
La fig. 8 est une vue, en perspective, d'une extré- mité de cette entretoise avec son gousset de fixation.
La fige 9 représente une.section d'un longeron d'aile
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avec son entretoise de renforcement.
Les fige. 10 et 11 sont respectivement une coupe verticale et une vue en plan d'un panneau amovible per- mettant l'accès de l'intérieur de l'aile.
Les fige. 12 à 16 représentent en coupe et en plan les détails des charnières de fixation du panneau amovible
Suivant l'exemple d'exécution représenté à la fige
1 ; le fuselage est constitué par une poutre en treilles formé de quatre longerons 1 réunis par des montants ver- ticaux 2 ou inclines et par des traverses transversales
4 ou inclinées 5 (figs.3 et 4)
Toutes ces barres, ainsi que les longerons 1 sont constitués par des profiles de section ouverte,par exemple en forme d'U, 6, avec ailes latérales 7 (fig.5) ou de forme analogue. L'ouverture de l'U est dirigée vers l'ex- térieur de la carcasse.
Les barres sont réunies aux longerons en des noeuds tels que 8 (fig.1) AUX figures 3 et 4 on a représenté le noeud 8 vu respectivement dans le sens des flèches f1 et f2 de la fig.l. Les barres horizontales et verticales sont dis- posées de manière à ne pas encombrer le même point du longeron 1. A cet effet, les traverses 4 sont placées au-dessus de l'axe du longeron. Elles reposent par leurs ailes sur le dessus du flanc de l'U du longeron. Quant aux montants 2 et 3 ils s'adaptent exactement dans la largeur du longeron 1. Ceci permet d'avoir pour la jonction des barres verticales et des barres horizonta- les des goussets bien séparés et aussi simples que possi- ble.
La fixation des montants 2 et 3 sur le longeron 1 est réalisée à l'aide de deux goussets 9 et 10. Le gous- set extérieur 9 (figs.1 et 3) porte sur les ailes des différents fers (voir les points de fixation sur la fig.
1). Le gousset intérieur 10 porte, au contraire, sur la partie médiane des barres c'est-à-dire sur le dos des U
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(voir les pointa de fixation 12 sur la fige 3)
La. fixation des barres horizontales 4 et5 est assu-
13 rée à l'aide d'un seul gousset (figs. 3 et 4 ) interposé entre les ailes des barres horizontales 4 et 5 et le flanc de l'U du longeron 1 (voir les pointe de fixation 14 sur la fig. 4).
Il est facile de voir que la disposition décrite donne un accès particulièrment facile pour la pose des différents rivets, ce qui ne saurait être obtenu avec la plupart des profilés employés généralement, en parti- culier lorsqu'il s'agit de tubes ou de profilés fermés.
D'autre part, le revêtement métallique 15 du fuse- lage que l'on pose après avoir 'certaine la structure en treillis transforme les profilés de la carcasse en cais- sons (fig.5) particulièrement aptes à résister aux efforts de flambage et de torsion.
Ce revêtement métallique est de préférence consti- tué par une tôle portant des ondulations espacées telles que celles représentées en 16 à la fig.6.
Ce revêtement est rivé sur les longerons 1 ainsi que sur les montants et les diagonales du fuselage qui lui assurent ainsi toute la rigidité nécessaire.
La construction de l'aile (fig. 2) utilise un revê- tement métallique analogue à celui du fuselage.
Les ondulations 16 du revêtement 15 sont disposées à l'extérieur et parallèlement au sens de marche de l'avion.
Le revêtement est fixé sur des profilés transver- saux 17, de seation ouverte analogue à celle des profi- lés du fuselage, et jouant le râle de pannes. Ces pannes 17 sont disposées sensiblement d'équerre aux ondulations de telle sorte que le réseau des ondulations 16 et des pannes 17 forme un ensemble rigide. Les pannes 17 sont leur tour fixées sur des nervures ou couples 18 les- ,quelles prennent appui sur les longerons ou poutres prinè
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cipales 19 et 20 de la voilure 11.
Les couples 18 peuvent être constitués (figo et
6) par une âme 18 portant suivant ses bords des cornières
18a et 18b de fixation du revêtement 15. Ces cornières sont interrompues au passage des longerons 19 et 20. on s'arrange de préférence à ce qu'une ondulation 16 du re- vêtement 15 coîncide avec un couple de manière à renfor- cer encore la structure en ce point.
Chacun des longerons, l'aile pouvant en comporter deux ou bien un seul, est constitué par exemple d'une âme pleine 19 et de deux semelles constituées par exemple par des cornières 22, à ailes ondulées, telles que repré- sentées sur la fig. 90
En outre, pour éviter les flambages locaux dans les ondulations des semelles, il est disposé de place en place dans le longeron, des goussets 23 (fig. 9). Ces goussets maintiennent les ondulations par l'intermédiaire de cor- nièrea 24. Ces goussets 23 présentent, en outre, l'avan- tage de pouvoir s'adapter à toutes les largeurs de la se- melle 22. A cet effet la largeur 1 de ces entretoises est suffisamment grande pour s'adapter aux plus larges semel- les.
Le bord vertioal 25 de l'entretoise est concave de telle sorte que le bas de l'entretoise peut par exemple conserver en 26 sa plus grande largeur, tandis que par un découpage en 27 le coté supérieur est limité à la largeur plus faible de la semelle supérieureo
On voit qu'avec une telle structure d'aile l'effort de l'air sur le revêtement est transmis aux longerons ou poutres principales de l'aile par l'intermédiaire des ondulations 16, des pannes 17 et d s nervures 18 de telle sorte que l'ensemble forme un réseau rigide. En effet, le revêtement 15 et ses ondulations 16 évident toute défor- matinn des pannes 17 en flambage ou en torsion.
Les pannes 17 à leur tour, contribuent à raidir les nervures ou couples 18 tandis que ceux-et maintiennent en place les
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longerons 19 et 20 et les empêchent de se déverser.
Malgré qu'un tel système soit par lui-même capable de résister aux efforts dans le plan de l'aile et aux efforts de torsion, un oroisillonnement intérieur est cependant prévu. Ce croisillonnement est constitué par des diagonales 28. Ces diagonales sont de préférence de la forme représentée à la figure 7. Elles sont constituées par la juxtaposition de deux demi-cylindres munis d'ailes 29 et 30.
Elles sont munies à leurs extrémités de goussets 31 (figurer) convenablement coudés en 32 qui permettent d'une part de reporter les efforts sur lea semelles des longerons (fig. 2) et d'autre part de contribuer avec les couples 18 à éviter le déversement des longerons. les ailerons 33 sont constituée par un revêtement mé- tallique, nervuré, du type décrit, porté par un profilé 34 monté oscillant sur le profil 35 qui termine l'aile à l'arrière (figure 2).
Selon une autre caractéristique de l'aile, l'accessi- bilité à l'intérieur de l'aile une fois pourvue du revête- ment est assurée entre chaque couple 18 au moyen d'un panneau amovible 36 (figures 10 et 11) monté sur deux charnières 37 et 38. Les panneaux 3ont spécialement prévus sur l'intrados de l'aile où s'exercent d'une façon générale les efforts de pression. Sur l'extrados où s'exer- dé cent de fortes/pressions, le revêtement est exclusivement rivé sur les pannes 17 comme il a été indiqué précédemment De même, les panneaux fixés de l'intrados sont rivés sur les pannes 17.
Aux figures 12 à 16 on a représenté en coupe et en plan les détails d'exécution des charnières 36 et 37 d'un panneau amovible, celles-ci étant disposées suivant les côtés les plus longs de l'élément amovible, c'est-à-dire perpendiculairement aux longerons 19 et 20 de l'aile.
Chaque charnière est constituée par exemple de la façon suivante. La partie fixe rivée sur les parties fixes
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du revêtement d'aile comporte un élément fixe de charniè- re 39 constituée par une tôle portant une légère ondula- tion. Cette tôle est perforée en des emplacements 40 par exemple, la partie d'ondulation 41 demeurant intacte.
L'élément de charnière 39 est fixé par des rivets plats
42 sur une armature fixe 43 rivée sur le revêtement fixe
44 de l'aile, ce qui donne la rigidité nécessaire.
La partie fixée sur le panneau amovible est consti- tuée par une tôle pliée de façon à obtenir une section tabulaire. Le profil du tube obtenu est remarquable en ce @ que la partie 45 extérieure à l'aile ? a la forme et les dimensions d'une ondulation du revêtement, tandis que la partie 46 coté aile est plate et comporte une petite ondulation 47 perforée aux emplacements 48.
Ce tube est fixé sur la tôle 36 du panneau amovible dont il fait partie, par des rivets 49 qui sont aplatis du côté intérieur de l'aile de façon à ne pas présenter d'aspérités qui gêneraient la juxtaposition du panneau amovible sur là partie fixe de l'aile.
Un axe de charnière 50 constitué par une tige d'acier par exemple sert à maintenir ensemble la partie fixe et le panneau amovible, après juxtaposition des éléments. e montage du panneau amovible 36 sur l'aile s'o- père par la pénétration des ondulations 47 de ce panneau dans les perforations 40 de la partie fixe, et par la pénétration des ondulations 41 de la partie fixe dans les perforations 48 de la partie amovible. Après juxta- position on enfile la tige 50 qui passe alternativement à l'intérieur des ondulations 41 et 48 rendant ainsi solidaires la partie amovible et la partie fixe.
Naturellement l'invention n'est nullement limitée aux modes d'éxécution représentés et décrits qui n'ont été choisis qu'à titre d'exemple.
**ATTENTION** fin du champ DESC peut contenir debut de CLMS **.
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Structure with metallic coating for aircraft.
The present invention relates to an aircraft, airplane, seaplane, or the like, of metal construction.
Its main object is various arrangements and groupings or special realizations of organs with a view to facilitating construction and reducing weight without affecting resistance.
With regard in particular to the fuselage, the longitudinal members, vertical and oblique uprights and horizontal bars which are constituted by hollow, open sections, with a substantially U-shaped cross section or similar, bordered by wings, are arranged so that their hollow faces outwards and their wings are in the same vertical plane, the connection between them of these three elements at each node being provided by a channel
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set fixed on the wings and possibly by a second gusset fixed to the back of the U. On the other hand the sheet which constitutes the covering of the fuselage is fixed directly on the wings of these various elements: spar and oblique and vertical uprights .
Furthermore, the horizontal bars are connected to the side members in a manner similar to that defined above for the vertical or oblique uprights.
Another improvement of the invention lies in the provision of removable panels mounted hinged on the lower surface of the wing so as to allow easy access to the interior thereof.
Other characteristics will result from the description which follows.
In the accompanying drawing, given by way of example only:
Fig. 1 is a perspective view (partially cut away) of an aircraft fuselage, improved according to the invention.
Fig. 2 is a similar view of a wing element;
Fig 3 is a view, in elevation, along the arrow fl of FIG. 1, of a knot for assembling the bars of the fuselage on a spar.
Fig. 4 is a corresponding plan view taken along arrow f2 in FIG. 1.
Fig. 5 is a perspective view of an open section used according to 1 (invention,
Fig. 6 is a perspective view of a metallic coating according to the invention.
Fig. 7 is a perspective view of a wing reinforcement strut.
Fig. 8 is a perspective view of one end of this spacer with its fixing gusset.
Fig. 9 shows a section of a wing spar
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with its reinforcement spacer.
Freezes them. 10 and 11 are respectively a vertical section and a plan view of a removable panel allowing access from the interior of the wing.
Freezes them. 12 to 16 show in section and plan the details of the removable panel fixing hinges
According to the execution example shown in the picture
1; the fuselage is constituted by a trellis girder formed by four side members 1 joined by vertical uprights 2 or inclined and by transverse cross members
4 or inclined 5 (figs. 3 and 4)
All these bars, as well as the side members 1 are formed by profiles of open section, for example U-shaped, 6, with side wings 7 (fig.5) or similar shape. The opening of the U is directed towards the outside of the carcass.
The bars are joined to the side members at nodes such as 8 (fig.1) AUX Figures 3 and 4 shows the node 8 seen respectively in the direction of arrows f1 and f2 of fig.l. The horizontal and vertical bars are arranged so as not to encumber the same point of the side member 1. For this purpose, the cross members 4 are placed above the axis of the side member. They rest by their wings on top of the side of the U of the spar. As for the uprights 2 and 3, they fit exactly in the width of the side member 1. This makes it possible to have for the junction of the vertical bars and the horizontal bars gussets which are well separated and as simple as possible.
The uprights 2 and 3 are fixed to the side member 1 using two gussets 9 and 10. The outer gusset 9 (figs. 1 and 3) bears on the wings of the different irons (see the fixing points in fig.
1). The interior gusset 10 bears, on the contrary, on the median part of the bars, that is to say on the back of the U
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(see fixing points 12 on rod 3)
The fixing of the horizontal bars 4 and 5 is ensured
13 rée using a single gusset (figs. 3 and 4) interposed between the flanges of the horizontal bars 4 and 5 and the side of the U of the spar 1 (see the fixing points 14 in fig. 4 ).
It is easy to see that the arrangement described gives particularly easy access for fitting the various rivets, which cannot be obtained with most of the profiles generally used, in particular when it comes to tubes or profiles. closed.
On the other hand, the metallic coating 15 of the fusing which is placed after having certain the lattice structure transforms the profiles of the carcass into boxes (fig. 5) particularly able to resist buckling forces and twist.
This metallic coating is preferably formed by a sheet carrying spaced corrugations such as those shown at 16 in FIG.
This coating is riveted to the side members 1 as well as to the uprights and diagonals of the fuselage which thus provide it with all the necessary rigidity.
The construction of the wing (fig. 2) uses a metallic coating similar to that of the fuselage.
The corrugations 16 of the coating 15 are arranged on the outside and parallel to the direction of travel of the aircraft.
The covering is fixed to transverse profiles 17, with an open seat similar to that of the profiles of the fuselage, and playing the role of purlins. These purlins 17 are arranged substantially square to the corrugations so that the network of corrugations 16 and purlins 17 forms a rigid assembly. The purlins 17 are in turn fixed on the ribs or pairs 18, which are supported on the longitudinal members or beams.
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cipales 19 and 20 of the wing 11.
The couples 18 can be formed (figo and
6) by a web 18 bearing along its edges angles
18a and 18b for fixing the covering 15. These angles are interrupted by the passage of the side members 19 and 20. It is preferably arranged that a corrugation 16 of the covering 15 coincides with a torque so as to further reinforce the structure at this point.
Each of the side members, the wing possibly comprising two or even one, consists for example of a solid core 19 and of two flanges constituted for example by angles 22, with corrugated wings, as shown in FIG. . 90
In addition, to avoid local buckling in the corrugations of the flanges, gussets 23 are placed from place to place in the spar (FIG. 9). These gussets maintain the corrugations by means of cornice 24. These gussets 23 also have the advantage of being able to adapt to all the widths of the sole 22. For this purpose the width 1 of these spacers is large enough to accommodate the larger footings.
The vertical edge 25 of the spacer is concave so that the bottom of the spacer can for example retain its greater width at 26, while by a cutout at 27 the upper side is limited to the smaller width of the spacer. upper sole
It can be seen that with such a wing structure the force of the air on the coating is transmitted to the side members or main beams of the wing via the corrugations 16, the purlins 17 and the ribs 18 in such a way that the whole forms a rigid network. Indeed, the coating 15 and its corrugations 16 evident any deformation of the purlins 17 in buckling or in torsion.
The purlins 17 in turn help to stiffen the ribs or couples 18 while these and hold the
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spars 19 and 20 and prevent them from spilling.
Although such a system is by itself capable of withstanding the forces in the plane of the wing and the torsional forces, internal isolation is however provided. This crossing is formed by diagonals 28. These diagonals are preferably of the form shown in FIG. 7. They are formed by the juxtaposition of two half-cylinders provided with wings 29 and 30.
They are provided at their ends with gussets 31 (figure) suitably angled at 32 which make it possible, on the one hand, to transfer the forces to the sole of the spars (fig. 2) and, on the other hand, to help with the torques 18 to avoid the dumping of side members. the fins 33 are formed by a metallic, ribbed coating of the type described, carried by a section 34 mounted to oscillate on the section 35 which ends the wing at the rear (figure 2).
According to another characteristic of the wing, accessibility inside the wing once provided with the covering is ensured between each pair 18 by means of a removable panel 36 (FIGS. 10 and 11) mounted. on two hinges 37 and 38. The panels 3ont specially provided on the intrados of the wing where the pressure forces are generally exerted. On the upper surface where high pressures are exerted, the coating is exclusively riveted to the purlins 17 as previously indicated. Similarly, the fixed panels of the lower surface are riveted to the purlins 17.
In Figures 12 to 16 there is shown in section and in plan the details of execution of the hinges 36 and 37 of a removable panel, the latter being arranged along the longer sides of the removable element, that is, that is to say perpendicular to the spars 19 and 20 of the wing.
Each hinge is formed, for example, as follows. The fixed part riveted to the fixed parts
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of the wing skin comprises a fixed hinge element 39 consisting of a sheet bearing a slight corrugation. This sheet is perforated at locations 40 for example, the corrugation portion 41 remaining intact.
The hinge element 39 is fixed by flat rivets
42 on a fixed reinforcement 43 riveted on the fixed covering
44 of the wing, which gives the necessary rigidity.
The part fixed to the removable panel is formed by a sheet folded so as to obtain a tabular section. The profile of the tube obtained is remarkable in that the part 45 outside the wing? has the shape and dimensions of a corrugation of the coating, while the part 46 on the wing side is flat and has a small corrugation 47 perforated at the locations 48.
This tube is fixed to the sheet 36 of the removable panel of which it is part, by rivets 49 which are flattened on the inside of the wing so as not to present any roughness which would interfere with the juxtaposition of the removable panel on the fixed part of the wing.
A hinge pin 50 constituted by a steel rod for example serves to hold together the fixed part and the removable panel, after juxtaposition of the elements. The mounting of the removable panel 36 on the wing takes place by the penetration of the corrugations 47 of this panel into the perforations 40 of the fixed part, and by the penetration of the corrugations 41 of the fixed part into the perforations 48 of the removable part. After juxtaposition, the rod 50 is threaded which passes alternately inside the corrugations 41 and 48, thus making the removable part and the fixed part integral.
Of course, the invention is in no way limited to the embodiments shown and described which were chosen only by way of example.
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