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MEMOIRE DESCRIPTIF déposé à l'appui d'une demande de BREVET D'IMPORTATION " Perfectionnements à la construction de fuselages ou autres corps d'aéronefs ".
Dans la construction de fuselages et autres corps ayant une section cylindrique, elliptique et autre section courbe, un constructeur a le choix entre l'établissement d'une construction à revêtement travaillant ou d'une construction analytique rectangulaire ou polygonale comportant des éléments
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longitudinaux et des éléments d'entretoisement diagonaux, la forme extérieure étant obtenue par des gabarits donnant le contour arrondi requis.
Dans le cas d'une construction à revêtement travaillant, un poids excessif est nécessaire, tandis que dans la construction analytique, les éléments longitudinaux et d'entretoisement constituent un bâti intérieur, Inscrit dans la forme fuselée arrondie, avec augmentation résultante de poids due aux gabarits et également perte d'espace précieux qui devrait être réservé à l'intérieur du fuselage, notamment dans le cas d'appareils pour le transport de passagers et de troupes.
La présente invention a pour objet une construction analytique de ce genre, dans laquelle la perte d'espace précieux est évitée, et le poids, dû aux gabarits ou à la construction à revêtement travaillant, ou aux deux, est supprimé.
En vue de l'obtention de oes résultats, on propose, suivant l'invention, que les éléments d'entretoisement, au lieu d'être reotiligne et de réduire ainsi l'espace à l'intérieur de la construction, soient établis avec leurs axes formant des lignes géodésiques comprises dans le contour ou s'étendant parallèlement au contour que l'on désire donner à la construction, cette dernière étant entretoisés en double ou en oroix dans chaque panneau.
Le cintrage vers l'extérieur d'éléments d'entretoisement séparés entrainerait des difficultés dues aux oharges de compression par bout tendant à augmenter le ointrage de oes éléments d'entretoisement, et aux charges de traction par bout tendant à diminuer le cintrage de ces derniers; en outre, la disposition d'éléments d'entretoisement cintrés extérieurement et destinés eux-mêmes à résister à ces efforts de compression et de traction par bout, entraînerait une augmentation considérable du poids de oes éléments et priverait ainsi la oonstruc- tion analytique de ses avantages en réduisant le poids de la construction comparativement à la construction à revêtement travaillant, dont l'inconvénient principal est le poids qu'elle
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entraîne.
Toutefois, il y a lieu de remarquer qu'à l'aide de la disposition d'éléments suivant l'invention, sous l'effet de toutes les forces de torsion et de cisaillement auxquelles le fuselage est soumis, les forces de compression dans un élément d'entretoisement tendant à augmenter le cintrage sont égales aux forces de traction dans l'élément d'entretoisement opposé correspondant tendant à diminuer le cintrage, de sorte qu'en assujettissant ensemble les éléments d'entretoisement opposés en leur point d'intersection dans chaque panneau, les forces tendant à augmenter le cintrage d'un des dits éléments sont équilibrées par les forces tendant à diminuer le cintrage de l'autre élément.
Ce point d'intersection assure ainsi un point de fixation pour chaque élément d'entretoisement, l'autre extré- mité de chaque élément étant fixée à son point d'intersection aveo les éléments longitudinaux. L'angle dont tourne le plan osculateur de la ligne géodésique est ainsi divisé par moitié dans chaque panneau, ce dispositif ayant donc pour effet, sui- vant les lois bien connues liant les forces latérales appliquées à la longueur et à la fixation des poutres, de réduire le moment de flexion dans chaque partie de chaque élément d'entretoise- ment à approximativement un douzième de la valeur qu'il aurait si la longueur totale de l'élément d'entretoisement dans chaque panneau était considérée.
Une caractéristique de la présente invention consiste en ce que l'axe de chaque élément d'entretoisement est à même de conserver sa forme de ligne géodésique exacte dans la surface requise en donnant à cet élément une grande hauteur radiale comparée à sa largeur, sa rigidité radiale inhérente simulant ainsi l'effet de la rigidité d'un corps solide en fournissant les forces, perpendiculaires au plan osoulateur, qui sont re- quises pour maintenir en équilibre une chaîne géodésique char- gée.
Les pièces d'entretoisement sont de préférence constituées
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par des éléments à sedtion transversale en U, avec l'âme disposée radialement et les ailes disposées parallèlement à la surface requise. De cette manière, les éléments d'entretoisement ointrés peuvent être établis de façon à avoir un poids très peu supérieur au cas dans lequel on emploie des éléments d'entretoisement diagonaux reotilignes, et l'espace supplémen- taireobtenu jusqu'ioi,à l'intérieur du fuselage,par une nonstruction à revêtement travaillant ,$peut, suivant la présente invention, être maintenant obtenu dans une construction analytique d'un poids bien moindre que celui de la construction à revêtement travaillant ou de la construction analytique rectangulaire, en raison de l'omission des gabarits.
Dans une construction préférée, le bâti d'une struoture analytique suivant laquelle le fuselage doit être établi, est constitué par des éléments tubulaires longitudinaux assemblés en travées, chaque travée comprenant des longueurs de tube se terminant par des raccords à manchon destinés à se raccorder aux raccords à manchon adjacents de la travée voisine, et également à reoevoir les éléments d'entretoisement pour entretoiser et maintenir les tubes écartés l'un de l'autre dans chaque section, ainsi que pour transmettre les forces de torsion et de cisaillement dans la construction et résister à ces forces.
Ces éléments d'entretoisement sont établis suivant la courbure voulue pour convenir à la forme arrondie requise du fuselage, et, dans chaque panneau de chaque travée, les éléments d'entretoisement se croisent et se ooupent et sont solidement reliés l'un à l'autre au point d'intersection.
Dans l'assemblage des travées, un élément d'entretoisement,.croisant un panneau d'une travée, devient continu aveo un élément analogue oroisant le panneau diagonalement adjacent de la travée suivante, et comme oes éléments suivent une ligne géodésique, les éléments d'entretoisement, lorsqu'ils sont prolongés d'une travée à l'autre, constituent un enroulement
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géodésique oontinu d'une extrémité du fuselage à l'autre. De même, le second élément d'entretoisement dans la première travée se raccorde à l'élément d'entretoisement correspondant dans les travées adjacentes et se prolonge suivant un enroulement à ligne géodésique dans le côté opposé à la première ligne géodésique d'une extrémité du fuselage à l'autre.
On a proposé des fuselages ou carcasses d'aéronefs qui sont constitués par des éléments longitudinaux continus autour desquels sont disposées deux séries de lattes enroulées en hélice et qui se coupent sur les éléments longitudinaux auxquels elles sont fixées. Toutefois, dans cette construction proposée, les éléments longitudinaux ne sont pas entretoisés par des éléments d'entretoisement qui se croisent entre les éléments longitudinaux, tandis que les lattes ont une hauteur radiale bien plus faible que leur largeur, et, par conséquent, cette construction, si elle est maintenue dans les limites de poids requises, serait complètement impropre à recevoir les efforts de flexion et de torsion auxquels les fuselages, etc... sont soumis.
L'invention va maintenant être décrite en référence à la forme de construction représentée dans le dessin annexé, dans lequel :
La figure 1 est une vue de côté montrant la construotion appliquée à l'extrémité du fuselage oonstituant la queue, montrant les éléments longitudinaux disposés en travées ainsi que les éléments d'entretoisement, les pièces de renfort étant omises pour plus de clarté et le fuselage étant indiqué en traits mixtes.
La figure 2 est une vue de côté d'une travée et de parties de travées adjacentes, cette vue étant faite à une échelle plus grande, afin de montrer la oonstruotion des éléments tubulaires, des éléments d'entretoisement et des pièces de renfort, les travées ayant un contour parallèle au lieu d'avoir un contour
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allant en s'effilant comme dans la figure 1.
La figure 3 est une ooupe suivant la ligne 3 - 3 de la figure 2.
Les figures 4 et 5 sont des vues détaillées, faites à plus grande échelle, des joints pour les éléments d'entretoisement.
Comme représenté figure 1, la construction est composée de quatre poutres tubulaires, dont deux seulement sont représentées et sont désignées par a et a1. Ces poutres sont dispo- sées en travées désignées par A.B.C.D. et E et sont pourvues, à chaque extrémité de chaque travée, de manchons de renforcement ( non représentés )par lesquels les poutres dans une travée sont fixées aux poutres correspondantes dans la travée adjacente suivante. Chaque travée comprend quatre panneaux : deux panneaux latéraux et des panneaux supérieur et inférieur. Dans chacun de oes panneaux sont disposés des éléments d'entretoisement c, c1,c2, c3.
Une série de oes éléments d'entretoisement est disposée dans chaque panneau dans la construction représentée, et ces éléments d'entretoisement sont répétés dans le panneau latéral restant et dans les panneaux supérieur et inférieur. Les éléments d'entretoisement sont cintrés extérieurement et sont solidement reliés l'un à l'autre, au point d' intersection, par des ferrures d, et aux pièces tubulaires, par des ferrures d'extrémité e.
Dans la construction particulière représentée, et comme montré plus clairement figures 2 - 5, les éléments dtentretoi- sement c, cl et les éléments d'entretoisement opposés c2, c3 sont divisés en moitiés séparées qui se raccordent à la pièce d. Chaque demi-élément dtentretoisement o ou c1 ou c2 ou c3 affecte, en section transversale, la forme d'un U, et ce demi- élément dtentretoisement comporte, à une extrémité, une partie c4 formant le prolongement de son âme;
ce prolongement, comme représenté figure 4, est coudé suivant un certain angle par
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rapport à son âme, de façon à s'appliquer à plat contre une plaque !il s'étendant entre deux plaques latérales d2, d3 en forme d'étoile, qui s'adaptent contre chaque côté des ailes des éléments d'entretoisement, oes plaques d1, d2, d3 constituant la ferrure d'intersection indiquée dans son ensemble en d dans la figure 1. Les prolongements c4 présentés par les demi- éléments d'entretoisement opposés, tels que et c2, sont fixés ensemble par un rivet commun d4, tandis que les ailes des demi- éléments d'entretoisement sont également fixées aux plaques d2, d3 par des rivets d5.
L'autre extrémité de chacun de ces demi- éléments d'entretoisement a son âme entaillée et coudée intérieurement pour constituer une partie c5 représentée figure 5, qui s'adapte partiellement autour de l'extérieur de la poutre tubulaire a à laquelle elle est fixée par un rivet c6. Les ailes à cette extrémité du demi-élément d'entretoisement s'étendent chacune sur un coté de la poutre tubulaire où elles sont fixées aux ferrures d'extrémités e portées par la poutre. Dans une autre construction, un élément d'entretoisement peut être continu, Isolément d'entretoisement opposé seul étant fait en deux moitiés. Les ferrures d'extrémité sont établies comme représenté figure 5 et comprennent une pièce en forme d'U oomportant deux parties el , e2 servant de goussets, un sur chaque côté de la poutre.
Les ailes des quatre demi-éléments d'entretoisement c1. c2, c3, c sont fixées aux goussets par des rivets e3,et les dits goussets sont assujettis par des rivets e4 aux poutres tubulaires, qui sont toutes les quatre représentées figure 3 et sont désignées par a, a1, a et a3. Le milieu e5 de la ferrure d'extrémité présente un trou e6, à l'aide duquel cette ferrure s'applique sur le rebord e7 s'étendant axialement, de la plaque de calage h, pour relier ensemble les poutres tubulaires.
En dehors de la construction ainsi formée, et afin dtévi- ter d'avoir à piquer le tissu, des pièces de renfort f sont
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fixées dans le sens de la longueur des poutres, et autour de ces pièces de renfort on peut appliquer un entoilage g , qui est indiqué en traits mixtes dans les figures 1 et 3, et est assujetti de toute manière convenable. Des pièces de renfort analogues f1 peuvent également être attachées, si on le désire, à l'intérieur de la oonstruotion ainsi formée, ces pièces de renfort f1 s'étendant également dans le sens de la longueur des poutres et toute matière appropriée peut y être appliquée et assujettie pour former des parois intérieures.
Bien qu'on ait décrit et représenté une construction utilisant des pièces tubulaires et des éléments à seotion transversale en U, il est entendu qu'on pourrait employer d'autres formes de construction, telles que des poutres en treillis entretoisées et des barres d'entretoisement.
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DESCRIPTIVE MEMORY filed in support of an application for an IMPORT PATENT "Improvements in the construction of fuselages or other aircraft bodies".
In the construction of fuselages and other bodies having a cylindrical, elliptical and other curved cross-section, a builder has the choice between establishing a working liner construction or a rectangular or polygonal analytical construction comprising elements.
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longitudinal and diagonal bracing elements, the external shape being obtained by templates giving the required rounded contour.
In the case of a working liner construction, excessive weight is required, while in analytical construction the longitudinal and bracing elements constitute an internal frame, Inscribed in the rounded tapered shape, with the resulting increase in weight due to jigs and also waste of precious space which should be reserved inside the fuselage, in particular in the case of aircraft for the transport of passengers and troops.
It is an object of the present invention to provide such an analytical construction, in which the loss of valuable space is avoided, and the weight, due to the jigs or the working liner construction, or both, is eliminated.
With a view to obtaining these results, it is proposed, according to the invention, that the spacer elements, instead of being reotilinear and thus reducing the space inside the construction, be established with their axes forming geodesic lines included in the contour or extending parallel to the contour that it is desired to give to the construction, the latter being braced in double or in oroix in each panel.
The outward bending of separate bracing elements would cause difficulties due to end compression loads tending to increase the bending of these bracing elements, and to end tensile loads tending to decrease the bending of the latter. ; moreover, the arrangement of bracing elements curved outwardly and intended themselves to resist these compressive and tensile forces at the end, would entail a considerable increase in the weight of these elements and would thus deprive the analytical construction of its advantages in reducing the weight of the construction compared to the working liner construction, the main disadvantage of which is the weight it
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leads.
However, it should be noted that with the aid of the arrangement of elements according to the invention, under the effect of all the torsional and shear forces to which the fuselage is subjected, the compressive forces in a bracing element tending to increase bending are equal to the tensile forces in the corresponding opposite bracing element tending to decrease bending, so that by securing together the opposing bracing elements at their point of intersection in each panel, the forces tending to increase the bending of one of said elements are balanced by the forces tending to decrease the bending of the other element.
This point of intersection thus provides an attachment point for each spacer element, the other end of each element being fixed at its point of intersection with the longitudinal elements. The angle at which the osculating plane of the geodesic line rotates is thus divided by half in each panel, this device therefore having the effect, following the well-known laws relating the lateral forces applied to the length and to the fixing of the beams, to reduce the bending moment in each part of each spacer element to approximately one-twelfth of the value it would have if the total length of the spacer element in each panel were considered.
A characteristic of the present invention consists in that the axis of each spacer element is able to maintain its exact geodesic line shape in the required area, giving this element a great radial height compared to its width, its rigidity. inherent radial thus simulating the effect of the rigidity of a solid body by providing the forces, perpendicular to the osoulator plane, which are required to keep a loaded geodesic chain in equilibrium.
The bracing pieces are preferably made
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by U-shaped transverse sedtion elements, with the core disposed radially and the flanges disposed parallel to the required surface. In this way, the angled bracing elements can be established so as to have a very little greater weight than the case in which reotilinear diagonal bracing elements are used, and the additional space obtained up to the point. interior of the fuselage, by a working coated non-instruction, can, according to the present invention, now be obtained in an analytical construction of a much less weight than that of the working coated construction or rectangular analytical construction, due to omission of templates.
In a preferred construction, the frame of an analytical structure according to which the fuselage is to be established, consists of longitudinal tubular elements assembled in spans, each span comprising lengths of tubing terminating in sleeve connections intended to connect to the spans. adjacent sleeve fittings of the neighboring span, and also to re-examine the bracing elements to brace and keep the tubes apart from each other in each section, as well as to transmit torsional and shear forces in the construction and resist those forces.
These bracing elements are set at the desired curvature to suit the required rounded shape of the fuselage, and, in each panel of each bay, the bracing elements intersect and intersect and are firmly connected to each other. other at the point of intersection.
In the assembly of spans, a bracing element, crossing a panel of one bay, becomes continuous with a similar element oroising the diagonally adjacent panel of the following bay, and as these elements follow a geodesic line, the elements of 'bracing, when extended from one bay to the other, constitute a winding
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geodesic continuous from one end of the fuselage to the other. Likewise, the second bracing element in the first span connects to the corresponding bracing element in the adjacent spans and is extended in a geodesic line winding in the side opposite to the first geodesic line of one end of the fuselage to another.
Aircraft fuselages or carcasses have been proposed which consist of continuous longitudinal elements around which are arranged two series of slats wound in a helix and which intersect on the longitudinal elements to which they are fixed. However, in this proposed construction, the longitudinal elements are not braced by bracing elements which intersect between the longitudinal elements, while the slats have a radial height much smaller than their width, and, therefore, this construction , if it is kept within the required weight limits, would be completely unsuitable for receiving the bending and torsional forces to which the fuselages, etc. are subjected.
The invention will now be described with reference to the form of construction shown in the accompanying drawing, in which:
Figure 1 is a side view showing the construotion applied to the end of the fuselage oonstituent the tail, showing the longitudinal elements arranged in spans as well as the spacer elements, the reinforcing parts being omitted for clarity and the fuselage being indicated in phantom lines.
Figure 2 is a side view of a bay and parts of adjacent bays, this view being taken on a larger scale, in order to show the construction of the tubular elements, the bracing elements and the reinforcing pieces, the spans having a parallel contour instead of having a contour
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tapering as in figure 1.
Figure 3 is a section taken along line 3 - 3 of Figure 2.
Figures 4 and 5 are detailed views, made on a larger scale, of the joints for the bracing elements.
As shown in Figure 1, the construction is composed of four tubular beams, of which only two are shown and are designated by a and a1. These beams are arranged in spans designated by A.B.C.D. and E and are provided, at each end of each bay, with reinforcing sleeves (not shown) by which the beams in one bay are fixed to the corresponding beams in the next adjacent bay. Each bay has four panels: two side panels and top and bottom panels. In each of these panels are arranged spacer elements c, c1, c2, c3.
A series of such bracing elements are disposed in each panel in the construction shown, and these bracing elements are repeated in the remaining side panel and in the top and bottom panels. The bracing elements are curved on the outside and are firmly connected to each other, at the point of intersection, by fittings d, and to the tubular parts, by end fittings e.
In the particular construction shown, and as shown more clearly in Figures 2 - 5, the bracing elements c, c1 and the opposing bracing elements c2, c3 are divided into separate halves which connect to the part d. Each half-bracing element o or c1 or c2 or c3 has, in cross section, the shape of a U, and this half-bracing element comprises, at one end, a part c4 forming the extension of its core;
this extension, as shown in Figure 4, is bent at a certain angle by
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relative to its core, so as to rest flat against a plate! it extending between two side plates d2, d3 in the shape of a star, which fit against each side of the wings of the bracing elements, oes plates d1, d2, d3 constituting the intersection fitting indicated as a whole at d in figure 1. The extensions c4 presented by the opposing half-bracing elements, such as and c2, are fixed together by a common rivet d4 , while the wings of the spacer half elements are also fixed to the plates d2, d3 by rivets d5.
The other end of each of these half-bracing elements has its core notched and bent internally to constitute a part c5 shown in FIG. 5, which fits partially around the outside of the tubular beam a to which it is fixed. by a rivet c6. The wings at this end of the spacer half-element each extend over one side of the tubular beam where they are fixed to the end fittings e carried by the beam. In another construction, a spacer element may be continuous, with the opposite spacer insulation alone being made in two halves. The end fittings are established as shown in Figure 5 and comprise a U-shaped part oomportant two parts e1, e2 serving as gussets, one on each side of the beam.
The wings of the four half-bracing elements c1. c2, c3, c are fixed to the gussets by rivets e3, and said gussets are secured by rivets e4 to the tubular beams, which are all four shown in figure 3 and are designated by a, a1, a and a3. The middle e5 of the end fitting has a hole e6, by means of which this fitting is applied on the axially extending rim e7 of the wedging plate h, in order to connect the tubular beams together.
Apart from the construction thus formed, and in order to avoid having to stitch the fabric, reinforcing pieces f are
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fixed in the direction of the length of the beams, and around these reinforcing pieces can be applied an interlining g, which is indicated in phantom in Figures 1 and 3, and is secured in any suitable manner. Similar reinforcing pieces f1 can also be attached, if desired, inside the construction thus formed, these reinforcing pieces f1 also extending in the direction of the length of the beams and any suitable material can be there. applied and secured to form interior walls.
Although a construction has been described and shown using tubular pieces and U-shaped cross-section members, it is understood that other forms of construction could be employed, such as strut trusses and cross bars. bracing.