Giravion équipé de réservoirs à carburant montés par suspension sous un plancher médian travaillant du fuselage du giravion La présente invention est du domaine des aménagements relatifs à l'installation à bord d'un giravion d'une réserve de carburant dédiée à
l'alimentation en carburant d'au moins un moteur à combustion équipant le giravion. La présente invention relève plus particulièrement des modalités de montage à bord d'un giravion de poches formant des réservoirs à carburant installés en soubassement du fuselage du giravion.
Les giravions sont des aéronefs à voilure(s) tournante(s) équipés d'au moins un rotor principal à axe sensiblement vertical, voire aussi d'au moins un rotor à axe sensiblement horizontal tel qu'un rotor de queue ou une hélice propulsive. Le ou les rotors d'un giravion sont classiquement entraînés en rotation par un groupe de motorisation comprenant un ou plusieurs moteurs à combustion, turbomoteurs notamment.
Le ou les moteurs sont individuellement alimentés en carburant par des circuits hydrauliques respectifs. Pour chaque circuit hydraulique, le carburant est acheminé vers un moteur depuis un zo réservoir de carburant installé à bord du giravion et affecté à
l'alimentation en carburant d'un moteur donné.
Plus particulièrement, un groupe d'alimentation en carburant d'un groupe de motorisation équipant un giravion comprend un ou plusieurs ensembles d'alimentation en carburant. Dans le cas d'un giravion monomoteur, un ensemble d'alimentation en carburant est affecté au moteur unique équipant le giravion. Dans le cas d'un giravion à
plusieurs moteurs, tel qu'un giravion bimoteur par exemple, les Giravion equipped with fuel tanks mounted by suspension under a median floor working from the fuselage of the rotorcraft The present invention is in the field of relative arrangements the installation on board a rotorcraft of a fuel reserve dedicated to supplying fuel to at least one combustion engine equipping the rotorcraft. The present invention relates more particularly to how to fit on board a gyroplane with pockets forming fuel tanks installed under the fuselage of the rotorcraft.
Rotorcraft are rotary wing (s) equipped aircraft at least one main rotor with a substantially vertical axis, or even at least one rotor with a substantially horizontal axis such as a rotor of tail or a propeller propeller. The rotor or rotors of a rotorcraft are typically driven in rotation by a motorisation group comprising one or more combustion engines, turboshaft engines especially.
The engine or engines are individually fueled by respective hydraulic circuits. For each circuit hydraulic, the fuel is routed to an engine for a zo fuel tank installed on board the rotorcraft and assigned to the fuel supply of a given engine.
More particularly, a fuel supply group of a group of engines fitted to a rotorcraft includes one or more fuel supply assemblies. In the case of a rotorcraft single engine, a fuel supply set is assigned to the unique engine fitted to the rotorcraft. In the case of a rotorcraft with several engines, such as a twin-engine rotorcraft, for example,
2 ensembles d'alimentation en carburant sont respectivement affectés à
chacun des moteurs pour leurs mises en fonctionnement autonome.
Pour un ensemble d'alimentation en carburant donné, celui-ci comprend principalement un réservoir à carburant et une nourrice réservant une quantité minimale de carburant. Selon les modalités d'implantation du réservoir à bord du giravion, le réservoir est susceptible de comprendre une poche unique ou d'être composé d'une pluralité de poches distinctes placées en communication fluidique entre elles. La nourrice est formée d'une enceinte qui est indépendante au 1.0 regard d'une libre communication fluidique du carburant depuis le réservoir vers la nourrice. La capacité de la nourrice est limitée à ce qui est au moins nécessaire à la poursuite du vol pendant une durée prédéterminée en cas de défaillance du giravion.
Le circuit hydraulique d'alimentation en carburant de l'organe moteur prélève le carburant à l'intérieur de la nourrice pour l'acheminer vers le moteur qui lui est affecté par une pompe d'alimentation intégrée au groupe de motorisation et entraînée par le moteur, et/ou éventuellement au moyen d'au moins une pompe de gavage plongée dans la nourrice. La nourrice est alimentée en carburant depuis le réservoir par un circuit hydraulique d'approvisionnement, mettant en oeuvre une pompe d'approvisionnement associée à un éjecteur plongé
dans le réservoir. Une telle pompe d'approvisionnement est potentiellement formée par une dite pompe de gavage. Un dispositif de trop plein restitue par débordement vers le réservoir l'excès de carburant hors de la nourrice.
Par ailleurs dans le cas d'un giravion à multiples moteurs alimentés en carburant par des ensembles d'alimentation en carburant respectifs, les différents réservoirs sont placés en communication fluidique entre eux par un circuit de transfert du carburant d'un 2 fuel supply sets are respectively allocated to each of the engines for their autonomous operation.
For a given fuel supply set, this one mainly includes a fuel tank and a nanny reserving a minimum amount of fuel. According to the modalities the reservoir on board the rotorcraft, the fuel tank is likely to comprise a single pocket or to be composed of a plurality of distinct pockets placed in fluid communication between they. The nanny is formed of an enclosure which is independent 1.0 look at a free fluidic communication of fuel since the tank to the nurse. The capacity of the nanny is limited to what is at least necessary to continue the flight for a period predetermined in case of failure of the rotorcraft.
The hydraulic system for fueling the organ engine takes the fuel inside the nanny to route it to the motor assigned to it by an integrated feed pump to the engine group and driven by the engine, and / or possibly by means of at least one plunged booster pump in the nanny. The nurse is fueled since the tank by a hydraulic supply circuit, putting in works a supply pump associated with a dipped ejector in the tank. Such a supply pump is potentially formed by a said booster pump. A device overflow restores by overflow to the tank the excess of fuel out of the nanny.
Moreover, in the case of a multi-engine rotorcraft fueled by fuel supply assemblies respective tanks, the different tanks are placed in communication fluidic between them by a fuel transfer circuit of a
3 réservoir à l'autre. Un tel circuit de transfert met notamment en oeuvre une pompe de transfert, qui peut être mise en uvre pour équilibrer les quantités de carburant respectivement contenues dans les différents réservoirs et/ou afin de permettre une exploitation de la totalité du carburant embarqué pour alimenter en carburant un quelconque moteur depuis le réservoir qui lui est affecté.
On pourra par exemple se reporter au document EP2567896 (EUROCOPTER FRANCE), qui décrit un tel groupe d'alimentation en carburant d'un groupe de motorisation équipant un giravion.
Il se pose le problème de l'installation et de la maintenance du groupe d'alimentation en carburant. Il est bien évidemment à prendre en compte non seulement l'agencement et les modalités d'exploitation propres de la réserve de carburant, mais aussi les modalités d'agencement et de fonctionnement des différents organes que comprend un tel groupe d'alimentation en carburant.
Selon une solution connue telle que décrite par le document US5451015 (BELL HELICOPTER TEXTRON INC), un compartiment logeant la réserve de carburant est ménagé à l'arrière du poste de pilotage du giravion à l'aplomb de l'axe de rotation du rotor principal.
Selon une autre solution connue telle que décrite par les documents FR2756255 (EUROCOPTER FRANCE) et EP2567896 (EUROCOPTER FRANCE), la réserve de carburant est stockée dans des poches à carburant disposées dans des compartiments respectifs ménagés en soubassement, ou barque, du fuselage du giravion. Les différentes poches à carburant d'un même dit ensemble d'alimentation en carburant sont en libre communication fluidique entre elles par des aménagements spécifiques communément désignés par intercommunication .
Selon cette configuration d'implantation de la réserve à carburant, les différentes poches à carburant d'un ou de plusieurs réservoirs sont placées sous un plancher technique de séparation entre la barque et l'habitacle du giravion. Un tel plancher technique est soutenu selon diverses modalités de montage par une armature fixée au fuselage du giravion, en ménageant un plan de chargement à l'intérieur de l'habitacle du giravion disposé en surplomb des compartiments de réception des poches à carburant.
Plus particulièrement, de tels planchers techniques d'aéronef sont couramment fixés sur des organes porteurs montés sur le fuselage de l'aéronef. De tels organes porteurs sont par exemple formés de poutres, de traverses et/ou jambes de soutien soutenues par le fuselage. On pourra par exemple se reporter à ce propos aux documents FR2933065 (AIBUS France SAS), FR2957050 (EADS France), FR2984273 (AEROLIA SAS) et FR2947524 (AIRBUS OPERATONS SAS), qui décrivent diverses modalités de montage d'un tel plancher technique à
bord d'un aéronef.
La solution d'un placement des réservoirs dans la barque d'un giravion permet de disposer d'un volume d'installation de la réserve de carburant conséquent. La quantité de carburant embarqué est avantageusement optimisée tout en bénéficiant d'un équilibrage naturel de la masse de carburant embarqué par rapport à l'axe de rotation du rotor principal du giravion procurant essentiellement sa sustentation.
Une telle recherche constante d'embarquement à bord d'un giravion d'une quantité de carburant optimisée est évoquée par le document US3966147 (GRUMMAN AEROSPACE CORP.).
En outre, un avantage du placement des réservoirs dans la barque d'un giravion permet d'éloigner au mieux les réservoirs par rapport au groupe de motorisation. Ces dispositions permettent de sécuriser au mieux le giravion au regard de l'emport du carburant qui se trouve placé
à distance d'une zone sensible du giravion dans laquelle est implanté le rotor principal du giravion et le groupe de motorisation qui génère de la chaleur.
5 Il est aussi connu d'implanter des réservoirs à carburant latéralement à l'extérieur du fuselage d'un giravion en étant portés par le fuselage. On pourra par exemple se reporter à ce propos au document US4860972 (ERA AVIAT. INC) et au document US3966147 (GRUMMAN AEROSPACE CORP.) précédemment mentionné.
Cependant d'une manière générale, l'installation et la maintenance de la réserve de carburant à l'intérieur du fuselage d'un giravion restent délicates. En effet, le volume utile du giravion exploité
pour le transport des personnes et du fret est recherché optimal, au détriment d'un accès aisé aux compartiments ménageant des locaux techniques tels que ceux logeant la réserve de carburant. En conséquence, les compartiments de réception des poches à carburant sont souvent difficilement accessibles par un opérateur.
On pourra à ce propos se reporter au document US5371935 (UNITED TECH. CORP) qui se rapporte à de telles difficultés d'accès à
des compartiments de réception de poches à carburant, voire encore au document précédemment mentionné US3966147 (GRUMMAN
AEROSPACE CORP.) qui propose d'éviter de telles difficultés d'accès en montant des réservoirs à carburant principaux latéralement à
l'extérieur du fuselage.
En fait, l'aisance d'accès aux compartiments de réception des poches à carburant est conditionnée par la structure même du fuselage du giravion. En effet, les fuselages de giravion sont essentiellement formés d'organes raidisseurs d'un revêtement agencés et fixés entre eux en conférant au fuselage une conformation désirée. Les organes raidisseurs et plus ou moins localement le revêtement sont travaillants mécaniquement vis-à-vis des efforts généraux supportés par le fuselage.
Pour conformer le fuselage, des organes raidisseurs transversaux chacun conformés en cadre délimitent localement le profil transversal du fuselage. De tels cadres, pouvant être de structures et de conformations distinctes, sont typiquement disposés à distance les uns des autres suivant l'extension longitudinale du fuselage entre l'avant et l'arrière de l'aéronef. Des raidisseurs longitudinaux, tels que des profilés pliés ou filés désignés par lisses ou par longerons, stabilisent le revêtement et l'ossature du fuselage.
Classiquement, lesdits efforts généraux supportés par le fuselage sont entre autres générés au moins par la portance et la propulsion du giravion. Un plancher supérieur travaillant est ancré sur au moins deux cadres médians délimitant longitudinalement un tronçon médian du fuselage interposé entre un poste de pilotage et une poutre de queue du giravion. Le plancher supérieur forme une paroi supérieure du fuselage, au moins en partie le long dudit tronçon médian, et supporte le rotor principal via une boîte de transmission de puissance principale ainsi qu'au moins en partie le groupe de motorisation.
Classiquement encore dans le cas où la réserve de carburant est logée en soubassement du fuselage du giravion, lesdits efforts généraux supportés par le fuselage sont potentiellement générés par la masse du carburant contenue dans les poches à carburant. Il en ressort que les poches à carburant sont classiquement soutenues par la face inférieure du giravion, ou ventre du giravion, formée par le revêtement du fuselage.
Dans ce contexte, il est nécessaire de ménager des trappes dans le plancher technique pour permettre à un opérateur d'accéder aux compartiments ménagés dans la barque du giravion pour la réception des réservoirs à carburant. Cependant, l'usage de telles trappes est malaisé et il doit être prévu des dispositions particulières pour faciliter l'accès aux réservoirs par un opérateur, tel que par exemple à la manière décrite par le document US5371935 (UNITED TECH. CORP).
Par ailleurs, un inconvénient de loger les réservoirs dans la barque du fuselage réside dans les difficultés d'implantation des différents passages du carburant, tels que d'un réservoir à l'autre, d'une poche à l'autre d'un même réservoir et/ou entre les nourrices et les réservoirs qui leur sont respectivement affectés.
En effet, de tels passages du carburant impliquent une fragilisation des cadres à travers lesquels doivent être ménagés lesdits passages. Les cadres devant être structurés pour pouvoir procurer la résistance souhaitée du fuselage vis-à-vis des efforts généraux auxquels il est soumis, leur fragilisation nécessite des dispositions particulières de renforcement des cadres avec en conséquence un accroissement de leur masse et une complexification de leur structure.
Par ailleurs, il doit être pris en compte une situation de crash du giravion pour protéger le personnel et les biens embarqués à bord du giravion. L'installation des réservoirs dans des compartiments du fuselage du giravion rend difficile une telle protection, tel qu'évoqué par le document précédemment mentionné US3966147 (GRUMMAN
AEROSPACE CORP.).
Il doit aussi être pris en compte la recherche constante en aéronautique d'une simplification des équipements d'un aéronef, en vue notamment de réduire leur masse et de simplifier les opérations de maintenance.
Il est bien évidemment compris que les notions de vertical , de horizontal , de longitudinal , de transversal , avant , arrière , inférieur , supérieur et de surplomb , sont des notions relatives qui sont à apprécier vis-à-vis de la station du giravion au sol et de l'extension longitudinale du fuselage entre l'avant et l'arrière du giravion. De telles notions sont communément identifiées par l'homme du métier.
Par ailleurs dans le contexte d'un fuselage de giravion, les notions de travaillant et de non travaillant sont des notions de qualification d'organes courantes pour l'homme du métier, de telles notions qualifiant des organes du fuselage travaillant ou non vis-à-vis des efforts généraux auxquels le fuselage est soumis.
Il apparaît que l'organisation et les modalités d'implantation à
bord d'un giravion d'un groupe d'alimentation en carburant d'un ou de plusieurs moteurs équipant le giravion, impliquent une recherche permanente pour l'homme du métier qui est confronté à une multitude de problèmes à résoudre et de difficultés à surmonter. L'homme du métier est en recherche permanente de solutions procurant un compromis satisfaisant entre les différents inconvénients et avantages liés à ces solutions.
La présente invention a pour objet un giravion équipé d'un groupe d'alimentation en carburant d'un groupe de motorisation du giravion comprenant au moins un moteur à combustion.
Le but de la présente invention s'inscrit dans la recherche du compromis susvisé, et vise plus particulièrement à proposer des modalités d'implantation à bord du giravion d'un tel groupe d'alimentation en carburant qui procurent une solution satisfaisante vis-à-vis d'un tel compromis.
Le giravion de la présente invention est équipé d'un groupe d'alimentation en carburant d'un groupe de motorisation du giravion comprenant au moins un moteur à combustion. Le giravion comporte un fuselage étendu longitudinalement entre l'avant et l'arrière du giravion et formé d'organes raidisseurs d'un revêtement. Les organes raidisseurs et le revêtement sont classiquement travaillants vis-à-vis des efforts généraux supportés par le fuselage.
Les organes raidisseurs comprennent au moins une succession longitudinale de cadres transversaux délimitant localement le profil transversal du fuselage et des raidisseurs longitudinaux du revêtement.
Les organes raidisseurs comprennent aussi au moins un plancher supérieur en prise solidaire avec au moins deux dits cadres, dits cadres médians. De tels cadres médians sont compris dans un tronçon médian du fuselage interposé entre un poste de pilotage et une poutre de queue.
Ledit plancher supérieur est classiquement travaillant vis-à-vis des efforts généraux supportés par le fuselage, en étant porteur au moins d'un rotor principal à axe sensiblement vertical procurant au moins la sustentation du giravion.
Ledit groupe d'alimentation en carburant comprend au moins un ensemble d'alimentation en carburant d'un moteur du groupe de motorisation, le ou les dits au moins un ensemble d'alimentation en carburant comprenant chacun au moins :
-) un réservoir à carburant comprenant notamment au moins une poche à carburant. Ledit réservoir est installé à l'intérieur d'au moins un compartiment inférieur du fuselage situé sous un plancher médian. Un tel plancher médian est un plancher au moins de séparation entre le compartiment inférieur et au moins un compartiment supérieur formant un local habitable du giravion.
-) une nourrice noyée dans le réservoir. Ladite nourrice est équipée au moins d'un circuit d'approvisionnement en carburant depuis le réservoir et d'un circuit d'alimentation en carburant depuis la nourrice vers le moteur auquel est affecté l'ensemble d'alimentation en carburant.
Selon la présente invention, ledit plancher médian est monté en prise solidaire avec tout ou partie des cadres du tronçon médian, et tout 10 au moins avec deux dits cadres médians en étant travaillant vis-à-vis des efforts généraux supportés par le fuselage. Le compartiment inférieur est exempt dudit revêtement à la face inférieure du fuselage.
La face inférieure du fuselage est ouverte vers l'extérieur en ménageant un débouché du compartiment inférieur vers l'extérieur du fuselage. Le réservoir est porté en suspension à la face inférieure du plancher médian, ledit plancher médian formant en outre un organe d'ancrage par suspension du réservoir qui est accessible depuis l'extérieur du fuselage à travers ledit débouché.
La structuration du plancher médian en plancher travaillant vis-à-vis des efforts généraux supportés par le fuselage autorise un agencement avantageux des modalités de montage du groupe d'alimentation en carburant à bord du giravion. En effet, le débouché
vers l'extérieur du compartiment inférieur est rendu possible à la face inférieure du fuselage libérée du revêtement.
L'accès à travers ledit débouché au compartiment inférieur et à
des moyens d'ancrage par suspension du réservoir au plancher médian est aisé. Un tel accès aisé au compartiment inférieur facilite l'installation et/ou le retrait du réservoir par un opérateur, ainsi que les opérations de maintenance de l'ensemble d'alimentation en carburant.
La solution proposée par l'invention permet d'éviter, pour l'implantation du groupe d'alimentation en carburant à bord du giravion et notamment pour l'installation du réservoir dans le compartiment inférieur, un démontage et une réinstallation traditionnels au moins d'une trappe que comporte le plancher médian voire du plancher médian dans son ensemble, étant rappelé que le plancher médian est habituellement formé d'un plancher technique non travaillant.
En outre, l'opération d'installation à bord du giravion du groupe d'alimentation en carburant peut être effectuée sur une chaîne de montage du giravion indépendamment d'autres opérations d'assemblage des organes constitutifs du giravion.
Le maintien en conformation des cadres est procuré par leur partie supérieure comprise entre le plancher supérieur et le plancher médian, indépendamment d'un prolongement des cadres en zone inférieure depuis le plancher médian pour ménager une paroi latérale du fuselage notamment agencée en jupe délimitant le compartiment inférieur.
Le dit débouché peut être ménagé à la face inférieure du fuselage zo sans affecter la résistance des cadres vis-à-vis des efforts généraux globalement supportés par le fuselage.
En outre, les cadres et plus particulièrement les cadres en prise solidaire avec le plancher médian, peuvent être dispensés d'un bord transversal inférieur de rigidification de leur maintien en conformation. Il en découle que le volume intérieur du compartiment inférieur peut être libre de tout obstacle potentiellement formé d'un bord inférieur des cadres, ce qui permet d'agencer librement le réservoir à l'intérieur du compartiment inférieur suivant son extension longitudinale.
Le réservoir peut s'étendre de manière continue en une même poche le long du compartiment inférieur, en évitant la contrainte des moyens d'intercommunication entre différentes poches distinctes composant classiquement un même réservoir et individuellement disposées entre deux cadres longitudinalement voisins.
En outre, le circuit d'approvisionnement en carburant de la nourrice et/ou éventuellement au moins un circuit de transfert de carburant entre plusieurs réservoirs respectivement affectés à
l'alimentation en carburant de différents moteurs du groupe de lo motorisation, peuvent être librement et aisément agencés en évitant notamment une fragilisation des cadres et en simplifiant les structures respectives des réservoirs et/ou desdits circuits.
En effet, la continuité longitudinale du volume intérieur du compartiment inférieur permet de préserver les cadres d'une fragilisation habituellement induite par des ouvertures ménagées à leur travers pour offrir des passages de carburant d'une zone à l'autre du compartiment inférieur délimitée entre deux cadres longitudinalement voisins, les cadres étant traditionnellement renforcés pour pallier une telle fragilisation.
Par ailleurs, l'ouverture de la face inférieure du fuselage pour ménager le débouché facilite la ventilation et le drainage du compartiment inférieur logeant le réservoir, ce qui permet d'accroître aisément la sécurisation du giravion vis-à-vis d'une échappée inopinée de gaz voire de carburant hors du réservoir.
Le compartiment inférieur est notamment délimité entre le plancher médian et une jupe latérale ménagée en soubassement du fuselage en prolongement du revêtement. Ces dispositions sont telles que ledit débouché est délimité entre des bords inférieurs libres de la jupe.
La jupe est notamment maintenue en conformation par des prolongements verticaux de montants latéraux des cadres médians depuis le plancher médian. La jupe est potentiellement munie d'organes de renfort à l'encontre d'un fléchissement de ses parois, notamment de ses parois longitudinales. De tels organes de renfort sont par exemple chacun agencés en caisson ménagé en bordure du débouché du compartiment inférieur sur l'extérieur du fuselage.
De tels prolongements des montants des cadres médians et/ou organes de renfort sont non travaillants vis-à-vis des efforts généraux supportés par le fuselage. Il en découle que lesdits prolongements peuvent être dispensés d'une ou de plusieurs traverses susceptibles de former un obstacle longitudinal inopportun dans le compartiment inférieur, tels que classiquement des bords transversaux inférieurs des cadres.
Le compartiment inférieur est de préférence équipé de moyens de stabilisation du maintien en suspension du réservoir par le plancher médian. De tels moyens de stabilisation sont avantageusement formés par des platines transversales ménagées à la base d'au moins un couple de dits cadres et emboîtées à l'intérieur de fentes que comporte la paroi supérieure du réservoir.
De telles platines, non travaillantes vis-à-vis des efforts généraux supportés par le fuselage, s'étendent potentiellement au moins partiellement, sinon suivant la totalité de la dimension transversale du fuselage reliant entre eux des montants transversalement opposés d'un même cadre.
Selon une forme de réalisation, lesdites fentes sont issues de la paroi supérieure du réservoir en ménageant un cloisonnement vertical du réservoir séparant son volume intérieur en une pluralité de chambres longitudinalement successives. Des passages de carburant entre deux chambres voisines d'un même réservoir peuvent être aisément ménagés en fond du réservoir à la base du cloisonnement. De telles dispositions permettent de ménager simplement des intercommunications entre les différentes chambres d'un même réservoir.
On relèvera que le réservoir peut être avantageusement rigidifié
par les platines logées dans les fentes, lesdites platines formant des éléments de renfort évitant une déformation du réservoir potentiellement constitué d'une poche flexible.
Selon une forme préférée de réalisation, la nourrice est placée dans une chambre longitudinalement médiane du réservoir disposée entre deux cadres voisins. Ladite chambre longitudinalement médiane est préférentiellement ménagée sensiblement à l'aplomb de l'axe de rotation du rotor principal du giravion entre les deux dits cadres médians.
Conformément à une forme de réalisation selon laquelle le groupe d'alimentation en carburant comporte une pluralité de dits ensembles d'alimentation en carburant, les réservoirs respectifs desdits ensembles d'alimentation en carburant sont en communication fluidique entre eux par l'intermédiaire d'un circuit de transfert de carburant s'étendant transversalement entre les réservoirs en étant ménagé entre deux cadres voisins.
Un tel circuit de transfert de carburant peut être avantageusement ménagé entre les nourrices respectives des dits ensembles d'alimentation en carburant.
Le réservoir comporte de préférence une paroi de fond intégrant des pentes de drainage par gravité du carburant vers un débouché du circuit d'approvisionnement à travers lequel est prélevé le carburant pour son acheminement vers la nourrice, ledit débouché étant 5 notamment ménagé par un éjecteur. De telles dispositions permettent de drainer la totalité du carburant à l'intérieur du réservoir vers le circuit d'approvisionnement en carburant, en évitant à cet effet un aménagement spécifique du compartiment inférieur.
Lesdites pentes sont par exemple ménagées par incorporation au 10 réservoir de blocs de matériau cellulaire conférant à ladite paroi de fond une conformation localement pentue.
Le réservoir peut être indifféremment agencé en poche flexible ou en poche plus rigide ayant une tenue naturelle en conformation. En effet, l'accès depuis l'extérieur du giravion au compartiment inférieur 15 procuré par son débouché autorise l'exploitation d'un réservoir rigide sans affecter l'aisance de son installation et/ou de son retrait.
Il est à relever que selon une forme de réalisation, la paroi inférieure du fuselage dans la zone du compartiment inférieur est potentiellement formée au moins en partie par une paroi de fond du réservoir clôturant le débouché, de sorte que le fond du réservoir est exploité pour former au moins en partie le ventre du giravion.
Selon une forme de réalisation, la paroi inférieure du fuselage dans la zone du compartiment inférieur est formée au moins en partie par une paroi amovible de fermeture du débouché, telle qu'agencée en capot. Il est bien évident qu'une telle paroi amovible est non travaillante vis-à-vis des efforts généraux supportés par le fuselage.
En cas de crash du giravion, le plancher médian constitue un bouclier de protection du compartiment supérieur à l'encontre d'une intrusion du réservoir et/ou des divers organes du groupe d'alimentation en carburant logés dans le compartiment inférieur.
Des moyens d'ancrage en suspension du réservoir sont avantageusement de structure simple, en étant par exemple formés d'organes d'accrochage solidaires du plancher médian et coopérant avec des sangles équipant le réservoir.
Selon une forme avantageuse de réalisation, les moyens d'ancrage sont potentiellement munis de moyens de rupture de la coopération entre les organes d'accrochage et les sangles, par exemple mis en oeuvre spontanément à un seuil d'effort prédéterminé et/ou par commande par le pilote du giravion d'une activation de tels moyens de rupture. De tels moyens de rupture sont potentiellement agencés en moyens connus de l'homme du métier et autorisent traditionnellement, en cas de crash du giravion, un largage d'un réservoir de carburant monté par exemple à l'extérieur du fuselage.
La face inférieure du compartiment inférieur étant ouverte sur l'extérieur, une mise en oeuvre de tels moyens de rupture autorise un largage du réservoir à travers ledit débouché opéré notamment en cas de crash du giravion.
Des exemples de réalisation de la présente invention vont être décrits en relation avec les figures des planches annexées, dans lesquelles :
- les fig.1 et fig.2 sont des illustrations d'un fuselage d'un giravion porteur en suspension d'une réserve de carburant selon un exemple de réalisation de l'invention, respectivement représenté en perspective et en coupe transversale médiane.
- la fig.3 est une illustration en vue de dessus d'une réserve de carburant composée de plusieurs réservoirs équipant le giravion représenté sur les fig.1 et fig.2.
- les fig.4 et fig.5 sont des illustrations partielles du fuselage du giravion représenté sur les fig.1 et fig.2 logeant en soubassement une réserve de carburant, respectivement en perspective écorchée et en coupe longitudinale.
- la fig.6 est une illustration schématique d'une réserve de carburant équipant un giravion représenté sur les fig.1 et fig.2.
Sur la fig.1, un giravion 1 comprend longitudinalement un poste de pilotage 2 situé à l'avant et une poutre de queue 3 supportant un dispositif anti-couple arrière, tel qu'un rotor arrière 4 par exemple. Le poste de pilotage 2 et la poutre de queue 3 sont longitudinalement séparés l'un de l'autre par un tronçon médian 5 du fuselage du giravion 1. Le tronçon médian 5 est cloisonné par un plancher médian 12b ménageant un compartiment supérieur 6 formant un local habitable et un compartiment inférieur 7 formant un local technique.
Le fuselage du giravion 1 s'étend longitudinalement entre l'avant et l'arrière du giravion 1 et est principalement formé d'organes raidisseurs d'un revêtement 8. De tels organes raidisseurs et revêtement 8 sont communément travaillants vis-à-vis des efforts généraux supportés par le fuselage. Classiquement, les organes raidisseurs comprennent des cadres transversaux 9a-9f (9a,9b,9c,9d,9e,9f) et 10a,10b par exemple, qui délimitent localement le profil transversal du fuselage du giravion 1 en étant successivement disposés longitudinalement à distance les uns des autres. Des raidisseurs longitudinaux 11a et 11b sont par exemple formés de lisses stabilisant le revêtement et/ou sont formés par des longerons.
Les organes raidisseurs comprennent aussi un couple de planchers 12a,12b en prise solidaire avec au moins deux cadres du tronçon médian 5, dits cadres médians 9a,9b. L'un desdits planchers est constitué du plancher médian 12b et l'autre desdits planchers est constitué d'un plancher supérieur 12a surplombant ledit plancher médian 12b au moins partiellement. L'extension longitudinale du plancher médian 12b est de préférence optimisée pour accroître au mieux le volume utile du compartiment inférieur 7.
Traditionnellement, le plancher supérieur 12a est porteur d'un rotor principal 14 à axe sensiblement vertical du giravion 1, notamment par l'intermédiaire d'une boîte 15 de transmission de puissance principale. Le giravion 1 est équipé d'un groupe de motorisation 13 comprenant au moins un moteur 13a,13b pour fournir au giravion la puissance mécanique nécessaire à son fonctionnement, et notamment la puissance mécanique nécessaire à l'entraînement des rotors 4,14.
Le groupe de motorisation 13 est couramment monté sur le plancher supérieur 12a. Sur l'exemple de réalisation illustré, le giravion 1 est équipé de deux moteurs 13a,13b. Il est cependant compris que l'invention est aussi applicable à un giravion monomoteur ou à un giravion équipé de plus de deux moteurs.
Sur l'exemple de réalisation illustré, le plancher médian 12b s'étend le long de la totalité du tronçon médian 5, en étant prolongé
sous le poste de pilotage par un plancher technique 18 non travaillant vis-à-vis des efforts généraux supportés par le fuselage. Un tel plancher technique 18 est classiquement porté par des cadres 10a,10b du poste de pilotage 2, voire encore par un cadre avant 9c du tronçon médian 5, par l'intermédiaire d'organes de soutien non travaillants typiquement agencés en béquilles, en traverses et/ou en longerons par exemple.
Sur les fig.1 et fig.2, le compartiment inférieur 7 du fuselage est dédié à la réception d'une réserve de carburant 16 pour permettre l'alimentation en carburant du groupe de motorisation. Le plancher médian 12b est exploité pour porter par suspension la réserve de carburant 16 en permettant, en raison de son caractère travaillant, de dégager la face inférieure du fuselage du revêtement 8 afin de ménager un débouché 17 du compartiment inférieur 7 sur l'extérieur du giravion 1.
Sur la fig.2, la suspension au plancher médian 12b de la réserve 1.0 de carburant 16 est réalisée par des moyens d'ancrage associant des organes d'accrochage 19 coopérant avec des sangles 20 équipant au moins un réservoir de la réserve de carburant 16. Les organes d'accrochage 19 sont en prise solidaire avec la face inférieure du plancher médian 12b, une telle prise solidaire étant potentiellement réalisée par intégration ou par fixation des organes d'accrochages 19 à
la face inférieure du plancher médian 12b.
Le compartiment inférieur 7 est délimité entre le plancher médian 12b et une jupe 21 latérale du fuselage ménagée en prolongement vertical du revêtement 8. La jupe 21 est maintenue en conformation par les montants des cadres du tronçon médian 5, en étant munie d'organes de renfort 23 pour favoriser son maintien en conformation, notamment à
l'encontre d'un fléchissement transversal. Les organes de renfort 23 sont agencés en caissons rapportés à la base de la jupe 21 en bordure du débouché 17 sur l'extérieur du compartiment inférieur 7. La jupe 21 est ouverte à sa face inférieure en délimitant entre ses bords libres inférieurs le débouché 17 du compartiment inférieur 7 sur l'extérieur du giravion. Ledit débouché 17 est potentiellement obturé par une paroi amovible 22 fixée de manière facilement réversible sur le fuselage. Une telle paroi amovible 22, non travaillante vis-à-vis des efforts supportés par le fuselage, est par exemple agencée en capot de clôture du débouché 17.
Sur les fig.3 à fig.5, les moteurs 13a,13b du groupe de motorisation 13 sont chacun alimentés en carburant depuis la réserve 5 de carburant 16 par des circuits d'alimentation 24a,24b qui leur sont respectivement affectés.
Sur la fig.3, la réserve de carburant est subdivisée en plusieurs réservoirs 25,26 respectivement affectés à l'alimentation en carburant des moteurs 13a,13b par l'intermédiaire des circuits d'alimentation 10 24a,24b. La fig.3 illustre deux ensembles d'alimentation en carburant de moteurs 13a,13b respectifs du groupe de motorisation, tandis que les fig.4 et fig.5 illustrent en vue longitudinalement écorchée seulement l'un des dits ensembles d'alimentation en carburant.
Sur les fig.3 à fig.5, chaque ensemble d'alimentation en carburant 15 d'un moteur 13a,13b donné comprend un réservoir 25,26 à l'intérieur duquel est logée une nourrice 28a,28b. Les réservoirs 25,26 sont chacun formés d'une poche unique. Un premier réservoir 25 s'étend depuis l'avant vers une zone longitudinalement médiane du compartiment inférieur 7 et un deuxième réservoir 26 s'étend depuis 20 l'arrière vers la dite zone longitudinalement médiane du compartiment inférieur 7. Des moyens de stabilisation du maintien en suspension des réservoirs 25,26 sont ménagés en interposition entre les cadres 9a-9f et les réservoirs 25,26.
Plus particulièrement sur les fig.4 et fig.5, les cadres 9a-9f comportent chacun à leur base des platines 38 transversales coopérant par emboîtement avec des fentes 39 ménagées dans la paroi supérieure des réservoirs 25,26. De telles platines 38 logées dans les fentes 39 s'étendent verticalement et transversalement. Les fentes 39 sont issues de la paroi supérieure des réservoirs 25,26 en étant avantageusement formées par des renvois sur elle-même de la paroi supérieure des réservoirs 25,26.
Les fentes 39 forment des cloisonnements verticaux internes des réservoirs 25,26 subdivisant le volume d'un même réservoir 25,26 en une pluralité de chambres 36a,36b,36c ; 37a,37b,37c longitudinalement successives. L'étendue transversale des platines 38, voire encore des fentes 39, est potentiellement limitée, les platines ne constituant pas des organes travaillants de l'armature. De telles platines 38 et fentes 39 forment lesdits moyens de stabilisation du maintien en suspension des réservoirs 25,26.
Pour maintenir une libre circulation du carburant entre les différentes chambres 36a,36b,36c ; 37a,37b,37c d'un même réservoir 25,26, des passages 40a,40b de carburant entre les chambres sont ménagés à la base des réservoirs 25,26. A cet effet sur l'exemple de réalisation illustré, les platines 38 et les fentes 39 s'étendent partiellement suivant l'extension verticale des réservoirs 25,26 de sorte que lesdits passages 40a,40b sont ménagés entre la base des fentes 39 et le fond des réservoirs 25,26. Selon une autre forme de réalisation non représentée, lesdits passages 40a,40b sont formés par au moins un orifice et/ou un conduit ménagés à travers les platines 38 qui s'étendent jusqu'à la base des cadres 9a-9f.
Des intercommunications entre les différentes chambres 36a,36b,36c ; 37a,37b,37c d'un même réservoir 25,26 sont ainsi simplement ménagées par lesdits passages 40a,40b formés par des débouchés des chambres 36a,36b,36c ; 37a,37b,37c l'une sur l'autre ménagés à la base des réservoirs 25,26.
Des chambres médianes 36c,37c respectives des réservoirs 25,26 sont placées transversalement côte-à-côte sensiblement à l'aplomb du rotor principal, en logeant chacune la nourrice 28a,28b qui leur est affectée. Des pompes de gavage sont potentiellement noyées dans chacune des nourrices 28a,28b pour prélever le carburant et l'acheminer vers le moteur 13a,13b qui leur est affecté.
Des pompes d'approvisionnement 29a,29b sont exploitées pour approvisionner les nourrices 28a,28b en carburant, par l'intermédiaire de circuits d'approvisionnement 34a,34b mettant classiquement en oeuvre des éjecteurs 35a,35b noyés dans les réservoirs 25,26 respectivement affectés aux nourrices 28a,28b. Sur l'exemple de réalisation illustré, de telles pompes d'approvisionnement 29a,29b sont potentiellement formées par de dites pompes de gavage.
Des pompes d'alimentation 31a,31b des moteurs 13a,13b en carburant sont chacune entraînées par un moteur 13a,13b qui leur est affecté. Classiquement dans le cas d'une utilisation de dites pompes de gavage, les pompes d'alimentation 31a,31b relaient les pompes de gavage.
Les nourrices 28a,28b sont placées en communication fluidique entre elles par l'intermédiaire d'un circuit de transfert 32 mettant en oeuvre une pompe de transfert 33. Un tel circuit de transfert 32 est typiquement exploité pour transférer au besoin du carburant d'un ensemble d'alimentation affecté à un moteur 13a,13b vers un ensemble d'alimentation affecté à un autre moteur 13a,13b.
Il apparaît que l'architecture de montage à bord du giravion du groupe d'alimentation en carburant est de structure simple avec une capacité d'embarquement d'un volume optimisé de carburant. En outre, les avantages suivants sont notamment à relever :
-) la continuité du volume intérieur des réservoirs 25,26 est procurée par les intercommunications entre les chambres 36a,36b,36c ;
37a,37b,37c d'un même réservoir 25,26 agencées en dits passages 40a,40b de carburant ménagés à la base des moyens de stabilisation 38,39. Un tel agencement desdites intercommunications évite un affaiblissement des cadres 9a-9f libérés d'un bord inférieur en raison de la conception d'un plancher médian 12b travaillant. En effet tel que couramment pratiqué dans le domaine des giravions, les intercommunications usuelles entre différentes poches distinctes composant un même réservoir logé en soubassement du fuselage, impliquent une fragilisation des cadres et plus particulièrement de leur bord inférieur, les cadres devant en conséquence être renforcés.
-) un accès au compartiment inférieur 7 est procuré depuis l'extérieur du fuselage à travers ledit débouché 17. Un tel accès facilite pour un opérateur un accès aux réservoirs 25,26 et aux différents circuits 24a,24b ;34a,34b ;32 que comprend le groupe d'alimentation en carburant. L'installation et la maintenance des réservoirs 25,26 en sont facilitées.
-) une ventilation du compartiment inférieur 7, et donc une sécurisation du giravion vis-à-vis de l'émission de gaz par le groupe d'alimentation en carburant, sont obtenues de manière simple grâce au débouché 17 du compartiment inférieur 7 sur l'extérieur du fuselage qui procure une telle ventilation. Le compartiment inférieur 7 peut être dispensé
d'aménagements spécifiques pour sa ventilation.
-) au regard d'un simple plancher technique, l'espace habitable du giravion 1, comprenant le poste de pilotage 2 et le compartiment supérieur 6, est mieux protégé par le plancher médian 12b en cas de crash du giravion à l'encontre d'une intrusion des organes que comprend le groupe d'alimentation en carburant voire encore d'organes du giravion tels qu'un atterrisseur voire d'éléments extérieurs au giravion 1.
Sur la fig.2, le plancher médian 12b est par exemple formé de panneaux 41 travaillants portés par des traverses 42 travaillantes en prise solidaire avec les cadres du fuselage, tel que par l'intermédiaire de longerons 43 travaillants reliant les traverses 42 entre elles. Les panneaux 41 sont potentiellement fixés par rivetage sur lesdites traverses 42 et/ou sur lesdits longerons 43 en étant de préférence encastrés à leurs bords dans des goulottes ménagées au moins par les 1.0 dites traverses 42 sinon aussi par lesdits longerons 43. Un tel encastrement des panneaux procure un renfort du plancher médian 12b favorisant sa résistance globale vis-à-vis des efforts généraux supportés par le fuselage et plus particulièrement vis-à-vis de la masse de carburant embarqué à bord du giravion 1 par suspension du ou des réservoirs 25,26.
Selon une forme de réalisation, lesdits panneaux 41 sont de préférence formés de panneaux stratifiés agencés en panneaux alvéolés armés par au moins une strate de renfort en matériaux composites intégrant des fibres multidirectionnelles noyées dans une matrice résineuse.
Sur la fig.6, un réservoir 25 d'un ensemble d'alimentation en carburant équipant un giravion 1 tel qu'illustré pour exemple sur la fig.1, est classiquement agencé en poche flexible. Le réservoir 25 intègre en son fond des blocs 27 de matériau cellulaire ménageant des pentes 30 de drainage du carburant vers l'éjecteur 35b du circuit d'approvisionnement 34b en carburant de la nourrice 28b qui lui est affectée.
On comprendra que les numéros de référence communs aux différentes figures sont correspondants à de mêmes organes du giravion et notamment du groupe d'alimentation en carburant dont il est équipé, de tels organes identifiés par lesdits numéros de référence communs 5 étant potentiellement non représentés d'une figure à l'autre. 3 tank to another. Such a transfer circuit implements in particular a transfer pump, which can be implemented to balance the quantities of fuel respectively contained in the different tanks and / or to allow the exploitation of the entire on-board fuel to fuel any engine from the tank assigned to it.
For example, reference can be made to EP2567896 (EUROCOPTER FRANCE), which describes such a feed group in fuel of a group of engines equipping a rotorcraft.
There is the problem of the installation and maintenance of the fuel supply group. It is obviously necessary to take not only the layout and operating procedures of the fuel reserve, but also the detailed rules of arrangement and operation of the various organs includes such a fuel supply group.
According to a known solution as described by the document US5451015 (BELL HELICOPTER TEXTRON INC), a compartment housing the fuel supply is provided at the rear of the piloting of the rotorcraft directly above the axis of rotation of the main rotor.
According to another known solution as described by the documents FR2756255 (EUROCOPTER FRANCE) and EP2567896 (EUROCOPTER FRANCE), the fuel reserve is stored in fuel pockets arranged in respective compartments arranged in underbody, or boat, of the fuselage of the rotorcraft. The different fuel pockets of the same said power supply fuel are in free fluid communication with each other by means of specific facilities commonly referred to by intercommunication.
According to this installation configuration of the fuel reserve, the different fuel pockets of one or more tanks are under a technical separation floor between the boat and the cockpit of the rotorcraft. Such a technical floor is supported according to various mounting methods by a frame attached to the fuselage of the rotorcraft, by arranging a loading plan inside the the cockpit of the rotorcraft overhanging the compartments of receiving fuel pockets.
More particularly, such aircraft technical floors are commonly attached to support members mounted on the fuselage of the aircraft. Such carrier members are for example formed of beams, sleepers and / or support legs supported by the fuselage. We For example, please refer to documents FR2933065 (AIBUS France SAS), FR2957050 (EADS France), FR2984273 (AEROLIA SAS) and FR2947524 (AIRBUS OPERATONS SAS), which describe various methods of mounting such a technical floor to board of an aircraft.
The solution of a placement of the tanks in the boat of a rotorcraft makes it possible to have a volume of installation of the reserve of fuel therefore. The amount of fuel on board is advantageously optimized while benefiting from natural balancing of the fuel mass embarked with respect to the axis of rotation of the main rotor of the rotorcraft providing essentially its lift.
Such a constant search for boarding a rotorcraft an optimized amount of fuel is evoked by the document US3966147 (GRUMMAN AEROSPACE CORP.).
In addition, an advantage of the placement of tanks in the boat of a rotorcraft makes it possible to distance the tanks as much as possible from motorisation group. These provisions make it possible to secure better the rotorcraft with regard to the transport of fuel that is placed remote from a sensitive area of the rotorcraft in which is implanted the main rotorcraft rotorcraft and the engine group that generates the heat.
5 He is also known to implement fuel tanks laterally outside the fuselage of a rotorcraft being carried by the fuselage. For example, we can refer to this US4860972 (ERA AVIAT INC) and US3966147 (GRUMMAN AEROSPACE CORP.) Previously mentioned.
However, in general, the installation and maintenance of the fuel reserve inside the fuselage of a rotorcraft remain delicate. Indeed, the useful volume of the exploited rotorcraft for the transport of people and freight is sought optimal, at detrimental to easy access to compartments with local facilities techniques such as those housing the fuel reserve. In consequently, the compartments for receiving fuel bags are often difficult to access by an operator.
In this regard, reference may be made to US5371935 (UNITED TECH, CORP) which relates to such difficulties of access to compartments for receiving fuel bags, or even previously mentioned document US3966147 (GRUMMAN
AEROSPACE CORP.) Which proposes to avoid such difficulties of access by mounting main fuel tanks laterally to the outside of the fuselage.
In fact, the ease of access to the receiving compartments of fuel pockets is conditioned by the very structure of the fuselage of the rotorcraft. Indeed, the rotorcraft fuselages are essentially formed of stiffeners of a coating arranged and fixed between by giving the fuselage a desired conformation. Organs stiffeners and more or less locally coating are hard working mechanically vis-à-vis the general efforts supported by the fuselage.
To conform the fuselage, transverse stiffening members each shaped as a frame locally delimit the transverse profile of the fuselage. Such frameworks, which can be structures and distinct conformations, are typically arranged at a distance from one another others following the longitudinal extension of the fuselage between the front and the back of the aircraft. Longitudinal stiffeners, such as bent or extruded profiles designated by rails or spars, stabilize the coating and fuselage frame.
Conventionally, said general efforts supported by the fuselage are generated among other things by at least the lift and propulsion of the rotorcraft. A working upper floor is anchored on at least two medial frames delimiting longitudinally a median section of the fuselage interposed between a cockpit and a tail boom of the rotorcraft. The upper floor forms an upper wall of the fuselage, at least partly along said median section, and supports the rotor main via a main power gearbox as well that at least partly the motorization group.
Classically still in the case where the fuel reserve is housed in the underbody of the rotorcraft fuselage, those efforts fuselage-borne generals are potentially generated by the mass of fuel contained in the fuel pockets. It shows that fuel pockets are classically supported by the face lower rotorcraft, or belly of the rotorcraft, formed by the coating of the fuselage.
In this context, it is necessary to provide traps the technical floor to allow an operator access to compartments arranged in the boat of the rotorcraft for the reception fuel tanks. However, the use of such traps is difficult and special arrangements should be made to facilitate access to the tanks by an operator, such as for example as described in US5371935 (UNITED TECH CORP).
Moreover, a disadvantage of housing the tanks in the the fuselage barque lies in the difficulties of different fuel passages, such as from one tank to another, from one pocket to the other of the same tank and / or between the nurses and the reservoirs assigned to them respectively.
Indeed, such passages of the fuel involve a fragilisation of frames through which must be spared passages. Frames to be structured to be able to provide the desired resistance of the fuselage to general efforts to which it is subject, their weakening requires framework reinforcement with a consequent increase of their mass and a complexity of their structure.
Moreover, it must be taken into account a situation of crash of rotorcraft to protect personnel and goods on board the rotorcraft. The installation of the tanks in compartments of the fuselage of the rotorcraft makes such protection difficult, as evoked by the previously mentioned document US3966147 (GRUMMAN
AEROSPACE CORP.).
It must also be taken into account the constant search in aeronautics to simplify the equipment of an aircraft, with a view to in particular to reduce their mass and to simplify the operations of maintenance.
It is of course understood that the notions of vertical, horizontal, longitudinal, transverse, before, rear, lower, upper and overhang, are relative notions that are to be appreciated with respect to the rotorcraft station ground and the longitudinal extension of the fuselage between the front and the rear of the rotorcraft. Such notions are commonly identified by the skilled person.
Moreover, in the context of a rotorcraft fuselage, the concepts working and non-working are notions of common organs for the person skilled in the art, such qualifying notions of fuselage members working or not vis-à-vis general efforts to which the fuselage is subjected.
It appears that the organization and the arrangements for edge of a rotorcraft of a fuel group of one or several engines fitted to the rotorcraft, involve a search permanent for the skilled person who is confronted with a multitude problems to solve and difficulties to overcome. The man of profession is constantly seeking solutions that provide a satisfactory compromise between the various disadvantages and advantages related to these solutions.
The present invention relates to a rotorcraft equipped with a group of fuel supply of a group of engines of the rotorcraft comprising at least one combustion engine.
The purpose of the present invention is in the search for the above-mentioned compromise, and aims more particularly at proposing implementation procedures on board the rotorcraft of such a group fuel supply which provide a satisfactory solution for against such a compromise.
The rotorcraft of the present invention is equipped with a group of fuel supply of a group of engines of the rotorcraft comprising at least one combustion engine. The rotorcraft has a fuselage extended longitudinally between the front and the rear of the rotorcraft and formed of stiffening members of a coating. Organs stiffeners and the coating are conventionally working vis-à-vis general efforts supported by the fuselage.
The stiffening members comprise at least one succession longitudinal transversal frames delimiting the profile locally cross section of the fuselage and the longitudinal stiffeners of the coating.
The stiffening members also comprise at least one floor superior in solidarity with at least two so-called frames, so-called frames Median. Such median frames are included in a median section of the fuselage interposed between a cockpit and a beam of tail.
Said upper floor is conventionally working vis-à-vis general efforts supported by the fuselage, being less than a main rotor with a substantially vertical axis less the lift of the rotorcraft.
Said fuel supply unit comprises at least one set of fuel supply of a motor of the group of motorization, said at least one power supply unit fuel each comprising at least:
-) a fuel tank including in particular at least one pocket fuel. Said tank is installed inside at least one lower compartment of the fuselage located under a median floor. A
such median floor is a floor at least separation between the lower compartment and at least one upper compartment forming a habitable space of the rotorcraft.
-) a nurse drowned in the tank. The said nurse is equipped at less than one fuel system from the tank and a fuel supply circuit from the nurse to the engine to which the fuel supply assembly is assigned.
According to the present invention, said median floor is mounted in taken together with all or part of the frames of the median section, and all 10 to less with two so-called middle frames while being working vis-à-vis general efforts supported by the fuselage. The compartment lower is free of said coating to the underside of the fuselage.
The underside of the fuselage is open to the outside an outlet of the lower compartment towards the outside of the fuselage. The tank is suspended in the underside of the floor median floor, said median floor also forming an anchoring member by tank suspension that is accessible from outside the fuselage through said outlet.
The structuring of the median floor in floor working vis-à-the general forces supported by the fuselage advantageous arrangement of the assembly methods of the group fuel supply on board the rotorcraft. Indeed, the market towards the outside of the lower compartment is made possible to the face lower fuselage released from the coating.
Access through said outlet to the lower compartment and to means for anchoring by suspending the tank at the median floor is easy. Such easy access to the lower compartment facilitates the installation and / or removal of the tank by an operator, as well as maintenance operations of the fuel supply assembly.
The solution proposed by the invention makes it possible to avoid, for the installation of the fuel supply group on board the rotorcraft and in particular for the installation of the tank in the compartment less, traditional disassembly and resettlement at least a hatch that includes the median floor or even the median floor as a whole, being reminded that the median floor is usually formed of a non-working technical floor.
In addition, the installation operation aboard the group rotorcraft fuel supply can be performed on a chain of Mount the rotorcraft independently of other assembly operations constituent bodies of the rotorcraft.
The maintenance in conformation of the frames is procured by their part greater than between the upper floor and the median floor, regardless of an extension of the frames in the lower area from the median floor to provide a side wall of the fuselage in particular arranged in a skirt delimiting the lower compartment.
The said outlet can be provided on the underside of the fuselage zo without affecting the strength of the frames vis-à-vis efforts general globally supported by the fuselage.
In addition, executives and more particularly executives in solid with the median floor, can be dispensed from an edge transversal lower stiffening of their maintenance in conformation. he It follows that the interior volume of the lower compartment can be free of any obstacle potentially formed by a lower edge of frames, which allows to freely arrange the tank inside the lower compartment according to its longitudinal extension.
The reservoir can extend continuously in the same pocket along the lower compartment, avoiding the constraint of means of intercommunication between different distinct pockets component classically a same tank and individually disposed between two longitudinally adjacent frames.
In addition, the fuel system of the nurse and / or possibly at least one transfer circuit of fuel between several tanks respectively assigned to the fuel supply of different engines of the group of lo motorization, can be freely and easily arranged avoiding including weakening of frames and simplifying structures respective reservoirs and / or circuits.
Indeed, the longitudinal continuity of the interior volume of the lower compartment helps preserve the frames of a embrittlement usually induced by openings to their through to provide fuel passages from one area to another of the lower compartment delimited between two frames longitudinally neighbors, the frames being traditionally reinforced to compensate for such embrittlement.
In addition, the opening of the underside of the fuselage for the outlet facilitates the ventilation and drainage of the lower compartment housing the tank, which allows to increase easily secure the rotorcraft vis-à-vis an unexpected escape gas or fuel out of the tank.
The lower compartment is defined in particular between the median floor and a lateral skirt formed in the base of the fuselage in extension of the coating. These provisions are such that said outlet is delimited between the lower free edges of the skirt.
The skirt is particularly maintained in conformation by vertical extensions of lateral uprights of middle frames from the median floor. The skirt is potentially equipped with organs reinforcement against a deflection of its walls, in particular of its longitudinal walls. Such reinforcing members are for example each arranged in box formed at the edge of the outlet of the lower compartment on the outside of the fuselage.
Such extensions of the amounts of the middle frames and / or reinforcement organs are not working towards general efforts supported by the fuselage. It follows that those extensions may be exempted from one or more sleepers which may to form an untimely longitudinal obstacle in the compartment lower, as conventionally lower transverse edges of the frames.
The lower compartment is preferably equipped with means of stabilization of the tank suspension by the floor median. Such stabilization means are advantageously formed by transverse plates arranged at the base of at least one couple of said frames and nested inside slots that includes the upper wall of the tank.
Such turntables, not working towards general efforts supported by the fuselage, potentially extend at least partially, if not the whole of the transverse dimension of the fuselage connecting between them transversely opposite amounts of a same frame.
According to one embodiment, said slots come from the top wall of the tank with vertical partitioning of the tank separating its interior volume into a plurality of chambers longitudinally successive. Fuel passages between two adjoining rooms of the same tank can be easily arranged at the bottom of the tank at the base of the partition. Such provisions allow for simple intercommunication between different rooms of the same tank.
It will be noted that the reservoir can be advantageously stiffened by the plates housed in the slots, said plates forming reinforcing elements avoiding a deformation of the reservoir potentially consisting of a flexible pocket.
According to a preferred embodiment, the nurse is placed in a longitudinally median chamber of the arranged tank between two neighboring frames. Said longitudinally median chamber is preferably arranged substantially in line with the axis of rotation of the main rotor of the rotorcraft between the two said frames Median.
According to an embodiment according to which the group fuel supply comprises a plurality of said sets fuel supply, the respective tanks of said sets fuel supply are in fluid communication with each other via a fuel transfer circuit extending transversely between the tanks being arranged between two neighboring frames.
Such a fuel transfer circuit can be advantageously arranged between the respective nannies of the said groups fuel supply.
The reservoir preferably comprises a bottom wall integrating gravity drainage slopes of the fuel to an outlet of the supply circuit through which the fuel is taken for its delivery to the nanny, said outlet being 5 in particular provided by an ejector. Such provisions allow to drain all the fuel inside the tank to the fuel supply system, avoiding for this purpose a specific layout of the lower compartment.
Said slopes are for example formed by incorporation into 10 tank of blocks of cellular material conferring on said wall of background a locally sloping conformation.
The reservoir can be indifferently arranged in a flexible bag or in a more rigid pocket with a natural conformation. In effect, access from the outside of the rotorcraft to the lower compartment 15 procured by its outlet authorizes the operation of a rigid tank without affecting the ease of installation and / or removal.
It should be noted that according to one embodiment, the wall bottom of the fuselage in the area of the lower compartment is potentially formed at least in part by a bottom wall of the tank closing the outlet, so that the bottom of the tank is exploited to form at least partly the belly of the rotorcraft.
According to one embodiment, the lower wall of the fuselage in the area of the lower compartment is formed at least in part by a removable closing wall of the outlet, as arranged in cover. It is obvious that such a removable wall is non-working vis-à-vis the general efforts supported by the fuselage.
In the event of a rotorcraft crash, the median floor is a protective shield of the upper compartment against a intrusion of the tank and / or the various organs of the feeding group fuel stored in the lower compartment.
Anchoring means in suspension of the reservoir are advantageously of simple structure, being for example formed fastening members integral with the median floor and cooperating with straps equipping the tank.
According to an advantageous embodiment, the means anchors are potentially equipped with means of breaking the cooperation between the shackles and the straps, for example implemented spontaneously at a predetermined force threshold and / or by control by the pilot of the rotorcraft of an activation of such means of break. Such breaking means are potentially arranged in means known to those skilled in the art and traditionally allow, in the event of a rotorcraft crash, a release of a fuel tank mounted for example outside the fuselage.
The lower face of the lower compartment being open on outside, an implementation of such means of rupture allows a of the reservoir through said outlet operated in particular in case crash of the rotorcraft.
Exemplary embodiments of the present invention will be described in relation to the figures of the attached plates, in which:
- fig.1 and fig.2 are illustrations of a fuselage of a rotorcraft carrier in suspension of a fuel reserve according to an example of embodiment of the invention, respectively shown in perspective and in median cross section.
- Fig.3 is an illustration in top view of a reserve of fuel made up of several tanks fitted to the rotorcraft shown in fig.1 and fig.2.
- fig.4 and fig.5 are partial illustrations of the fuselage of the rotorcraft shown in fig.1 and fig.2 housing underbody a fuel supply respectively in broken perspective and in longitudinal section.
- Fig.6 is a schematic illustration of a reserve of fuel equipping a rotorcraft shown in fig.1 and fig.2.
In FIG. 1, a rotorcraft 1 comprises longitudinally a station of steering 2 located at the front and a tail boom 3 supporting a rear anti-torque device, such as a rear rotor 4 for example. The cockpit 2 and the tail boom 3 are longitudinally separated from each other by a median section 5 of the fuselage of the rotorcraft 1. The median section 5 is partitioned by a median floor 12b providing an upper compartment 6 forming a living space and a lower compartment 7 forming a technical room.
The fuselage of the rotorcraft 1 extends longitudinally between the front and the rear of the rotorcraft 1 and is mainly formed of stiffeners of a coating 8. Such stiffeners and Coating 8 are commonly working vis-à-vis efforts generals supported by the fuselage. Classically, organs stiffeners include transverse frames 9a-9f (9a, 9b, 9c, 9d, 9e, 9f) and 10a, 10b for example, which locally delimit the transverse profile of the fuselage of the rotorcraft 1 being successively arranged longitudinally at a distance from one another. of the longitudinal stiffeners 11a and 11b are for example formed of smooth stabilizing the coating and / or are formed by longitudinal members.
The stiffening members also comprise a pair of floors 12a, 12b engaged with at least two frames of the median section 5, said middle frames 9a, 9b. One of the said floors consists of the median floor 12b and the other of the said floors is consisting of an upper floor 12a overlooking said floor median 12b at least partially. The longitudinal extension of the median floor 12b is preferably optimized to increase at better the usable volume of the lower compartment 7.
Traditionally, the upper floor 12a carries a main rotor 14 with a substantially vertical axis of the rotorcraft 1, in particular via a power transmission box 15 main. The rotorcraft 1 is equipped with a group of engines 13 comprising at least one motor 13a, 13b to provide the rotorcraft with mechanical power necessary for its operation, and in particular the mechanical power required to drive the rotors 4,14.
The motor unit 13 is commonly mounted on the upper floor 12a. In the exemplary embodiment illustrated, the rotorcraft 1 is equipped with two motors 13a, 13b. It is however understood that the invention is also applicable to a single-engine rotorcraft or to a rotorcraft equipped with more than two engines.
In the exemplary embodiment illustrated, the median floor 12b extends along the entire median section 5, being extended under the cockpit by a technical floor 18 not working vis-à-vis the general efforts supported by the fuselage. Such a floor technique 18 is conventionally carried by frames 10a, 10b of the station 2, or even by a front frame 9c of the median section 5, through typically non-working support organs arranged in crutches, sleepers and / or longitudinal members for example.
In fig.1 and fig.2, the lower compartment 7 of the fuselage is dedicated to receiving a fuel reserve 16 to allow the fuel supply of the engine group. Floor median 12b is used to suspend the reserve of 16 by allowing, because of its working character, release the underside of the fuselage of the coating 8 to spare an outlet 17 of the lower compartment 7 on the outside of the rotorcraft 1.
In fig.2, the suspension at the median floor 12b of the reserve 1.0 of fuel 16 is produced by anchoring means associating fastening members 19 cooperating with straps 20 equipping the minus one tank of the fuel reserve.
hooking 19 are in solidarity with the underside of the median floor 12b, such a solidarity plug being potentially carried out by integration or by fixing the clipping members 19 to the lower face of the median floor 12b.
The lower compartment 7 is delimited between the median floor 12b and a lateral skirt 21 of the fuselage arranged in extension 8. The skirt 21 is held in conformation by the amounts of the frames of the median section 5, being provided with organs reinforcement 23 to promote its maintenance in conformation, in particular to against a transverse deflection. Reinforcing members 23 are arranged in boxes attached to the base of the skirt 21 at the edge the outlet 17 on the outside of the lower compartment 7. The skirt 21 is open on its underside delineating between its free edges lower the outlet 17 of the lower compartment 7 on the outside of the rotorcraft. Said outlet 17 is potentially closed by a wall removable 22 fixed easily reversible on the fuselage. A
such removable wall 22, non-working vis-à-vis the efforts supported the fuselage, for example, is arranged as a closing cap of the market opportunity 17.
In fig.3 to fig.5, the motors 13a, 13b of the group of motorization 13 are each fueled from the reserve 5 of fuel 16 by supply circuits 24a, 24b which are respectively affected.
In fig.3, the fuel reserve is subdivided into several tanks 25,26 respectively assigned to the fuel supply motors 13a, 13b via the power supply circuits 24a, 24b. Figure 3 illustrates two fuel supply sets of motors 13a, 13b respectively of the motorization group, while the fig.4 and fig.5 illustrate in longitudinal view only cut one said fuel supply assemblies.
In fig.3 to fig.5, each set of fuel supply 15 of a given motor 13a, 13b comprises a reservoir 25,26 inside which is housed a nurse 28a, 28b. The tanks 25,26 are each formed of a single pocket. A first reservoir 25 extends from the front to a longitudinally medial area of the lower compartment 7 and a second reservoir 26 extends from 20 the rear to the said longitudinally median zone of the compartment 7. Means for stabilizing the suspension tanks 25,26 are arranged in interposition between the frames 9a-9f and the reservoirs 25,26.
More particularly on fig.4 and fig.5, the frames 9a-9f each have at their base cooperating transverse plates 38 by interlocking with slots 39 formed in the upper wall reservoirs 25,26. Such plates 38 housed in the slots 39 extend vertically and transversely. Slots 39 are issued of the upper wall of the tanks 25, 26 being advantageously formed by references to itself from the upper wall of tanks 25,26.
The slots 39 form internal vertical partitions of the reservoirs 25,26 subdividing the volume of the same reservoir 25,26 in a plurality of chambers 36a, 36b, 36c; 37a, 37b, 37c longitudinally successive. The transverse extent of the plates 38, or even slots 39, is potentially limited, the plates not constituting working bodies of the frame. Such plates 38 and slots 39 form said means for stabilizing the suspension tanks 25,26.
To maintain a free flow of fuel between different chambers 36a, 36b, 36c; 37a, 37b, 37c of the same tank 25,26, passages 40a, 40b of fuel between the chambers are arranged at the base of the tanks 25,26. For this purpose on the example of illustrated embodiment, the plates 38 and the slots 39 extend partially following the vertical extension of the tanks 25,26 so that said passages 40a, 40b are formed between the base of the slots 39 and the bottom of the tanks 25,26. According to another embodiment not shown, said passages 40a, 40b are formed by at least one orifice and / or a duct formed through the plates 38 which extend up to the base of the frames 9a-9f.
Intercommunications between the different chambers 36a, 36b, 36c; 37a, 37b, 37c of the same reservoir 25,26 are thus simply provided by said passages 40a, 40b formed by outlets of rooms 36a, 36b, 36c; 37a, 37b, 37c one on the other arranged at the base of the tanks 25,26.
Median chambers 36c, 37c respectively of the reservoirs 25,26 are placed transversely side-by-side substantially in line with the main rotor, each housing the nanny 28a, 28b which is affected. Booster pumps are potentially drowned in each of the nannies 28a, 28b to collect the fuel and route it to the engine 13a, 13b assigned to them.
Supply pumps 29a, 29b are operated for supply the nurses 28a, 28b with fuel, via supply circuits 34a, 34b conventionally ejectors 35a, 35b embedded in the reservoirs 25,26 respectively assigned to the nurses 28a, 28b. On the example of illustrated embodiment, such supply pumps 29a, 29b are potentially formed by said booster pumps.
Feed pumps 31a, 31b of motors 13a, 13b in fuel are each driven by a motor 13a, 13b which is affected. Conventionally in the case of a use of said pumps of feeding, the feed pumps 31a, 31b take over the pumps of gavage.
The nibs 28a, 28b are placed in fluid communication between them via a transfer circuit 32 a transfer pump 33. Such a transfer circuit 32 is typically operated to transfer fuel as needed from a supply assembly assigned to a motor 13a, 13b to a set power supply assigned to another motor 13a, 13b.
It appears that the mounting architecture on board the rotorcraft of the fuel supply group is of simple structure with a boarding capacity of an optimized volume of fuel. In addition, the following benefits include:
-) the continuity of the internal volume of the tanks 25,26 is provided by the interconnections between the chambers 36a, 36b, 36c;
37a, 37b, 37c of the same tank 25,26 arranged in said passages 40a, 40b of fuel formed at the base of the stabilization means 38.39. Such an arrangement of said intercommunications avoids a weakening of the 9a-9f frames released from a lower edge due to the design of a 12b median floor working. Indeed as commonly practiced in the field of rotorcraft, the usual intercommunications between different distinct pockets composing the same tank housed in the underbody of the fuselage, imply a weakening of the frames and more particularly of their lower edge, the frames must accordingly be reinforced.
-) access to the lower compartment 7 is provided from the outside fuselage through said outlet. 17. Such access makes it easier for a operator access to tanks 25,26 and to the various circuits 24a, 24b, 34a, 34b, 32 that includes the power supply unit fuel. The installation and maintenance of the tanks 25,26 are facilitated.
-) a ventilation of the lower compartment 7, and therefore a security of the rotorcraft vis-à-vis the emission of gas by the power group fuel, are obtained in a simple way thanks to the outlet 17 the lower compartment 7 on the outside of the fuselage which provides a such breakdown. The lower compartment 7 can be dispensed specific arrangements for its ventilation.
-) with regard to a simple technical floor, the living space of the 1 rotorcraft, including cockpit 2 and compartment upper 6, is better protected by the median floor 12b in case of crash of the rotorcraft against an intrusion of the organs that includes the fuel supply group or even organs rotorcraft such as a landing gear or even elements external to the rotorcraft 1.
In FIG. 2, the median floor 12b is for example formed of 41 working panels carried by sleepers 42 working in taken in solidarity with the fuselage frames, such as through working spars 43 connecting the cross members 42 between them. The panels 41 are potentially secured by riveting on said cross members 42 and / or on said longitudinal members 43 preferably recessed at their edges in chutes provided by at least the 1.0 said sleepers 42 otherwise also by said beams 43. Such a panel embedment provides mid-floor reinforcement 12b favoring its overall resistance to general efforts supported by the fuselage and more particularly vis-à-vis the mass of fuel on board the rotorcraft 1 by suspension of the tanks 25,26.
According to one embodiment, said panels 41 are of preferably formed of laminated panels arranged in panels honeycombed by at least one reinforcing layer of materials composites incorporating multidirectional fibers embedded in a resinous matrix.
In FIG. 6, a reservoir 25 of a feed assembly fuel fitted to a rotorcraft 1 as illustrated for example in FIG.
is conventionally arranged in a flexible bag. The reservoir 25 integrates its bottom of the blocks 27 of cellular material leaving slopes 30 draining the fuel to the ejector 35b of the circuit 34b supply of fuel to the nanny 28b which is affected.
It will be understood that the reference numbers common to different figures are corresponding to the same organs of the rotorcraft and in particular of the fuel group with which it is equipped, such bodies identified by said common reference numbers 5 being potentially unrepresented from one figure to another.