EP2513823A1 - Procédé de conception de kits de réparation standardisés pour fuselage d'aéronef - Google Patents

Procédé de conception de kits de réparation standardisés pour fuselage d'aéronef

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Publication number
EP2513823A1
EP2513823A1 EP10809008A EP10809008A EP2513823A1 EP 2513823 A1 EP2513823 A1 EP 2513823A1 EP 10809008 A EP10809008 A EP 10809008A EP 10809008 A EP10809008 A EP 10809008A EP 2513823 A1 EP2513823 A1 EP 2513823A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
aircraft
damage
repair
area
studied
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
EP10809008A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Gilles Tardu
André GALLIOT
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations SAS
Airbus SAS
Original Assignee
Airbus Operations SAS
Airbus SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations SAS, Airbus SAS filed Critical Airbus Operations SAS
Publication of EP2513823A1 publication Critical patent/EP2513823A1/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

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Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING OR CALCULATING; COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/40—Maintaining or repairing aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C73/00—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D
    • B29C73/04—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D using preformed elements
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING OR CALCULATING; COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2113/00—Details relating to the application field
    • G06F2113/28—Fuselage, exterior or interior

Definitions

  • the present invention relates to the field of aircraft structures. It relates more particularly to the repair of fuselage coatings and substructures in areas highly threatened by impacts. Context of the invention and problems posed
  • Aircraft for example of the commercial type and operated by airlines, perform many rotations between various airport platforms around the world.
  • the mechanical shock type damage originating from an object outside the aircraft is considered in particular. This may be due in particular to bird shocks or hail damage on the fuselage during the flight, or to vehicle shocks related to ground-based airport operations (landing stairs, tractors, baggage recovery trolleys, etc.). ).
  • the Repair Manual contains charts to determine the limits (called “allowable damage limits”) beyond which the dimensions of the damage require repair. It is possible that the proposed standard repairs do not respond, because of their limited size to the degree of damage encountered. The same goes for certain areas of the structure (called reserved areas or “restricted areas” in which no standard solution is proposed, and where any damage must be treated through 'a specific repair plan.
  • the Repair Manual is supposed to cover a wide variety of damage situations, which is further enriched over time. Indeed, it incorporates little by little the most frequent damage that the companies have faced or that they have reported.
  • this damage coverage by the Repair Manual essentially and uniformly addresses the current areas, excluding certain "reserved areas", or certain excessive sizes of damage.
  • the Repair Manual is continually enriched by the manufacturer, according to the life of the devices of a given model.
  • a repair out of repair manual can in time be introduced in the Repair Manual if the repair plan is used repetitively, in the same precise location and with the same dimensions of replacement part used.
  • a repair plan may never be introduced in the Repair Manual for the sole reason that the damage encountered in the history of the fleet has had a slightly fluctuating size or position, and all the more so since the area is complex, and / or evolutionarily shaped (eg forehead).
  • the Repair Manual is particularly well suited to the case of damage occurring systematically in the same place and in a similar way for common areas.
  • the objective of the present invention is then to remedy at least some of the problems mentioned above.
  • One of the objectives of the invention is thus to reduce the downtime of ground devices during accidental damage repairs occurring on the surface of these devices. Another objective is to minimize the number of repair plans to be made by the manufacturer during the entire life of the fleet (complex area or not).
  • Another objective is to reduce the cost of maintenance operations.
  • Other objects of the invention are to circumscribe the most endangered areas of the fuselage, and to find for these areas remedies of making available in the most reactive manner possible repair solutions (which will be called "standard” ) physically available in the form of repair kits.
  • the invention aims a method of designing repair kits for a predefined area of an aircraft, said repair kits each comprising pieces of shape and dimensions predefined, adapted to be installed within the existing structure, instead of an equivalent form having an accidentally damaged area, which can be deleted or not,
  • step 400 comprising a step 400 of creating a range of standardized repair kits optimized to an estimate of the most likely accidental damage in the area studied.
  • the originality of the invention is to anticipate the neighboring damage situation in size and position, and to treat such a situation statistically. This replaces a range of repairs created more or less randomly according to the damage notified to the manufacturer and strictly covering one by one, by standard repairs, a little wider, but covering a statistically predetermined part of the damage that may occur in a selected area of the device (and can also cover subsurface replacements - frames, smooth, doublers internal, ).
  • the latter further comprises a step 100 of selecting a reference aircraft, equivalent to the aircraft studied, according to a previously defined criterion taking into account, in particular, the service life of the aircraft. aircraft expressed in number of flights and possibly confused with the aircraft studied.
  • the method comprises, prior to the step of creating a range of repair kits, a step 300 for identifying the representative accidental damage previously reported on the reference aircraft, in the area studied. .
  • the step of identifying accidental damage comprises a sub-step 310 of reporting a statistically significant number of damage, identified in damage records, on a digital model of the area of the aircraft studied.
  • the invention consists in making available in the Repair Manual, and from the commissioning of the first aircraft of a fleet, standard repairs whose outline is determined by:
  • the damage identification step 300 further comprises a sub-step 330 of trimming in which, for each accidental damage, there is represented an associated "cut-off zone" corresponding substantially to the zone must be repaired during the maintenance operation, cut-off area whose shape contour (rectangular, circular, ...) is chosen according to the type of material forming the local structure of the aircraft. It is understood that the repair does not necessarily imply the replacement of the damaged area, particularly in the case of composite materials, for which glue repairs are possible.
  • the method is associated with several simultaneous accidental damage, relating to the same damage sheet, the same cut-off area, if the distance between them is less than a predetermined value, for example less than 1 inter-smooth and less than 1/2 inter-frame.
  • the damage identification step 300 further comprises a sub-step 320 of association with at least a portion of the accidental damage carried forward from the plausible cause of each of these damages.
  • the damage identification step 300 further comprises a sub-step 340 of extrapolation of the accidental damage of the reference aircraft to a new aircraft.
  • step 400 of creating the standardized kit range comprises sub-steps:
  • the results (average and variability of the sizes and positions of the cut-out areas) of the sub-step 410 of statistical processing are used to create a first recovery scenario by determining, according to at least a previously defined criterion, the minimum size and superimposition of preformed shape repair zones.
  • a sensitivity study is performed, by varying the size of the cut-out areas, either proportionally or by varying only one of dimensions at a time.
  • the invention also relates to a method for designing a new aircraft, comprising a phase of definition of the probable damage zones, and a phase of proposing structural modifications in such a way as to reinforce these zones, to facilitate their maintenance or to away from sensitive equipment (such as aerological probes).
  • the invention also relates to an aircraft repair manual, comprising standardized repair solutions obtained by a method as described. Brief description of the figures
  • FIG. 1 illustrates, in two side views of a fuselage of a reference aircraft, a series of impacts having been recorded on aircraft of this model
  • Figure 2 illustrates the method of trimming a real impact
  • FIG. 3 schematically illustrates, on an aircraft fuselage viewed from the side, three impact zones identified around an access door,
  • FIG. 4 similarly illustrates the impact probability zones identified on a given type of aircraft
  • Figure 5 illustrates the principle of 1 scenario envisaged, with ten rectangular repair kits
  • Figure 6 illustrates the same principle the 2 nd scenario envisaged, with twenty rectangular repair kits
  • Figure 7 illustrates the principle of 1 scenario envisaged, with ten circular repair kits
  • Figure 8 illustrates the damage rate taken into account by the repair kits, according to the scenario considered
  • Figure 9 illustrates an abacus used for the extrapolation of damage to a new aircraft
  • Figures 10a and 10b illustrate the principle of transfer of cut-off areas of damage on the digital model of a new aircraft.
  • the invention is intended to be used advantageously during the design phase of a new aircraft. It can however be noted that it can also be implemented after this design, on an existing aircraft and put into service, in a statistically significant number, by air operators.
  • the method according to the invention may be preferably implemented, at least for certain steps, in software form.
  • Such software is then executed on a computer of the standard type, for example PC type, provided with storage means, calculation, and user and network interfaces known per se.
  • This computer is also supposed to have conventional software tools at the level of aircraft manufacturers' design offices, such as database manager, Computer Aided Design (CAD) software, statistical processing software, etc. It advantageously has network access with one or more servers on which geometrical elements of design definition of the aircraft considered.
  • CAD Computer Aided Design
  • a reference longitudinal axis X of the aircraft corresponding substantially to its axis of displacement of the aircraft is defined.
  • a vertical axis Z corresponding to the local vertical is defined.
  • the method is implemented, in the present example in no way limiting, for a new aircraft, under development at a manufacturer.
  • Step 100 Definition of a Reference Aircraft
  • the method for the new aircraft being developed by a manufacturer, said method starts with the definition of at least one "reference aircraft", similar in size, of airports served, but especially objective of lifetime expressed in flights and the type of mission carried out.
  • the number of rotations per day performed by the aircraft and the calendar life (of the order of 20 to 25 years) are the key parameters to choose a reference plane.
  • the reference airplane for the experience feedback will be another previous generation long-range aircraft, as close as possible to the criteria previous (including but not limited to size, airports served and life in number of flights).
  • the reference aircraft is, for example but not necessarily, chosen from the aircraft of the same manufacturer as the new aircraft, for simplicity of access to the maintenance data of the companies operating the aircraft, or access to the data of the aircraft.
  • a digital design mock-up is a computer-aided design file of the airplane, with all the geometric and material dimensions defining the parts of the aircraft.
  • the method can be implemented on a new aircraft at the beginning of operation, as soon as the number of reported incidents becomes greater than a predetermined threshold, for example several tens in a given area. Knowing that one incident is generally evaluated per year, for a short-haul type device operating ten rotations per day the "normal" rate of damage, the method can be implemented for example as soon as a fleet of some twenty aircraft have been in operation for over a year. Step 200 - Preparing the simplified digital mockup
  • the first task aims at simplifying the file of this digital model, for only show in the simplified digital model data used to characterize, in size and position, damage to the coating.
  • the data to be kept include:
  • any other reference required for the positioning of the damage aerological probes, antennas, etc.
  • the richness of the detail of the data stored in the simplified digital mockup can be adjusted in step 300 below, as needed.
  • Step 300 Mapping the most frequently damaged areas of damage.
  • the method then exploits the "feedback" collected during the operation of the reference aircraft by companies that operate one or more copies of this reference aircraft.
  • This feedback comes in the form of damage records, created by each company to describe a damage found on a device, and stored in an appropriate database (analog or digital).
  • Each damage is described in a report made by a company operating a copy of the reference aircraft, and recorded in a database, each event being stored in the form of an injury file.
  • SRM + excluding SRM exhaustive data
  • damage data relating to the reference aircraft are considered insufficient in number (for example less than a few hundred), they can be supplemented with damage data collected on another reference aircraft, a little further from the new aircraft according to the selection criteria mentioned in step 100.
  • the task consists in a first sub-step 310 to report the damage data on the simplified digital model of the reference aircraft.
  • a reporter on the digital mockup By means of a reporter on the digital mockup, the fact of locating the damage data, reported by the companies, according to the axes of the simplified digital model, in a manner consistent with the scale of the airplane, and memorizing them in this model simplified digital.
  • Figure 1 illustrates an aircraft fuselage front
  • Such an allocation can be carried out in an automated manner, for example by using a principal component analysis algorithm of a damage database characterized by their position in an aircraft coordinate system (for example a reference linked to a passenger door angle ), their dimensions, their type of form, their intensity.
  • a principal component analysis algorithm of a damage database characterized by their position in an aircraft coordinate system (for example a reference linked to a passenger door angle ), their dimensions, their type of form, their intensity.
  • Such an algorithm will bring out in the same cloud of points damages of the same form, energy and position, probably attributable to the same cause, and leave aside data, possibly in the same area on the aircraft, but of different intensity or shape (or any combination of factors).
  • the knowledge of the cause makes it possible to determine the mode of extrapolation of the position of the impact between the reference plane and the new airplane.
  • the relative positioning of a fixed-size airport vehicle with respect to an objective contact point causes, in a statistical manner, distant damage. of this point of contact according to a probabilistic law whose parameters (for example, average and standard deviation) are related to the dimensions of the airport vehicle, but whose position on the new aircraft remains identical with respect to the target contact point (door angle for example).
  • a phase of explanation of the causes of at least a part of the damage can therefore make it possible to improve the prediction of damage on a new aircraft.
  • the present description is mainly concerned, in the present example of implementation, with the statistical distribution of the positions of the damage and their characteristics, for example dimensions and intensity.
  • the intensity of each damage is therefore also reported on the simplified digital model of the reference aircraft. This intensity serves, for for example, to extrapolate a metal airplane to a composite fuselage airplane.
  • a sub-step 330 for each damage reported by a company in a damage file, it represents (FIG. 2) first its actual reported contour, then its approximate contour, in the form of an ellipse, and a "zone". cut off 'associated. It is understood that the cut-off area corresponds substantially to the area to be replaced during the repair operation consequent to the damage.
  • the cut-off area is a first treatment of the damaged area.
  • the outlines of the cut-out area are, in the present example, parallel to the adjacent substructure elements (smooth and frames for example).
  • the cut-off area may, however, be circular in shape (which is desirable for aircraft using composite "CFRP" coatings for bonded repairs), or any other form, which might be considered suitable for repair.
  • a cut-off area may include several damages relating to the same sheet, that is to say associated with the same impact event, according to a simple criterion: if they are, for example, distant from each other by less than one inter-smooth and less than 1/2 inter-frame (or any other previously selected distance threshold).
  • a total of several hundred elementary damage records should preferably be processed in this step 300 of damage reports. This number is considered sufficient to guarantee that the sample thus created is significant, thus allowing the necessary statistical treatment in the synthesis step 400.
  • the damage data, created during this step 300, are then transferred to the digital model of the new aircraft, during an extrapolation of the damage observed on the reference aircraft, in damage. plausible on the new plane.
  • the digital model of the latter is therefore preferably developed with the same digital drawing software as the digital model of the reference aircraft.
  • the positioning of the damage is thus kept constant with respect to the threshold and the front frame of the door, which serve as a fixed reference point for the two digital models.
  • This provision allows to take as a reference, the target commonly used by an operator responsible for approaching a vehicle of the aircraft during ground operations on an airport platform for example.
  • contours of the damage and the associated cut areas can be amplified in size around their center, by means of a previously determined coefficient corresponding, for example, to a difference in coating material between the new aircraft and the airplane. reference, but also other local characteristics, geometric for example, the impacted structure (thicknesses, distance to the frames, ).
  • the correction charts are established on the basis of models calibrated by representative test-tube tests.
  • a damage defined by its dimensions
  • a size correction chart previously created, using as input the local characteristics of the reference structure and new, allows to determine the correction coefficient of the size of the cut-off area to extrapolate the damage to another structure at substantially unchanged.
  • Such an abacus can be created in a manner known per se. An example of an abacus is given by way of illustration in FIG. 9.
  • This arrangement thus makes it possible to take into account a greater sensitivity of the coating material (for example carbon fiber reinforced plastic or CFRP "Carbon Fiber Reinforced Plastic” in the Anglo-Saxon language).
  • the coating material for example carbon fiber reinforced plastic or CFRP "Carbon Fiber Reinforced Plastic” in the Anglo-Saxon language.
  • the damage is all transferred to the digital model of the new aircraft, and it calculates on this model which damage is admissible, knowing their intensity and the nature of the local substructure (thicknesses, distance to the frames, material, reinforcements ). This allowable damage on the new aircraft can then be excluded from the definition of standard repairs.
  • FIG. 10a reference aircraft
  • FIG. 10b shows a contour 11 of an aircraft passenger door, a service vehicle stowage target 12, the external surface 13 of the reference aircraft, a cut-off area 14 corresponding to a damage (with its size and position relative to the target 12), the direction of movement of the vehicle, and a volume called "extruded" 16 created from the cut-off area, according to the direction 15 of movement of the vehicle.
  • FIG. 10b similarly illustrates, but for a new aircraft, the outline 11 of a corresponding aircraft passenger door at the same door of the reference aircraft, a new service vehicle stowage target 18, the outer surface 17 of the new aircraft, and the direction 15, supposed identical, the vehicle movement.
  • the transfer then consists of recalculating the interception of the damage trace in "extruded” form 19, previously corrected with the external surface 17 of the new aircraft. It has been seen above that this correction is carried out using coefficients summarized on an abacus, and intended to take into account the variations of materials and local characteristics of the different structure.
  • the axis of damage in "extruded” form 19 is parallel to the vector 15 of displacement of the vehicle having caused the damage. From this is deduced the new cut-off zone 20 of the damage on the new aircraft, at the same position relative to the lashing target.
  • this step can be performed automatically, from a database.
  • This step of synthesis of the data on the digital model of the new aircraft comprises three sub-steps:
  • a statistical processing 410 (illustrated schematically in FIG. 3) makes it possible, initially, to characterize the plausible damages, as extrapolated on the digital model of the new aircraft (following the extrapolation performed in the previous step 300), in terms of size distribution, and positions of the cut areas.
  • FIG. 3 there is the aircraft fuselage 1 in the left view, with the windshield 2 and a passenger side door 3g.
  • the concentrated damages around the door are here represented by their cut-out areas 7.
  • Statistical distribution law profiles in the vertical and longitudinal directions are illustrated, both for the lower part of the door (curve 8), and for the profile of the door. vertical position (curve 9) and longitudinal position (curve 10).
  • the results obtained guide the second sub-step 420, by determining the minimum size and superimposition of the repair zones.
  • Typical areas are defined, characterizing envelopes containing a given percentage of plausible damage, as shown in Figure 4, which illustrates areas 1 1, 12, 13 containing respectively 90%, 95% and 99% of probable damage in the vicinity of the door of the new aircraft studied.
  • each zone is also characterized. This characterization consists of first ensuring the statistical homogeneity of the area, variability of both the positions and sizes of the damage as well as the impact intensities, as well as the natures and causes of damage.
  • repair means the replacement part of an area of the aircraft liner, possibly including part of the substructure
  • repair means the replacement part of an area of the aircraft liner, possibly including part of the substructure
  • two scenarios are envisaged.
  • the second scenario ( Figure 6) a small number of major repairs.
  • a sensitivity study (FIG. 8) is performed, by varying the size of the cut-out areas, either proportionally or by varying only one of the dimensions at a time.
  • This study determines how much damage can be repaired, with a set of ten standard repairs, or with a set of twenty standard repairs, depending on the average repair size.
  • a major advantage of the invention is apparent from the comparison of the prior art and the method according to the invention. Indeed, a deficiency of the method used in the prior art is that statistically highly exposed areas, such as the vicinity of the doors (passengers, service, cargo) are insufficiently covered, which generates a significant economic impact for the companies and the insurance.
  • a permanent repair requiring a complete cycle (definition, calculation, approval and manufacture of parts) represents a period of one to two months, but a temporary repair is then put in place on the damaged area, so as not to immobilize the aircraft during these two months.
  • This temporary repair requires a cycle of one week.
  • the difference on immobilization is therefore of the order of five days per repair, but quite often in the case of door corners, the repair is so complex that one immediately enters the category of permanent repair.
  • Another advantage of the method as described is that, in a situation of damage around doors for example, the company operating the aircraft no longer has to turn to the manufacturer. This avoids the need for a lengthy mail exchange process (to determine and then confirm the extent of damage), plan development, repair calculation, and finally approval of the repair, because solution then exists in the Repair Manual.
  • Repair kits are also made available and cover a specific fraction of the cases that will be encountered in the life of the aircraft.
  • the implementation of this method also avoids the double repair (temporary repair to put the aircraft back into service until a scheduled immobilization - great visit, for example - then permanent repair).
  • the repair can be repeated several times (change to a repair size and / or a larger fastener diameter) if the same area is repeatedly impacted during the life cycle of the aircraft.
  • the standard repair can be significantly larger than the damage, its implementation is slightly longer (eg an hour or two), but this extra time remains of secondary importance compared to the fact of not having to immobilize the aircraft as long as in the prior art (several days or even a week).
  • the damage transfer phase 300 also includes a substep of statistical analysis of the damage zones listed on the reference aircraft, and reported on its simplified digital model. Such an analysis is intended to automatically assign damage to predefined causes. For example, such a statistical analysis, of a type known per se, can highlight damage zones at a distance of about the width of a boarding bridge.
  • the extrapolated damage zones will also remain distant on the new aircraft, regardless of its own dimensions.
  • damage related to the opening of the passenger door itself have a probable area of size proportional to the size of this door on the new aircraft.
  • it comprises a step 500 of proposing modifications of the structure of the aircraft, when the latter is in the development phase.
  • This variant is conceivable in the case where the method of defining areas of probable damage is integrated into the design process of a new aircraft. It is then deduced from the implementation of the method of determining areas of probable damage, modifications of aircraft structures, in particular to strengthen these areas, to facilitate maintenance, for example by ensuring the possible integration of a repair in a congested area, or to move sensitive equipment away from endangered areas. In other words, we make sure from the design of the aircraft to strengthen it where it will most likely be struck, and make it easily repairable in these places.

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Abstract

Le procédé de conception de kits de réparation pour une zone prédéfinie de la structure externe / interne d'un aéronef, lesdits kits de réparation comprenant chacun une pièce de structure externe/ interne de forme et dimensions prédéfinies, adaptée à être disposée au sein de la structure externe / interne existante, en lieu et place d'une forme équivalente comportant une zone endommagée, pouvant être supprimée ou non, comporte une étape de création d'une gamme de kits de réparation standardisés, optimisée selon une estimation des dommages accidentels les plus probables dans la zone étudiée.

Description

Procédé de conception de kits de réparation standardisés pour fuselage d'aéronef.
La présente invention relève du domaine des structures d'aéronefs. Elle concerne plus particulièrement les réparations des revêtements et sous- structure de fuselage dans des zones fortement menacées par les impacts. Contexte de l'invention et problèmes posés
Les aéronefs, par exemple de type commercial et opérés par des compagnies aériennes, effectuent de très nombreuses rotations entre diverses plateformes aéroportuaires dans le monde.
Lors de leur mise en œuvre, et en particulier mais non limitativement lors des opérations au sol liées à leur exploitation, il peut survenir des dommages accidentels sur la structure externe du fuselage. On considère ici en particulier les dommages de type choc mécanique, provenant d'un objet extérieur à l'aéronef. Ceci peut en particulier être dû à des chocs d'oiseaux ou de grêle sur le fuselage lors du vol, ou à des chocs de véhicules liés aux opérations aéroportuaires au sol (escaliers de débarquement, tracteurs, chariots de récupération des bagages en soute etc.).
Certains de ces dommages sont sans importance pour la sécurité de l'aéronef ("dommages admissibles" n'interdisant pas à l'avion de voler), alors que d'autres interdisent à l'appareil d'être immédiatement remis en opération. Il est clair que, dans ce cas, la perte de temps pour la compagnie aérienne mettant en œuvre l'appareil peut se chiffrer en heures, voire en jours d'immobilisation si les pièces nécessaires ne sont pas disponibles sur place, le temps que la réparation soit effectuée de façon conforme aux normes de sécurité, entraînant par là même une perte d'exploitation conséquente avant que l'appareil soit de nouveau déclaré apte à voler.
On comprend que, selon la localisation des dommages, leur taille et leur importance, des actions différentes doivent donc être menées.
Dans la pratique, actuellement, la certification de type d'un avion civil suppose la mise à disposition, par le constructeur d'un aéronef, dans les compagnies clientes d'un "Manuel de Réparation" (également appelé "Structural Repair Manual" en langue anglo-saxonne, ou SRM). Ce Manuel de Réparation contient des valeurs de dommages admissibles en fonction des types de dommages, permettant à la compagnie aérienne de pouvoir refaire voler l'avion directement, des principes de réparations. Des kits de réparation, c'est-à-dire des éléments nécessaires à la réparation d'une zone particulière sont disponibles dans les moyens « rechanges » du constructeur, quand il s'agit de réparations complexes.
Le Manuel de Réparation contient en effet des abaques permettant de déterminer les limites (appelées « limites de dommages admissibles » - « Allowable damage limits ») au delà desquelles les dimensions du dommage obligent à procéder à une réparation. Il se peut que les réparations types proposées ne répondent pas, de par leur taille limitée au degré d'endommagement rencontré. Il en va de même pour certaines zones de la structure (appelées zones réservées ou « restricted areas » en langue anglo- saxonne) au sein desquelles aucune solution type n'est proposée, et où tout dommage se doit d'être traité au travers d'un plan de réparation spécifique.
Le Manuel de Réparation est supposé couvrir une grande variété de situations d'endommagements, qui s'enrichit en outre avec le temps. En effet, il incorpore peu à peu les dommages les plus fréquents auxquelles ont été confrontées les compagnies, ou qu'elles ont reportés.
Au moment de la mise en service de nouveaux avions, ladite couverture des dommages par le Manuel de Réparation adresse essentiellement et uniformément les zones courantes, en excluant certaines « zones réservées », ou certaines tailles excessives de dommages.
Pour ces zones réservées (en général des zones structurellement complexes ou couvrant des équipements sensibles) ou ces dommages de taille supérieure à un seuil donné, la réparation devient spécifique, et doit alors faire l'objet d'une analyse au cas par cas. L'analyse et la justification de la solution de réparation définie, dans ces cas dits hors Manuel de Réparation ("hors SRM"), sont effectués par le constructeur de l'aéronef, ce qui suppose des activités de dessin, de calcul, ainsi qu'un processus d'approbation - certification. Ces activités sont à la fois longues et coûteuses, pour le constructeur chargé du dessin, calcul, approbation, mais encore plus pour la compagnie aérienne qui doit faire face à une interruption de son exploitation (retards, annulations, immobilisation de l'avion).
Le Manuel de Réparation est enrichi continuellement par le constructeur, au gré de la vie des appareils d'un modèle donné. Ainsi, une réparation «hors Manuel de Réparation» peut dans le temps être introduite dans le Manuel de Réparation si le plan de réparation est utilisé de manière répétitive, dans un même endroit précis et avec les mêmes dimensions de pièce de remplacement utilisée. En effet un plan de réparation peut ne jamais être introduit dans le Manuel de Réparation pour la seule raison que les dommages rencontrés dans l'histoire de la flotte ont eu des dimensions ou une position légèrement fluctuantes, et ce d'autant plus que la zone est complexe, et/ou à forme évolutive (ex. pointe avant). Le Manuel de Réparation est particulièrement bien adapté au cas de dommages survenant systématiquement au même endroit et de façon similaire pour les zones courantes.
Il est clair, par ailleurs, que dans cette procédure, seuls les dommages significatifs sont notifiés au constructeur, qui ne prend donc pratiquement jamais connaissance des dommages de faibles dimensions, lesquels sont traités localement par les compagnies clientes au travers du Manuel de Réparation.
On comprend qu'une telle procédure entraine des inconvénients nombreux, notamment par la durée des cycles de mise à disposition de solutions de réparation approuvées pour les cas de réparations spécifiques, mais encore par la couverture inégale du Manuel de Réparation.
Objectifs de l'invention
L'objectif de la présente invention est alors de remédier à au moins une partie des problèmes cités plus haut.
Un des objectifs de l'invention est ainsi de réduire la durée d'immobilisation des appareils au sol lors de réparations de dommages accidentels survenant sur la surface de ces appareils. Un autre objectif est de minimiser le nombre de plans de réparation devant être réalisés par le constructeur au cours de la vie entière de la flotte (zone complexe ou non).
Un autre objectif est de réduire le coût des opérations de maintenance. D'autres objectifs de l'invention sont de circonscrire les zones les plus menacées du fuselage, et de trouver pour ces zones des remèdes consistant à rendre disponibles de la manière la plus réactive possible des solutions de réparation (qu'on appellera « standard ») disponibles matériellement sous formes de kits de réparation.
Pour les futurs avions présentant des structures en composite, la mise en forme de ces matériaux est plus fastidieuse que sur les avions classique faisant intervenir de la tôlerie aluminium. Le fait de disposer de kits de réparations pré-fabriqués engendre un avantage supplémentaire par rapport à la mise en forme des pièces de réparation proprement dites.
Enfin, ce principe peut-être extrapolé en intégrant les contraintes de réparation dans la conception même d'un nouvel avion (exemple : un cadre fort d'encadrement de port comporterait dés sa conception une zone réservée permettant son éclissage). Exposé de l'invention
A cet effet, l'invention vise un procédé de conception de kits de réparation pour une zone prédéfinie d'un aéronef, lesdits kits de réparation comprenant chacun des pièces de forme et dimensions prédéfinies, adaptées à être installée au sein de la structure existante, en lieu et place d'une forme équivalente comportant une zone endommagée de façon accidentelle, pouvant être supprimée ou non,
comportant une étape 400 de création d'une gamme de kits de réparation standardisés, optimisée selon une estimation des dommages accidentels les plus probables dans la zone étudiée.
L'originalité de l'invention est d'anticiper la situation de dommages voisins en taille et position, et de traiter une telle situation de manière statistique. On remplace ainsi une gamme de réparations créée plus ou moins au hasard selon les dommages notifiés au constructeur et couvrant strictement un à un ces donnnnages, par des réparations standard, un peu plus larges, mais couvrant une part statistiquement prédéterminée des dommages pouvant survenir dans une zone choisie de l'appareil (et pouvant également couvrir des remplacements de sous structure - cadres, lisses, doubleurs internes,...).
On comprend que les réparations ne peuvent pas être déplacées puisque se situant en zone spécifique (exemple : double courbure). L'astuce consiste à réaliser cette couverture par des dimensions plus importantes, les contreparties avantageuses étant les disponibilités immédiates de la solution dans le Manuel de Réparation (SRM) et des kits en stocks. Il est alors possible de mesurer l'impact économique favorable de cette disposition, en termes de coût d'exploitation pour les compagnies.
Selon une mise en œuvre avantageuse du procédé, celui-ci comporte en outre une étape 100 de choix d'un aéronef de référence, équivalent à l'aéronef étudié, selon un critère préalablement défini prenant notamment en compte la durée de vie de l'aéronef exprimée en nombre de vols et éventuellement confondu avec l'aéronef étudié.
Selon une mise en œuvre avantageuse du procédé, il comporte, préalablement à l'étape de création d'une gamme de kits de réparations, une étape 300 de recensement des dommages accidentels représentatifs précédemment reportés sur l'aéronef de référence, dans la zone étudiée.
Dans ce cas, avantageusement l'étape de recensement des dommages accidentels comporte une sous-étape 310 de report d'un nombre statistiquement significatif de dommages, identifiés dans des fiches dommages, sur une maquette numérique de la zone de l'aéronef étudiée.
On comprend que l'invention consiste à mettre à disposition dans le Manuel de Réparation, et ce, dès la mise en service des premiers avions d'une flotte, des réparations standard dont le contour est déterminé grâce :
à la collecte massive de données issues de l'exploitation des avions
(fiches de description de dommage),
puis, à une analyse statistique permettant de déterminer l'enveloppe des zones les plus menacées, enfin, à l'introduction dans le Manuel de Réparation desdites réparations standard.
Selon une mise en œuvre avantageuse du procédé, l'étape 300 de recensement des dommages comporte en outre une sous-étape 330 de détourage dans laquelle, pour chaque dommage accidentel, on représente une « zone détourée » associée, correspondant sensiblement à la zone qui devra être réparée lors de l'opération de maintenance, zone détourée dont la forme du contour (rectangulaire, circulaire, ...) est choisie selon le type de matériau formant la structure locale de l'aéronef. On comprend que la réparation n'implique pas nécessairement le remplacement de la zone endommagée, particulièrement dans le cas de matériaux composites, pour lesquels des réparations collées sont possibles.
Dans ce cas, dans une mise en œuvre favorable du procédé, on associe à plusieurs dommages accidentels simultanés, relatifs à une même fiche de dommages, une même zone détourée, si la distance entre ceux-ci est inférieure à une valeur prédéterminée, par exemple moins de 1 inter-lisse et de moins de 1/2 inter-cadre.
Selon une mise en œuvre avantageuse du procédé, l'étape 300 de recensement des dommages comporte en outre une sous-étape 320 d'association à une partie au moins des dommages accidentels reportés de la cause plausible de chacun de ces dommages.
Dans ce cas, avantageusement, l'association d'une cause à une zone de dommages accidentels est réalisée par traitement statistique.
Selon une mise en œuvre avantageuse du procédé, l'étape 300 de recensement des dommages comporte en outre une sous-étape 340 d'extrapolation des dommages accidentels de l'aéronef de référence vers un l'aéronef nouveau
Dans ce cas, avantageusement, lors de l'étape 340 d'extrapolation des dommages accidentels vers l'aéronef étudié, les contours des dommages et des zones détourées sont amplifiés ou réduits en taille autour de leur centre, au moyen d'un coefficient correctif caractéristique de la sensibilité relative des matériaux du revêtement et des caractéristiques locales de la structure. Selon une mise en œuvre favorable du procédé, l'étape 400 de création de la gamme de kits standardisés comporte des sous-étapes :
410 - d'analyse statistique des zones détourées associées aux dommages accidentels reportés sur la maquette numérique de la zone de l'aéronef étudiée, permettant de caractériser les dommages en termes de distribution des tailles, et de positions des zones détourées,
420 - de création et d'évaluation, selon un critère prédéfini, de plusieurs scénarios de recouvrement des zones détourées associés chacun à un ensemble de dimensions de kits de réparation prédéfini, et de choix d'un scénario de recouvrement optimisant ce critère.
Selon une mise en œuvre avantageuse, dans ce cas, les résultats (moyenne et variabilité des tailles et positions des zones détourées) de la sous- étape 410 de traitement statistique, sont utilisés pour créer un premier scénario de recouvrement en déterminant, selon au moins un critère préalablement défini, la taille et la superposition minimales de zones de réparation de forme préalablement choisie.
Dans ce cas, avantageusement, dans la sous-étape 420, pour chacun des scénarios de recouvrement créés, une étude de sensibilité est réalisée, en faisant varier la taille des zones détourées, soit de manière proportionnelle, soit en ne faisant varier qu'une de dimensions à la fois.
L'invention vise également un procédé de conception d'un avion nouveau, comprenant une phase de définition des zones de dommages probables, et une phase de proposition de modifications de structure de manière notamment à renforcer ces zones, à en faciliter la maintenance ou à en éloigner les équipements sensibles (telles que des sondes aérologiques).
L'invention vise encore un Manuel de réparation pour aéronef, comportant des solutions de réparation standardisés obtenus par un procédé tel qu'exposé. Brève description des figures
La description qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple d'un mode de réalisation de l'invention, est faite en se référant aux figures annexées dans lesquelles : La figure 1 illustre, sur deux vues de côté d'un fuselage d'un avion de référence, une série d'impacts ayant été enregistrés sur des avions de ce modèle,
La figure 2 illustre le procédé de détourage d'un impact réel,
La figure 3 illustre de façon schématique, sur un fuselage d'avion vu de côté, trois zones d'impacts identifiés autour d'une porte d'accès,
La figure 4 illustre de même les zones de probabilité d'impact identifiées sur un type d'avion donné,
La figure 5 illustre le principe du 1 er scénario envisagé, avec dix kits de réparation rectangulaires,
La figure 6 illustre de même le principe du 2nd scénario envisagé, avec vingt kits de réparation rectangulaires,
La figure 7 illustre le principe du 1 er scénario envisagé, avec dix kits de réparation circulaires,
La figure 8 illustre le taux de dommages pris en compte par les kits de réparation, selon le scénario considéré,
La figure 9 illustre un abaque utilisé pour l'extrapolation des dommages à un avion nouveau,
Les figures 10a et 10b illustrent le principe de transfert de zones détourées de dommages sur la maquette numérique d'un avion nouveau.
Description détaillée d'un mode de réalisation de l'invention
L'invention est destinée à être utilisée avantageusement lors de la phase de conception d'un aéronef nouveau. On note cependant qu'elle peut également être mise en œuvre après cette conception, sur un aéronef existant et mis en service, en nombre statistiquement significatif, par des opérateurs aériens.
Le procédé selon l'invention peut être préférentiellement mis en œuvre, au moins pour certaines étapes, sous forme logicielle. Un tel logiciel est alors exécuté sur un ordinateur de type standard, par exemple de type PC, doté de moyens de mémorisation, de calcul, et d'interfaces utilisateur et réseau connues en soi. Cet ordinateur est également supposé doté d'outils logiciels classiques au niveau des bureaux d'études de constructeurs d'aéronefs, tel que gestionnaire de base de données, logiciel de Conception Assistée par Ordinateur (CAO), logiciel de traitements statistiques, etc. Il dispose avantageusement d'un accès réseau avec un ou des serveurs sur lesquels réside des éléments géométriques de définition de conception de l'aéronef considéré.
On définit pour la suite de la description un axe longitudinal X de référence de l'avion correspondant sensiblement à son axe de déplacement de l'avion. De même, on définit un axe vertical Z correspondant à la verticale locale.
Le procédé est mis en œuvre, dans le présent exemple nullement limitatif, pour un avion nouveau, en cours de développement chez un constructeur.
Le procédé envisagé est utilisé pour définir de manière rationnelle le nombre et le contour de kits de réparations associés à cet avion nouveau, au contraire de la pratique de l'art antérieur, détaillée plus haut.
La description, donnée ici à titre d'exemple, est limitée au cas particulier d'une zone du fuselage de l'avion nouveau considéré, à savoir le voisinage des portes de l'avion, et aux dommages engendrés dans cette zone par les véhicules au sol. Ce cas est intéressant car il apparaît qu'un grand nombre de dommages de faible intensité sont enregistrés dans cette zone, ce qui rend le procédé décrit particulièrement pertinent.
Le procédé de définition de zones de dommages probables et de kits de réparation adaptés comprend plusieurs étapes détaillées ci-dessous :
Etape 100 - Définition d'un avion de référence
Pour la mise en œuvre du procédé, pour l'avion nouveau en cours de développement par un constructeur, ledit procédé débute par la définition d'au moins un "avion de référence", similaire en termes de taille, d'aéroports desservis, mais surtout d'objectif de durée de vie exprimée en vols et du type de mission effectuée. Le nombre de rotations par jour effectuées par l'avion et la durée de vie calendaire (de l'ordre de 20 à 25 ans) sont les paramètres clés pour choisir un avion de référence. Par exemple, pour le développement d'un avion nouveau à long rayon d'action, l'avion de référence pour le retour d'expérience sera un autre avion à long rayon d'action de génération précédente, le plus proche possible selon les critères précédents (comportant notamment mais non limitativement taille, aéroports desservis et durée de vie en nombre de vols).
Le choix d'un avion de référence s'effectue de la même manière pour un appareil à court ou moyen rayon d'action, ou plus généralement pour tout autre appareil.
L'avion de référence est, par exemple mais non nécessairement, choisi parmi les avions du même constructeur que l'avion nouveau, par simplicité d'accès aux données de maintenance des compagnies exploitant l'avion, ou d'accès aux données de la maquette numérique de conception dudit avion de référence. On appelle maquette numérique de conception, un fichier de conception assistée par ordinateur de l'avion, comportant toutes les cotes géométriques et matérielles définissant les pièces de l'appareil.
Le procédé peut être mis en œuvre sur un avion nouveau en début d'exploitation, dès que le nombre d'incidents reportés devient supérieur à un seuil prédéterminé, par exemple plusieurs dizaines dans une zone donnée. Sachant qu'on évalue généralement à un incident par an, pour un appareil de type court courrier en exploitation effectuant dix rotations par jour le taux "normal" de dommages, le procédé peut être mis en œuvre par exemple dès qu'une flotte d'une vingtaine d'appareils est en exploitation depuis plus d'un an. Etape 200 - Préparation de la maquette numérique simplifiée
Partant d'une maquette numérique de l'avion de référence, ladite maquette numérique couvrant une section donnée relative à la zone étudiée, ici le voisinage des portes de l'avion, la première tâche vise à simplifier le fichier de cette maquette numérique, pour ne faire apparaître, dans la maquette numérique simplifiée, que des données utilisées pour caractériser, en taille et en position, un dommage sur le revêtement. Les données à conserver comprennent notamment :
- surface extérieure, - bords de panneaux apparents,
- lignes de fixations entre revêtement et sous-structures (coutures de lisses, cadres, jonctions longitudinales et orbitales, etc.),
- bords de trappes, hublots, et portes,
- tout autre repère nécessaire au positionnement des dommages : sondes aérologiques, antennes, etc.,
- tous éléments matériels pouvant servir de référentiel.
Il est loisible de conserver un niveau de détail plus ou moins grand pour les données de la maquette numérique simplifiée, selon les zones considérées.
Par exemple, puisque la suite de la description concerne le voisinage des portes, la richesse du détail des données conservées dans la maquette numérique simplifiée, peut être ajustée dans l'étape 300 ci-dessous, au gré des besoins.
Etape 300 - Cartographie des zones de dommages les plus fréquemment menacées.
Le procédé exploite alors le "retour d'expérience" collecté lors de l'exploitation de l'avion de référence par des compagnies qui exploitent un ou plusieurs exemplaires de cet avion de référence. Ce retour d'expérience prend ici la forme de fiches de dommages, créées par chaque compagnie pour décrire un dommage constaté sur un appareil, et stockées dans une base de données appropriée (analogique ou numérique). Chaque dommage se trouve décrit dans un rapport fait par une compagnie exploitant un exemplaire de l'avion de référence, et consigné dans une base de données, chaque événement étant stocké sous forme d'une fiche de dommage. Comme on l'imagine, il s'agit le plus souvent de dommages se trouvant hors des limites du Manuel de Réparation SRM, cependant des enquêtes faites dans les compagnies permettent de collecter des données exhaustives (SRM + hors SRM) sur une période de temps plus limitée.
Si les données de dommages relatives à l'avion de référence (extraites de ces fiches de dommages) sont considérées insuffisantes en nombre (par exemple inférieures à quelques centaines), elles peuvent être complétées avec des données de dommages recueillies sur un autre avion de référence, un peu plus éloigné de l'avion nouveau selon les critères de choix cités dans l'étape 100.
310 - Report des dommages observés
Dans cette seconde étape 300, la tâche consiste dans une première sous-étape 310 à reporter les données de dommages sur la maquette numérique simplifiée de l'avion de référence. On entend par reporter sur la maquette numérique le fait de repérer les données de dommages, reportés par les compagnies, selon les axes de la maquette numérique simplifiée, de façon cohérente avec l'échelle de l'avion, et de les mémoriser dans cette maquette numérique simplifiée.
Comme il a été indiqué, la description se concentre ici sur les dommages situés autour des portes (figure 1 ) ; les autres dommages étant seulement comptabilisés et représentés, dans la maquette numérique simplifiée de l'avion de référence, au moyen d'un simple point, afin de s'assurer qu'il n'y a pas d'autres concentrations de dommages, lesquelles sont particulièrement adaptées à la mise en œuvre du présent procédé.
De façon plus détaillée, la figure 1 illustre un avant de fuselage d'avion
1 , vu des deux côtés. Il s'agit ici d'un avion de type de transport de passagers, court-courrier. Cette figure 1 met en évidence une partie des éléments pris en compte dans une maquette numérique simplifiée d'avion de référence. On y reconnaît les cadres ("frames" en langue anglo-saxonne), ici numérotés de FR0 à FR35, des contours de pare-brise 2, de portes latérales pour passagers 3g, 3d, de porte de soute 4, de hublots 5. Les dommages, reportés sur l'ensemble des avions de la flotte, ont été ici représentés par des petits carrés 6 disposés aux endroits des impacts. La nuance de gris du remplissage des carrés symbolise représente les différents types de dommage.
On constate que ces dommages sont fortement localisés : autour de la porte de soute 4, au pied de la porte passagers droite 3d, et encore plus au voisinage de la porte passager gauche 3g. Pour celle-ci, de très nombreux dommages sont répertoriés au pied de la porte, sur ses bords inférieurs droit et gauche, au dessus de la porte, et dans le prolongement horizontal du seuil de porte, en allant vers le cockpit. Les autres dommages paraissent, en première analyse, répartis plus aléatoirement.
Certaines de ces zones de concentrations de dommages semblent prévisibles, d'autres, au contraire, sont plus inattendues.
Le propre de ce procédé est de mettre en évidence de façon statistique les zones d'impact les plus fréquentes, ainsi que l'intensité des impacts dans ces zones. 320 - Analyse des causes plausibles des dommages
L'analyse des causes plausibles des dommages constatés, sur la base de leur localisation, sort du cadre du procédé de définition de zones de dommages probables et de kits de réparation adaptés, tel que décrit dans le présent exemple nullement limitatif.
II est cependant clair que, par exemple, les impacts en pied de porte passager sont le plus probablement attribuables à la mise en place des passerelles pour passagers ("jetways"). De même, les structures métalliques de support des parapluies souples déployables au dessus de ces passerelles peuvent être responsables des impacts au niveau du dessus de la porte latérale gauche, du fait de leur prise au vent lors du déploiement, et de la rétention de glace accumulée pendant la nuit, comme cela a été observé.
Il est donc possible dans une variante de mise en œuvre du procédé, pour une part des dommages répertoriés, dans une sous-étape 320 de cette phase de report sur la maquette numérique simplifiée, de les attribuer à des causes connues, faisant partie par exemple partie d'une liste de causes prédéfinie.
Une telle attribution peut être réalisée de façon automatisée, par exemple en utilisant un algorithme d'analyse en composante principale d'une base de données de dommages caractérisés par leur position dans un repère avion (par exemple un repère lié à un angle de porte passagers), leurs dimensions, leur type de forme, leur intensité. Un tel algorithme va faire ressortir dans un même nuage de points des dommages de même forme, énergie et position, vraisemblablement attribuables à une même cause, et laissera de côté des donnnnages, éventuellement dans une même zone sur l'avion, mais d'intensité ou de forme différente (ou toute combinaison des facteurs).
Dans ce cas, la connaissance de la cause permet de déterminer le mode d'extrapolation de la position de l'impact entre l'avion de référence et l'avion nouveau.
En effet, à titre d'exemple explicatif, le positionnement relatif, d'un véhicule aéroportuaire de dimensions fixes, par rapport à un point de contact objectif (par exemple porte passagers, ou soute cargo) provoque, de façon statistique, des dommages distants de ce point de contact selon une loi probabiliste dont les paramètres (part exemple, moyenne et écart type) sont liés aux dimensions du véhicule aéroportuaire, mais dont la position sur l'avion nouveau reste identique relativement au point de contact cible (angle de porte par exemple).
En d'autres termes, pour des dommages attribués à des véhicules ou moyens aéroportuaires, il apparaît que la position de ces dommages est alors liée aux dimensions des véhicules ou moyens aéroportuaires, lesquels sont en large partie indépendants de la taille des avions qu'ils servent.
Par contre, d'autres dommages sont directement liés à la taille des avions, et, typiquement, à l'encombrement de leurs moteurs, qui contraint des circuits de passage de véhicules à distance de ces moteurs et des ailes.
Par ailleurs, l'intensité d'un impact dû à des causes identifiées est alors prévisible, même si elle présente une certaine variabilité.
Une phase d'explication des causes d'une partie au moins des dommages peut donc permettre d'améliorer la prévision de dommages sur un nouvel avion.
Cependant, la présente description s'intéresse principalement, dans le présent exemple de mise en œuvre, à la répartition statistique des positions des dommages et à leurs caractéristiques, par exemple dimensions et intensité. L'intensité de chaque dommage est donc également reportée sur la maquette numérique simplifiée de l'avion de référence. Cette intensité sert, par exemple, à permettre l'extrapolation d'un avion métallique vers un avion à fuselage en composite.
330 - Détourage des dommages
Dans une sous-étape 330, pour chaque dommage rapporté par une compagnie dans une fiche de dommage, on représente (figure 2) tout d'abord son contour réel rapporté, puis son contour approché, sous forme d'ellipse, et une « zone détourée » associée. On comprend que la zone détourée correspond sensiblement à la zone qui devra être remplacée lors de l'opération de réparation conséquente au dommage.
La zone détourée constitue un premier traitement de la zone endommagée. Les contours de la zone détourée sont, dans le présent exemple, parallèles aux éléments de sous-structure adjacents (lisses et cadres par exemple). La zone détourée peut cependant être choisie de forme circulaire (ce qui est souhaitable pour le cas d'avions utilisant des revêtements composites "CFRP" pour les réparations collées), ou de toute autre forme, qui pourrait être jugée appropriée à la réparation.
Une zone détourée peut englober plusieurs dommages relatifs à une même fiche, c'est à dire associés à un même événement d'impact, selon un critère simple : si ceux-ci sont, par exemple, distants les uns des autres de moins de un inter-lisses et de moins de 1/2 inter-cadre (ou de tout autre seuil de distance préalablement choisi).
Un total de plusieurs centaines de fiches de dommages élémentaires doit préférentiellement être traité dans cette étape 300 de reports de dommages. Ce nombre est jugé suffisant pour garantir que l'échantillon ainsi créé est significatif, permettant donc le traitement statistique nécessité dans l'étape de synthèse 400. 340 - Extrapolation de zones de dommages sur l'avion nouveau
Les données de dommages, créés lors de cette étape 300, sont alors transférées sur la maquette numérique de l'avion nouveau, lors d'une extrapolation des dommages observés sur l'avion de référence, en dommages plausibles sur l'avion nouveau. On note que la maquette numérique de celui-ci est donc préférentiel lement développée avec le même logiciel de dessin numérique que la maquette numérique de l'avion de référence.
Il est clair que l'extrapolation consiste à porter sur la maquette numérique simplifiée du nouvel avion les dommages répertoriés sur l'avion de référence.
On tient compte de la position, de l'intensité du dommage (pertinent en particulier pour extrapoler d'un avion à revêtement métallique à un avion à revêtement composite), des caractéristiques géométriques locales du revêtement et de la sous-structure, et de la cause du dommage si elle est identifiée dans la phase de report des dommages constatés.
Dans le cas des dommages au voisinage d'une porte, le positionnement des dommages est ainsi maintenu constant par rapport au seuil et au cadre avant de la porte, qui servent alors de point de repère fixe pour les deux maquettes numériques. Cette disposition permet de prendre comme repère, la cible utilisée couramment par un opérateur responsable d'approcher un véhicule de l'avion lors d'opérations au sol sur une plate-forme aéroportuaire par exemple.
Enfin, les contours des dommages et les zones détourées associées peuvent être amplifiés en taille autour de leur centre, au moyen d'un coefficient, préalablement déterminé, correspondant par exemple à une différence de matériau du revêtement entre l'avion nouveau et l'avion de référence, mais aussi des autres caractéristiques locales, géométriques par exemple, de la structure impactée (épaisseurs, distance aux cadres,...). Les abaques de correction sont établis sur la base de modèles recalés par essais sur éprouvettes représentatives
Dans cette disposition, un dommage (défini par ses dimensions) détecté sur un avion de référence, utilisant une première technologie, est caractérisé par son intensité d'impact. Puis l'utilisation d'un abaque de correction de taille préalablement créé, en utilisant comme données d'entrée les caractéristiques locales de la structure de référence et nouvelles, permet de déterminer le coefficient de correction de la taille de la zone détourée pour extrapoler le dommage sur une autre structure à intensité sensiblement inchangée. On obtient alors une nouvelle étendue de dommage pour un avion nouveau, conçu dans une seconde technologie. Un tel abaque peut être créé de façon connue en soi. Un exemple d'abaque est donné à titre d'illustration en figure 9. Cet abaque donne en abscisse la distance du pont d'impact par rapport à la sous -structure, et en ordonnées le coefficient à appliquer sur les dimensions du dommage, avec différentes variations d'épaisseur de matériau, et des passages d'un premier à un second type de matériau (représentés par les faisceaux de courbes notés A ->C et A->B).
Cette disposition permet ainsi la prise en compte d'une plus grande sensibilité du matériau du revêtement (par exemple du plastique à renfort fibre de carbone ou CFRP "Carbon Fiber Reinforced Plastic" en langue anglo- saxonne).
Dans une variante, il est possible d'ignorer, lors de la phase d'extrapolation, les dommages, observés sur l'avion de référence, ayant été jugés "dommages admissibles" sur les fiches de dommages.
Alternativement, les dommages sont tous transférés sur la maquette numérique de l'avion nouveau, et on calcule sur cette maquette quels dommages sont admissibles, connaissant leur intensité et la nature de la sous- structure locale (épaisseurs, distance aux cadres, matériau, renforts). Ces dommages admissibles sur l'avion nouveau peuvent alors être exclus de la définition des réparations standards.
On comprend que les principes qui viennent d'être cités sont valables pour l'extrapolation de dommages au voisinage d'une porte, d'un avion de référence à un avion nouveau. Il est clair que des principes d'extrapolation peuvent être également définis pour d'autres zones de l'avion (aile, nacelles moteurs etc.) de façon analogue.
Le transfert proprement dit sur la maquette numérique du nouvel avion est illustré par les figures 10a et 10b. On reconnaît sur la figure 10a (avion de référence) un contour 1 1 d'une porte passagers d'aéronef, une cible 12 d'arrimage de véhicule de service, la surface externe 13 de l'avion de référence, une zone détourée 14 correspondant à un dommage (avec sa taille et sa position par rapport à la cible 12), la direction 15 de déplacement du véhicule, et un volume dit "extrudé" 16 créé à partir de la zone détourée, selon la direction 15 de déplacement du véhicule.
La figure 10b illustre de même, mais pour un avion nouveau, le contour 1 1 d'une porte passagers d'aéronef correspondante à la même porte de l'avion de référence, une nouvelle cible 18 d'arrimage de véhicule de service, la surface externe 17 de l'avion nouveau, et la direction 15, supposée identique, de déplacement du véhicule.
Le transfert consiste alors à recalculer l'interception de la trace du dommage sous forme « extrudée » 19, préalablement corrigé avec la surface externe 17 du nouvel avion. On a vu plus haut que cette correction est effectuée en utilisant des coefficients résumés sur un abaque, et destinés à prendre en compte les variations de matériaux et caractéristiques locales de la structure différentes. L'axe du dommage sous forme « extrudé » 19 est parallèle au vecteur 15 de déplacement du véhicule ayant engendré le dommage. On en déduit la nouvelle zone détourée 20 du dommage sur l'avion nouveau, à position identique par rapport à la cible d'arrimage.
On comprend que cette étape peut être réalisée de façon automatisée, à partir d'une base de données.
On aboutit, à la fin de cette étape 300 de report des dommages, à une cartographie des dommages observés sur l'avion de référence choisi, et, par extrapolation, à la cartographie des zones de dommages les plus plausibles sur la maquette numérique simplifiée de l'avion nouveau.
Etape 400 - Synthèse sur l'avion nouveau
Cette étape de synthèse des données sur la maquette numérique de l'avion nouveau comporte trois sous-étapes :
410 - Traitement statistique sur les «zones détourées »,
Un traitement statistique 410 (illustré schématiquement par la figure 3) permet, dans un premier temps, de caractériser les dommages plausibles, tels qu'extrapolés sur la maquette numérique de l'avion nouveau (suite à l'extrapolation réalisée dans l'étape précédente 300), en termes de distribution des tailles, et de positions des zones détourées. Sur cette figure 3, on retrouve le fuselage avion 1 en vue de gauche, avec le pare brise 2 et une porte latérale passagers 3g. Les dommages concentrés autour de la porte sont ici figurés par leurs zones détourées 7. Des profils de lois de répartition statistique selon les directions verticales et longitudinales sont illustrées, tant pour la partie inférieure à la porte (courbe 8), que pour le profil de position verticale (courbe 9) et longitudinale (courbe 10).
420 - Choix d'une répartition de réparations standards
Les résultats obtenus (moyennes, variabilité) orientent la deuxième sous-étape 420, en déterminant la taille et la superposition minimales des zones de réparation. Des zones types sont définies, caractérisant des enveloppes contenant un pourcentage donné de dommages plausibles, comme le montre la figure 4, qui illustre des zones 1 1 , 12, 13 contenant respectivement 90%, 95% et 99% des dommages probables au voisinage de la porte de l'avion nouveau étudié.
Le contenu de chaque zone est également caractérisé. Cette caractérisation consiste à s'assurer dans un premier temps de l'homogénéité statistique de la zone, de la variabilité tant bien des positions et tailles de dommages que des intensités d'impacts, ainsi que des natures et causes de dommages.
Lors de cette deuxième sous-étape 420 de la synthèse plusieurs scenarii de distribution de réparations (on entend ici par réparation la pièce de remplacement d'une zone du revêtement avion, incluant éventuellement une partie de la sous-structure) sont réalisés. Dans le présent exemple non limitatif, deux scenarii (figures 5 et 6) sont envisagés. Le premier scénario (figure 5) présentant une distribution dense de petites réparations, le second scénario (figure 6) un nombre réduit de grandes réparations.
En effet, en adoptant un jeu de grandes réparations on réduit le risque de ne pas pouvoir couvrir un dommage étendu, la contrepartie étant la disproportion entre taille de réparations et taille des dommages dans la majorité des situations. Dans le cas inverse de petites réparations standard et en grand nombre, on s'expose au risque de ne pas pouvoir couvrir quelques cas de dommages particulièrement étendus, mais la taille de réparation typique reste plus proche de la taille moyenne des dommages... Pour résoudre cette contradiction, il est important de caractériser la taille moyenne des dommages, sa variabilité, on étudie deux cas extrême, et en fin de l'analyse, on évaluera la pertinence (en coût par exemple) de chacune des 2 options.
Comme on le voit sur la figure 7, des réparations de forme circulaire" pour les réparations collées (correspondant par exemple au cas de matériau de revêtement composite) sont également étudiées à ce stade de l'étude.
Pour chacun des deux scénarii, une étude de sensibilité (figure 8) est réalisée, en faisant varier la taille des zones détourées, soit de manière proportionnelle, soit en ne faisant varier qu'une des dimensions à la fois.
Cette étude permet de déterminer dans quelle proportion des dommages peuvent être réparés, avec un jeu de dix réparations standard, ou avec un jeu de vingt réparations standard, selon la taille moyenne des réparations.
On comprend que cette étude de sensibilité est de type classique, et réalisée par une technique connue de l'homme du métier.
Il est impératif à ce stade de prendre en compte les spécificités de la sous-structure de l'aéronef nouveau en cours d'étude, autour des portes (cadres forts d'encadrement), ainsi que des contraintes de recouvrement entre réparations. En effet la taille et le recouvrement des réparations standard doivent donner les meilleures chances de couvrir le plus de cas rencontré, au sens d'un coût global optimal.
Chaque réparation proposée est caractérisée par la proportion de dommages plausibles extrapolés qu'elle couvre, il s'agit donc d'optimiser le couple antagoniste « surcoût d'une réparation de grande taille comparé au surcoût de la proportion de cas non couverts » en prenant en compte toutes les composantes de coût (inspections, réalisation, matière, annulations, retards, immobilisation).
430 - Dessins de principe des réparations.
Enfin, une fois définie une répartition optimale par rapport à un critère préalablement défini, par exemple en nombre de réparations standard nécessaires, des dessins de principe des réparations sont réalisés dans une sous-étape 430. Le seuil et les cadres forts sont pris en compte lors de cette sous-étape 430 de dessin, du fait de leurs conséquences en termes de contrainte pour la réparation des revêtements, mais leur réparation elles- mêmes sort du cadre de la présente invention.
Avantages de l'invention
Un avantage majeur de l'invention ressort de la comparaison de l'art antérieur et du procédé selon l'invention. En effet, une insuffisance de la méthode utilisée dans l'art antérieur est que des zones statistiquement très exposées, telles que le voisinage des portes (passagers, service, cargo) sont insuffisamment couvertes, ce qui engendre un impact économique important pour les compagnies et les assurances.
Une analyse économique réalisée récemment sur ce sujet permet d'estimer le coût des réparations sur le cycle de vie d'une section avant de fuselage de court-courrier (effectuant de nombreuses rotations par jour) à plusieurs millions de dollars. Une large part de ce montant revient aux réparations non couvertes par le Manuel de Réparation, et provient de l'immobilisation des avions.
Au contraire, il est possible d'évaluer, sur une flotte d'avion considérée
(avions à court rayon d'action), le gain produit par un procédé selon l'invention, en termes de réduction de la durée d'immobilisation moyenne, et les coûts qui lui sont associés.
La livraison d'un kit de réparation disponible (extrait du Manuel de Réparation) demande actuellement entre 12h (petits colis par transporteur express) et 72h (kits importants entrant tout de même dans une fourgonnette).
Par ailleurs, pour des réparations spécifiques non couvertes par le Manuel de Réparation, une réparation permanente, demandant un cycle complet (définition, calcul, approbation et fabrication des pièces) représente un délai de un à deux mois, mais une réparation provisoire est alors mise en place sur la zone endommagée, de manière à ne pas immobiliser l'avion pendant ces deux mois. Cette réparation provisoire, demande un cycle d'une semaine. La différence sur rimmobilisation est donc de l'ordre de cinq jours par réparation, mais assez souvent dans le cas des coins de porte, la réparation est si complexe que l'on rentre d'emblée dans la catégorie de réparation permanente.
Sachant que le nombre moyen de réparations, dans les zones fortement menacées des coins de porte, est estimé à 20-25 sur un cycle de vie avion (court rayon d'action - dix rotations par jour), c'est-à-dire à une réparation par an environ, empêchant l'exploitation de l'avion pendant cinq jours, l'économie réalisée par la compagnie sur chaque appareil peut dépasser un million d'euros sur la durée de vie de l'appareil.
A cette économie, il convient d'ajouter l'économie réalisée par les constructeurs, d'un montant comparable. En effet, par le principe même de faire des réparations enveloppes, couvrant chacune un nombre conséquent de situations à l'échelle de la flotte entière, on pourrait réduire le nombre total de réparations devant être dessinées, calculées, et approuvées. La charge de travail des départements chargés des dessins de réparations et de l'interface avec les compagnies pourrait être réduite dans les mêmes proportions.
Un autre avantage du procédé tel que décrit est que, dans une situation de dommage autour des portes par exemple, la compagnie exploitant l'avion n'a plus obligation de se tourner vers le constructeur. Elle évite ainsi de passer par un long processus d'échange de courriers (pour déterminer, puis confirmer l'étendue du dommage), d'élaboration du plan, de calcul de la réparation, et enfin d'approbation de cette dernière, car une solution existe alors dans le Manuel de Réparation.
Des kits de réparations sont également rendus disponibles et permettent de couvrir une fraction déterminée des cas qui seront rencontrés dans la vie de l'avion.
De façon générale, il est couramment estimé qu'environ 80% des occurrences de dommages sur un avion sont comprises dans le Manuel de Réparation (SRM). Cependant, le coût engendré par les 20% restant se révèle nettement supérieur au coût des autres 80%, du fait des immobilisations d'avions pendant de longues périodes. Il est donc souhaitable de faire entrer le plus grand nombre possible d'occurrences de dommages dans le Manuel de Réparation, ces réparations étant alors prises en charges par les compagnies exploitantes.
La mise en œuvre du présent procédé évite aussi la double réparation (réparation provisoire permettant de remettre l'avion en service jusqu'à une immobilisation programmée - grande visite, par exemple - puis réparation permanente).
La réparation peut être renouvelée à plusieurs reprises (passage à une taille de réparation et/ou un diamètre supérieur des fixations) si la même zone est impactée à plusieurs reprises au cours du cycle de vie de l'avion. On utilise alors éventuellement des réparations "gigognes", englobées les unes dans les autres.
Enfin, les données et l'analyse effectués sur un avion de référence, présentant des conditions d'exploitation similaire (nombre de rotations par vie) mais de revêtement métallique peuvent être exploitées pour un avion à fuselage en matériau composite (ou inversement), dans la mesure où l'extrapolation des dommages est réalisée en prenant en compte l'écart de comportement des matériaux à des conditions identiques d'impact : effet du matériau sur les dimensions et la nature du dommage.
La réparation standard peut être sensiblement plus étendue que ne l'est le dommage, sa mise en œuvre est du coup légèrement plus longue (par exemple une heure ou deux), mais ce temps supplémentaire reste de seconde importance par rapport au fait de ne pas avoir à immobiliser l'avion aussi longtemps que dans l'art antérieur (plusieurs jours, voire une semaine). Variantes de l'invention
La portée de la présente invention ne se limite pas aux détails des formes de réalisation ci-dessus considérées à titre d'exemple, mais s'étend au contraire aux modifications à la portée de l'homme de l'art.
Comme il a déjà été mentionné, la démarche d'anticipation rationnelle, impliquée par le procédé selon l'invention, présentée dans le cas d'un avion nouveau en développement, est également utilisable pour la phase de support d'un avion déjà en exploitation. Il n'y a dans ce cas pas besoin de la phase d'extrapolation mentionnée dans la sous-étape 340. Le processus décrit est susceptible de déboucher sur plusieurs stratégies :
1 / Choix de petites réparations avec de nombreux recouvrements, 21 Choix de grandes réparations avec recouvrements modérés, 3/ combinaison des deux cas.
Ce sont en fait la connaissance statistiquement approfondie des dimensions des dommages, ainsi que les contraintes imposées par la sous- structure et son remplacement partiel qui déterminent alors une meilleure stratégie. Il est également possible de travailler à double échelle, avec les deux familles de tailles de réparations, si une analyse statistique met en évidence une forte variabilité des dimensions de dommages.
Dans une variante de mise en œuvre de l'invention, la phase 300 de report des dommages comporte également une sous-étape d'analyse statistique des zones de dommages répertoriés sur l'avion de référence, et reportés sur sa maquette numérique simplifiée. Une telle analyse a pour but d'attribuer automatiquement des dommages à des causes prédéfinies. Par exemple, une telle analyse statistique, de type connu en soi, peut mettre en évidence des zones de dommages distantes d'environ la largeur d'une passerelle d'embarquement.
Dans ce cas, les zones de dommages extrapolées resteront également distantes sur l'avion nouveau, indépendamment de ses dimensions propres. Au contraire, des dommages liés à l'ouverture de la porte passagers elle-même, ont une zone probable de taille proportionnelle à la dimension de cette porte sur l'avion nouveau.
Dans une autre variante de mise en œuvre du procédé selon l'invention, celui-ci comporte une étape 500, de proposition de modifications de la structure de l'avion, lorsque celui-ci est en phase de développement. Cette variante est envisageable dans le cas où le procédé de définition de zones de dommages probables est intégré dans le procédé de conception d'un avion nouveau. On déduit alors de la mise en œuvre du procédé de détermination de zones de dommages probables, des modifications de structures de l'avion, de manière notamment à renforcer ces zones, à en faciliter la maintenance, par exemple en s'assurant de l'intégration possible d'une réparation dans une zone d'encombrement réduit, ou à éloigner les équipements sensibles des zones menacées. En d'autres termes, on fait en sorte dès la conception de l'avion de le renforcer aux endroits où il sera très vraisemblablement percuté, et de le rendre facilement réparable en ces endroits.
Cette disposition permet alors de réduire les dommages susceptibles de survenir, à des dommages admissibles, grâce au renforcement local de la structure. Les dommages admissibles sont déterminés par le fait qu'en présence de ceux-ci, la structure présente une résistance résiduelle restant acceptable (exigence de certification). Bien sûr, plus l'intensité d'impact est importante, plus les risques sont élevés en un point de la structure donné, de dépasser ces limites admissibles et de devoir réparer sur le champ. Il s'agit cette fois d'améliorer la robustesse de la structure, en faisant en sorte, au stade de son dimensionnement, que les dommages restent dans les limites admissibles : pour une intensité donnée, on peut en certains points accentuer la résistance de la structure à l'apparition de dommage, pour faire en sorte que le dommage reste dans les limites admissibles, c'est à dire puissent tolérer si on les laisse en l'état les niveaux de charges prévus.
La description d'un mode de mise en œuvre du procédé a été faite vis- à-vis de réparation sur la peau de l'appareil. Il reste clair néanmoins qu'un procédé similaire peut être mis en place plus généralement pour des réparations faites en profondeur dans la structure de l'appareil, voire aussi en anticipant des dommages de corrosion.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de conception de kits de réparation pour une zone prédéfinie d'un aéronef étudié, lesdits kits de réparation comprenant chacun une pièce de forme et dimensions prédéfinies, adaptée à être installée au sein de la structure existante, en lieu et place d'une forme équivalente comportant une zone endommagée de façon accidentelle, pouvant être supprimée ou non, caractérisé en ce qu'il comporte :
- une étape 100 de choix d'un aéronef de référence, équivalent à l'aéronef étudié, selon un critère préalablement défini prenant notamment en compte la durée de vie de l'aéronef exprimée en nombre de vols ou d'heures, et éventuellement confondu avec l'aéronef étudié,
- une étape 300 de recensement des dommages accidentels représentatifs précédemment reportés sur l'aéronef de référence, dans la zone étudiée,
- une étape 400 de création d'une gamme de kits de réparation standardisés, optimisée selon une estimation des dommages accidentels les plus probables dans la zone étudiée.
2. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que l'étape de recensement des dommages accidentels comporte une sous-étape 310 de report d'un nombre statistiquement significatif de dommages, identifiés dans des fiches dommages, sur une maquette numérique de la zone de l'aéronef étudiée.
3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'il comporte en outre une sous-étape 330 de détourage dans laquelle, pour chaque dommage accidentel, on représente une « zone détourée » associée, correspondant sensiblement à la zone qui devra être réparée lors de l'opération de maintenance, zone détourée dont la forme du contour (rectangulaire, circulaire, triangulaire ...) est choisie selon le type de matériau formant la structure locale de l'aéronef.
4. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'on associe à plusieurs dommages accidentels, relatifs à une même fiche de dommages, une même zone détourée, si la distance entre ceux-ci est inférieure à une valeur prédéterminée, par exemple moins de 1 inter-lisses et de moins de 1/2 intercadre.
5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 2 à 4, caractérisé en ce qu'il comporte en outre une sous-étape 320 d'association à une partie au moins des dommages accidentels reportés de la cause plausible de chacun de ces dommages.
6. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce que, dans la sous-étape 320, l'association d'une cause à une zone de dommages accidentels est réalisée par traitement statistique.
7. Procédé selon l'une des revendications 2 à 6, caractérisé en ce qu'il comporte en outre une sous-étape 340 d'extrapolation des dommages accidentels de l'aéronef de référence vers un l'aéronef nouveau.
8. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que, lors de l'étape 340 d'extrapolation des dommages accidentels vers l'aéronef étudié, les contours des dommages et des zones détourées sont amplifiés en taille autour de leur centre, au moyen d'un coefficient correctif caractéristique de la sensibilité relative des matériaux du revêtement.
9. Procédé selon l'une quelconque des revendications 3 à 8, caractérisé en ce que l'étape 400 de création de la gamme de kits standardisés comporte des sous-étapes :
410 - d'analyse statistique des zones détourées associées aux dommages accidentels reportés sur la maquette numérique de la zone de l'aéronef étudiée, permettant de caractériser lesdits dommages en termes de distribution des tailles, et de positions des zones détourées,
420 - de création et d'évaluation, selon un critère prédéfini, de plusieurs scénarios de recouvrement des zones détourées associés chacun à un ensemble de dimensions de kits de réparation prédéfini, et de choix d'un scénario de recouvrement optimisant ce critère.
10. Procédé selon la revendication 9, caractérisé en ce que les résultats (moyenne et variabilité des tailles et positions des zones détourées) de la sous-étape 410 de traitement statistique, sont utilisés pour créer un premier scénario de recouvrement en déterminant, selon au moins un critère préalablement défini, la taille et la superposition minimales de zones de réparation de forme préalablement choisie.
11. Procédé selon la revendication 10, caractérisé en ce que dans la sous-étape 420, pour chacun des scénarios de recouvrement créés, une étude de sensibilité est réalisée, en faisant varier la taille des zones détourées, soit de manière proportionnelle, soit en ne faisant varier qu'une de dimensions à la fois.
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