EP2981460A1 - Vitrage pour aéronef spatial - Google Patents

Vitrage pour aéronef spatial

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Publication number
EP2981460A1
EP2981460A1 EP14718932.8A EP14718932A EP2981460A1 EP 2981460 A1 EP2981460 A1 EP 2981460A1 EP 14718932 A EP14718932 A EP 14718932A EP 2981460 A1 EP2981460 A1 EP 2981460A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
panel
glazing according
main
glazing
space
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP14718932.8A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Yohann Coraboeuf
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 Defence and Space SAS
Original Assignee
Airbus Defence and Space 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 Defence and Space SAS filed Critical Airbus Defence and Space SAS
Publication of EP2981460A1 publication Critical patent/EP2981460A1/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

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Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
    • B64C1/1476—Canopies; Windscreens or similar transparent elements
    • B64C1/1492—Structure and mounting of the transparent elements in the window or windscreen
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles

Definitions

  • the present invention relates to glazing for space aircraft and in particular space-plane glazing of the space airplane type comprising a windshield and passenger portholes.
  • Spatial aircraft means a vehicle capable of moving in the Earth's atmosphere in the manner of an airplane, but also capable of suborbital space flight, for example by means of a rocket engine capable of causing it to reach an altitude at least 100 Km. Generally, the maximum speed of such a space plane does not exceed mach 5 in all its flight range.
  • aircraft glazing is intended to allow their passengers or crew to see around the aircraft.
  • these windows must not only allow to see, but they must withstand the same environmental and operating constraints as other parts of aircraft; and therefore resist the advancement in the air, ensure the maintenance of the internal pressure of the aircraft, withstand the various in-flight assaults such as rain, hail, birds or soil such as gravel, resist and filter the radiation, can be de-iced, ensure the safety of passengers in case of failures, etc.
  • Aerospace windshields generally have a multilayer structure that alternates, for example, layers of glass, acrylic or polycarbonate with vinyl layers.
  • a known example of windshield glazing for airliners such as Airbus A300, A320, A340 aircraft comprises 3 layers of safety glass, vinyl interleaves to separate the glass layers, urethane interleaves for bonding vinyl interleaves to layers of glass and means of defrosting and anti fogging.
  • a small hole in the internal glass slide communicates the air gap with the interior of the aircraft so that only the outer glass or acrylic blade experiences the pressure differentials, the blade of internal glass being a blade providing redundancy in case of rupture of the outer blade. Due to the presence of an air gap between two glass plates or equivalent, these structures offer better thermal insulation than multi-ply structures.
  • Space vehicles encounter different environmental conditions than airplanes; in particular space vehicles intended for a return on earth are subjected to very important heating that do not know even the supersonic airplanes.
  • the radiations are more intense, in all the ranges of the electromagnetic spectrum.
  • the outside temperature can be very cold or very hot. More precisely, the walls can be very hot + 150 ° C) or very cold-150 ° C if they are exposed to sunlight or not.
  • the portholes had a thick outer silica plate and two internal alumina / silicate blades.
  • the outer blade had the function of resisting impacts and heat during return to earth, and the blades internal to the pressure, the space between the outer blade and the first inner blade being subjected to vacuum during the orbital phase then that the space between the inner blades was filled with dry nitrogen under pressure.
  • NASA's space shuttle also had three-bladed glazing.
  • the front windows were provided with an external thermal resistance plate of about 16 mm thick, fixed to the structure of the fuselage of the shuttle, an intermediate redundancy blade in case of breakage of the outer plate of about 33 mm thickness and an inner blade of resistance to pressure thickness of the order of 16 mm.
  • the intermediate blade and the inner blade are assembled together with a seal not on the fuselage of the shuttle, but on the sealed compartment intended for the crew.
  • the central blade and the outer blade are made of fused silica glass.
  • the choice of materials for a space aircraft glazing is crucial, as is the choice of materials for any structure of an aircraft. It is necessary to seek technical efficiency with the lowest possible mass.
  • the outer blade of a spacecraft glazing intended for return to earth from a terrestrial orbit or beyond shall be made of remelted silica, highly refractory but density 2.6, the density being 2.5 for glasses in general, while a more impact resistant polycarbonate has a density of 1, 1.
  • the present invention therefore aims to define an optimized glazing system for a space airplane type aircraft, which has successively a conventional subsonic aircraft operation, and is therefore subject to all the requirements of a conventional civil aircraft, in particular by its certification, and a space vehicle operation, so subject to vacuum and atmospheric reentry with new requirements that are not now fixed.
  • the glazing of the invention is further constrained to constitute a thermal insulator. It must also absorb sunlight and X-rays and be resistant to high-velocity space debris. It must protect passengers against solar radiation during the phase of flight out of the atmosphere (space requirement).
  • This glazing must of course maintain the differential pressure between the cabin and the atmospheric environment both in aeronautical flight and spaceflight, guarantee the safeguard of the vehicle in the event of inadvertent rupture of the panel supporting the cabin pressure and ensure the redundancy of the panel. pressure to meet the certification requirements of civil aviation.
  • the glazing must respect at least the certifications as glazing of aircraft atmospheric transport of people.
  • the present invention proposes an aircraft glazing adapted to suborbital flight and an aeronautical flight, which comprises an outer temperature-resistant panel, for example made of polycarbonate or aluminosilicate, a main pressurization pressure-holding panel, and a internal panel, redundancy of the main panel, for which the outer, main and internal redundancy panels are separated from each other by spaces filled with gas or voids, for which the main and internal panels are dimensioned according to the certification standards of civil aviation.
  • an outer temperature-resistant panel for example made of polycarbonate or aluminosilicate
  • a main pressurization pressure-holding panel for example, a main pressurization pressure-holding panel, and a internal panel, redundancy of the main panel, for which the outer, main and internal redundancy panels are separated from each other by spaces filled with gas or voids, for which the main and internal panels are dimensioned according to the certification standards of civil aviation.
  • the space between the main panel and the internal panel of redundancy contains dry air, or nitrogen to avoid condensation due to ambient cold.
  • the space between the main panel and the internal redundancy panel is evacuated.
  • the space between the outer panel and the main panel is filled with a separating air layer.
  • the space between the outer panel and the main panel is under vacuum.
  • the outer panel comprises at least one pressure balancing hole between its outer face and its inner face.
  • This particularly advantageous embodiment completely eliminates pressure stresses on the outer panel which thus only has to fulfill its functions of impact protection and thermal barrier.
  • the main panel is made of stretched acrylic material, according to the American standard MIL PRF-25690B of January 29, 1993.
  • an additional thin passenger protection panel is added to protect the functional panels of the glazing.
  • the glazing unit of the invention advantageously comprises one or more solar radiation protection films on the main panel.
  • the main panel preferably has a safety factor of at least 4 in pressure resistance. In a particular embodiment, the main panel has a safety factor of at least 8 in pressure resistance.
  • the inner panel preferably has a safety factor of at least 2 in pressure resistance. In a particular embodiment, the inner panel has a safety factor of at least 3 in pressure resistance.
  • the invention applies to a suborbital aircraft, that is to say reaching altitudes greater than 100 km and atmospheric re-entry speeds of Mach 3 to 5, comprising windshield elements and / or portholes made by means of the glazing according to at least one of the features defined above.
  • FIG. 1 a glazing of the invention mounted in a clamping clamp
  • FIG. 2 a glazing unit of the invention mounted in a two-part assembly
  • FIG. 1 The invention is described in FIG. 1 in the context of a glazing unit assembled in a frame of known type adapted to be fixed by clamping, the frame including shims 100, 101, 103, the shims 101, 103 defining spaces 5 ,
  • the glazing comprises an outer panel 1, also called external blade, which must withstand mainly the constraints of resistance to impacts and thermal insulation in atmospheric reentry.
  • the impacts include the defined impacts in the aeronautical field and in particular the birds but also the impacts that may be due to objects such as space debris during the suborbital flight phase.
  • passenger windows need to be designed with great strength to see the same resistance as windshield windows because high velocity space debris can hit the aircraft at any angle.
  • the preferred material is a Lexan-type polycarbonate that has good shock and temperature resistance. . Its internal and external surfaces must be protected one of the external environment and the other of the internal environment and the outer panel will be covered with layers of protection or surface treatments known in the art of manufacturing polycarbonate panels, for example UV or other surface treatment.
  • This external panel which is not doubled, is isolated vis-à-vis the other panels by the presence of an air layer or a separation vacuum, this layer may be however in communication with the outside of the the aircraft by one or more reduced pressure balancing holes 7.
  • the glazing of the invention comprises a first internal panel, called the main panel 2.
  • a space is made between the outer panel 1 and the main panel 2. This space is created by means of a peripheral seal 101 in the case of Figure 1 or a stack of a frame member 106 and joints 101, 109.
  • the role of pressure resistance is devolved to the second panel or main panel 2.
  • the thickness and the material of this main panel are in accordance with the standard aviation safety coefficients for the pressure resistance and the panel is preferably in acrylic material.
  • the main panel is made of stretched acrylic material, shaped or plate as appropriate, type 2 with improved moisture resistance according to the American standard MIL-PRF-25690B of January 29, 1993. This material compared to a molded acrylic allows to divide the safety factor by two for the pressure resistance of the panel.
  • the thermal insulation in flight outside the atmospheric reentry is performed by an air gap between the two pressure resistance panels.
  • the main panel and the redundancy panel adapted to withstand the cabin internal pressure are made of acrylic material.
  • the use of panels of acrylic material is optimal in mass and the material also allows to filter at least a portion of X-rays while ensuring good clarity.
  • the attachment of the blades is different from that of FIG. 1 since the second inner panel is mounted separately while the outer and the main panels are mounted between a frame 106 fixed on the fuselage 108 by a clamping device 107. while a frame 1 1 1 surrounding the window strengthens said fuselage 108 around the hole receiving the window.
  • the solar radiation protection is completed by the addition of a solar protection film 8 which according to the example is made on the internal face of the main panel 2.
  • deicing heat films 9, 10 on the inner face of the outer panel and on the outer face of the main panel. These films are electrically connected by conductive tracks such as the track 1 10 of FIG.
  • the glazing further comprises an anti-fog film or coating 11, for example a heating film, on the inner panel.
  • These coatings are, for example, fine screens connected to an electrical source or a coating as known under the trademark NESATRON from PPG Industries Inc..
  • the inner panel 3 also improves the thermal insulation by means of a sufficient air layer in the space 5 between the inner panel and the main panel 2 for taking up the pressure loads.
  • the fixing of the windshield or portholes according to the invention on the aircraft structure is made according to known aeronautical technologies that allow rapid dismantling of glazing.
  • the invention relates in summary to a glazing compliant with aircraft certifications and therefore respecting the recommendations of standards applicable thereto and therefore the CS23 standard: "Certification Specifications for Normal, Utility, Aerobatic, and Commuter Category Airplanes CS-23 Amendment 3 20 July 2012 'of the European Aviation Safety Agency for civil aircraft, of the recommendation which introduces the safety factors applicable to such glazings; the "Advisory circulai” recommendation AC 25/2005 of 17/01/2003 issued by the FAA of the US Department of Transportation, which defines a first coefficient of 2 in terms of the ultimate load in paragraph ⁇ 8a3 and a second factor of safety of 4 for an acrylic or polycarbonate and 2 for a stretched acrylic in 8c5 is an integrated safety factor ("fail safe" in English) for the pressure resistance of 8 for an acrylic or polycarbonate, 4 for a stretched acrylic .
  • the redundancy panel is on the other hand dimensioned at least, that is to say only with respect to the ultimate load forces.
  • the MIL-PRF 25690B standard of January 29, 1993 is used as a material specification, for drawn type 2 acrylics, in form or in plate depending on the application case.
  • the present invention provides for adding a specific outer panel adapted to withstand heat and impacts.
  • the inner panel In case of failure of the outer panel, the inner panel is designed to contain only the ultimate cabin pressure. It has a thickness of 6.35mm, with a safety factor greater than 2, of the order of 3 to limit the maximum deflection to 4mm.
  • the windows of the passenger cabin - the portholes - of the space plane of the present invention are conceived as a compromise between the constraints of a conventional civil transport jet airplane and the environmental constraints as well as the load incurred by a sub-orbital vehicle.
  • the main panel adapted to support the cabin pressure is dimensioned by finite element calculation with a safety factor of at least 8 and a deflection at its maximum center of 1, 2mm.
  • the thickness of the main panel stretched acrylic material is 12.3 mm and its overall mass is of the order of 1 .6 kg.
  • the inner panel is made to hold the cabin pressure in case of failure of the main panel and is provided with a safety factor of 3 to be consistent with the civil aircraft.
  • a thickness of 7mm brings a safety factor of 3, a mase of 1 Kg.
  • the outer panel is adapted to protect the aircraft from the heat of atmospheric reentry as well as damage by foreign objects, in the space domain (micrometeorites) or aeronautics.
  • the outer panel is dimensioned identically for the portholes as for a windshield and is made taking into account a bird strike as defined in the CS23 standard: "Certification Specifications for Normal, Utility, Aerobatic, and Commuter Category Airplanes CS-23 Amendment 3 20 July 2012 "paragraph 23.775 (h) (1) of the European Aviation Safety Agency for civil aircraft.
  • the outer panel of the windows of the present aircraft is in accordance with the outer panel of a civil aircraft windshield.
  • the material chosen is a polycarbonate (Lexan TM type) with a density of 1,160 kg / m3, for a suborbital space plane not exceeding Mach 5 in its flight range.
  • This outer panel is sized to withstand the impact of a bird, so that its maximum deflection at impact does not induce contact between the outer panel and the main panel.
  • a Lexan panel thickness of 12mm, or 1, 5 Kg is suitable for a gap between two panels of 5 mm.
  • the windows of the cockpit - the windshield - are dimensioned according to the same process, but the necessary thicknesses obviously depend on the surface of each window: for each window geometry, and for each panel, it is necessary to check by calculation finite elements that the design criteria defined for the portholes are respected.
  • the invention is not limited to the examples shown and in particular the panel 4 can be assembled with the panels 1 to 3 to make the portholes.
  • the invention applies to space planes that can reach higher speeds. In such cases, it will be used for the outer panel materials adapted to the higher temperatures encountered, aluminosilicate type, or fused silica, the main and internal panels remaining in accordance with the definitions of aircraft standards.

Landscapes

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Abstract

L'invention concerne un vitrage, pour aéronef adapté à un vol suborbital et un vol aéronautique comportant un panneau externe (1) en Polycarbonate ou Aluminosilicate de tenue en température, un panneau principal (2) de tenue en pression, dimensionné selon les coefficients de sécurité standard avion et un panneau interne (3), de redondance du panneau principal, dimensionné à marge mini de pression, les panneaux externe, principal et interne de redondance étant séparés les uns des autres par des espaces (5, 6). L'invention concerne en outre un aéronef comportant des éléments de pare brise et des hublots réalisés au moyen dudit vitrage.

Description

VITRAGE POUR AERONEF SPATIAL
Arrière plan de l'invention
Domaine de l'invention
La présente invention concerne les vitrages pour aéronefs spatiaux et en particulier les vitrages pour aéronefs spatiaux du type avion spatial comportant un pare brise et des hublots passagers.
On entend par avion spatial, un véhicule capable de se déplacer dans l'atmosphère terrestre à la manière d'un avion, mais également capable de vol spatial suborbital, par exemple à l'aide d'un moteur fusée pouvant lui faire atteindre une altitude d'au moins 100 Km. De façon générale, la vitesse maximale d'un tel avion spatial ne dépasse pas mach 5 dans tout son domaine de vol.
Arrière plan technologique
Par définition, les vitrages pour aéronefs sont destinés à permettre à leur passagers ou membres d'équipage de voir aux alentours de l'aéronef.
De ce fait, ces vitrages doivent permettre non seulement de voir, mais ils doivent résister aux mêmes contraintes d'environnement et d'utilisation que les autres parties des aéronefs ; et donc résister à l'avancement dans l'air, assurer le maintien de la pression interne à l'aéronef, résister aux différentes agressions en vol telles que pluie, grêle, oiseaux ou au sol comme les graviers, résister et filtrer les rayonnements, pouvoir être dégivrés, assurer la sécurité des passagers en cas de défaillances, etc
Il existe une grande quantité de données et une grande expérience quant aux vitrages pour avion civils ou militaires. Usuellement, on distingue pour les avions deux types de vitrage :
- les vitrages pour pare-brises et poste de pilotage,
- les vitrages pour passagers ( hublots). Les premiers, du fait de leur position sur l'avant de l'aéronef étant soumis à des agressions plus fortes.
Il est connu de réaliser des pare-brises en plusieurs couches comme décrit par exemple dans les documents US2010/0020381 A1 , US2010/0163676 A1 , EP 0 322 776 A2.
Les vitrages de pare brises aéronautiques présentent généralement une structure multicouche qui alterne par exemple des couches en verre, en acrylique ou en polycarbonate avec des couches vinyle.
Ils sont assemblés par un dispositif périphérique.
Un exemple connu de vitrage de pare brise pour des avions de ligne tels que les avions Airbus A300, A320, A340 comporte 3 couches de verre de sécurité, des intercalaires vinyle pour séparer les couches de verre, des intercalaires uréthane pour coller les intercalaires vinyle aux couches de verre et des moyens de dégivrage et anti buée.
La plupart des assemblages de vitrages pare-brise connus sont ainsi basés sur un multi-pli comportant des intercalaires solides entre des couches de verre sécurité ou de matériau acrylique.
L'inconvénient de ces structures multi-pli est qu'elles ne comportent pas de zone de rupture de conduction de la chaleur comme une lame d'air ou de vide peuvent le faire. Globalement ces structures constituent des parois conductrices de chaleur.
Pour les fenêtres passagers appelés notamment hublots, il est connu de réaliser un vitrage résistant à la pression cabine en assemblant deux lames de verre ou de matériau acrylique maintenues écartées par un joint périphérique pour réaliser une lame d'air et d'ajouter une troisième lame acrylique ou autre plastique transparent côté intérieur pour faire écran thermique et éviter que les passager ne touchent à la fenêtre.
Dans un tel montage, un petit trou dans la lame de verre interne met en communication la lame d'air avec l'intérieur de l'aéronef de sorte que seule la lame de verre ou acrylique externe subit les différentiels de pression, la lame de verre interne étant une lame assurant une redondance en cas de rupture de la lame externe. Du fait de la présence d'une lame d'air entre deux lames de verre ou équivalent, ces structures offrent une meilleure isolation thermique que les structures multi pli.
Les véhicules spatiaux rencontrent des conditions d'environnement différentes de celle des avions ; en particulier les véhicules spatiaux destinés à un retour sur terre sont soumis à des échauffement très important que ne connaissent pas les avions même supersoniques.
Par ailleurs, dans l'espace, les rayonnements sont plus intenses, dans toutes les gammes du spectre électromagnétique. De plus, la température extérieure peut être très froide ou très chaude. Plus exactement, les parois peuvent être très chaudes + 150° C) ou très froides- 150° C si elles sont soumises au rayonnement du soleil ou pas.
De ce fait, la conception de ces vitrages doit comporter une parois extérieure très réfractaire, et l'ensemble du vitrage doit être un bon isolant thermique.
En outre en vol spatial un aéronef peut rencontrer des micro météorites.
Pour les capsules spatiales du programme Apollo, les hublots comportaient une lame externe épaisse silice et deux lames internes alumine/silicate.
La lame externe avait pour fonction de résister aux impacts et à la chaleur lors du retour sur terre, et les lames internes à la pression, l'espace entre la lame externe et la première lame interne étant soumis au vide lors de la phase orbitale alors que l'espace entre les lames internes était rempli d'azote sec sous pression.
La navette spatiale de la NASA comportait des vitrages à trois lames également. Les vitrages frontaux étaient pourvus d'une lame externe de résistance thermique d'environ 16 mm d'épaisseur, fixée à la structure du fuselage de la navette, une lame intermédiaire de redondance en cas de rupture de la lame externe d'environ 33 mm d'épaisseur et une lame interne de résistance à la pression d'épaisseur de l'ordre de 16 mm. La lame intermédiaire et la lame interne sont assemblées ensemble avec un joint non pas sur le fuselage de la navette, mais sur le compartiment étanche destiné à l'équipage.
La lame centrale et la lame externe sont réalisées en verre de silice fondu. Le choix des matériaux pour un vitrage d'aéronef spatial est crucial, comme l'est le choix des matériaux pour toute structure d'un aéronef. Il faut rechercher l'efficacité technique avec la masse la plus faible possible.
Il est donc fondamental de choisir les matériaux en fonction des besoins spécifique du véhicule que l'on veut construire.
Ainsi, la lame externe d'un vitrage pour véhicule spatial destiné au retour sur terre depuis une orbite terrestre ou au delà devra être réalisée en Silice refondue, très réfractaire mais de densité 2,6, la densité étant de 2,5 pour les verres en général, alors qu'un polycarbonate plus résistant au choc a une densité de 1 ,1 .
Il est à noter qu'aucune norme ou standard de certification ne sont définis pour les engins spatiaux alors que les avions atmosphériques sont susceptibles de respecter des standards et des normes strictes de certification qui vont grandement influer sur le dimensionnement de leurs organes.
La question se pose pour un avion spatial qui va se propulser à des altitudes intermédiaires entre le domaine atmosphérique et le domaine spatial orbital et qui ne va pas subir les températures extrêmes de rentrée spatiale.
Brève description de l'invention
La présente invention a donc pour objectif de définir un système de vitrage optimisé pour un aéronef de type avion spatial, qui a successivement un fonctionnement d'avion classique subsonique, et est donc soumis à toutes les exigences d'un avion civil classique, en particulier de part sa certification, et un fonctionnement de véhicule spatial, donc soumis au vide et à la rentrée atmosphérique avec de nouvelles exigences qui ne sont pas aujourd'hui figées.
Les contraintes identifiées pour la conception des pare-brises/hublots d'aéronefs tels que des avions spatiaux réalisant des vols suborbitaux sont :
la protection contre échauffement cinétique durant la rentrée atmosphérique, avec toutefois un échauffement cinétique moindre en vol suborbital par rapport aux véhicules orbitaux,
- la protection contre les micro-impacts lors des phases balistiques, à la fois sur le pare-brise et les hublots et les impacts de type aéronautiques pour les pare-brises lors des phases de vol aéronautique. En effet, un avion spatial est plus exposé qu'une capsule portée par une fusée du fait qu'il réalise des vols atmosphériques plus longs et à l'horizontale et du fait qu'il se pose et décolle au sol.
Le vitrage de l'invention a en outre pour contrainte de constituer un isolant thermique. Il doit en outre absorber les rayons solaires et les rayons X et être résistant aux micro-débris spatiaux à haute vélocité. Il doit protéger les passagers contre les rayonnements solaires lors de la phase de vol hors de l'atmosphère (besoin spatial).
Ce vitrage doit bien entendu maintenir le différentiel de pression entre la cabine et le milieu atmosphérique tant en vol aéronautique qu'en vol spatial, garantir la sauvegarde du véhicule en cas de rupture intempestive du panneau supportant la pression cabine et assurer la redondance du panneau de pression pour répondre aux exigences de certification de l'aviation civile.
Une protection des hublots contre les agressions internes en provenance des passagers doit être prévue de même que les vitrages doivent assurer une vision claire à l'extérieur du véhicule durant toutes les phases de vol pour le pilote, besoin aéronautique, et pour les passagers ; dans le cadre d'un vol spatial avec passagers, non seulement le pare brise mais aussi les hublots latéraux doivent être pourvus de dispositifs de dégivrage sur toutes les couches du vitrage.
Enfin, la conception du système doit être optimisée en termes de masse, comme pour tout véhicule volant ; mais cette exigence est d'autant plus forte qu'il s'agit ici d'un avion spatial.
Enfin le vitrage doit respecter au moins les certifications en tant que vitrage d'aéronef atmosphérique de transport de personnes.
Pour ce faire la présente invention propose un vitrage pour aéronef adapté à un vol suborbital et un vol aéronautique, qui comporte un panneau externe de tenue en température, par exemple en Polycarbonate ou Aluminosilicate, un panneau principal de tenue en pression de pressurisation, et un panneau interne, de redondance du panneau principal, pour lequel les panneaux externe, principal et interne de redondance sont séparés les uns des autres par des espaces remplis de gaz ou vides, pour lequel les panneaux principal et interne sont dimensionnés selon les standards de certification de l'aviation civile.
Selon un premier mode de réalisation du panneau principal et du panneau de redondance, l'espace entre le panneau principal et le panneau interne de redondance contient de l'air sec, ou de l'azote pour éviter les condensations dues au froid ambiant.
Selon un second mode de réalisation du panneau principal et du panneau de redondance, l'espace entre le panneau principal et le panneau interne de redondance est mis sous vide.
Selon un premier mode de réalisation des panneaux externe et principal, l'espace entre le panneau externe et le panneau principal est rempli d'une couche d'air de séparation.
Selon un deuxième mode de réalisation des panneaux externe et principal, l'espace entre le panneau externe et le panneau principal est sous vide.
Selon un troisième mode de réalisation des panneaux externe et principal, le panneau externe comporte au moins un perçage d'équilibrage de pression entre sa face externe et sa face interne.
Ce mode de réalisation particulièrement avantageux supprime totalement les contraintes de pression sur le panneau externe qui n'a ainsi qu'à remplir ses fonctions de protection aux impacts et de barrière thermique.
Avantageusement le panneau principal est réalisé en matériau acrylique étiré, selon la norme américaine MIL PRF-25690B du 29 janvier 1993.
Dans le cas où le vitrage forme un hublot passager, un panneau supplémentaire fin de protection passagers est ajouté pour protéger les panneaux fonctionnels du vitrage.
Le vitrage de l'invention comporte avantageusement un ou plusieurs films de protection aux rayonnements solaires sur le panneau principal.
Il comporte avantageusement au moins un film chauffant dégivrant sur la face interne du panneau externe et préférablement au moins un film chauffant dégivrant (10) sur la face externe du panneau principal.
Il comporte avantageusement un film chauffant antibuée sur le panneau interne.
Le panneau principal a préférablement un coefficient de sécurité d'au moins 4 en tenue en pression. Dans un mode de réalisation particulier, le panneau principal a un coefficient de sécurité d'au moins 8 en tenue en pression.
Le panneau interne a préférablement un coefficient de sécurité d'au moins 2 en tenue en pression. Dans un mode de réalisation particulier, le panneau interne a un coefficient de sécurité d'au moins 3 en tenue en pression. L'invention s'applique à un aéronef suborbital, c'est à dire atteignant des altitudes supérieures à 100 km et des vitesses de rentrée atmosphérique de Mach 3 à 5, comportant des éléments de pare brise et/ou des hublots réalisés au moyen du vitrage selon au moins l'une des caractéristiques définies ci-dessus.
Brève description des dessins
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention seront apparents à la lecture de la description qui suit d'exemples de réalisation non limitatifs de l'invention en référence aux dessins qui représentent:
en figure 1 : un vitrage de l'invention monté dans une fixation à serrage; en figure 2 : un vitrage de l'invention monté dans un assemblage en deux parties ;
Description détaillée de modes de réalisation de l'invention
L'invention est décrite en figure 1 dans le cadre d'un vitrage assemblé dans un encadrement de type connu adapté à être fixé par serrage, l'encadrement comportant des cales 100, 101 , 103, les cales 101 , 103 définissant des espaces 5,
6 entre les panneaux du vitrage, un joint anti humidité 105, une plaque de maintien 104 en Z.
Selon l'invention, le vitrage comprend un panneau externe 1 , aussi appelé lame externe, qui doit résister principalement aux contraintes de tenue aux impacts et isolation thermique en rentrée atmosphérique.
Les impacts comprennent les impacts définis dans le domaine aéronautique et notamment les oiseaux mais aussi les impacts qui peuvent être dus à des objets tels que débris spatiaux en phase de vol suborbital.
Contrairement à un avion atmosphérique, les hublots passagers doivent être conçus avec une grande résistance voir la même résistance que les vitrages de pare-brise du fait que des débris spatiaux de haute vélocité peuvent frapper l'aéronef sous des angles quelconques.
Pour le panneau externe, commun aux vitrages de pare brise et aux hublots, qui assure la protection contre les échauffements thermiques de rentrée atmosphérique et contre les impacts, le matériau préféré est un polycarbonate de type Lexan qui a une bonne résistance aux chocs et en température. Ses surfaces interne et externes doivent être protégées l'une de l'ambiance externe et l'autre de l'ambiance interne et le panneau externe sera recouvert de couches de protection ou traitements de surface connus dans la technique de fabrication des panneaux polycarbonates, par exemple traitement de surface anti UV ou autre.
Ce panneau externe, qui n'est pas doublé, est isolé vis-à-vis des autres panneaux par la présence d'une couche d'air ou un vide de séparation, cette couche pouvant être toutefois en communication avec l'extérieur de l'aéronef par un ou plusieurs perçages 7 d'équilibrage de pression de dimension réduite.
Côté intérieur, le vitrage de l'invention comporte un premier panneau interne, appelé panneau principal 2.
Selon l'invention un espace est réalisé entre le panneau externe 1 et le panneau principal 2. Cet espace est créé au moyen d'un joint périphérique 101 dans le cas de la figure 1 ou d'un empilage d'un élément de cadre 106 et de joints 101 , 109.
Ceci est contraire à la technique des vitrages tels qu'utilisés pour les avions atmosphériques où l'espace entre les lames est rempli d'un matériau tel qu'une couche vinyle.
Selon l'invention le rôle de tenue à la pression est dévolu au deuxième panneau ou panneau principal 2. L'épaisseur et le matériau de ce panneau principal sont conformes aux coefficients de sécurité standard de l'aviation pour la tenue en pression et le panneau est préférentiellement en matériau acrylique. Avantageusement le panneau principal est réalisé en matériau acrylique étiré, en forme ou en plaque selon le cas, de type 2 à résistance à l'humidité améliorée selon la norme américaine MIL-PRF-25690B du 29 janvier 1993. Ce matériau par rapport à un acrylique moulé permet de diviser le coefficient de sécurité par deux pour la tenue en pression du panneau.
La tenue du vitrage en cas d'avarie du panneau principal est assurée par l'ajout d'un second panneau interne 3 dimensionné à marge de conception plus faible par rapport à la pression à supporter.
L'isolation thermique en vol en dehors de la rentrée atmosphérique est réalisée par une lame d'air entre les deux panneaux de tenue à la pression.
Pour que le panneau interne assure sa fonction de redondance, Il faut que cet espace soit scellé, avec un gaz à une pression équivalente à celle à l'intérieur du véhicule (0,8 bar). Mais il faut prévoir un dispositif de maintenance pour maintenir cette pression pour tous les vols ; c'est différent des solutions spatiales, où il n'y a que peu de vols séparés par de longues périodes. Le panneau principal et le panneau de redondance adaptés à supporter la pression interne cabine sont réalisés en matériau acrylique. L'utilisation de panneaux en matériau acrylique est optimale en masse et le matériau permet par ailleurs de filtrer au moins une partie des rayons X tout en assurant une bonne clarté.
Dans le cas des hublots, une protection contre les agressions internes par les passagers est réalisée par l'ajout d'un panneau 4 de très faible épaisseur de protection du hublot représenté à la figure 2.
Selon cette figure 2, la fixation des lames est différente de celle de la figure 1 puisque le second panneau interne est monté à part alors que les panneaux externe et principal sont montés entre un cadre 106 fixé sur le fuselage 108 par un dispositif de bridage 107 tandis qu'un encadrement 1 1 1 entourant le hublot renforce ledit fuselage 108 autour du trou recevant le hublot.
La protection aux rayonnements solaires est complétée par l'ajout d'un film de protection solaire 8 qui est selon l'exemple réalisé sur la face interne du panneau principal 2.
De même la protection contre le givrage est réalisée par des films chauffants dégivrants 9, 10 sur la face interne du panneau externe et sur la face externe du panneau principal. Ces films sont connectés électriquement par des pistes conductrices telle que la piste 1 10 de la figure 1 .
Le vitrage comporte en outre un film ou revêtement antibuée 1 1 , par exemple un film chauffant, sur le panneau interne.
Ces revêtements sont par exemple des fins grillages reliés à une source électrique ou un revêtement tel que connu sous la marque NESATRON de la société PPG Industries Inc. .
Le panneau interne 3 permet également d'améliorer l'isolation thermique moyennant une couche d'air suffisante dans l'espace 5 entre le panneau interne et le panneau principal 2 de reprise des charges de pression.
La fixation du pare-brise ou des hublots selon l'invention sur la structure avion se fait suivant les technologies aéronautiques connues qui permettent un démontage rapide des vitrages.
L'invention concerne en résumé un vitrage conforme aux certifications avion et donc respectant les préconisation des normes s'y appliquant et donc de la norme CS23: "Certification Spécifications for Normal, Utility, Aerobatic, and Commuter Category Aéroplanes CS-23 Amendment 3 20 July 2012' de l'European Aviation Safety Agency relative aux avions civils, de la recommandation qui introduit les coefficients de sécurité applicables à de tels vitrages; la recommandation " Advisory circulai" AC n ° 25.755-1 du 17/01 /2003 de la FAA du département des transports des USA qui définit un premier coefficient de 2 en tenue aux charges ultimes au paragraphe §8a3 et un second coefficient de sécurité de 4 pour un acrylique ou un polycarbonate et de 2 pour un acrylique étiré au paragraphe 8c5 soit un facteur de sécurité intégrée ( "fail safe" en anglais) pour la tenue en pression de 8 pour un acrylique ou un polycarbonate, 4 pour un acrylique étiré.
En l'absence de certification pour les avions spatiaux le choix est de dimensionner le panneau principal selon les normes ci-dessus de l'aviation civile.
Le panneau de redondance est par contre dimensionné à minima c'est à dire uniquement par rapport aux efforts de charge ultime.
Pour le matériau acrylique, on utilise la norme MIL-PRF 25690B du 29 janvier 1993 comme spécification de matériau, pour des acryliques étirés de type 2, en forme ou en plaque selon le cas d'application.
Ainsi il est possible d'obtenir la certification avion et, pour la partie de vol suborbital ou orbital, la présente invention prévoit d'ajouter un panneau externe spécifique adapté à résister à la chaleur et aux impacts.
Pour fixer les choses, prenons le cas d'un avion défini selon les normes de certification applicables et qui comporte des fenêtres de 340 par 240 mm à deux panneaux pour lesquelles le panneau externe subit la totalité de la pression. La différence de pression nominale entre la cabine et l'extérieur étant de 0.582mbar (pressurisation à 8000 pieds pour une altitude maximale de 42000 pieds).
Quand le panneau externe est réalisé en Polyméthacrylate de méthyle, pour prendre en compte la recommandation "Advisory circular" AC n ° 25.755-1 du 17/01 /2003 de la FAA du département des transports des USA, et donc un coefficient de sécurité d'au moins 8, alors les calculs montrent que le panneau interne doit avoir une épaisseur de 10,16mm, sa déflexion étant de 1 ,2 mm.
En cas de défaillance du panneau externe, le panneau interne est conçu en sorte de contenir seulement la pression cabine ultime. Il a une épaisseur de 6.35mm, avec facteur de sécurité supérieur à 2, de l'ordre de 3 pour en limiter la déflexion maximale à 4mm. Les vitrages de la cabine passager - les hublots - de l'avion spatial de la présente invention sont conçus comme un compromis entre les contraintes d'un avion à réaction de transport civil classique et les contraintes de l'environnement ainsi que la charge subis par un véhicule sub-orbital.
Conformément aux processus de certification des avions, le panneau principal adapté à supporter la pression cabine est dimensionné par calcul aux éléments finis avec un facteur de sécurité d'au moins 8 et une déflexion en son centre maximale de 1 ,2mm.
Pour un panneau de surface 0,09 m2 soumis à une pression cabine usuelle de 0,750 mbar l'épaisseur du panneau principal en matériau acrylique étiré est de 12,3 mm et sa masse globale est de l'ordre de 1 .6kg.
Le panneau interne est réalisé pour tenir la pression cabine en cas de défaillance du panneau principal et est prévu avec un facteur de sécurité de 3 pour être cohérent avec les avions civils.
Avec le même matériau que le panneau principal, une épaisseur de 7mm apporte un facteur de sécurité de 3, soit une mase de 1 Kg.
Le panneau externe est adapté à protéger l'aéronef de la chaleur de rentrée atmosphérique ainsi que des dommages par des objets étrangers, dans le domaine spatial (micrométéorites) ou aéronautique.
Selon un aspect de l'invention le panneau externe est dimensionné de manière identique pour les hublots que pour un pare brise et est réalisé en tenant compte d'un choc d'oiseau tel que défini dans la norme CS23: "Certification Spécifications for Normal, Utility, Aerobatic, and Commuter Category Aéroplanes CS-23 Amendment 3 20 July 2012" paragraphe 23.775 (h) (1 ) de l'European Aviation Safety Agency relative aux avions civils.
Ce faisant, le panneau externe des vitrages du présent aéronef est conforme au panneau externe d'un pare brise d'avion civil.
Le matériau choisi est un polycarbonate (de type Lexan™) de densité de 1 160kg/m3, pour un avion spatial suborbital ne dépassant pas mach 5 dans son domaine de vol.
Ce panneau externe est donc dimensionné pour résister à l'impact d'un oiseau, de telle façon que sa déflexion maximale lors de l'impact n'induise pas un contact entre le panneau externe et le panneau principal. Pour un écart entre les deux panneaux de 5 mm, un panneau en Lexan d'épaisseur 12mm, soit 1 ,5 Kg convient.
Les fenêtre de la cabine de pilotage - le parebrise - sont dimensionnées selon le même processus, mais les épaisseurs nécessaires dépendent évidemment de la surface de chaque fenêtre : pour chaque géométrie de fenêtre, et pour chaque panneau, il y a lieu de vérifier par calcul aux éléments finis que les critères de dimensionnement définis pour les hublots sont respectés.
Ce qui induit en général des épaisseurs supérieures, parce que les fenêtre du pare-brise sont de plus grande dimension que les hublots de la cabine passager. Mais il y a lieu d'optimiser ces dimensions de façon à ne pas trop augmenter le poids des panneaux du parebrise.
L'invention n'est pas limitée aux exemples représenté et notamment le panneau 4 peut être assemblé avec les panneaux 1 à 3 pour réaliser les hublots.
De même, l'invention s'applique à des avions spatiaux pouvant atteindre des vitesses supérieures. Dans de tels cas, on utilisera pour le panneau extérieur des matériau adaptés aux températures plus élevées rencontrées, de type aluminosilicate, ou silice fondue, les panneaux principal et interne restant conforme aux définitions des standards avion.

Claims

R E V E N D I C A T I O N S
1 - Vitrage pour aéronef adapté à un vol suborbital et un vol aéronautique, caractérisé en ce qu'il comporte un panneau externe (1 ) de tenue en température, un panneau principal (2) de tenue en pression de pressurisation et un panneau interne (3), de redondance du panneau principal, pour lequel les panneaux externe, principal et interne de redondance sont séparés les uns des autres par des espaces (5, 6) remplis de gaz ou vides, pour lequel les panneaux principal et interne sont dimensionnés selon les standards de certification de l'aviation civile.
2 - Vitrage selon la revendication 1 pour lequel l'espace (5) entre le panneau principal et le panneau interne de redondance contient de l'air sec, ou de l'azote.
3 - Vitrage selon la revendication 1 pour lequel l'espace (5) entre le panneau principal et le panneau interne de redondance est mis sous vide.
4 - Vitrage selon l'une quelconque des revendications 1 à 3 pour lequel l'espace (6) entre le panneau externe et le panneau principal est rempli d'une couche d'air de séparation.
5 - Vitrage selon l'une quelconque des revendications 1 à 3 pour lequel l'espace (6) entre le panneau externe et le panneau principal est sous vide.
6 - Vitrage selon l'une quelconque des revendications 1 à 3 pour lequel le panneau externe (1 ) comporte au moins un perçage (7) d'équilibrage de pression entre sa face externe et sa face interne.
7 - Vitrage selon l'une quelconque des revendications précédentes pour lequel le panneau principal (2) est réalisé en matériau acrylique étiré, selon la norme américaine MIL PRF-25690B du 29 janvier 1993.
8 - Vitrage selon l'une quelconque des revendications précédentes formant un hublot passager et comportant un panneau supplémentaire (4) fin de protection passagers.
9 - Vitrage selon l'une quelconque des revendications précédentes comportant un ou plusieurs films (8) de protection aux rayonnements solaires sur le panneau principal. 10 - Vitrage selon l'une quelconque des revendications précédentes comportant au moins un revêtement chauffant dégivrant (9) sur la face interne du panneau externe.
1 1 - Vitrage selon l'une quelconque des revendications précédentes comportant au moins un revêtement chauffant dégivrant (10) sur la face externe du panneau principal.
12 - Vitrage selon l'une quelconque des revendications précédentes comportant un film chauffant antibuée (1 1 ) sur le panneau interne.
13 - Vitrage selon l'une quelconque des revendications précédentes pour lequel le panneau principal a un coefficient de sécurité d'au moins 4 en tenue en pression.
14 - Vitrage selon l'une quelconque des revendications précédentes pour lequel le panneau principal a un coefficient de sécurité d'au moins 8 en tenue en pression.
15 - Vitrage selon l'une quelconque des revendications précédentes pour lequel le panneau interne ont un coefficient de sécurité d'au moins 2 en tenue en pression.
16 - Vitrage selon l'une quelconque des revendications précédentes pour lequel le panneau interne ont un coefficient de sécurité d'au moins 3 en tenue en pression.
17 - Vitrage selon l'une quelconque des revendications précédentes pour lequel le panneau externe est en Polycarbonate ou Aluminosilicate.
18 - Aéronef suborbital comportant des éléments de pare brise et/ou des hublots réalisés au moyen du vitrage selon l'une quelconque des revendications précédentes.
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