FR2846939A1 - Procede de fabrication d'une aile d'avion leger - Google Patents
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
Abstract
Procédé pour fabriquer une aile d'avion léger, caractérisé en ce qu'on forme un premier élément dit « panneau supérieur » 1, qui se compose de la totalité de l'extrados 3 et de sensiblement le tiers avant 10 de l'intrados 4, et donc comprend le bord d'attaque 6, on forme un second élément dit « panneau inférieur » 2, qui se compose du longeron 7 comportant à ses deux extrémités haute et basse une zone de fixation (semelle de longeron inférieure et supérieure 40 et 50 respectivement), et les deux tiers 20 arrières de l'intrados 4, on rapproche ces deux éléments et on les assemble par trois points de fixation A (semelle 40 du longeron), B (semelle 50 du longeron) et C (assemblage des deux bords arrières de chaque élément 1 et 2) pour former le bord de fuite 5.Gain de temps 8 h de montage contre 20 à 40 JOURS. Gain de poids 15%Application aux avions légers ; réservoir de carburant entre les éléments 1 et 2.
Description
Procédé de fabrication d'une aile d'avion léger Secteur technique: La
présente invention concerne le secteur technique de l'aviation et plus précisément des avions dits " légers ". Sur de tels avions, généralement peu puissants, tout gain de poids est primordial au regard des performances. L'invention concerne un procédé de fabrication de l'aile ou " voilure " en vue de réaliser un important gain de
poids, de pièces et de temps de montage.
Ceci est particulièrement important pour des avions souvent vendus en " kits
de montage ".
Art antérieur: Les voilures sont fabriquées de manière conventionnelle, c'est-à-dire comportent de nombreuses pièces assemblées une à une: le longeron 15 (pièce assurant la résistance longitudinale de l'aile et l'intégrité mécanique fuselage / voilure), intrados (partie inférieure de l'aile) extrados (partie
supérieure de l'aile), bord d'attaque.
Problème technique:
On a vu que le problème technique consiste à réaliser un gain notable de 20 poids et de temps de montage, avec une réduction du nombre de pièces.
Le problème objectif généré consiste non seulement à trouver une solution à ce premier problème, mais à ne pas dégrader ni les performances mécaniques de l'aile et du longeron (résistances mécaniques diverses, flexibilité, intégrité) tout en conservant la possibilité d'employer l'intérieur de 25 l'aile comme réservoir de carburant.
Résumé de l'invention:
L'invention repose sur un concept selon lequel on ne dégrade pas les 5 propriétés requises de l'aile en préfabriquant deux éléments particuliers dont l'assemblage en une seule opération forme l'ensemble de l'aile.
Description détaillée de l'invention:
On se référera aux dessins annexés, sur lesquels: - la figure 1 (qui se compose des figures 1A et 1 B) représente une vue générale en perspective des deux éléments formant l'aile, c'est-à-dire un " panneau supérieur " 1 (figure 1A) et un " panneau inférieur" 2 (figure 1B) - la figure 2 représente les deux éléments 1 et 2 lors de leur rapprochement en vue de les assembler pour former l'aile - la figure 3 représente schématiquement une vue en coupe de l'aile
ainsi montée.
L'invention concerne donc un procédé pour fabriquer une aile d'avion léger, caractérisé en ce que - on forme un premier élément dit <" panneau supérieur" 1, qui se compose de la totalité de l'extrados 3 et de sensiblement le tiers avant 10 20 de l'intrados 4, et donc comprend le bord d'attaque 6 - on forme un second élément dit "panneau inférieur" 2, qui se compose du longeron 7 comportant à ses deux extrémités haute et basse une zone de fixation (semelle de longeron inférieure et supérieure 40 et 50 respectivement), et les deux tiers 20 arrières de l'intrados 4 on rapproche ces deux éléments et on les assemble par trois points de fixation A (semelle 40 du longeron), B (semelle 50 du longeron) et C (assemblage des deux bords arrières de chaque élément 1 et 2) pour
former le bord de fuite 5.
L'invention concerne encore dans un second aspect chacun des éléments 1 et 2 qui viennent d'être décrits, c'est-à-dire - un premier élément dit ", panneau supérieur" 1, qui se compose de la totalité de l'extrados 3 et de sensiblement le tiers avant 10 de l'intrados 4,
et donc comprend le bord d'attaque 6.
- un second élément dit " panneau inférieur"> 2, qui se compose du longeron 7 comportant à ses deux extrémités haute et basse une zone de fixation (semelle horizontale 40 et 50 respectivement), et les deux tiers 20
arrières de l'intrados 4.
Lesdits éléments 1 et 2 sont formés de panneaux mis en forme et fabriqués 15 en toute matière composite (monolithique ou à structure dite " sandwich ")
selon la classe de l'avion.
L'homme de métier saura employer les matériaux adaptés à ladite classe (en fonction de paramètres connus tels que poids, puissance de l'avion, charge alaire, version moteur à piston ou version " réacteur " et contraintes 20 correspondantes, et caractéristiques des matériaux considérés) Selon un mode de réalisation particulier, ledit second élément comporte des
nervures longitudinales 30.
Ces nervures peuvent être moulées si les panneaux formant les éléments sont en carbone, soit sont des bandes collées en version avion à moteur à 25 piston catégorie ULM (ultra léger motorisé).
Selon encore un mode de réalisation particulier, les assemblages aux points A, B et C sont réalisés par collage de manière et avec des produits connus
de l'homme de métier.
Le réservoir R est formé entre le second et le premier élément.
La conception de l'aile fait appel à seulement deux panneaux, réalisés en matériaux composites dont la définition des arrangements des fibres (carbone / KevlarT / verre / époxy à titre d'exemple non limitatif> permet de tenir les charges imposées par le vol. Dans le cas o la définition structurale de l'aile nécessite des nervures, cellesci sont réalisées par découpe automatique et collées manuellement avant l'assemblage de l'aile complète et peuvent constituer les éléments de
réservoirs structuraux de voilure.
1o Avantages spécifiques: - Poids: le faible nombre de pièce réduit le nombre d'assemblages
toujours lourds en surface de collage et en nombre de rivetages.
- Sécurité: les assemblages de différentes parties sont toujours des
points névralgiques d'une structure. Leur réduction en nombre 15 réduit les risques de décollage ou de rupture.
- Aérodynamique:
o Meilleure propreté de la surface de l'aile: moins de tràînée de frottement et meilleur maintien de l'écoulement laminaire.
o Réduction de la masse de l'aile: meilleure réponse dynamique 20 en roulis - La rigidité et la tenue aux efforts de flexion sont assurées par le longeron compris dans le panneau 2 alors que celles en torsion
sont assurées par le caisson formé par l'ensemble.
La partie de bord de fuite peut recevoir des volets et des ailerons, alors que la partie supérieure peut être équipée d'aérofreins ou de spoilers. Les
aménagements structuraux sont réalisés en conséquences.
Le gain de temps au montage / assemblage est énorme par rapport aux techniques antérieures: - art antérieur 20 à 40 jours - invention 8 heures
Le gain de poids est par ailleurs d'environ 15 %.
L'invention concerne encore les ailes ou voilures fabriquées selon ledit procédé ou avec lesdits premier et second éléments, et les avions
comportant une telle voilure.
L'homme de métier saura apporter les adaptations possibles sans sortir du
cadre de l'invention.
Claims (7)
1 Procédé pour fabriquer une aile ou voilure d'avion léger, caractérisé en ce que - on forme un premier élément dit " panneau supérieur " 1, qui se compose de la totalité de l'extradas 3 et de sensiblement le tiers avant 10 de l'intrados 4, et donc comprend le bord d'attaque 6 - on forme un second élément dit " panneau inférieur>" 2, qui se compose du longeron 7 comportant à ses deux extrémités haute et basse une zone de fixation (semelle de longeron inférieure et supérieure 40 et 50 10 respectivement), et les deux tiers 20 arrières de l'intrados 4 - on rapproche ces deux éléments et on les assemble par trois points de fixation A (semelle 40 du longeron), B (semelle 50 du longeron) et C (assemblage des deux bords arrières de chaque élément 1 et 2) pour
former le bord de fuite 5.
2 Elément dit " panneau supérieur " 1 pour la fabrication d'une aile ou
voilure d'avion léger, selon le procédé de la revendication 1, caractérisé en ce qu'il se compose de la totalité de l'extradas 3 de ladite aile et de sensiblement le tiers avant 10 de l'intrados 4, et donc comprend le bord 20 d'attaque 6.
3 Elément dit " panneau inférieur " 2, pour la fabrication d'une aile ou
voilure d'avion léger, selon le procédé de la revendication 1, caractérisé en ce qu'il se compose du longeron 7 comportant à ses deux extrémités haute et basse une zone de fixation (semelle horizontale 40 et 50 25 respectivement), et les deux tiers 20 arrières de l'intrados 4 de ladite aile.
4 Eléments selon la revendication 2 ou 3 caractérisés en ce qu'ils sont formés de panneaux mis en forme et fabriqués en toute matière composite (monolithique ou à structure dite " sandwich ") selon la classe de l'avion,
notamment des structures de fibres carbone / KeviarTm / verre / époxy.
Elément selon l'une quelconque des revendications 3 ou 4
caractérisés en ce que ledit second élément comporte des nervures longitudinales 30. 6 Elément selon la revendication 5 caractérisé en ce que lesdites nervures peuvent être moulées si les panneaux formant les éléments sont en carbone, soit sont des bandes collées en version avion à moteur à piston
catégorie ULM (ultra léger motorisé).
7 Procédé selon la revendication 1 caractérisé en ce que les
assemblages aux points A, B et C sont réalisés par collage.
8 Procédé selon la revendication 1 caractérisé en ce que le réservoir de
carburant R est formé entre le second et le premier élément.
9 Aile ou voilure d'avion léger caractérisée en ce que elle est fabriquée par le procédé selon la revendication 1 ou 7 ou 8 ou avec emploi des
éléments selon l'une quelconque des revendications 2 à 6.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0214352A FR2846939A1 (fr) | 2002-11-13 | 2002-11-13 | Procede de fabrication d'une aile d'avion leger |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0214352A FR2846939A1 (fr) | 2002-11-13 | 2002-11-13 | Procede de fabrication d'une aile d'avion leger |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2846939A1 true FR2846939A1 (fr) | 2004-05-14 |
Family
ID=32116633
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR0214352A Withdrawn FR2846939A1 (fr) | 2002-11-13 | 2002-11-13 | Procede de fabrication d'une aile d'avion leger |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR2846939A1 (fr) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2008121005A1 (fr) * | 2007-03-29 | 2008-10-09 | Falcomposite Limited | Fabrication et assemblage de composant d'aéronef |
| US8888046B2 (en) | 2008-09-22 | 2014-11-18 | Airbus Operations Gmbh | Fuel management system |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2576279A1 (fr) * | 1985-01-21 | 1986-07-25 | Metz Jean Francois | Avion leger comportant deux demi-ailes en materiaux composites |
| EP0967147A2 (fr) * | 1998-06-23 | 1999-12-29 | Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha | Structure d'aile en matériau composite |
| US6116539A (en) * | 1999-03-19 | 2000-09-12 | Williams International Co. L.L.C. | Aeroelastically stable forward swept wing |
-
2002
- 2002-11-13 FR FR0214352A patent/FR2846939A1/fr not_active Withdrawn
Patent Citations (3)
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