FR2903381A1 - Avion protege contre les projections de debris de pneumatiques - Google Patents

Abstract

Les pneumatiques qui équipent les roues d'avion comportent des bandes de roulement en élastomère dont une partie est susceptible de se détacher et d'endommager une zone de l'avion. Suivant l'invention, des moyens de fractionnement (4), situés entre la roue (3) et une autre partie de l'avion (11), fragmentent en plusieurs morceaux (33) la partie (31) de la bande de roulement qui se détache du pneumatique et est projetée vers l'autre partie de l'avion. Ces moyens de fractionnement, tels qu'une grille avec des lames aptes à sectionner le matériau de la bande de roulement, sont agencés pour disperser lesdits morceaux.L'invention est également relative à un procédé qui renforce la tolérance d'un avion (1) aux impacts d'une partie détachée de la bande de roulement, en fractionnant ladite partie (31) en plusieurs morceaux (33) entre l'instant où ladite partie se détache et l'instant où ladite partie aurait heurté l'avion (1).

Description

Avion protégé contre les projections de débris de pneumatiques La présente

invention est relative à la protection d'un avion contre les conséquences des projections de débris de pneumatiques de fortes énergies. Plus particulièrement, l'invention concerne des moyens et un procédé pour diminuer la densité de l'énergie des débris à la surface des structures d'avion en les fragmentant et en les dispersant avant que lesdits débris ne heurtent la structure de l'avion. Les roues d'avion sont généralement équipées de pneumatiques comportant une bande de roulement en élastomère. Ces pneumatiques, en particulier pour les avions de transports d'un certain tonnage comme les avions civils moyens et longs courriers, sont soumis à de très fortes contraintes en utilisation normale en raison de la charge sur les roues et des vitesses de rotation en jeu correspondant à des vitesses tangentielles pouvant dépasser 60m/s.

Malgré la qualité des pneumatiques modernes, il arrive que, sous l'effet de fortes contraintes lors du roulage et ou sous l'influence de causes extérieures, des parties de la bande de roulements, dites débris, se détachent d'un pneumatique. La plupart du temps, ce type d'évènement est sans conséquences notables et nécessitent seulement le remplacement du pneumatique endommagé. Dans certains cas, les dimensions et la masse d'un débris détaché du pneumatique sont telles que l'énergie dudit débris devient critique vis à vis des parties de l'avion qui pourraient se situer sur la trajectoire dudit morceau, d'autant plus que ledit débris se détache le plus souvent lorsque la roue est en rotation rapide. Les dégâts occasionnés peuvent être importants, par exemple : - déformations de structures métalliques, - endommagements par délamination de structures en matériaux 2903381 2 composites, perforations de la structure avec endommagements de systèmes dont certaines fonctions peuvent être altérées, perforations de réservoirs de carburant avec fuites.

5 Pour lutter contre les conséquences de ce type de défaillances des pneumatiques, défaillances qui ne peuvent être totalement écartées, les concepteurs d'avion étudient précisément les trajectoires et les énergies possibles des débris de pneumatiques pouvant se détacher et définissent des structures renforcées pour arrêter lesdits débris et ou des agencements des 10 systèmes de l'avion qui évitent que l'ensemble des composants, qui assurent le fonctionnement des systèmes, risquent d'être endommagés simultanément au point de perdre des fonctions essentielles à la sécurité de l'avion. Ces solutions s'avèrent très contraignantes, génèrent des pénalités de masse du fait de zones à structures renforcées et rendent complexe 15 l'installation des systèmes dans certaines zones de l'avion comme la soute électronique souvent proche du train d'atterrissage avant et de la soute hydraulique souvent proche des trains d'atterrissage principaux. La présente invention se propose d'améliorer la protection d'un avion soumis au risque d'impacts par des parties d'une bande de roulement se 20 détachant d'un pneumatique dégradé en réduisant la densité de l'énergie desdites parties détachées à la surface des structures de l'avion. Un avion comporte une ou plusieurs roues équipées de pneumatiques, lesdits pneumatiques comportant des bandes de roulement en élastomère. Suivant l'invention, l'avion comporte entre au moins une roue et une autre 25 partie de l'avion des moyens de fractionnement aptes à fragmenter en plusieurs morceaux une partie de la bande de roulement lorsque ladite partie de la bande de roulement se détache du pneumatique de la au moins une roue et est projetée vers ladite autre partie de l'avion. Avantageusement, afin de pouvoir intercepter et fragmenter toute la partie détachée de la bande de roulement avec des moyens de fractionnement de dimensions aussi réduites que possibles, lesdits moyens de fractionnement 2903381 3 sont situés à proximité de la roue. Afin de s'assurer qu'aucun morceau de masse critique ne soit projeté sur la structure de l'avion, les moyens de fractionnement sont agencés pour fragmenter une partie détachée de la bande de roulement dès lors que les 5 dimensions de ladite partie sont supérieures à des dimensions prédéfinies. Avantageusement, afin de fragmenter la partie détachée de la bande de roulement en une multitude de morceaux, les moyens de fractionnement comportent une série de lames apte à trancher l'élastomère de ladite partie détachée de la bande de roulement sous l'effet de la vitesse propre de ladite 10 partie détachée. Dans un mode de réalisation, les moyens de fractionnement sont aptes à dévier les trajectoires des morceaux par rapport à une trajectoire initiale de la partie détachée de la bande de roulement. Les trajectoires des morceaux sont déviées par des orientations angulaires a, 13 des lames, la 15 valeur de l'orientation angulaire a ou 13 d'une lame étant fonction de la position de la lame considérée par rapport à la roue. De préférence, les valeurs des orientations angulaires a, 13 varient continûment pour disperser les morceaux sur une surface impactée de l'avion élargie et répartir ainsi la densité d'énergie sur ladite surface.

20 Avantageusement, la dimension maximale des morceaux, déterminée pour chaque morceau par les moyens de fractionnement, est fonction de l'angle sous lequel la trajectoire du morceau considéré est susceptible d'atteindre l'autre partie de l'avion et ou de la résistance de l'avion aux points susceptibles d'être atteints.

25 En particulier, des lames desdits moyens de fractionnement sont agencées suivant un réseau maillé rectangulairement ou en losanges. Dans une forme préférée de l'invention, les moyens de fractionnement sont sensiblement fixes dans un repère lié à un axe de rotation de la roue et recouvrent le pneumatique sur une zone en largeur et en périmètre délimitée 30 par un angle solide déterminé par les trajectoires possibles des morceaux et les surfaces vulnérables de l'avion à protéger. Ainsi seules les parties 2903381 4 détachées de la bande de roulement présentant un risque pour l'avion sont fractionnées. Dans un mode de réalisation, les moyens de fractionnement comportent une lame supplémentaire, placée sur une de ses extrémités, apte 5 à fractionner la partie de la bande de roulement en cours de décollement avant son détachement complet du pneumatique, ce qui permet de commencer le fractionnement avant que ladite partie détachée ne traverse la grille. L'invention concerne aussi un procédé pour le renforcement de la 10 tolérance d'une structure d'un avion aux impacts d'une partie détachée d'une bande de roulement d'un pneumatique d'une roue dudit avion. La partie détachée de la bande de roulement est fractionnée en plusieurs morceaux entre l'instant où ladite partie se détache du pneumatique et l'instant où ladite partie aurait heurté la structure de l'avion.

15 Suivant le procédé, chaque morceau est dévié de sorte que les trajectoires de chacun desdits morceaux divergent les uns des autres pour ainsi mieux répartir l'énergie des morceaux sur une surface de la structure suffisante pour ne pas dépasser la capacité de ladite structure à absorber l'énergie sans endommagement inacceptable.

20 Avantageusement, afin de garantir que la densité d'énergie sur une surface d'une structure susceptible d'être impactée ne dépasse pas une valeur déterminée, la dimension de chaque morceau est déterminée en fonction de l'énergie maximale acceptable par le point le plus vulnérable de la structure par ledit morceau.

25 La description détaillée de l'aéronef est faite en référence aux figures qui représentent : Figure la, b, c, différentes vues schématiques d'une zone avant d'un avion et d'un train d'atterrissage comportant une roue équipée de moyens de fractionnement d'un débris de pneumatique suivant l'invention, 30 Figure 2, une vue schématique d'un ensemble de roues équipées de moyens de fractionnement d'un débris de pneumatique suivant l'invention, 2903381 5 Figure 3, une vue partielle schématique suivant une coupe sensiblement dans un plan vertical suivant un axe de rotation de la roue des moyens de fractionnement utilisés dans l'invention illustrant un exemple d'orientation angulaire des lames parallèles aux génératrices du pneumatique, 5 Figure 4, une vue partielle suivant une coupe sensiblement dans un plan radial de la roue des moyens de fractionnement utilisés dans l'invention illustrant un exemple d'orientation angulaire des lames situées dans un plan normal aux génératrices suivant la courbure du pneumatique, Figure 5, une vue schématique d'un ensemble de roues équipées de 10 moyens de fractionnement d'un débris de pneumatique suivant l'invention, illustrant un exemple d'agencement des lames desdits moyens de fractionnement. Un avion 1 suivant l'invention, comporte un train d'atterrissage 2 comportant une ou plusieurs roues 3. Chaque roue tourne autour d'une fusée 15 fixée au train d'atterrissage et est équipée de pneumatiques, lesdits pneumatiques comportant des bandes de roulements en élastomère. L'exemple de réalisation, illustré dans les figures la, b, c, est décrit dans le cas d'un train d'atterrissage avant d'un avion mais l'invention est aussi applicable à tous les types de trains d'atterrissage équipés de roue et en 20 particulier à des trains principaux de voilure ou de fuselage. En outre, l'avion comporte entre au moins une roue 3 et une autre partie de l'avion, par exemple une structure 11, comme illustrée sur la figure 2, des moyens de fractionnement 4 qui comportent : - une grille de découpage 41, de largeur sensiblement égale à la 25 largeur du pneumatique, présentant une forme incurvée pour être sensiblement parallèle au pneumatique et qui recouvre une partie du périmètre de la roue. Des moyens 42 pour maintenir ladite grille. De préférence, lesdits moyens 42 sont agencés de sorte que la grille 30 41 soit sensiblement fixe dans un repère lié à un axe de rotation 32 de la roue 3. Par exemple, lesdits moyens 42 sont fixés de part et d'autre de la roue 3, 2903381 6 d'un coté, à une extrémité de la fusée portant la roue et de l'autre coté, sur un moyeu de la roue 3. Le rôle de la grille 41 est double. D'une part, ladite grille fragmente en morceaux 33 une partie de la bande de roulement lorsque ladite partie de la 5 bande de roulement, dite débris 31, se détache du pneumatique de la au moins une roue 3 et est projetée en direction de la structure 11 et ou des systèmes 12 de l'avion 1. D'autre part, ladite grille 41 dévie suivant des trajectoires 331 les morceaux 33 issus de la fragmentation du débris 31 par rapport à une trajectoire initiale 311 du débris 31 de telle sorte à disperser 10 l'ensemble desdits morceaux 33 sur une surface relativement étendue 15 de l'avion et ou suivant une trajectoire qui n'impacte pas la structure 11 de l'avion 1. Avantageusement, afin de fragmenter un débris 31 détaché du pneumatique en une multitude de morceaux 33, la grille 41 comporte un 15 ensemble de lames tranchantes 411, 412 du coté du pneumatique, apte à trancher l'élastomère du débris sous l'effet de sa propre vitesse. Lesdites lames tranchantes sont par exemple en acier ou en carbone. Par un choix adapté de l'agencement des distances entre les lames 411, 412, la grille 41 fragmente tous les débris 31 dont la dimension est supérieure à une 20 dimension prédéfinie. Ainsi, les morceaux 33 qui sont projetés en direction de la structure 11 de l'avion 1 ont une masse unitaire très inférieure à celle du débris entier 31 et donc une énergie d'impact individuelle réduite par rapport à l'énergie d'impact du débris entier lorsque lesdits morceaux heurtent ladite structure 11.

25 Du fait de leur dimension et de leur énergie individuelle diminuées, les morceaux 33, dont la forme et la masse sont à priori variables, subissent une dispersion naturelle en raison de la vitesse de l'écoulement aérodynamique (le détachement du débris 31 est généralement associé à une vitesse importante de la roue 3 donc de l'avion 1).

30 Du fait de cette dispersion, les morceaux 33, pour ceux qui atteignent la structure 11 de l'avion 1, vont heurter la surface de la structure 11 en 2903381 7 différents points d'impacts 16 plus ou moins distants et de ce fait, l'énergie totale du débris 31 se trouve répartie sur une surface 15, visualisée par la courbe fermée représentée par des tirets sur la figure 1c, plus importante. Du fait de la diminution de la densité surfacique d'énergie sur la structure 11, 5 celle-ci s'avère beaucoup moins vulnérable et ne nécessite pas de renforcement ou au moins des renforcements beaucoup plus limités. Avantageusement, afin d'augmenter les déviations des trajectoires 331 des morceaux 33 par rapport à la trajectoire initiale 311 du débris 31 et obtenir une dispersion plus efficace des morceaux 33 au niveau de la surface d'impact 10 15 sur la structure 11 de l'avion 1, chaque lame 411, 412 a une orientation prédéfinie et distincte des lames avoisinantes de sorte que les trajectoires 331 constituent un faisceau divergent. Il est ainsi possible de garantir que la densité d'énergie sur la surface 15 de la structure 11 de l'avion 1 ne dépassera pas une valeur déterminée.

15 Dans un mode préféré de réalisation, les lames 411, 412 sont agencées suivant un réseau de mailles sensiblement rectangulaires. Une première série de lames 411 est parallèle aux génératrices de la surface de roulement du pneumatique et sensiblement droite. Une seconde série de lames 412 est dans un plan normal aux génératrices suivant la courbure de la 20 surface de roulement du pneumatique. Les lames 411 parallèles aux génératrices du pneumatique ont une orientation angulaire a par rapport au rayon du pneumatique sur lequel se situe la lame 411, comme illustré sur la figure 3. Cette orientation angulaire a peut être variable suivant la lame considérée mais en pratique ladite 25 orientation angulaire peut être sensiblement constante en raison de la dispersion radiale naturelle. Les lames 412 situées dans un plan normal aux génératrices suivant la courbure du pneumatique ont une orientation angulaire 13 par rapport à un plan normal à l'axe de rotation 32 de la roue 3, comme illustré sur la figure 4.

30 L'orientation angulaire (3 de chaque lame 412 est fonction de la distance de la lame à un plan de référence (non représenté) normal à l'axe de rotation 32 de 2903381 8 la roue 3. Chaque orientation angulaire varie relativement continûment de sorte à disperser les morceaux 33 suivant des trajectoires divergentes après la traversée de la grille 41 et ainsi obtenir une surface impactée 15 sur la structure 11 de l'avion 1 plus élargie qu'une surface 14 impactée par le débris 5 entier 31. De préférence, afin de limiter la valeur de l'orientation angulaire 13 tout en conservant une dispersion satisfaisante, les lames 412 sont orientées sensiblement de manière symétrique par rapport au plan normal situé à mi-largeur du pneumatique. L'espacement entre les lames 411, 412 détermine la dimension des 10 morceaux 33 issus de la fragmentation du débris 31. Cet espacement est déterminé en fonction de l'énergie maximale, donc de la masse, acceptée par un morceau 33 traversant la grille à l'emplacement considéré. Cette énergie et cette masse acceptables sont directement liées à la résistance structurale des surfaces 15 pouvant être impactées par le morceau 33 considéré ainsi que par 15 l'angle sous lequel la trajectoire 331 dudit morceau est susceptible d'atteindre la surface 15 de la structure 11 de l'avion 1. Les lames 411, 412 sont donc d'autant plus rapprochées entre elles que la surface 15 de la structure 11 de l'avion 1 susceptible d'être touchée par les morceaux projetés 33 est vulnérable.

20 La présente invention ne se limite pas à un agencement des lames 411, 412 suivant un réseau de mailles rectangulaires, comme sur les illustrations des figures 1 b à 4. D'autres agencements, par exemple un agencement desdites lames suivant un réseau de mailles en losanges, comme illustré sur la figure 5, peuvent aussi être utilisés. L'homme du métier est en 25 mesure d'adapter l'invention à des agencements de lames non décrits. Avantageusement, la grille de découpage 41 recouvre le pneumatique sur une zone, en largeur et en périmètre, de telle sorte que seuls les débris 31 présentant un risque d'endommagement de l'avion 1 soient découpés en morceaux 33. Une telle zone est délimitée par un angle solide déterminé par 30 les trajectoires 311 possibles des débris 31 et les surfaces vulnérables de l'avion 1 à protéger.

2903381 9 De préférence, les moyens de fractionnement 4 sont situés à proximité de la roue 3. Ce choix de positionner lesdits moyens de fractionnement proches de ladite roue permet, d'une part, d'intercepter les débris 31 avec une grille 41 de dimensions réduites et, d'autre part, de disperser les morceaux 33 5 issus de la fragmentation du débris 31 sur une surface d'impact 15 de l'avion maximale par un allongement de leur trajectoire 331 entre la grille 4 et leur point d'impact 16 sur la structure de l'avion. Avantageusement, les moyens de fractionnement 4 sont réalisés dans un matériau résistant afin de résister aux détachements consécutifs de 10 plusieurs débris 31 d'un pneumatique lors d'un événement tel que, par exemple, l'éclatement d'un pneumatique lors d'un décollage. Il n'est cependant pas indispensable que les moyens de fractionnement 4 soient intacts à l'issu de l'événement car la roue 3 doit alors impérativement être remplacée et les moyens de fractionnement 4 démontés.

15 Dans un mode de réalisation, les moyens de fractionnement 4 comportent une lame additionnelle 43, de préférence non rectiligne, placée sur une extrémité des moyens 42, du coté arrière dans le sens du déplacement de la roue 3. Ladite lame additionnelle permet de fractionner partiellement le débris 31 en cours de décollement avant son détachement complet du 20 pneumatique et de limiter la dimension et la masse du débris 31 devant être fractionné après son détachement complet. L'invention concerne également un procédé pour renforcer la tolérance d'un avion 1 aux impacts d'un débris 31 d'un pneumatique consistant à fractionner le débris 31 en plusieurs morceaux 33 entre l'instant où ledit débris 25 se détache du pneumatique et l'instant où ledit débris aurait impacté une structure 11 de l'avion 1. Suivant le procédé, avantageusement, les morceaux 33 issus du fractionnement du débris 31 sont déviés suivant des trajectoires 331 différentes pour éviter la structure 11 de l'avion 1 et ou pour répartir l'énergie des impacts des morceaux 33 sur une surface 15 de la structure 11 30 suffisante pour rester en dessous d'un seuil tolérable de densité surfacique d'énergie d'impact.

2903381 10 L'invention permet donc d'obtenir un avion dont la protection de la structure 11 et des systèmes 12 est améliorée contre les projections de débris 31 de roues 3 endommagées par fragmentation et dispersion desdits débris 31. 5

Claims (18)

Revendications

1- Avion (1) comportant une ou plusieurs roues (3) équipées de pneumatiques, lesdits pneumatiques comportant des bandes de roulement en élastomère, caractérisé en ce que ledit avion comporte entre au moins une roue (3) et une autre partie (11) de l'avion des moyens de fractionnement (4) aptes à fragmenter en plusieurs morceaux (33) une partie (31) de la bande de roulement lorsque ladite partie de la bande de roulement se détache du pneumatique de la au moins une roue (3) et est projetée vers ladite autre partie (11) de l'avion (1).

2- Avion suivant la revendication 1 dans lequel les moyens de fractionnement (4) sont situés à proximité de la roue (3).

3- Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel les moyens de fractionnement (4) fragmentent des parties de la bande de roulement (31) détachées du pneumatique dont la dimension est supérieure à une dimension prédéfinie.

4- Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel les moyens de fractionnement (4) comportent une série de lames (411, 412) apte à trancher l'élastomère de la partie détachée (31) de la bande de roulement du pneumatique sous l'effet de la vitesse propre de ladite partie détachée.

5- Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel les moyens de fractionnement (4) sont aptes à dévier les trajectoires (331) des morceaux (33) par rapport à une trajectoire initiale (311) de la partie détachée (31) de la bande de roulement du pneumatique.

6- Avion suivant la revendication 5 dans lequel les trajectoires (331) des morceaux (33) sont déviées par des orientations angulaires a, 13 prédéterminées des lames (411, 412).

7- Avion suivant la revendication 6 dans lequel la valeur de l'orientation angulaire a ou 13 d'une lame est fonction de la position de la lame (411, 412) considérée par rapport à la roue (3).

8- Avion suivant l'une des revendications 6 ou 7 dans lequel la valeur de 2903381 12 l'orientation angulaire a, 13 varient continûment pour être apte à disperser les morceaux (33) sur une surface impactée (15) de l'avion élargie.

9- Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel la dimension maximale des morceaux (33), déterminée pour chaque morceau 5 par les moyens de fractionnement (4), est fonction de l'angle sous lequel la trajectoire (331) du morceau considéré (33) est susceptible d'atteindre l'autre partie de l'avion (11) et ou de la résistance de l'avion (1) aux points susceptibles d'être atteints.

10-Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel des lames 10 (411, 412) des moyens de fractionnement (4) sont agencées suivant un réseau maillé rectangulairement.

11-Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel des lames (411, 412) des moyens de fractionnement (4) sont agencées suivant un réseau maillé en losanges. 15

12-Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel les moyens de fractionnement (4) sont fixes dans un repère lié à un axe de rotation de la roue (32).

13-Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel les moyens de fractionnement (4) recouvrent le pneumatique sur une zone en 20 largeur et en périmètre délimitée par un angle solide déterminé par les trajectoires (311) possibles des parties détachées (31) de la bande de roulement et les surfaces (15) vulnérables de l'avion (1) à protéger.

14-Avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel les moyens de fractionnement (4) comportent, une lame supplémentaire (43), 25 placée sur une de ses extrémités, pour fractionner la partie de la bande de roulement en cours de décollement avant son détachement complet du pneumatique.

15-Procédé pour renforcer la tolérance d'une structure (11) d'un avion (1) aux impacts d'une partie détachée (31) d'une bande de roulement d'un pneumatique d'une roue (3) dudit avion consistant à fractionner la partie détachée (31) de la bande de roulement en plusieurs morceaux (33) entre 2903381 13 l'instant où ladite partie se détache du pneumatique et l'instant où ladite partie aurait heurté la structure (11) de l'avion (1).

16-Procédé suivant la revendication 15 dans lequel chaque morceau (33) est dévié de sorte que les trajectoires de chacun desdits morceaux divergent 5 les uns des autres.

17-Procédé suivant l'une des revendications 15 ou 16 dans lequel les déviations des morceaux (33) sont réalisées de sorte à répartir l'énergie des morceaux sur une surface (15) de la structure (11) suffisante pour ne pas dépasser la capacité de ladite structure à absorber l'énergie sans 10 endommagement inacceptable.

18-Procédé suivant l'une des revendications 15 à 17 dans lequel la dimension de chaque morceau (33) est fonction de l'énergie maximale acceptable par le point le plus vulnérable de la structure (11) pouvant être impactée par les morceaux. 15