FR2915458A1 - Assemblage de panneaux de fuselage d'un avion - Google Patents

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Abstract

L'invention concerne un fuselage d'avion (10), comportant au moins deux tronçons (11a, 11b) maintenus assemblés au niveau d'une jonction circonférentielle (8), chaque tronçon comportant au moins un panneau (2a)(2b). Ladite jonction circonférentielle comporte au moins une virole interne (3), située sur une face, dite face intérieure (21 a, 21 b), du fuselage. Ladite virole interne présente une largeur Ii, recouvre partiellement chacun desdits deux panneaux, et est fixée auxdits deux panneaux par des fixations (7). Le fuselage comporte en outre une virole externe (5), située sur une face, dite face extérieure (23a, 23b), du fuselage, opposée à la face intérieure. Ladite virole externe présente une largeur le, recouvre partiellement les deux panneaux (2a, 2b), et est fixée auxdits deux panneaux et à la virole interne (3) par tout ou partie des fixations (7) assurant la fixation de la virole interne (3) auxdits deux panneaux.

Description

Assemblage de panneaux de fuselage d'un avion
La présente invention est relative au domaine de l'assemblage d'un fuselage d'avion. Plus particulièrement, l'invention concerne l'assemblage de panneaux d'un fuselage d'avion lorsque les efforts à transmettre entre les panneaux de fuselage sont élevés. Un fuselage d'avion est une structure comportant généralement des tronçons sensiblement cylindriques aboutés les uns aux autres suivant des lignes de jonction, dites jonctions circonférentielles, définissant des plans perpendiculaires à l'axe longitudinal du fuselage, les tronçons étant eux mêmes généralement constitués chacun de plusieurs panneaux assemblés aussi entre eux le long de lignes de jonction, dites jonctions longitudinales, orientées sensiblement suivant des génératrices dudit fuselage. Ces deux types de jonctions sont des zones de fragilité du fuselage qu'il convient de réaliser pour résister aux fortes sollicitations auxquelles le fuselage 15 est soumis en vol. Généralement, les jonctions longitudinales du fuselage sont réalisées en disposant des extrémités des deux panneaux à assembler en recouvrement, car la surépaisseur liée au panneau extérieur, étant dans le sens de l'écoulement aérodynamique du fuselage, ne génère pas de pénalité sur les 20 performances de l'avion. Au contraire, au niveau d'une jonction circonférentielle, un recouvrement de deux panneaux générerait une discontinuité aérodynamique inacceptable, ce qui justifie un montage bout à bout. Ainsi, pour assembler, bout à bout, deux panneaux 2a, 2b entre eux, il 25 est connu dans l'état de la technique, comme illustré sur la figure 1, de rajouter, à l'intérieur du fuselage et au niveau d'une jonction circonférentielle 8, un élément de renfort, dit virole 3, ayant la forme d'une plaque recouvrant partiellement des extrémités 22a, 22b des deux panneaux 2a, 2b situées en vis à vis au niveau de la jonction 8, afin de permettre la continuité de la transmission des efforts entre lesdits deux panneaux. Une face 31 de ladite virole prend appui sur des faces intérieures 21 a, 21 b des panneaux 2a, 2b, et la virole 3 est assemblée et fixée auxdits deux panneaux au moyen de fixations 7, telles que des rivets, de préférence à tête fraisée pour maintenir un état de surface tenant compte des contraintes aérodynamiques de l'avion. Pour augmenter la résistance du fuselage, tout en conservant une masse raisonnable, les panneaux sont aussi renforcés, à l'intérieur du fuselage, par des éléments de renforts, en particulier par des cadres 4, essentiellement positionnés suivant des sections du fuselage sensiblement perpendiculaires à l'axe longitudinal du fuselage. Souvent, un cadre de renfort est disposé sur une face 32 de ladite virole opposée à la face 31 en contact avec les extrémités 22a, 22b des panneaux 2a, 2b pour renforcer le fuselage. Ledit cadre est alors solidarisé à la virole 3 et à chaque panneau 2a, 2b à l'aide des fixations 7.
Lorsque les efforts, devant être transmis entre les deux panneaux du fuselage par ladite virole, augmentent, en particulier en raison de l'augmentation des dimensions et capacités d'un avion existant, comme par exemple un allongement de fuselage, alors l'utilisation de ladite virole pour réaliser l'assemblage entre lesdits deux panneaux n'est pas satisfaisante.
En effet, le rapport entre le dimensionnement en fatigue de la jonction et son dimensionnement statique, qui détermine un facteur de réserve, diminue lorsque les charges dans la jonction augmentent. Cette réduction du facteur de réserve a pour conséquence l'apparition quasi-inévitable et rapide, en service, de fissures de fatigue sous contrainte alternée. Ce risque élevé d'apparition rapide de fissures va entraîner une réduction de l'intervalle d'inspection. De plus, en raison de l'architecture complexe (nombre et empilement de pièces) de la zone concernée, ces fissures sont très difficiles à détecter et les inspections vont par conséquent être encore plus difficiles à effectuer, ce qui peut conduire à rapprocher la première inspection, puis à raccourcir les intervalles d'inspection. Une solution connue consiste à augmenter l'épaisseur de la virole pour augmenter la capacité de la jonction à transmettre les efforts entre les deux panneaux. Cependant, l'épaississement de la virole n'apporte pas d'amélioration significative et proportionnelle du facteur de réserve, le facteur de réserve restant toujours faible, en particulier du fait de l'augmentation non négligeable du moment de flexion secondaire dans la jonction, conséquence de l'épaississement de la virole. Le niveau d'efforts, que l'on est maintenant susceptible de rencontrer dans des jonctions très chargées, ne peut donc plus être transmis par un assemblage du type utilisé dans l'art antérieur, tel que présenté sur la figure 1, qui travaille en simple cisaillement. La mise en oeuvre d'un nouvel assemblage de panneaux permettant de tenir les charges de plus en plus conséquentes s'avère importante, tout en garantissant un facteur de réserve satisfaisant. L'invention concerne un fuselage d'avion, comportant au moins deux tronçons maintenus assemblés au niveau d'une jonction circonférentielle, chaque tronçon comportant au moins un panneau, sensiblement d'épaisseur ep, ladite jonction circonférentielle comportant au moins une virole interne, située sur une face, dite face intérieure, du fuselage, ladite virole interne ayant une largeur I; et recouvrant partiellement chacun desdits deux panneaux, ladite virole interne étant fixée auxdits deux panneaux par des fixations. Suivant l'invention, le fuselage comporte en outre une virole externe, située sur une face, dite face externe, du fuselage, opposée à la face intérieure, ladite virole externe ayant une largeur le et recouvrant partiellement les deux panneaux, ladite virole externe étant fixée auxdits deux panneaux et à la virole interne par tout ou partie des fixations assurant la fixation de la virole interne auxdits deux panneaux. Dans un mode de réalisation, la largeur I; de la virole externe est sensiblement égale à la largeur le de la virole interne, de sorte que l'ensemble des fixations assurent le maintien desdites deux viroles aux deux panneaux de fuselage. Dans un autre mode de réalisation, la largeur I; de la virole externe est inférieure à la largeur le de la virole interne. Avantageusement, afin de limiter la pénalité que représentent les perturbations de l'écoulement aérodynamique sur le fuselage de l'avion, la virole externe présente une épaisseur inférieure à la virole interne.
De préférence, afin de réduire davantage la partie saillante de la virole externe et améliorer l'aérodynamique du fuselage de l'avion, chaque panneau comporte, sensiblement symétriquement de part et d'autre de la jonction circonférentielle, une face décalée en profondeur par rapport à la face extérieure dans l'épaisseur du panneau, la virole externe se positionnant en tout ou partie sur les deux faces décalées. Les faces décalées sont réalisées par exemple au moyen d'un soyage ou d'une feuillure des panneaux. Dans un mode de réalisation de l'invention, le matériau constituant la virole externe est différent de celui constituant la virole interne.
Dans un exemple de réalisation de l'invention, le matériau constituant la virole externe est en matériau composite. La description détaillée de l'invention est faite en référence aux figures qui représentent : Figure 1, déjà cité, une section de deux panneaux assemblés au moyen 20 d'une virole interne selon l'art antérieur, Figure 2, une vue schématique d'une partie d'un fuselage d'avion, Figure 3, une section de deux panneaux assemblés au moyen d'une virole externe suivant l'invention, Figure 4, une section de deux panneaux assemblés au moyen d'une 25 virole externe d'épaisseur sensiblement constante suivant un exemple de réalisation de l'invention, Figure 5, une section de deux panneaux assemblés au moyen d'une virole externe d'épaisseur sensiblement constante suivant un autre exemple de réalisation de l'invention, 30 Figure 6, une section de deux panneaux assemblés au moyen d'une virole externe d'épaisseur variable.
Un fuselage 10 d'avion, comme schématisé sur la figure 2, est réalisé par l'assemblage d'au moins deux tronçons 11 a, 11 b, au niveau d'une jonction circonférentielle 8. Chaque tronçon est réalisé avec au moins un panneau 2a, 2b, par exemple dans un matériau métallique ou dans un matériau composite.
Au niveau de la jonction circonférentielle 8, les panneaux 2a, 2b, d'épaisseur ep, sont assemblés entre eux par une virole 3, située du coté intérieur du fuselage, dite virole interne. L'exemple de réalisation de l'invention est décrit dans le cas d'un assemblage de deux panneaux au niveau d'une jonction circonférentielle, dans une forme de réalisation adaptée au cas d'une zone en contact avec un écoulement aérodynamique, le sens dudit écoulement étant sensiblement perpendiculaire à la jonction circonférentielle dans la zone considérée. La mise en oeuvre de l'invention peut être appliquée à tout assemblage de panneaux en dehors d'une jonction circonférentielle, tel que par exemple, bien que présentant un intérêt moindre, au niveau d'une jonction longitudinale, ladite jonction longitudinale correspondant à une génératrice du fuselage. La virole interne 3 comporte essentiellement une plaque positionnée de sorte à recouvrir des extrémités 22a, 22b des deux panneaux 2a, 2b à assembler. Ladite virole a une longueur curviligne dans le sens de la jonction circonférentielle 8, une largeur I; sensiblement perpendiculaire au sens de la jonction, la longueur et la largeur déterminant un plan de la plaque, et une épaisseur e;, sensiblement constante et faible par rapport à la largeur et la longueur de ladite plaque. L'épaisseur e; de la virole interne 3 résulte de calculs de dimensionnement en statique et de dimensionnement en fatigue qui prennent en compte le matériau utilisé pour réaliser la virole. La virole interne 3 comporte une face 31 prenant appui sur des faces intérieures 21a, 21b des panneaux 2a, 2b au niveau des extrémités 22a, 22b desdits deux panneaux, comme illustré sur la figure 3. La virole interne 3 s'étend, dans sa largeur, sur une longueur de chaque panneau 2a, 2b afin de pouvoir être fixée sur chaque panneau et transmettre les efforts entre lesdits deux panneaux, par un nombre suffisant de fixations 7, généralement réparties sur plusieurs lignes parallèles entre elles et à la jonction circonférentielle 8. Afin d'augmenter la capacité de la structure à transmettre des efforts entre les deux panneaux, la jonction comporte en outre une virole 5 du coté extérieur du fuselage, dite virole externe, au niveau de la jonction circonférentielle 8. La virole externe 5 comporte essentiellement une plaque positionnée de sorte à recouvrir des extrémités 22a, 22b des deux panneaux 2a, 2b à assembler. Ladite virole a une longueur curviligne dans le sens de la jonction circonférentielle 8, une largeur le sensiblement perpendiculaire au sens de la jonction, la longueur et la largeur déterminant un plan de la plaque, et une épaisseur ee, sensiblement constante et faible par rapport à la largeur et la longueur de ladite plaque. Ladite virole externe est positionnée sur des faces extérieures 23a, 23b, généralement en contact avec l'écoulement aérodynamique autour du fuselage, opposées aux faces intérieures 21 a, 21b des panneaux 2a, 2b, en vis à vis de la virole interne 3. Une face 51 de la virole externe 5 prend appui sur les extrémités 22a, 22b desdits deux panneaux. De même que pour la virole interne 3, la virole externe 5 s'étend dans sa largeur sur une longueur de chaque panneau 2a, 2b, afin de pouvoir être fixée sur chaque panneau et transmettre les efforts entre lesdits deux panneaux. De préférence, pour améliorer l'écoulement aérodynamique sur le fuselage d'avion, la virole externe 5 présente en outre des zones progressivement amincies, par exemple un chanfrein 35, sur des arêtes d'une face 52, opposée à la face 51 fixée sur les deux panneaux 2a, 2b. La virole externe 5 est maintenue aux deux panneaux 2a, 2b au moyen des fixations 7, telles que des rivets, de préférence à tête fraisée au niveau de la virole externe 5, afin de maintenir un état de surface tenant compte des contraintes aérodynamiques de l'avion. De préférence, ladite virole externe est maintenue auxdits deux panneaux par les mêmes fixations 7 assurant le maintien de la virole interne 3 auxdits deux panneaux. Dans un mode de réalisation non représenté, la virole interne 3 et la virole externe 5 ont des largeurs le et I; sensiblement identiques et s'étendent similairement sur les deux panneaux 2a, 2b, de sorte que l'ensemble des fixations 7 assurent le maintien de la virole interne 3 et de la virole externe 5 auxdits deux panneaux. Ainsi, les efforts au niveau de la jonction circonférentielle 8 sont transmis en partie dans la virole interne 3 et en partie dans la virole externe 5, lesdites deux viroles étant situées de chaque coté d'une fibre neutre de chaque panneau 2a, 2b. Dans ce type d'assemblage, les efforts sont transmis dans des jonctions qui travaillent en double cisaillement. La répartition des charges permet ainsi de limiter le moment de flexion dans la jonction et ce qui a pour effet d'améliorer le facteur de réserve. Dans un mode de réalisation de l'invention, comme illustré sur la figure 3, afin de limiter la pénalité que représentent les perturbations de l'écoulement aérodynamique sur le fuselage de l'avion par ajout d'une virole externe 5 saillante, la virole externe 5 est avantageusement moins large et moins épaisse que la virole interne 3. Bien que les efforts entre les deux viroles 3, 5 sont dissymétriques dans ce mode de réalisation, une partie du flux des efforts est tout de même transmis dans la virole externe 5, et permet donc d'obtenir un facteur de réserve amélioré par rapport à une simple virole interne 3. De préférence, l'épaisseur ee de la virole externe 5 est avantageusement réduite à une valeur minimale acceptable déterminée à partir 25 d'une valeur minimale de facteur de réserve souhaitée. Dans un mode de réalisation amélioré de l'invention, afin de rendre la surface du fuselage pratiquement continue vis à vis de l'écoulement aérodynamique, la virole externe 5, de préférence d'épaisseur minimale, est positionnée, au moins en partie, sur des faces 24a, 24b décalées en profondeur 30 par rapport aux faces extérieures 23a, 23b d'une hauteur h dans l'épaisseur ep des panneaux 2a, 2b, au niveau des extrémités 22a, 22b, situées du coté de la jonction circonférentielle 8, comme illustré sur la figure 4. De préférence, après juxtaposition des deux panneaux 2a, 2b au niveau de la jonction circonférentielle 8, lesdits panneaux 2a, 2b sont sensiblement symétriques au niveau de ladite jonction circonférentielle.
L'épaisseur h de la face décalée 24a, respectivement 24b, est de préférence, au plus égale à l'épaisseur ee de la virole externe 5. Les faces décalées 24a, 24b présentent une largeur totale L sensiblement supérieure à la largeur le de la virole externe, de sorte à permettre le positionnement de la virole externe 5 sur lesdites faces décalées.
Dans un exemple de réalisation, tel que présenté sur la figure 4, la face décalée 24a, respectivement 24b, est réalisée au moyen d'une feuillure du panneau composite 2a, respectivement 2b, au niveau de l'extrémité 22a, respectivement 22b. De préférence, pour compenser la perte de matière des panneaux 2a, 2b, dues aux feuillures au niveau de la jonction circonférentielle 8, et afin que les contraintes dans le matériau des panneaux 2a, 2b, après avoir effectué la feuillure, restent dans les limites structurales acceptables, les panneaux 2a, 2b, comportent une surépaisseur au niveau de la jonction circonférentielle 8 sur une longueur sensiblement supérieure à la largeur L des feuillures.
Dans un autre exemple de réalisation, tel que présenté sur la figure 5, la face décalée 24a, respectivement 24b, est réalisée au moyen d'un soyage du panneau composite 2a, respectivement 2b, au niveau de l'extrémité 22a, respectivement 22b. Dans un mode de réalisation de l'invention, la virole interne 3 et la virole 25 externe 5 sont réalisées dans le même matériau, par exemple, dans un alliage à base d'aluminium. Dans un autre mode de réalisation de l'invention, la virole externe 5 est réalisée dans un matériau différent de celui de la virole interne 3. Dans les zones de fuselage dans lesquelles il est nécessaire de tenir compte de 30 l'aérodynamique du fuselage de l'avion, il est avantageux de réaliser une virole externe 5 aussi mince que possible et d'épaisseur sensiblement constante. Il est donc particulièrement intéressant de la réaliser avec des matériaux adaptés tels que, par exemple, un matériau composite, qui est un matériau à base de fibres de carbone ou autres imprégnées de résine, ou un matériau composite feuilleté comportant un empilement de feuilles métalliques et de feuilles en matériau composite à base de fibres, aussi connu sous l'appellation Glare . La présente invention ne se limite pas aux exemples d'une virole externe 5 d'épaisseur sensiblement constante. L'homme du métier est en mesure d'adapter l'invention à une virole externe 5 d'épaisseur variable, tel que par exemple dans le cas d'une feuillure de panneau composite telle qu'illustrée sur la figure 6. L'invention permet donc d'obtenir un assemblage de panneaux au niveau d'une jonction d'un fuselage d'avion au moyen d'une virole interne et d'une virole externe permettant d'augmenter la capacité de la jonction à transmettre les efforts entre deux panneaux, tant de manière statique qu'en vieillissement sous contraintes alternées.

Claims (9)

REVENDICATIONS
1- Fuselage d'avion (10), comportant au moins deux tronçons (11 a, 11 b) maintenus assemblés au niveau d'une jonction circonférentielle (8), chaque tronçon comportant au moins un panneau (2a)(2b), sensiblement d'épaisseur ep, ladite jonction circonférentielle comportant au moins une virole interne (3), située sur une face, dite face intérieure (21a, 21b), du fuselage, ladite virole interne ayant une largeur I; et recouvrant partiellement chacun desdits deux panneaux, ladite virole interne étant fixée auxdits deux panneaux par des fixations (7), caractérisé en ce que le fuselage comporte une virole externe (5), située sur une face, dite face extérieure (23a, 23b), du fuselage, opposée à la face intérieure, ladite virole externe ayant une largeur le et recouvrant partiellement les deux panneaux (2a, 2b), ladite virole externe étant fixée auxdits deux panneaux et à la virole interne (3) par tout ou partie des fixations (7) assurant la fixation de la virole interne (3) auxdits deux panneaux.
2- Fuselage d'avion suivant la revendication 1 dans lequel la largeur le de la virole externe (5) est sensiblement égale à la largeur I; de la virole interne (3).
3- Fuselage d'avion suivant la revendication 1 dans lequel la largeur le de la virole externe (5) est inférieure à la largeur I; de la virole interne (3).
4- Fuselage d'avion suivant la revendication 1 dans lequel la virole externe (5) présente une épaisseur inférieure à la virole interne (3).
5- Fuselage d'avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel chaque panneau (2a)(2b) comporte, sensiblement symétriquement de part et d'autre de la jonction circonférentielle (8), une face (24a)(24b) décalée en profondeur par rapport à la face extérieure (23a)(23b) dans l'épaisseur ep du panneau, la virole externe (5) se positionnant en tout ou partie sur les deux faces décalées (24a, 24b).
6- Fuselage d'avion suivant la revendication 5 dans lequel le matériau constituant les deux panneaux (2a, 2b) est en matériau composite et en ce que les faces décalées (24a, 24b) sont réalisées au moyen d'un soyage desdits deux panneaux.
7- Fuselage d'avion suivant la revendication 5 dans lequel le matériau constituant les deux panneaux (2a, 2b) est en matériau composite et en ce que les faces décalées (24a, 24b) sont réalisées au moyen d'une feuillure desdits deux panneaux.
8- Fuselage d'avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel 10 le matériau constituant la virole externe (5) est différent de celui constituant la virole interne (3).
9- Fuselage d'avion suivant l'une des revendications précédentes dans lequel le matériau constituant la virole externe (5) est en matériau composite.
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