FR2936218A1 - Structure primaire pour aeronef en materiau composite a tenue au crash amelioree et element structural absorbeur d'energie associe. - Google Patents

Abstract

La présente invention concerne essentiellement une structure primaire d'un fuselage d'aéronef comportant au moins une première bielle (15) reliée par une extrémité (16) à une traverse (10) et par une autre extrémité (17) à un cadre (9) de renfort. Une deuxième bielle (19) présente une extrémité (20) fixée à la structure en dessous de l'extrémité (17) de la première bielle (15), et une autre extrémité (21) reliée à la première bielle (15) par l'intermédiaire d'une liaison glissière. Un organe (25) déformable est relié aux bielles (15, 19), de sorte qu'en cas de crash, les forces de compression appuient sur la deuxième bielle (19), de sorte que l'extrémité (21) de la deuxième bielle (19) coulisse le long de la première bielle (15) de manière à étirer longitudinalement l'organe (25) déformable pour absorber le choc.

Description

Structure primaire pour aéronef en matériau composite à tenue au crash améliorée et élément structural absorbeur d'énergie associé

[001]. La présente invention concerne une structure primaire pour aéronef en matériau composite à tenue au crash améliorée et un élément structural absorbeur d'énergie associé. L'invention a notamment pour but d'absorber l'énergie dissipée lors d'un effort de compression brutal, en particulier lors d'un choc consécutif à un accident tel qu'un atterrissage ou un amerrissage brutal sollicitant le fuselage selon son axe vertical (crash à composante verticale). [002]. Le fuselage d'un aéronef comprend principalement une structure constituée d'un revêtement renforcé intérieurement par des cadres de renfort et des lisses. Les cadres de renforts sont positionnés suivant des sections du fuselage sensiblement perpendiculaires à un axe longitudinal du fuselage ; tandis que les lisses s'étendent essentiellement suivant l'axe longitudinal.

Les cadres de renfort supportent des traverses, généralement droites et horizontales, dans un repère aéronef, sur lesquelles sont fixés des planchers.

[3]. Lors d'un crash à composante principale verticale, la partie inférieure du fuselage est en général la première zone de l'aéronef soumise à des impacts et participe donc à l'absorption de l'énergie de ces impacts.

[4]. La certification des aéronefs, en particulier des avions de transport civil, impose des critères de comportement du fuselage dans différentes situation de crash afin d'améliorer les chances de survie des passagers.

[5]. Pour les aéronefs présentant une structure de fuselage réalisée à partir d'éléments structuraux (cadre de renfort, revêtement, lisses, traverses) en matériau métallique, une quantité importante de l'énergie de l'impact est absorbée par la déformation plastique des éléments de la structure métallique. Il n'est donc en général pas nécessaire de prévoir des systèmes d'absorption d'énergie dédiés, la structure assurant de manière passive la fonction d'absorption d'énergie du fait des caractéristiques intrinsèques des alliages métalliques mis en oeuvre et d'une conception adaptée.

[006]. En revanche, les structures de fuselage réalisées à partir d'éléments en matériau composite ne disposent pratiquement pas de domaine plastique avant rupture, au contraire des éléments structuraux métalliques. Une structure de fuselage en matériau composite se comporte donc très différemment d'une structure de fuselage en matériau métallique, vis-à-vis de l'absorption d'énergie. En effet, en fin de sollicitation, avant ou après une rupture, la structure en matériau composite va restituer une grande partie de l'énergie absorbée lors de la déformation élastique. [007]. Pour permettre à la structure composite d'absorber l'énergie générée par le crash, une solution connue décrite dans la demande française ayant le numéro de dépôt 0850966 consiste à utiliser des éléments absorbeur d'énergie installés, suivant une direction de compression des efforts à absorber, entre les cadres de renfort et les traverses fixées sur ces cadres. Ces éléments absorbeurs comportent chacun une poutre de compression et un gousset, de sorte que lorsque la poutre de compression est soumise à un effort de compression correspondant aux efforts générés par le crash, elle est pressée contre le gousset équipé d'éléments coupants qui détruisent la poutre, de sorte que la destruction progressive de la poutre de compression absorbe en partie l'énergie de l'impact.

[8]. Cette solution est satisfaisante mais est toutefois assez onéreuse puisqu'elle nécessite la réalisation sur mesure des éléments absorbeurs d'énergie : poutres de compression et goussets, ces derniers n'étant pas disponibles tels quels dans le commerce, ou ne pouvant pas être facilement obtenus à partir d'éléments existants. En outre, il est possible de rencontrer des difficultés, lors du montage, pour le positionnement de la poutre de compression par rapport au gousset.

[9]. Il existe donc le besoin d'une solution équivalente à bas coût et facile à installer. [010]. L'invention comble ce besoin en proposant un système absorbeur d'énergie reposant sur l'utilisation d'organes déformables installés dans la partie inférieure de l'aéronef, entre le cadre de renfort et les traverses. Un tel système permet de dissiper tout ou partie de l'énergie générée par le crash par allongement irréversible des organes déformables. Par allongement irréversible, on entend une action de destruction partielle longitudinale des organes déformables lors du crash.

[11]. Il est possible d'utiliser des organes déformables disponibles dans le commerce tels que des cordes dynamiques utilisées en alpinisme capables d'amortir la chute, ou des sangles présentant une partie cousue sur elle-même destinées à être fixées à un baudrier. De telles sangles sont notamment utilisées dans le bâtiment pour la protection des personnes.

[12]. Les cordes dynamiques présentent l'avantage d'une décélération progressive en fonction de son extension. Tandis que la sangle cousue permet d'obtenir une décélération constante pendant la déchirure, ce qui convient particulièrement à la règlementation JAR 25.6512 imposant une décélération maximale.

[13]. L'invention concerne donc une structure primaire d'un fuselage d'aéronef comportant : - au moins un cadre de renfort qui s'entend suivant une section sensiblement perpendiculaire à l'allongement de l'aéronef, et - au moins une traverse fixée sur le cadre de renfort, caractérisée en ce qu'elle comporte en outre : - au moins une première bielle reliée par une extrémité à la traverse et par une autre extrémité au cadre de renfort, - au moins une deuxième bielle présentant une extrémité fixée à la structure en dessous de l'extrémité de la première bielle fixée au cadre de renfort et une autre extrémité reliée à la première bielle par l'intermédiaire d'une liaison glissière, et - un organe déformable apte à absorber de l'énergie par allongement irréversible, cet organe déformable présentant une extrémité fixée à l'extrémité de la première bielle fixée au cadre de renfort, et une autre extrémité fixée à l'extrémité de la deuxième bielle reliée à la première bielle par la liaison glissière, - de sorte qu'en cas de crash, les forces de compression appuient sur la deuxième bielle, de sorte que l'extrémité de cette deuxième bielle coulisse le long de la première bielle de manière à étirer longitudinalement l'organe déformable pour absorber le choc.

[14]. Selon une réalisation, la première bielle est orientée suivant la direction des forces de compression devant être absorbée pendant le choc.

[15]. Selon une réalisation, l'extrémité de la deuxième bielle située en dessous de l'extrémité de la première bielle est fixée au cadre de renfort ou à 10 un élément structurel de la soute.

[16]. Selon une réalisation, l'organe déformable est formé par une sangle cousue ou des cordes dynamiques.

[17]. Selon une réalisation, la sangle cousue est une sangle de type Bacou Dalloz présentant une largeur de 260mm ou formée de cinq 15 sangles présentant chacune une largeur de 50mm.

[18]. L'invention concerne en outre un élément structural absorbeur d'énergie, caractérisé en ce qu'il comporte : - au moins une première bielle destinée à être reliée par une extrémité à un cadre de renfort d'un aéronef qui s'entend suivant une section sensiblement 20 perpendiculaire à l'allongement de l'aéronef, et par une autre extrémité à une traverse fixée sur le cadre de renfort, - au moins une deuxième bielle présentant une extrémité destinée à être fixée à la structure de l'aéronef en dessous de l'extrémité de la première bielle fixée au cadre de renfort, et une autre extrémité reliée à la première 25 bielle par l'intermédiaire d'une liaison glissière, - un organe déformable apte à absorber de l'énergie par allongement irréversible, cet organe déformable présentant une extrémité fixée à l'extrémité de la première bielle fixée au cadre de renfort, et une autre extrémité fixée à l'extrémité de la deuxième bielle reliée à la première bielle 30 par la liaison glissière, - de sorte qu'en cas de crash, les forces de compression appuient sur la deuxième bielle, de sorte que l'extrémité de cette deuxième bielle coulisse le long de la première bielle de manière à étirer longitudinalement l'organe déformable pour absorber le choc. [019]. L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui suit et à l'examen des figures qui l'accompagnent. Ces figures ne sont données qu'à titre illustratif mais nullement limitatif de l'invention. Elles montrent :

[20]. Figures 1 a et 1 b : une représentation schématique d'une structure primaire d'aéronef selon l'invention équipée d'un dispositif absorbeur d'énergie selon l'invention respectivement avant et après un crash à composante verticale ;

[21]. Figures 2a-2b : une vue de côté et de dessus d'une sangle utilisée pour réaliser le dispositif absorbeur d'énergie selon l'invention ; [022]. Figure 3 : une représentation graphique de l'effort appliqué sur la sangle en fonction du temps lors d'un crash.

[23]. Les éléments identiques conservent la même référence d'une figure à l'autre.

[24]. La Figure 1 a montre une structure primaire d'un fuselage d'aéronef comportant une ossature 1 sensiblement cylindrique sur laquelle est fixé un revêtement 2 renforcé par des lisses 4 s'étendant sensiblement suivant un axe 7 longitudinal de la structure primaire 1, cet axe 7 longitudinal étant perpendiculaire au plan de la feuille.

[25]. L'ossature 1 est formée principalement de cadres 9 de renfort positionnés suivant des sections du fuselage perpendiculaires à l'axe 7 longitudinal et régulièrement répartis sur toute la longueur du fuselage. Chacun d'entre eux présente une forme qui correspond sensiblement à la section locale du fuselage, le plus souvent circulaire, au moins localement, comme dans l'exemple de la Figure 1 a.

[26]. Sur chaque cadre 9 de renfort est fixé une traverse 10 avantageusement droite et horizontale, dans un repère aéronef, de manière à pouvoir supporter un plancher, tel que le plancher d'une cabine 12 de passagers, sur laquelle des sièges 13 sont installés. En variante, la traverse 10 est destinée à supporter le plancher d'une soute.

[27]. En outre, dans une partie inférieure, le fuselage comporte une première bielle 15, dite bielle de plancher, reliée par une extrémité 16 à la traverse 10 et par une autre extrémité 17 au cadre 9 de renfort. Cette bielle 15 est orientée suivant la direction des forces de compression devant être absorbée pendant le choc. De préférence, cette bielle 15 est suffisamment rigide pour ne pas flamber ou flamber le moins possible en cas de crash.

[28]. Une deuxième bielle 19 présente une extrémité 20 fixée au cadre 9 de renfort en dessous (dans un repère aéronef) de l'extrémité 17 de la première bielle 15, et une autre extrémité 21 reliée à la première bielle 15 par l'intermédiaire d'une liaison glissière. De préférence, cette bielle 19 est également suffisamment rigide pour ne pas flamber ou flamber le moins possible en cas de crash. En variante, l'extrémité 17 est fixée sur un élément de structure de la soute de l'avion. [029]. En outre, une sangle 25 cousue entre en coopération avec les bielles 15 et 19 ainsi disposées. Comme montrée sur les figures 2, cette sangle 25 comporte une bande 26 de tissu repliée sur elle-même, les parties repliées de la sangle 25 étant cousues entre elles au moyen d'un fil 31. La sangle 25 présente à l'opposé du bout replié deux extrémités libres 28 et 29. [030]. Plus précisément, une extrémité 28 de la sangle 25 est fixée à l'extrémité 17 fixe de la bielle 15, et une autre extrémité 29 est fixée à l'extrémité 21 de la bielle 19 reliée à la bielle 15 par une liaison glissière. En variante, l'extrémité 28 est fixée au cadre 9 de renfort ou à une partie de la structure qui n'est pas susceptible de se déformer en cas de crash. [31]. Ainsi, en cas de crash à composante verticale, comme montré sur la figure 1 b, lorsque le cadre 9 de renfort s'enfonce d'une hauteur h, il pousse la bielle 19 qui fait coulisser l'extrémité 21 de la bielle 19 le long de la bielle 15, de sorte que l'extrémité 21 tire sur la sangle 25 en ayant tendance à rompre les coutures, cette rupture de couture de la sangle 25 permettant d'absorber au moins une partie de l'énergie du crash.

[32]. On observe que pour un enfoncement de l'avion de longueur h générant un allongement de la sangle 25 d'une longueur h, ladite sangle 25 a été décousue sur une longueur L=h/2 en raison du repliage des parties du tissu l'une sur l'autre.

[33]. Comme montré sur la figure 3, l'effort F nécessaire pour découturer la sangle 25 est constant pendant la déchirure, autrement dit pendant la période t de crash après que la sangle 25 ait été mise sous tension sur une durée t1 très courte. Par conséquent, la décélération a est constante pendant la déchirure (F = ma).

[34]. Par ailleurs, l'effort F nécessaire pour découturer la sangle 25 est naturellement proportionnel à la largeur w de la sangle et à la densité 6 de piquage correspondant au diamètre de fil, et au nombre de points par unité de surface, on a donc F = k.w.6 (1), k étant un coefficient de proportionnalité. [035]. En cas de crash, l'effort de déchirure qui doit être repris, en supposant que 100% de l'énergie est dissipée par les sangles 25, est égal à F = ma (2) - a étant la décélération imposée par la réglementation, et - m la masse à amortir. [036]. En supposant qu'une sangle 25 à couture est installée de part et d'autre du fuselage, deux sangles 25 étant installées par cadre 9 de renfort, la masse à amortir pour une sangle 25 est : m = 1/2 x (Mpass + Mfaut + Mlin x c), Mpass étant la masse des passagers supportée par intercadre, Mfaut étant la masse des fauteuils supportée par intercadre, Mlin étant la masse linéique du plancher, et c étant le pas intercadre, soit la distance entre deux cadres 9 de renfort successifs. [37]. Grâce aux équations (1) et (2), on a la possibilité de spécifier le comportement de l'extension de la sangle via w et 8, en fonction de m et a : w.8 = ma / k (3)

[38]. Selon une réalisation, on choisit des sangles Bacou Dalloz (marque déposée) utilisées pour les travaux en hauteur des professionnels destinées à relier l'ouvrier à une structure rigide via un harnais. Les essais réalisés permettent de vérifier que lors de la rupture l'accélération est constante et l'effort repris est de l'ordre de 4000N. Ceci correspond à une décélération de 4g pour un homme de 100kg. La largeur de la sangle est de l'ordre de 50 mm. La densité de couture existant sur le marché est donc : k8 = ma/w obtenu grâce à (3), soit k8 = 4000/0,05 = 80 000 kg/s2

[39]. On calcule maintenant la largeur de sangle existante de type Bacou Dalloz nécessaire pour absorber l'énergie lors d'un crash donné. Dans un exemple, on considère une vitesse verticale de crash de 22 ft/s soit 6,7 m/s, et une accélération verticale a= 6g = 60 m/s2, soit un crash d'une durée t = v/a = 0,1 s.

[40]. Pour un avion de type Single Aisle comportant 6 sièges de front, la masse totale à considérer par intercadre est de l'ordre de 700 kg : 600 kg pour les passagers, 30 kg pour la structure plancher (base A320), et environ 10 kg par siège, on a alors m = 350 kg. [041]. Pour une section d'avion type A320, la hauteur h d'écrasement vaut 0,7 mètre.

[42]. L'effort à reprendre vaut donc F = ma = 350 x 60 = 21 000 N, et la longueur à découdre vaut L = h/2 = 0,35 m.

[43]. La largeur w nécessaire de sangles 25 est donc w = F/ k8 d'après la formule (1) soit w = 21 000 / 80000 = 0,26 m = 260 mm.

[44]. Une sangle 25 du commerce de 50 mm de large, et de densité de couture existante (k8= 80 000 kg/s2 voir ci-dessus) fixée à chaque bielle 15 de plancher permet donc de dissiper environ 20% de l'énergie totale due au crash.

[45]. Pour dissiper l'intégralité de l'énergie due au crash avec des sangles 25 existantes, soit on attache à chaque bielle 15 des sangles 25 d'une largeur théorique de 260 mm, soit on attache à chaque bielle 15 cinq sangles 25 standards de largeur de 50 mm. [046]. Une alternative consisterait à augmenter la densité de piquage des sangles 25 existantes.

Claims (6)

1. REVENDICATIONS1. Structure primaire d'un fuselage d'aéronef comportant : - au moins un cadre (9) de renfort qui s'entend suivant une section sensiblement perpendiculaire à l'allongement de l'aéronef, et - au moins une traverse (10) fixée sur le cadre (9) de renfort, caractérisée en ce qu'elle comporte en outre : - au moins une première bielle (15) reliée par une extrémité (16) à la traverse (10) et par une autre extrémité (17) au cadre (9) de renfort, - au moins une deuxième bielle (19) présentant une extrémité (20) fixée à la structure en dessous de l'extrémité (17) de la première bielle (15) fixée au cadre (9) de renfort et une autre extrémité (21) reliée à la première bielle (15) par l'intermédiaire d'une liaison glissière, et - un organe (25) déformable apte à absorber de l'énergie par allongement irréversible, cet organe (25) déformable présentant une extrémité (28) fixée à l'extrémité (17) de la première bielle (15) fixée au cadre (9) de renfort, et une autre extrémité (29) fixée à l'extrémité (21) de la deuxième bielle (19) reliée à la première bielle (15) par la liaison glissière, - de sorte qu'en cas de crash, les forces de compression appuient sur la deuxième bielle (19), de sorte que l'extrémité (21) de cette deuxième bielle (19) coulisse le long de la première bielle (15) de manière à étirer longitudinalement l'organe (25) déformable pour absorber le choc.
2. 2. Structure selon la revendication 1, caractérisée en ce que la première bielle (15) est orientée suivant la direction des forces (F) de compression devant être absorbée pendant le choc.
3. 3. Structure primaire selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que l'extrémité (20) de la deuxième bielle (19) située en dessous de l'extrémité (17) de la première bielle (15) est fixée au cadre (9) de renfort ou à un élément structurel de la soute.
4. 4. Structure selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que l'organe (25) déformable est formé par une sangle cousue ou des cordesdynamiques.
5. 5. Structure selon la revendication 4, caractérisée en ce que la sangle (25) cousue est une sangle de type Bacou Dalloz présentant une largeur de 260mm ou formée de cinq sangles présentant chacune une largeur de 50mm.
6. 6. Elément structural absorbeur d'énergie, caractérisé en ce qu'il comporte : - au moins une première bielle (15) destinée à être reliée par une extrémité (17) à un cadre (9) de renfort d'un aéronef qui s'entend suivant une section sensiblement perpendiculaire à l'allongement de l'aéronef, et par une autre extrémité (16) à une traverse (10) fixée sur le cadre (9) de renfort, - au moins une deuxième bielle (19) présentant une extrémité (20) destinée à être fixée à la structure de l'aéronef en dessous de l'extrémité (17) de la première bielle (15) fixée au cadre (9) de renfort, et une autre extrémité (21) reliée à la première bielle (15) par l'intermédiaire d'une liaison glissière, - un organe (25) déformable apte à absorber de l'énergie par allongement irréversible, cet organe (25) déformable présentant une extrémité (28) fixée à l'extrémité (17) de la première bielle (15) fixée au cadre (9) de renfort, et une autre extrémité (29) fixée à l'extrémité (21) de la deuxième bielle (19) reliée à la première bielle (15) par la liaison glissière, - de sorte qu'en cas de crash, les forces de compression appuient sur la deuxième bielle (19), de sorte que l'extrémité (21) de cette deuxième bielle (19) coulisse le long de la première bielle (15) de manière à étirer longitudinalement l'organe (25) déformable pour absorber le choc. 11