FR2936496A1 - Procede de fabrication d'un troncon de fuselage d'aeronef en materiau composite - Google Patents

Abstract

L'invention concerne un procédé de fabrication d'un tronçon de fuselage d'aéronef en matériau composite, comportant les opérations suivantes : - fabrication d'un tronçon d'une seule pièce (4); - découpe longitudinale du tronçon ; - écartement de deux lèvres (5a, 5b) situées de part et d'autre de la découpe ; - réassemblage du tronçon (4b) et réalisation d'une jonction longitudinale avec recouvrement des deux lèvres. L'invention concerne également un tronçon réalisé suivant ce procédé.

Description

PROCEDE DE FABRICATION D'UN TRONCON DE FUSELAGE D'AERONEF EN MATERIAU COMPOSITE

Domaine de l'invention L'invention concerne un procédé de fabrication d'un tronçon de fuselage d'aéronef en matériau composite permettant d'introduire, à l'intérieur du tronçon, des systèmes et éléments de l'aéronef et/ou des robots aptes à installer ces systèmes et éléments.

L'invention trouve des applications dans le domaine de l'aéronautique et, en particulier, dans le domaine de la conception de tronçons de fuselage d'aéronef en matériau composite.

Etat de la technique Classiquement, un fuselage d'aéronef est un corps creux comportant une peau fixée sur une structure interne. La peau est réalisée à partir de panneaux métalliques montés et fixés autour de la structure interne métallique, appelée ossature interne de l'aéronef. Les différents panneaux sont fabriqués unitairement puis assemblés les uns avec les autres, selon un procédé de recouvrement, afin de constituer un tronçon de fuselage. Plusieurs tronçons sont assemblés les uns avec les autres pour former la totalité du fuselage. Un tel fuselage métallique présente l'inconvénient d'être lourd puisqu'il est totalement métallique. Il présente, de plus, l'inconvénient de nécessiter des jonctions entre les panneaux métalliques et entre les sections, ce qui crée des zones de recouvrement, ou surépaisseurs, augmentant encore la masse de l'aéronef. Pour diminuer la masse du fuselage, les constructeurs aérodynamiques cherchent à remplacer certains éléments métalliques par des éléments en matériau composite. Les matériaux composites peuvent être utilisés pour la réalisation d'une ou de plusieurs parties du fuselage d'un l'aéronef. Ces parties du fuselage, appelées tronçons, sont réalisés à partir de nappes de fibres sèches pré-enduites d'une résine thermodurcissable. Ces nappes de fibres sont placées dans des moules puis chauffées. Sous l'effet de la chaleur, la résine se polymérise ce qui permet au renfort fibreux de conserver la forme du moule.

Actuellement, on connaît deux procédés pour réaliser des tronçons de fuselage d'aéronef en matériau composite. Un premier procédé consiste à fabriquer unitairement des panneaux en matériau composite, qui sont ensuite assemblés selon une technique d'assemblage par recouvrement, sensiblement similaire à celle décrite précédemment pour les panneaux métalliques. Un exemple d'aéronef réalisé par panneaux est représenté sur la figure 1. Sur cette figure, chaque référence Pnuméro correspond à un panneau du fuselage. Dans cet exemple, les tronçons Ti, T2, T3 sont réalisés chacun à partir de quatre panneaux.

Un second procédé consiste à réaliser des tronçons en matériau composite d'une seule pièce. En effet, les techniques de réalisation des éléments en matériau composite permettent de réaliser des pièces de grandes dimensions et de formes complexes. Il est donc possible de fabriquer une portion de fuselage, ou tronçon, à forme évolutive. Dans ce cas, chaque tronçon est réalisé d'une seule pièce, en une seule étape. Ces tronçons sont appelés tronçons d'une seule pièce (One-shot ou Single-piece, en termes anglo-saxons). Un tel tronçon est fabriqué à partir de nappes de fibres pré-enduites de résine, entourées autour d'un moule ayant la forme évolutive souhaitée. Le moule peut être un moule mâle ayant, par exemple, la forme d'un cylindre creux. Lorsque les nappes de fibres ont été bobinées autour du moule, elles sont chauffées puis refroidies. Après refroidissement, la peau en matériau composite est détachée du moule, soit par glissement, soit par démontage du moule. Dans ce procédé, chaque tronçon est réalisé unitairement. Plusieurs tronçons sont ensuite assemblés les uns avec les autres pour constituer le fuselage. Ce procédé a l'avantage de supprimer la phase d'assemblage par recouvrement des panneaux, ce qui permet d'éviter l'utilisation d'éléments de jonction et la création de surépaisseurs, réduisant ainsi la masse totale du fuselage. Il permet également d'avoir des fibres continues qui ne sont pas coupées et qui présentent, par conséquent, des performances accrues. Il présente également l'avantage de ne nécessiter aucun croisement entre des jonctions longitudinales et des jonctions circonférentielles, ce qui est souvent pénalisant en termes de masse.

Ce procédé de fabrication d'un tronçon d'une seule pièce a également l'avantage d'être rapide. En effet, le bobinage sur un moule mâle est rapide et le nombre des opérations d'assemblage, coûteuses en termes de cycles de fabrication, est réduit (pas de jonctions longitudinales).

Cette technologie de fabrication de tronçons d'une seule pièce offre donc de nombreux avantages, en particulier lorsque le nombre de fuselages à fabriquer est élevé. Cependant, il présente également des inconvénients. Un premier inconvénient concerne l'assemblage de deux tronçons d'une seule pièce nécessite des tolérances de fabrication très élevées, difficiles à respecter. Plus précisément, le périmètre de deux sections de tronçons à assembler doit être rigoureusement identique ; un défaut de forme peut être rattrapé par la souplesse du matériau composite mais un écart dans le périmètre ne peut absolument pas être rattrapé. En effet, contrairement aux panneaux métalliques, dans ce procédé, il n'est pas possible de découturer certains panneaux, c'est-à-dire de défaire la jonction des panneaux, pour assouplir l'ensemble et compenser des écarts éventuels de fabrication au niveau de chaque tronçon. Un autre inconvénient de ce procédé concerne l'installation, à l'intérieur du tronçon, des équipements intérieurs (bielles, planchers, etc.) et des systèmes internes (systèmes électriques, systèmes hydrauliques ou systèmes pneumatiques). En effet, tous ces systèmes et équipements sont installés à l'intérieur du tronçon, après fabrication du tronçon, via les ouvertures latérales dudit tronçon, c'est-à-dire les deux ouvertures situées de part et d'autre du tronçon. Les pièces à installer, les robots d'installation et même le personnel doivent pénétrer dans le tronçon par les ouvertures latérales. Un exemple de tronçon d'une seule pièce est représenté sur la figure 2. Dans cet exemple, on voit la peau 1 du tronçon et une ouverture latérale 3. On voit également des équipements et éléments d'installation 2, introduits dans la peau 1 par l'ouverture latérale 3. Comme on le voit sur cette figure, les ouvertures latérales correspondent à une section circulaire fermée. L'installation des équipements et systèmes s'avère donc difficile, en particulier pour des éléments volumineux.

Exposé de l'invention Pour remédier aux inconvénients des techniques décrites précédemment, l'invention propose un procédé de fabrication d'un tronçon de fuselage d'une seule pièce dans lequel, une fois le tronçon réalisé, une découpe est effectuée sur toute la longueur dudit tronçon afin de créer une ouverture longitudinale sur ce tronçon. Cette ouverture longitudinale dans la section circulaire du tronçon facilite la pénétration des pièces, du personnel et des robots dans le tronçon. Ce procédé offre également l'avantage de s'affranchir des problèmes de précision du périmètre des tronçons à assembler. De façon plus précise, l'invention concerne un procédé de fabrication d'un tronçon de fuselage d'aéronef en matériau composite, caractérisé en ce qu'il comporte les opérations suivantes : - fabrication d'un tronçon d'une seule pièce; - découpe longitudinale du tronçon ; - écartement de deux lèvres situées de part et d'autre de la découpe; - réassemblage du tronçon et réalisation d'une jonction longitudinale avec recouvrement des deux lèvres.

Ce procédé de fabrication peut comporter une ou plusieurs des caractéristiques suivantes : - la découpe du tronçon est réalisée linéairement sur toute l'épaisseur et toute la longueur du tronçon. - la découpe est réalisée sur une zone latérale du tronçon. - des découpes supplémentaires sont réalisées pour obtenir une pièce découpée formant un mini-panneau. - la jonction longitudinale est réalisée en rapprochant et en fixant les deux lèvres du tronçon avec superposition desdites lèvres. - des systèmes internes et/ou éléments de structure et/ou moyens d'installation de ces éléments sont installés dans le tronçon après écartement des deux lèvres. - le diamètre du tronçon avant découpe est supérieur au diamètre du tronçon après réassemblage, le diamètre avant découpe étant Dfabriqué Ddesign + 15 l/fI, où Ddesign est le diamètre du tronçon après réassemblage et c est le diamètre des éléments de fixation. - le diamètre du tronçon avant découpe est déterminé de façon à intégrer une tolérance de fabrication.

L'invention concerne aussi un tronçon de fuselage d'aéronef en matériau composite réalisé conformément au procédé décrit précédemment. L'invention concerne également un aéronef comportant au moins un tronçon réalisé selon le procédé décrit précédemment.

Brève description des dessins La figure 1, déjà décrite, représente un exemple de fuselage d'aéronef classique constitué de plusieurs panneaux. La figure 2, déjà décrite, représente un exemple de tronçon de fuselage en matériau composite réalisé d'une seule pièce.

La figure 3 représente schématiquement un tronçon de fuselage selon l'invention avec découpe latérale. Les figures 4A et 4B représentent un tronçon de fuselage selon l'invention, après découpe et écartement. Les figures 5A et 5B représentent la section du tronçon des figures 4A et 4B, respectivement, sans et avec les contraintes dues à l'écartement. La figure 6 représente des équivalences du tronçon de l'invention pour des calculs de contraintes selon les lois de la résistance des matériaux. La figure 7 représente une section du tronçon de l'invention après réassemblage et jonctionnement.

Description détaillée de modes de réalisation de l'invention L'invention propose un procédé pour fabriquer un tronçon de fuselage en matériau composite, dans lequel le tronçon est découpé longitudinalement afin d'offrir une ouverture longitudinale entre les deux ouvertures latérales. Selon l'invention, le tronçon en matériau composite est fabriqué d'une seule pièce suivant le procédé décrit précédemment. Le procédé propose ensuite d'effectuer une découpe longitudinale sur le tronçon. Cette découpe longitudinale est réalisée sur toute l'épaisseur de la peau du tronçon et sur toute sa longueur. Autrement dit, la découpe est réalisée dans toute l'épaisseur du matériau composite, suivant l'axe X de révolution de l'aéronef de façon à créer une tranchée reliant les deux ouvertures latérales du tronçon. Cette découpe est effectuée au moyen d'un outillage classique de 5 découpe des pièces en matériau composite. Lorsque la découpe a été effectuée, les lèvres de la peau situées de part et d'autre de la tranchée peuvent être écartées. On appelle lèvres les bords de la peau en matériau composite situés de chaque coté de la découpe. Cet écartement des lèvres permet d'élargir la tranchée de façon à 10 permettre le passage de robots ou de pièces relatives à l'équipement et aux systèmes à installer à l'intérieur du tronçon. En effet, dans la réalisation d'un tronçon d'une seule pièce, la structure interne de l'aéronef est installée dans le tronçon après fabrication de la peau en matériau composite. L'installation de l'outillage et de la 15 structure peut alors être effectuée, selon son encombrement, soit par les ouvertures latérales du tronçon, soit par la tranchée réalisée entre ces deux ouvertures, soit par les ouvertures et la tranchée. Lorsque les éléments de structure et les différents systèmes internes ont été installés, les robots d'installation sont ressortis du tronçon par les 20 ouvertures latérales et/ou la tranchée. Il est alors possible de refermer le tronçon en rapprochant les deux lèvres et en les superposant l'une sur l'autre afin de réaliser, sur cette superposition des lèvres, une jonction longitudinale. Cette jonction longitudinale est une jonction par recouvrement réalisée suivant une technique identique à celle utilisée pour la fabrication de 25 tronçons en matériau composite à panneaux. La figure 3 représente schématiquement un exemple de tronçon de fuselage selon l'invention. Ce tronçon 4 est schématisé par un cylindre placé suivant l'axe X de révolution de l'aéronef. Ce tronçon comporte une première ouverture latérale gauche 3a et une seconde ouverture latérale droite 3b. Il 30 comporte, selon l'invention, une tranchée 5 réalisée par découpe suivant l'axe X. Comme montré sur la figure 3, la tranchée 5 relie les ouvertures latérales 3a et 3b. On a représenté, sur les figures 4A et 4B, le tronçon de fuselage 4 après découpe de la tranchée 5 et écartement des lèvres 5a et 5b, situés de part et d'autre de la découpe. La figure 4A montre une vue de coté de ce tronçon 4 et la figure 4B monte une vue de face de ce même tronçon 4. Comme cela sera expliqué de façon plus détaillée par la suite, dans le procédé de l'invention, chaque tronçon est réalisé d'une seule pièce avec un diamètre sensiblement supérieur au diamètre souhaité pour le tronçon final. En effet, le tronçon initial est fabriqué sur un moule mâle avec une section ayant un diamètre supérieur au diamètre du tronçon final souhaité, c'est-à-dire du tronçon qui sera par la suite assemblé avec les autres tronçons pour former le fuselage. Cette différence de diamètre correspond à la zone de recouvrement des bords de la tranchée nécessaire pour effectuer la jonction desdits bords. Autrement dit, cette différence de diamètre permet une jonction par recouvrement tout en récupérant les jeux d'une section à l'autre. Dans un mode de réalisation de l'invention, si des éléments de structure, des équipements ou des robots ont un encombrement qui ne permet pas leur passage par la tranchée et les ouvertures latérales, des découpes supplémentaires peuvent être effectuées dans la peau du tronçon. Ces découpes supplémentaires peuvent permettre l'obtention d'une pièce découpée ayant une forme et une taille adaptées à l'élément à insérer. La pièce ainsi découpée forme un mini-panneau, c'est-à-dire un panneau ayant des dimensions réduites par rapport à un panneau de fuselage classique. Comme pour la découpe longitudinale, après installation des systèmes et structures internes, le mini panneau est réassemblé sur le tronçon découpé, suivant la technique de jonction par recouvrement décrite précédemment.

Si ce mode de réalisation nécessite deux jonctions longitudinales, il offre toutefois l'avantage de pouvoir remplacer le mini panneau extrait par un mini panneau d'un matériau potentiellement différent. Il est alors possible, par exemple, de remplacer le mini panneau de matériau composite par un panneau en métal apte à assurer une continuité électrique du fuselage. En effet, pour protéger l'aéronef et les passagers lorsque l'aéronef est frappé par la foudre, il est important de mettre au même potentiel électrique tous les équipements de l'aéronef et de métalliser tous ces équipements aux éléments métalliques dudit aéronef, de façon à drainer les courants directs ou indirects de la foudre. Dans le cas d'un aéronef à fuselage métallique, le courant de foudre est drainé vers la peau métallique, de sorte que très peu du courant électrique est injecté à l'intérieur de l'aéronef. Dans le cas d'un aéronef à fuselage en matériau composite, le drainage des courants de foudre n'est pas assuré par la peau elle-même. Une métallisation des équipements avioniques avec la structure de l'aéronef doit alors être réalisée. L'installation d'un mini panneau métallique, conformément à ce mode de réalisation, peut aider à la métallisation des équipements avioniques. Quel que soit le mode de réalisation de l'invention, la découpe est réalisée dans une zone du tronçon qui est relativement peu sollicitée (en termes d'efforts) afin de ne pas engendrer trop de perte de masse dans la jonction longitudinale. En effet, une jonction longitudinale dans une zone très sollicitée entrainerait l'utilisation d'un plus grand nombre d'éléments de jonction. Pour cela, on choisit une zone latérale du tronçon ou, tout au moins, une zone autre que la barque (partie inférieure du fuselage, faisant face au sol) ou le toit du fuselage (partie supérieure du fuselage, opposée à la barque). Pour mettre en place ce procédé, les contraintes installées dans le tronçon lors de l'écartement des deux lèvres ont été évaluées. On a représenté, sur les figures 5A et 5B, une section du tronçon de fuselage avant et après découpe de la tranchée. La figure 5A montre le tronçon 4, avant découpe (référence 4a) et après la découpe (référence 4b). Le tronçon découpé 4b est représenté après écartement des lèvres 5a et 5b situées chacune sur un bord du tronçon 4b, de part et d'autre de la tranchée 5. Sur la figure 5B, on a représenté le même profil de tronçon que sur la figure 5A avec, en plus, le champ de contraintes F qui s'installe sur le tronçon au moment de l'écartement. Ce champ de contraintes est représenté, sur cette figure 5b, par des flèches perpendiculaires à la section du tronçon 4b. Cette figure 5B montre que la contrainte est maximale dans la zone du tronçon opposée à la zone de découpe.

L'exemple représenté sur les figures 5A et 5B correspond à un écartement des lèvres suffisant pour assurer le passage d'un robot d'installation classique, à savoir un écartement de l'ordre de 500 mm environ. Comme expliqué précédemment, si cette ouverture angulaire de 500 mm n'est pas suffisante, un mini panneau peut être découpé le long de la tranchée 5 selon le mode de réalisation décrit précédemment.

La faisabilité de cet écartement a été évaluée sur la base de la théorie des poutres pour laquelle on approxime la découpe sur le tronçon à une ouverture de largeur d sur un cylindre de périmètre 2nR et de longueur b. On fait l'hypothèse que cette ouverture sur cylindre équivaut à une plaque encastrée de longueur nR, de largeur b et dont la flèche prise sous l'effet de l'action d'écartement est b/2. En effet, au point opposé à celui où est appliqué l'effort, on a une symétrie parfaite ; on peut donc considérer que cette hypothèse d'encastrement est cohérente. La figure 6 représente cette hypothèse avec, d'une part, le cylindre de longueur b et d'ouverture d et, d'autre part, la plaque encastrée avec une flèche b/2. En prenant comme exemple un tronçon d'aéronef dont : - le rayon est R=2150 mm, ce qui correspond à une longueur de poutre d'environ 6 m, - la longueur est b =10 000 mm, - l'écartement est d = 500 mm, ce qui correspond à une flèche de la poutre de 250 mm, et - l'épaisseur de peau moyenne est de 2,5 mm (l'épaisseur étant comprise entre 1,6 et 3 mm), et compte tenu du fait que la longueur de la poutre est importante et son épaisseur très faible, alors l'inertie de la poutre est faible (puisque pas encore raidie par la structure interne). Pour une largeur de 10 000 mm, il suffit d'un effort de 4 N pour atteindre la flèche souhaitée de 250 mm, ce qui est extrêmement faible.

La flèche v est donnée par la formule de résistance des matériaux suivante :

V = FL3/ (3E1) soit F = 3EIV / L3

Avec V = 250 mm L=nR=6750mm E = module d'Young de la plaque = 130 Gpa = 130 000 Mpa = 130 000 N/mm2 1 = inertie = be3/12 = 13 000 mm4 L'application numérique donne F = 4 N, ce qui est extrêmement faible.

La contrainte de cisaillement engendrée est i = F/S = F/ (be) 1 MPa La contrainte de flexion maximale engendrée est a = M/ (21/e) = FLe/ (21) = 3 MPa Les valeurs de ces contraintes sont très loin des contraintes limites admissibles, qui sont supérieures à 100 MPa. L'écartement du tronçon au niveau de la découpe est donc réalisable, sans préjudice pour le tronçon. Par ailleurs, une analyse de sensibilité montre que l'effort à appliquer pour écarter les lèvres du tronçon est inversement proportionnel au cube du rayon du tronçon. Ainsi, pour un diamètre de 2 x R = 4300 mm, l'effort est de 1,5 N. Cette analyse montre également que l'effort à appliquer est inversement proportionnel au cube de l'épaisseur. Ainsi, pour une peau de 5 mm, l'effort est de 33 N. Les contraintes appliquées augmentent donc avec l'épaisseur (5 MPa de flexion maximum). Après installation des systèmes et structures dans le tronçon, ce dernier doit être refermé par une jonction longitudinale à recouvrement. Cette fermeture est réalisée en réassemblant les deux bords du tronçon par application d'un effort mécanique autour du tronçon. L'effort mécanique est appliqué jusqu'à l'obtention du diamètre de tronçon final, c'est-à-dire du diamètre correspond au diamètre choisi pour le design du fuselage. Comme expliqué précédemment, le diamètre après réassemblage, c'est-à-dire le diamètre du tronçon final, est sensiblement plus faible que le diamètre de fabrication afin de compenser la longueur perdue par la zone de recouvrement. Sur la figure 7, on a représenté une section de tronçon après réassemblage. Cette figure montre le tronçon initial 4a, avant découpe de la tranchée, et le tronçon final 4b après réassemblage. Ce tronçon 4b comporte une zone de recouvrement 6, dans laquelle les lèvres du tronçon se superposent pour permettre leur jonctionnement. On voit, sur cette figure, que le tronçon après réassemblage a un diamètre inférieur au diamètre du tronçon initial. Le jonctionnement des deux lèvres, c'est-à-dire la fixation des deux lèvres l'une sur l'autre, est réalisé au moyen d'une jonction longitudinale.

35 Comme toutes les jonctions longitudinales classiques, cette jonction longitudinale peut comporter trois rangées d'éléments de fixation. Typiquement, le diamètre c des fixations est de 4 mm. Les règles de jonctionnement aéronautique imposent un pas entre deux fixations de W=5(P et une distance aux bords de L=2,5 (P. La zone de recouvrement, dans l'invention, peut donc avoir une longueur typique de l'ordre de L+W+W+L soit 15 c = 75 mm. Un exemple d'une telle zone de recouvrement est représenté sur la figure 8. Il ressort de cette analyse que, pour un diamètre du tronçon final Ddesign, le tronçon initial, c'est-à-dire le tronçon fabriqué d'une seule pièce, doit avoir le diamètre suivant : Dfabriqué = Ddesign + 15 (P/II Le procédé de l'invention peut également intégrer un défaut de périmètre, c'est-à-dire une tolérance de fabrication T entre deux tronçons fabriqués d'une seule pièce. Cette tolérance de fabrication T permet d'absorber les défauts de périmètres au moment du recouvrement des deux lèvres. Pour cela, le périmètre du tronçon à fabriquer est : Pfabriqué = fl•Ddesign + 15 l + T Pour les mêmes raisons que lors de l'écartement, le réassemblage du tronçon entraine une contrainte. Cette contrainte est une contrainte en compression. Cependant, cette contrainte est faible devant la contrainte appliquée lors de l'écartement des bords (75 mm de recouvrement contre 500 mm d'écartement). Le réassemblage du tronçon est donc réalisable, sans préjudice pour le tronçon.25

Claims (10)

1. REVENDICATIONS1. Procédé de fabrication d'un tronçon de fuselage d'aéronef en matériau composite, caractérisé en ce qu'il comporte les opérations suivantes : - fabrication d'un tronçon d'une seule pièce (4); - découpe longitudinale du tronçon ; - écartement de deux lèvres (5a, 5b) situées de part et d'autre 10 de la découpe ; - réassemblage du tronçon (4b) et réalisation d'une jonction longitudinale avec recouvrement des deux lèvres.
2. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que la 15 découpe du tronçon est réalisée linéairement sur toute l'épaisseur et toute la longueur du tronçon.
3. 3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que la découpe est réalisée sur une zone latérale du tronçon.
4. 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que des découpes supplémentaires sont réalisées pour obtenir une pièce découpée formant un mini-panneau. 25
5. 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que la jonction longitudinale est réalisée en rapprochant et en fixant les deux lèvres (5a, 5b) avec superposition desdites lèvres.
6. 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, 30 caractérisé en ce que des systèmes internes et/ou éléments de structure et/ou moyens d'installation de ces éléments sont installés dans le tronçon après écartement des deux lèvres.
7. 7. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, 35 caractérisé en ce que le diamètre du tronçon avant découpe (4a) est 20supérieur au diamètre du tronçon après réassemblage (4b), ledit diamètre avant découpe étant : Dfabriqué = Ddesign + 15 0/II, où Ddesign est le diamètre du tronçon après réassemblage et 1 est le diamètre des éléments de fixation.
8. 8. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que le diamètre du tronçon avant découpe est déterminé de façon à intégrer une tolérance de fabrication (T). 10
9. 9. Tronçon de fuselage d'aéronef en matériau composite, caractérisé en ce qu'il est réalisé conformément au procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes.
10. 10. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte au moins un tronçon 15 réalisé conformément au procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 8.5