FR2944258A1

FR2944258A1 - Guard for protecting anti-torque rear rotor i.e. shrouded tail rotor, of helicopter, has orthogonal projection formed on fixation blade at free lead of contact spatula forming straight line on fixation blade between ends

Info

Publication number: FR2944258A1
Application number: FR0901744A
Authority: FR
Inventors: Claude Bietenhader
Original assignee: Eurocopter France SA; Eurocopter SA
Current assignee: Airbus Helicopters SAS
Priority date: 2009-04-08
Filing date: 2009-04-08
Publication date: 2010-10-15
Anticipated expiration: 2029-04-08
Also published as: FR2944258B1

Abstract

The guard (1) has a contact blade (10) formed with a longilineal junction zone (11), a longilineal intermediate zone (12) and a contact spatula (13). A fixation blade (20) is provided with ends (21, 22), where one of the ends is integrated to the junction zone. An orthogonal projection (P1) formed on the fixation blade at a free lead (14) of the contact spatula forms a straight line (D1) on the fixation blade between the two ends. The fixation blade and the contact blade form a v-shaped deformable assembly. An independent claim is also included for an aircraft equipped with a structural element provided with a protection guard to avoid contacting with the ground comprising a shaft.

Description

Béquille de protection d'un élément structural d'un aéronef, et aéronef muni d'une telle béquille La présente invention concerne une béquille de protection d'un élément structural d'un aéronef contre un impact avec le sol, et un aéronef muni d'une telle béquille. Plus précisément, l'invention a pour objet une béquille destinée à protéger l'extrémité arrière d'un giravion, et notamment le rotor arrière anticouple d'un hélicoptère. En effet, les règlements de certification d'un hélicoptère imposent que le rotor arrière anticouple soit protégé afin d'éviter un impact de ce rotor arrière avec le sol lorsque l'hélicoptère a une assiette à cabrer à proximité de ce sol. Par exemple, lors d'un atterrissage en autorotation, le pilote cabre son hélicoptère à proximité du sol, cette procédure étant dénommé flare en langue anglaise par l'homme du métier. Par suite, le rotor arrière risque d'entrer en contact avec le sol ce qui pourrait induire une situation catastrophique. Par ailleurs, lors d'un atterrissage à grande vitesse, le pilote cabre fortement l'hélicoptère pour le freiner. The present invention relates to a kickstand for protecting a structural element of an aircraft against an impact with the ground, and an aircraft equipped with a crutch. such a crutch. More specifically, the invention relates to a crutch intended to protect the rear end of a rotorcraft, including the rear tail rotor of a helicopter. Indeed, the certification regulations of a helicopter require that the rear anti-torque rotor is protected to avoid impact of the rear rotor with the ground when the helicopter has a nose-up attitude near this ground. For example, during an autorotational landing, the pilot rears his helicopter close to the ground, this procedure being called flare in English by the skilled person. As a result, the rear rotor may come into contact with the ground which could lead to a catastrophic situation. In addition, during a landing at high speed, the pilot strongly pitched the helicopter to slow it down.

De la même manière, certains avions sont aussi munis d'une béquille pour protéger la partie arrière de leur fuselage contre un impact avec le sol. Ainsi, les aéronefs, et notamment les hélicoptères, comprennent avantageusement une protection contre un impact avec le sol en cas de forte incidence à cabrer de l'aéronef. On connaît par exemple un sabot écrasable et changeable agencé dans un élément structural. Par exemple, l'hélicoptère connu sous la marque Gazelle est pourvu d'un tel sabot à l'intérieur de la quille de son rotor arrière caréné, à savoir à l'intérieur de l'élément structural inférieur de ce rotor arrière caréné en regard du sol lorsque l'hélicoptère est posé. In the same way, some planes are also equipped with a crutch to protect the rear part of their fuselage against impact with the ground. Thus, the aircraft, and especially the helicopters, advantageously include protection against an impact with the ground in case of high pitch-up incidence of the aircraft. For example, a crushable and changeable shoe arranged in a structural element is known. For example, the helicopter known under the trademark Gazelle is provided with such a shoe inside the keel of its shrouded tail rotor, ie inside the lower structural element of the rear tail rotor ground when the helicopter is seated.

De manière alternative, d'autres aéronefs sont munis d'une béquille élastique munie d'une unique lame. Une première extrémité de la béquille est munie d'une spatule alors que sa deuxième extrémité est fixée par deux moyens de fixation distincts à l'élément structural à protéger. Le document FR 2554210 présente une béquille de ce type agencée sur la poutre de queue d'un hélicoptère. La béquille se trouve alors de fait en porte-à-faux, ce qui explique que l'homme du métier emploie parfois le terme anglais cantilever pour la nommer. Alternatively, other aircraft are provided with a resilient stand with a single blade. A first end of the stand is provided with a spatula while its second end is fixed by two separate fastening means to the structural element to be protected. The document FR 2554210 presents a crutch of this type arranged on the tail boom of a helicopter. The crutch is therefore in fact cantilever, which explains that the skilled person sometimes uses the English term cantilever to name it.

Bien qu'efficace, on note que le porte-à-faux de ces béquilles induit des efforts importants au niveau des moyens de fixation de la béquille à l'élément structural. Cet élément structural doit alors être surdimensionné afin de supporter les efforts générés par la béquille lors d'un contact avec le sol. Although effective, it is noted that the overhang of these crutches induces significant efforts at the fastening means of the stand to the structural element. This structural element must then be oversized to withstand the forces generated by the stand during a contact with the ground.

De plus, on a noté que la béquille a parfois provoqué des incidents sur certains aéronefs. En effet, à partir d'un angle de cabrage donné, l'angle entre la béquille et le sol ainsi que la forme de la spatule provoquent un arc-boutement de la béquille et par suite un enfoncement de l'élément structural au niveau des moyens de fixations de la béquille. Par ailleurs, lors de certains touchés, l'intégrité structurelle de la poutre de queue peut être remise en compte. Aussi, une action de maintenance conséquente est à prévoir. Pour remédier à ces incidents, la béquille a été articulée à l'élément structural à protéger, et un absorbeur d'énergie oléopneumatique a été agencé entre la béquille et l'élément structural. In addition, it was noted that the crutch sometimes caused incidents on some aircraft. Indeed, from a given cornering angle, the angle between the stand and the ground and the shape of the spatula cause an arching of the crutch and consequently a depression of the structural element at the level of means of fixing the crutch. Furthermore, in some cases, the structural integrity of the tail boom can be taken into account. Also, a consequent maintenance action is to be expected. To remedy these incidents, the stand was articulated to the structural element to be protected, and an oleopneumatic energy absorber was arranged between the stand and the structural element.

La présente invention a alors pour objet de proposer une béquille de protection efficace quel que soit l'angle de cabrage et n'impliquant pas un surdimensionnement local de l'élément structural à protéger. Selon l'invention, une béquille de protection d'un élément structural d'un aéronef contre des impacts avec le sol, une poutre de queue ou un rotor arrière anticouple d'un hélicoptère par exemple, est munie d'une lame de contact pourvue successivement d'une zone de jonction longiligne, d'une zone intermédiaire longiligne puis d'une spatule de contact. The present invention therefore aims to provide an effective protection kickstand regardless of the pitch angle and does not involve local oversizing of the structural element to be protected. According to the invention, a support leg of a structural element of an aircraft against impacts with the ground, a tail boom or an anti-torque rear rotor of a helicopter, for example, is provided with a contact blade provided with successively an elongated junction zone, an intermediate zone elongate and then a spatula contact.

De plus, cette béquille de protection est remarquable en ce qu'elle comporte une lame de fixation munie d'une première et d'une deuxième extrémités, la première extrémité étant solidarisée à la zone de jonction de la lame de contact, la projection orthogonale sur la lame de fixation de l'extrémité libre de la spatule de contact étant une droite apparaissant sur la lame de fixation entre ses première et deuxième extrémités Autrement dit, si l'assiette à cabrer de l'aéronef dépasse un certain seuil prédéterminé en fonction de la géométrie de l'aéronef, la béquille entre en contact avec le sol pour éviter un impact de l'élément structural contre ce sol. La réaction du sol sur la béquille est alors dirigée selon une direction coupant la lame de fixation entre ses première et deuxième extrémités. Les efforts résultants sur la béquille sont répartis sur les première et deuxième extrémités, contrairement aux béquilles en porte-à-faux pour lesquels les efforts résultants sont répartis sur une unique extrémité. Par conséquent, il n'est plus nécessaire de surdimensionner l'élément structural devant accueillir la béquille de protection. In addition, this protection stand is remarkable in that it comprises a fixing blade provided with a first and a second end, the first end being secured to the junction area of the contact blade, the orthogonal projection on the fixing strip of the free end of the contact spatula being a line appearing on the fixing blade between its first and second ends. In other words, if the nose-up attitude of the aircraft exceeds a certain predetermined threshold depending on the geometry of the aircraft, the crutch comes into contact with the ground to avoid impact of the structural element against this ground. The ground reaction on the stand is then directed in a direction intersecting the fixing blade between its first and second ends. The resulting forces on the stand are distributed over the first and second ends, unlike the cantilever legs for which the resulting forces are distributed on a single end. Therefore, it is no longer necessary to oversize the structural element to accommodate the kickstand.

L'invention comporte en outre une ou plusieurs des caractéristiques optionnelles qui suivent. Par exemple, la lame de fixation et la lame de contact forment un ensemble déformable en forme de V, la lame de fixation et la lame de contact représentant les première et deuxième branches de cet ensemble déformable. De plus, la première extrémité de la lame de fixation comporte avantageusement un orifice transversal, cet orifice transversal traversant la première extrémité de part en part selon une direction transversale sensiblement orthogonale à une direction longitudinale selon laquelle s'étend la lame de fixation. En outre, la lame de fixation peut comporter un gousset de renfort intégré à la première extrémité de manière à être au moins partiellement en contact avec la zone de jonction de la lame de contact. The invention further includes one or more of the optional features that follow. For example, the fixing blade and the contact blade form a V-shaped deformable assembly, the fixing blade and the contact blade representing the first and second branches of this deformable assembly. In addition, the first end of the fixing blade advantageously comprises a transverse orifice, this transverse orifice passing through the first end from one side to another in a transverse direction substantially orthogonal to a longitudinal direction along which the fixing blade extends. In addition, the fixing blade may comprise a reinforcing gusset integrated at the first end so as to be at least partially in contact with the junction zone of the contact blade.

Selon un premier mode de réalisation, la lame de fixation et la lame de contact forment conjointement un ensemble déformable monobloc. Ces lames de fixation et de contact sont donc deux parties d'une unique pièce mécanique, par exemple en représentant les branches d'un corps monobloc en forme de V. According to a first embodiment, the fixing blade and the contact blade together form a deformable assembly monobloc. These fixing and contact blades are therefore two parts of a single mechanical part, for example by showing the branches of a V-shaped one-piece body.

Selon un deuxième mode de réalisation, la lame de fixation et la lame de contact sont distinctes, à savoir deux pièces mécaniques distinctes. La béquille comporte alors un moyen de fixation pour fixer la lame de contact à la lame de fixation. According to a second embodiment, the fixing blade and the contact blade are distinct, namely two separate mechanical parts. The stand then comprises a fixing means for fixing the contact blade to the fixing blade.

Les lames de fixation et de contact peuvent dès lors être réalisées à partir de matériaux différents, la lame de fixation pouvant être constituée d'un alliage d'aluminium ou d'un matériau composite à base de fibres de verre par exemple alors que la lame de fixation est éventuellement en alliage d'aluminium ou en acier. La béquille comportant un moyen de fixation pour fixer la lame de contact à la lame de fixation, une portion extrémale de la première extrémité est optionnellement courbée afin que la zone de jonction et la zone intermédiaire de la lame de contact fixée à cette portion extrémale présentent une angulation avec la lame de fixation. Outre une béquille de protection d'un élément structural, la présente invention a aussi pour objet l'aéronef muni d'une telle béquille. The fixing and contact blades can therefore be made from different materials, the fixing blade can be made of an aluminum alloy or a composite material based on glass fibers for example while the blade fastening is optionally made of aluminum alloy or steel. The stand comprising a fixing means for fixing the contact blade to the fixing blade, an extremal portion of the first end is optionally curved so that the junction zone and the intermediate zone of the contact blade attached to this end portion have angulation with the fixation blade. In addition to a support leg of a structural element, the present invention also relates to the aircraft provided with such a crutch.

Ainsi, selon l'invention, un aéronef est muni d'un élément structural possédant une béquille de protection pour éviter que l'élément structural entre en contact avec le sol lorsque l'aéronef a une assiette à cabrer à proximité du sol, la béquille étant munie d'une lame de contact pourvue successivement d'une zone de jonction longiligne, d'une zone intermédiaire longiligne puis d'une spatule de contact. Cet aéronef est remarquable en ce que, la béquille étant une béquille selon l'invention, cette béquille comporte une lame de fixation insérée dans l'élément structural à protéger et munie d'une première et d'une deuxième extrémités, la première extrémité étant solidarisée à la zone de jonction de la lame de contact, la projection orthogonale sur la lame de fixation de l'extrémité libre de la spatule de contact étant une droite apparaissant sur la lame de fixation entre ses première et deuxième extrémités. Thus, according to the invention, an aircraft is provided with a structural element having a kickstand to prevent the structural element coming into contact with the ground when the aircraft has a nose-up attitude close to the ground, the kickstand being provided with a contact blade successively provided with an elongated junction zone, an intermediate elongated zone and then a contact spatula. This aircraft is remarkable in that, the stand being a stand according to the invention, this stand has a fixing blade inserted into the structural element to be protected and provided with a first and a second ends, the first end being secured to the junction zone of the contact blade, the orthogonal projection on the fixing blade of the free end of the contact spatula being a line appearing on the fixing blade between its first and second ends.

Cet aéronef peut en outre posséder une ou plusieurs des caractéristiques additionnelles suivantes. Avantageusement, la lame de fixation présente avec le sol un angle compris entre 5 degrés et 40 degrés, en fonction des dimensions de l'aéronef, lorsque cet aéronef est posé sur son train dans des conditions normales. Ainsi, au moment de l'atterrissage, lorsque l'assiette à cabrer de l'aéronef est telle que le train d'atterrissage et la lame de contact touchent simultanément le sol, la lame de fixation est parallèle au sol. Dans ces conditions, les première et deuxième extrémités de la lame de fixation étant liées à l'élément structural par des moyens de liaisons, respectivement un arbre de fixation et un moyen de blocage par exemple, ces moyens de liaison travaillent dans les meilleures conditions. En effet, les efforts transmis par les moyens de liaison sont alors sensiblement perpendiculaires à la lame de fixation ce qui évite tout effort de cisaillement parasite dans les moyens de liaisons. Par ailleurs, l'élément structural définissant un volume entre une zone de bord d'attaque et une zone de bord de fuite, les lames de fixation et de contact se rejoignent éventuellement à proximité de la zone de bord d'attaque. La première extrémité de la lame de fixation comportant un orifice transversal traversant cette première extrémité de part en part selon une direction transversale, l'aéronef comporte un arbre de fixation traversant la zone de bord d'attaque et l'orifice transversal pour fixer la lame de fixation, et donc la béquille, à l'élément structural. This aircraft may furthermore possess one or more of the following additional features. Advantageously, the fixing blade has with the ground an angle of between 5 degrees and 40 degrees, depending on the dimensions of the aircraft, when the aircraft is placed on its train under normal conditions. Thus, at the time of landing, when the pitch attitude of the aircraft is such that the landing gear and the contact strip simultaneously touch the ground, the fixing blade is parallel to the ground. Under these conditions, the first and second ends of the fixing blade being connected to the structural element by connecting means, respectively a fixing shaft and a locking means for example, these connecting means work under the best conditions. Indeed, the forces transmitted by the connecting means are then substantially perpendicular to the fixing blade which avoids any stray shear force in the connecting means. On the other hand, since the structural element defines a volume between a leading edge zone and a trailing edge zone, the fastening and contact blades possibly meet near the leading edge zone. The first end of the fixing blade having a transverse orifice traversing this first end from side to side in a transverse direction, the aircraft comprises a fastening shaft passing through the leading edge area and the transverse orifice for fixing the blade. fixing, and therefore the crutch, the structural element.

De même, l'élément structural définissant un volume entre une zone de bord d'attaque et une zone de bord de fuite, la zone de bord de fuite étant munie d'un arbre de butée, l'aéronef comporte un moyen de blocage de la deuxième extrémité de la lame de fixation contre l'arbre de butée. Par conséquent, la béquille est avantageusement maintenue à l'intérieur de l'élément structural par les première et deuxième extrémités de la lame de fixation, contrairement aux béquilles en porte-à-faux de l'état de la technique. Likewise, the structural element defining a volume between a leading edge zone and a trailing edge zone, the trailing edge zone being provided with a thrust shaft, the aircraft comprises a means for blocking the trailing edge zone. the second end of the fixing blade against the stop shaft. Therefore, the stand is advantageously maintained inside the structural element by the first and second ends of the fixing blade, unlike the cantilever legs of the state of the art.

Pour permettre un glissement de la lame de fixation, l'arbre de butée peut être enrobé d'un matériau élastique, un manchon en caoutchouc dur par exemple. Le moyen de blocage est optionnellement pourvu d'une chape en forme de U munie d'un fond et de deux parois latérales possédant chacune un alésage traversé par l'arbre de butée, la deuxième extrémité étant bloquée entre le fond de la chape et l'arbre de butée. A l'instar de l'arbre de butée, le fond est, au moins partiellement, recouvert d'un matériau élastique de type caoutchouc par exemple. Par ailleurs, une surface inférieure de l'élément structural, en regard avec le sol lorsque l'aéronef est posé, comporte avantageusement une lumière traversée par la lame de contact. Enfin, la partie inférieure de l'élément structural est écrasable pour apporter un supplément de protection pour des chocs violents. On se rapportera à la littérature et notamment à l'hélicoptère Gazelle pour fabriquer une telle partie inférieure. To allow a sliding of the fixing blade, the stop shaft can be coated with an elastic material, a hard rubber sleeve for example. The locking means is optionally provided with a U-shaped yoke provided with a bottom and two side walls each having a bore through which the abutment shaft passes, the second end being locked between the bottom of the yoke and the yoke. thrust shaft. Like the abutment shaft, the bottom is at least partially covered with a rubber-like elastic material for example. Furthermore, a lower surface of the structural element, facing the ground when the aircraft is placed, advantageously comprises a light through which the contact blade passes. Finally, the lower part of the structural element is crushable to provide additional protection for violent shocks. We will refer to the literature and in particular to the Gazelle helicopter to manufacture such a lower part.

L'invention et ses avantages apparaîtront avec plus de détails dans le cadre de la description qui suit avec des exemples de réalisation donnés à titre illustratif en référence aux figures annexées qui représentent : - la figure 1, une vue isométrique d'une béquille selon un premier mode de réalisation, - la figure 2, une vue de côté d'une béquille selon un premier mode de réalisation, la figure 3, une vue de côté d'une béquille selon un deuxième mode de réalisation, - la figure 4, une vue de côté d'un aéronef muni d'un élément structural selon l'invention, - la figure 5, une vue de dessus d'une coupe de la zone de bord d'attaque d'un élément structural possédant une béquille, - la figure 6, une vue de côté d'une coupe de la zone de bord de fuite d'un élément structural possédant une béquille, - la figure 7, une vue d'arrière d'une coupe de la zone de bord de fuite d'un élément structural possédant une béquille, - la figure 8, une vue de dessus d'une coupe de la zone de bord de fuite d'un élément structural possédant une béquille, et - la figure 9, une vue de côté d'un élément structural pourvu d'une béquille selon l'invention en contact avec le sol. The invention and its advantages will appear in more detail in the context of the description which follows, with exemplary embodiments given by way of illustration with reference to the appended figures which represent: FIG. 1, an isometric view of a stand according to a first embodiment, - Figure 2, a side view of a stand according to a first embodiment, Figure 3, a side view of a stand according to a second embodiment, - Figure 4, a side view of an aircraft provided with a structural element according to the invention, - Figure 5, a top view of a section of the leading edge area of a structural element having a crutch, - the FIG. 6 is a side view of a section of the trailing edge area of a structural member having a crutch; FIG. 7 is a rear view of a section of the trailing edge area of FIG. a structural element having a crutch; - Figure 8, a view from above a section of the trailing edge area of a structural element having a crutch, and - Figure 9, a side view of a structural element provided with a crutch according to the invention in contact with the ground.

Les éléments présents dans plusieurs figures distinctes sont affectés d'une seule et même référence. The elements present in several separate figures are assigned a single reference.

La figure 1 présente une vue isométrique d'une béquille 1 de protection d'un élément structural d'aéronef contre des impacts avec le sol. Indépendamment du mode de réalisation, la béquille 1 est pourvue d'une lame de contact 10 et d'une lame de fixation 20. La lame de contact 10 possède successivement, d'une extrémité à une autre, une zone de jonction 11 longiligne, une zone intermédiaire 12 puis une spatule de contact 13 courbée. En outre, la lame de fixation 20 s'étend longitudinalement 10 d'une première extrémité 21 à une deuxième extrémité 22. La zone de jonction 11 de la lame de contact 10 est alors solidarisée, à savoir encastrée, à la première extrémité 21 de la lame de fixation 20. Les lames de contact 10 et de fixation 20 représentent alors 15 respectivement les première et deuxième branches d'un ensemble déformable élastiquement en forme de V. La géométrie de la béquille 1 est telle que la projection orthogonale P1 de l'extrémité libre 14 de la spatule de contact 10 sur la face inférieure 20' de la lame de fixation 20, à savoir la face 20 de la lame de fixation 20 en regard de la lame de contact, est une droite Dl apparaissant sur cette face inférieure 20' de la lame de contact 20. Cette projection orthogonale est alors disposée entre les première et deuxième extrémités 21, 22 de la lame de fixation 20. 25 Par ailleurs, afin que la béquille puisse être fixée à l'élément structural à protéger, la première extrémité 21 est traversée de part en part via un orifice transversal 23 dirigé selon une direction transversale Y orthogonale à la direction longitudinale X selon laquelle la lame de fixation 20 s'étend. On verra par la suite qu'il convient de fixer la première extrémité 21 de la lame de fixation 20 via un arbre de fixation et de coincer, à savoir bloquer, la deuxième extrémité 22 de cette lame de fixation 20 pour lier la béquille 1 à un élément structural. Enfin, la première extrémité 21 de la lame de fixation 20 représentée sur la figure 1 est pourvue d'un gousset de renfort 24. Selon le premier mode de réalisation préféré schématisé sur les figures 1 et 2, la béquille 1 constitue une unique pièce 10 mécanique monobloc. En effet, les lames de contact 10 et de fixation 20 forment conjointement un ensemble déformable à corps monobloc en forme de V. Au contraire, selon le deuxième mode de réalisation décrit 15 par la figure 3, la lame de contact 10 et la lame de fixation 20 sont deux pièces mécaniques distinctes solidarisées par un moyen de fixation 40. Par suite, une portion extrémale 21' de la première extrémité 21 de la lame de fixation 20 est courbée afin que la lame de 20 contact, du moins la zone de jonction 11 et la zone intermédiaire 12 de cette lame de contact 10, présente une angulation a avec la lame de fixation 20, à savoir avec la partie rectiligne de la lame de fixation comprise entre les première et deuxième extrémités 21, 22. Le moyen de fixation 40 comporte alors un moyen de serrage 25 43, pourvu d'une vis et d'un écrou 42 par exemple, pour plaquer partiellement la zone de jonction 11 de la lame de contact 10 au moins partiellement contre la première extrémité de la lame de fixation 10. Figure 1 shows an isometric view of a support leg 1 for protecting an aircraft structural element against impacts with the ground. Independently of the embodiment, the stand 1 is provided with a contact blade 10 and a fixing blade 20. The contact blade 10 has successively, from one end to another, an elongated junction zone 11, an intermediate zone 12 and a contact spatula 13 curved. In addition, the fixing blade 20 extends longitudinally 10 from a first end 21 to a second end 22. The junction zone 11 of the contact blade 10 is then secured, namely embedded, at the first end 21 of The contact blade 10 and fastener 20 are then respectively the first and second branches of an elastically deformable V-shaped assembly. The geometry of the stand 1 is such that the orthogonal projection P1 of the free end 14 of the contact spatula 10 on the lower face 20 'of the fixing blade 20, namely the face 20 of the fixing blade 20 opposite the contact blade, is a straight line D1 appearing on this face 20 'of the contact blade 20. This orthogonal projection is then disposed between the first and second ends 21, 22 of the fixing blade 20. Moreover, so that the stand can be fixed to the structural element to protect, the first end 21 is traversed through a transverse orifice 23 directed in a transverse direction Y orthogonal to the longitudinal direction X in which the fixing blade 20 extends. It will be seen later that it is necessary to fix the first end 21 of the fixing blade 20 via a fixing shaft and to wedge, namely to block, the second end 22 of this fixing blade 20 to bind the stand 1 to a structural element. Finally, the first end 21 of the fixing blade 20 shown in FIG. 1 is provided with a reinforcing gusset 24. According to the first preferred embodiment shown diagrammatically in FIGS. 1 and 2, the stand 1 constitutes a single piece 10 monobloc mechanism. Indeed, the contact blades 10 and fasteners 20 together form a deformable assembly with a V-shaped one-piece body. On the contrary, according to the second embodiment described in FIG. 3, the contact blade 10 and the blade of FIG. 20 are two separate mechanical parts secured by an attachment means 40. As a result, an end portion 21 'of the first end 21 of the fixing blade 20 is bent so that the contact blade, at least the junction area 11 and the intermediate zone 12 of this contact blade 10, has an angulation with the fixing blade 20, namely with the rectilinear part of the fixing blade between the first and second ends 21, 22. The fixing means 40 then comprises a clamping means 43, provided with a screw and a nut 42 for example, to partially flatten the junction zone 11 of the contact blade 10 at least partially against the first end of the fixing blade 10.

Eventuellement, une cale 41 est interposée entre l'écrou 42 du moyen de serrage 43 et la zone de jonction 11. Cette cale 41 permet alors d'optimiser le serrage. En référence à la figure 3, on constate que la zone de jonction 11 de la lame de contact 10 plaque seulement partiellement à la première extrémité 21 de la lame de fixation 20. En effet, au repos et donc en dehors d'une phase de contact avec le sol, le gousset 24 de renfort de la première extrémité 21 n'est pas en contact avec la zone de jonction 11 pour optimiser le fonctionnement de la béquille 1. La figure 4 présente une vue de côté d'un aéronef 2 muni d'un élément structural possédant une béquille selon l'invention. L'aéronef 2 est un hélicoptère muni d'un rotor arrière caréné, à savoir un fenestron agencé à l'extrémité arrière 8' de la poutre de queue 8 de l'hélicoptère. L'élément structural 3 est avantageusement une quille représentant une dérive verticale fixée sous le rotor arrière caréné. II est à noter que cet élément structural pourrait être une partie arrière d'un fuselage d'un avion ou une partie d'une poutre 20 de queue par exemple. Une béquille 1 est alors fixée à l'intérieur de l'élément structural 3. Plus précisément, l'élément structural 3 ayant une zone de bord d'attaque 4 et une zone de bord de fuite 5, la première 25 extrémité 21 de la lame de fixation 20 est fixée à la zone de bord d'attaque 4. De plus, la deuxième extrémité 22 est bloquée à l'intérieur de l'élément structural 3 au niveau de la zone de bord de fuite 5, à l'aide d'un arbre de butée 60 et d'un moyen de blocage 61. Optionally, a shim 41 is interposed between the nut 42 of the clamping means 43 and the junction zone 11. This wedge 41 then optimizes the clamping. With reference to FIG. 3, it can be seen that the junction zone 11 of the contact blade 10 only partially plates at the first end 21 of the fixing blade 20. In fact, at rest and therefore outside a phase of contact with the ground, the gusset 24 reinforcement of the first end 21 is not in contact with the junction area 11 to optimize the operation of the stand 1. Figure 4 shows a side view of an aircraft 2 provided with of a structural element having a crutch according to the invention. The aircraft 2 is a helicopter equipped with a ducted tail rotor, namely a fenestron arranged at the rear end 8 'of the tail boom 8 of the helicopter. The structural element 3 is advantageously a keel representing a vertical drift fixed under the ducted rear rotor. It should be noted that this structural element could be a rear part of a fuselage of an aircraft or a part of a tail boom for example. A crutch 1 is then fixed inside the structural element 3. More precisely, the structural element 3 having a leading edge zone 4 and a trailing edge zone 5, the first end 21 of the fastening strip 20 is attached to the leading edge area 4. In addition, the second end 22 is locked within the structural member 3 at the trailing edge area 5, using an abutment shaft 60 and a locking means 61.

La lame de fixation 20 est ainsi maintenue dans un volume V1 défini par l'élément structural 3 entre sa zone de bord d'attaque 4 et sa zone de bord de fuite 5. La lame de contact 40 passe alors au travers d'une lumière 7 ménagée dans la surface inférieure 6 de l'élément structural 3. Ainsi, la zone intermédiaire 12 longiligne et la spatule de contact 13 de la lame de contact 10 saillent de l'élément structural 3. Par ailleurs, une fois fixée à l'intérieur de l'élément structural 3, la lame de fixation 20 présente avantageusement un angle 8 avec le sol S. Enfin, la portion inférieure 6' de l'élément structural 3 est apte à s'écraser en cas de chocs violents. La figure 5 présente une vue de dessus d'une coupe de la zone de bord d'attaque 4 d'un élément structural 3, une lame de fixation étant agencée à l'intérieur du volume V1 délimité par les cloisons de l'élément structural 3. La lame de fixation 20 comportant un orifice transversal 23 traversant de part en part sa première extrémité 21, l'aéronef est muni d'un arbre de fixation 50. The fixing blade 20 is thus maintained in a volume V1 defined by the structural element 3 between its leading edge area 4 and its trailing edge zone 5. The contact blade 40 then passes through a light 7 in the lower surface 6 of the structural element 3. Thus, the intermediate zone 12 elongate and the contact spatula 13 of the contact blade 10 protrude from the structural element 3. Moreover, once attached to the inside the structural element 3, the fixing blade 20 advantageously has an angle 8 with the ground S. Finally, the lower portion 6 'of the structural element 3 is capable of crashing in the event of violent shocks. FIG. 5 shows a top view of a section of the leading edge zone 4 of a structural element 3, a fixing blade being arranged inside the volume V1 delimited by the partitions of the structural element; 3. The fixing blade 20 having a transverse orifice 23 passing right through its first end 21, the aircraft is provided with a fixing shaft 50.

Cet arbre de fixation 50 passe alors au travers de l'orifice transversal 23 et des cloisons latérales 3', 3" de l'élément structural 3, pour fixer la lame de fixation de la béquille 1 à cet élément structural 3. Les figures 6, 7, et 8 présentent respectivement des vues de 25 côté, d'arrière et de dessus de coupes de la zone de bord de fuite 5 d'un élément structural 3 possédant une béquille 1. En référence à ces figures 6, 7 et 8, l'aéronef 2 comporte, au niveau de la zone de bord de fuite 5 de l'élément structural 3, un système de blocage de la deuxième extrémité 22 de la lame de fixation 20. Le système de blocage comprend un arbre de butée 60, agencé dans un manchon en caoutchouc 60', contre lequel est plaquée la deuxième extrémité 22 de la lame de fixation 20. L'arbre de butée 60 est alors solidarisé aux cloisons latérales 3', 3" de l'élément structural 3 par des méthodes usuelles. De plus, le système de blocage possède un moyen de blocage 61 apte à coincer la deuxième extrémité 22 de la lame de fixation 20 contre l'arbre de butée 60. Ce moyen de blocage 61 comporte une chape en forme de U munie d'un fond 63 et de deux parois latérales 64, 65. Ces deux parois latérales 64, 65 ont alors chacune un alésage 66 afin d'être traversées par l'arbre de butée 60. Le moyen de blocage 61 est donc suspendu à l'arbre de butée 60 par ses parois latérales 64, 65. Par suite, la deuxième extrémité 22 de la lame de fixation 20 est maintenue entre l'arbre de butée et le fond 63 du moyen de blocage 61. Plus précisément, le fond 63 étant partiellement recouvert d'un matériau élastique 66, la deuxième extrémité 22 est bloquée entre l'enrobage élastique 60' de l'arbre de butée 60 et la couche de matériau élastique 66 recouvrant le fond 63 du moyen de blocage 60. La figure 9 présente une vue de côté d'un élément structural 3 pourvu d'une béquille 1 selon l'invention en contact avec le sol. Lorsque l'aéronef 2 présente une assiette à cabrer d'un angle 3 à proximité du sol S, la lame de contact 10 de la béquille 1 est en contact avec le sol S alors que la lame de fixation 20 de cette béquille 1 est sensiblement parallèle au sol S. This fixing shaft 50 then passes through the transverse orifice 23 and the lateral partitions 3 ', 3 "of the structural element 3, to fix the fixing blade of the stand 1 to this structural element 3. FIGS. 7, and 8 respectively show side, rear and top views of sections of the trailing edge region 5 of a structural member 3 having a crutch 1. Referring to these FIGS. 6, 7 and 8 , the aircraft 2 comprises, at the level of the trailing edge region 5 of the structural element 3, a locking system of the second end 22 of the fixing blade 20. The locking system comprises a stop shaft 60 , arranged in a rubber sleeve 60 ', against which is pressed the second end 22 of the fixing blade 20. The stop shaft 60 is then secured to the side walls 3', 3 "of the structural element 3 by means of usual methods. In addition, the locking system has a locking means 61 capable of jamming the second end 22 of the fixing blade 20 against the stop shaft 60. This locking means 61 comprises a U-shaped yoke provided with a bottom 63 and two side walls 64, 65. These two side walls 64, 65 then each have a bore 66 in order to be traversed by the stop shaft 60. The locking means 61 is thus suspended from the shaft. stop 60 by its side walls 64, 65. As a result, the second end 22 of the fixing blade 20 is held between the stop shaft and the bottom 63 of the locking means 61. More specifically, the bottom 63 being partially covered of an elastic material 66, the second end 22 is locked between the elastic coating 60 'of the stop shaft 60 and the layer of elastic material 66 covering the bottom 63 of the blocking means 60. FIG. 9 shows a view side of a structural element 3 provided with a crutch 1 according to the invention in contact with the ground. When the aircraft 2 has a pitch attitude of an angle 3 near the ground S, the contact blade 10 of the stand 1 is in contact with the ground S while the fixing blade 20 of this stand 1 is substantially parallel to the ground S.

La réaction R du sol S sur la béquille 1 est alors dirigée selon une direction passant entre les première et deuxième extrémités de la lame de fixation 20. Par conséquent, ces première et deuxième extrémités exercent chacune un effort résultant sur l'élément structural 3, via les arbres de fixation 50 et de butée 60. II n'est alors plus nécessaire de surdimensionner l'élément structural 3, les zones de bord d'attaque 4 et de bord de fuite 5 étant de fait soumises à des efforts minimisés. The reaction R of the soil S on the stand 1 is then directed in a direction passing between the first and second ends of the fixing blade 20. Consequently, these first and second ends each exert a resultant force on the structural element 3, via the fastening shafts 50 and stop 60. It is no longer necessary to oversize the structural element 3, the leading edge 4 and trailing edge 5 areas being in fact subjected to minimized efforts.

Naturellement, la présente invention est sujette à de nombreuses variations quant à sa mise en oeuvre. Bien que plusieurs modes de réalisation aient été décrits, on comprend bien qu'il n'est pas concevable d'identifier de manière exhaustive tous les modes possibles. Il est bien sûr envisageable de remplacer un moyen décrit par un moyen équivalent sans sortir du cadre de la présente invention. Naturally, the present invention is subject to many variations as to its implementation. Although several embodiments have been described, it is well understood that it is not conceivable to exhaustively identify all the possible modes. It is of course conceivable to replace a means described by equivalent means without departing from the scope of the present invention.

Claims

REVENDICATIONS1. Crutch (1) for protecting an aerodynamic structural element (2) of an aircraft (3) provided with a contact blade (10) successively provided with an elongated junction zone (11), an intermediate zone (12) elongate then a spatula (13) contact, characterized in that it comprises a fixing blade (20) provided with a first and a second ends (21), said first end (22) being secured to said junction zone (II), the orthogonal projection (P1) on said fixing blade (20) of the free end (14) of said contact spatula (13) being a straight line (D1) appearing on the fixing blade (20) between its first and second ends (21, 22).

2. Support according to claim 1, characterized in that said fixing blade (20) and said contact blade (10) form a V-shaped deformable assembly, the fixing blades (20) and contact (10) representing first and second branches of said deformable assembly.

3. Support according to any one of the preceding claims, characterized in that said first end (21) comprises a transverse orifice (23), said transverse orifice (23) passing through said first end (21) from one side to another according to a transverse direction (Y). 25

4. Support according to any one of the preceding claims, characterized in that said fixing blade (21) comprises a reinforcing gusset (24) integrated with said first end (21) so as to be at least partially in contact with said junction area (11).

5. Stand according to any one of the preceding claims, characterized in that the fixing blade (20) and the contact blade (10) together form a deformable assembly monobloc (30).

6. Support according to any one of claims 1 to 4, characterized in that the fixing blade (20) and the contact blade (10) being separate, said stand (1) comprises a fixing means (40) for attaching said contact blade (10) to the fixing blade (20).

7. The stand according to claim 6, characterized in that said stand (1) comprising a fixing means (40) for fixing said contact blade (10) to the fixing blade (20), an extremal portion (21 '). said first end (21) is curved so that the junction zone (11) and the intermediate zone (12) of the contact blade (10) attached to this end portion (21 ') have an angulation (a) with said fixing blade (20).

8. Aircraft (2) provided with a structural element (3) provided with a support leg (1) for preventing said structural element (3) from contacting the ground (S) when the aircraft (2) a pitch attitude near said ground (S), said stand (1) being provided with a contact blade (10) successively provided with a junction zone (11) elongate, an intermediate zone (12) elongate then a spatula (13) of contact, characterized in that, said stand (1) being according to any one of the preceding claims, this stand (1) comprises a fixing blade (20) inserted into said structural element ( 3) and provided with a first and a second end (21, 22), said first end (11) being secured to said junction region (11) of the contact blade (10), the projection (P1) orthogonal on said fixing blade (20) of the free end (21) of said contact spatula (13) being a straight line (D1) appearing ssant on the fixing blade (20) between its first and second ends (21, 22).

Aircraft according to claim 8, characterized in that said structural element (3) defining a volume (V1) between a leading edge zone (4) and a trailing edge zone (5), said first end (21) comprises a transverse orifice (23) traversing this first end (21) from one side to another in a transverse direction (Y), said aircraft comprises a fixing shaft (50) passing through said leading edge zone (4) and said transverse orifice (23) for fixing the fixing blade (20) to the structural element (3).

10. Aircraft according to any one of claims 8 to 9, characterized in that said structural element (3) defining a volume (V1) between a leading edge area (4) and a trailing edge area ( 5), said trailing edge region (5) being provided with an abutment shaft (60), said aircraft (2) comprises a locking means (61) for said second end (22) of the attachment blade ( 20) against said stop shaft (60).

11. Aircraft according to claim 10, characterized in that said stop shaft (60) is coated with an elastic material (60 ').

12. Aircraft according to any one of claims 8 to 11, characterized in that said locking means (61) is provided with a yoke (62) U-shaped provided with a bottom (63) and two walls side members (64, 65) each having a bore (66) traversed by said stop shaft (60), said second end (22) being locked between said bottom (63) and said stop shaft (60).

13. Aircraft according to claim 12, characterized in that said bottom (63) is covered, at least partially, with an elastic material (66).

14. Aircraft according to any one of claims 8 to 13, characterized in that a lower surface (6) of said structural element (3), facing the ground (S) when said aircraft (2) is placed, comprises a lumen (7) traversed by said contact blade (10).

15. Aircraft according to any one of claims 8 to 14, characterized in that a lower portion (6 ') of said structural element (3) is collapsible.25.