FR2952906A1

FR2952906A1 - AIRCRAFT FLOOR STRUCTURE AND METHOD FOR MANUFACTURING THE SAME

Info

Publication number: FR2952906A1
Application number: FR0958277A
Authority: FR
Inventors: Michel Bermudez; Didier Mesnage
Original assignee: European Aeronautic Defence and Space Company EADS France
Current assignee: Airbus Group SAS
Priority date: 2009-11-23
Filing date: 2009-11-23
Publication date: 2011-05-27
Anticipated expiration: 2029-11-23
Also published as: WO2011061234A1; FR2952906B1

Abstract

L'invention concerne une structure support de panneau de plancher d'aéronef, qui est constituée d'un treillis tridimensionnel (1 ) formé d'une seule pièce en matériau composite à base d'une pluralité de plis de fibres longues disposés sensiblement perpendiculairement à une face (7) de réception du panneau de plancher que présente la structure, et de sorte à assurer une continuité des fibres entre des mailles (2) du treillis voisines.The invention relates to an aircraft floor panel support structure, which consists of a three-dimensional lattice (1) formed of a single piece of composite material based on a plurality of long fiber folds arranged substantially perpendicular to a face (7) for receiving the floor panel that the structure presents, and so as to ensure continuity of the fibers between meshes (2) of the neighboring lattice.

Description

L'invention concerne une structure de plancher d'aéronef, ainsi qu'un procédé de fabrication d'une telle structure. On entend dans la présente description, par structure de plancher, la structure support des dalles ou panneaux de plancher proprement dits, cette structure se fixant, de façon classique, à la structure des tronçons de fuselage de l'aéronef. Selon l'art antérieur, les structures de plancher d'aéronef sont formées d'un réseau de traverses et de longerons entrecroisés et assemblés les uns aux autres par des fixations structurales, de manière à former ensemble un treillis de réception des dalles de plancher. Ce type d'assemblage, souvent très complexe, met généralement en oeuvre un nombre important de pièces, si bien qu'il est long et par conséquent coûteux à réaliser, les opérations d'assemblage étant de plus pour la plupart mises en oeuvre à l'intérieur de l'aéronef. En outre, la structure est dimensionnée vis-à-vis de cas de charges importantes, tels que la dépressurisation rapide, les crashes, la pressurisation explosive, etc. Les zones de jonction constituent dans ces cas des points faibles de la structure. La présente invention vise à remédier aux inconvénients des structures de plancher d'aéronefs existantes, notamment à ceux exposés ci- avant, en proposant une structure de plancher qui soit simple, rapide et moins coûteuse à fabriquer, par des opérations pouvant être mises en oeuvre en grande majorité hors de l'aéronef, tout en présentant une tenue mécanique améliorée, y compris lorsque la structure est soumise à de fortes contraintes. A cet effet, il est proposé selon la présente invention une structure support de panneau de plancher d'aéronef, qui se caractérise en ce qu'elle est constituée d'un treillis tridimensionnel formé d'une seule pièce en matériau composite à base d'une pluralité de plis de fibres longues, ces plis étant disposés sensiblement perpendiculairement à une face de réception du panneau de plancher que présente la structure, et de sorte à assurer une continuité des fibres entre des mailles du treillis voisines. Dans toute la présente description, un matériau composite est défini comme constitué par l'assemblage de plusieurs matériaux ou composants élémentaires différents liés entre eux, plus particulièrement de fibres longues mécaniquement résistantes distribuées dans une matrice de résine organique polymère. Ces fibres peuvent être tissées ou non, minérales ou organiques, telles par exemple que des fibres d'un aramide, des fibres de carbone, des fibres de verres, ou un mélange de ces fibres. Elles peuvent être agencées en tissus de différents grammages et tissages, par exemple en taffetas, sergé, satin, etc., utilisés seuls ou en associations, ou en non tissés, dans lesquels les fibres sont toutes orientées dans la même direction. Le terme résine définit quant à lui un composé polymère, pouvant être du type thermoplastique ou thermodurcissable, qui joue le rôle d'une colle structurale dans laquelle les fibres sont dispersées de manière plus ou moins organisée. Le treillis dimensionnel, c'est-à-dire présentant des dimensions dans trois directions, s'entend ici de façon classique comme formé d'une pluralité de mailles définissant chacune en son intérieur une alvéole de préférence traversante. La structure selon l'invention se présente avantageusement sous forme d'une seule pièce monobloc, ce qui a pour conséquence de réduire considérablement le nombre de pièces intervenant dans la fabrication de la structure de plancher de l'aéronef. Les temps d'assemblage aussi bien hors qu'à l'intérieur de l'aéronef sont par conséquence avantageusement raccourcis. La disposition des fibres longues, par un placement adéquat des plis servant de base à la constitution du matériau composite, assure avantageusement une continuité des fibres entre les mailles voisines du treillis, ce qui permet de transmettre les efforts subis par la structure d'une maille à l'autre, en assurant la continuité de la tenue mécanique sur toute la surface de la structure. Cette dernière présente de ce fait des propriétés mécaniques avantageuses, associées en outre à des propriétés en termes de masse et de volume également tout à fait avantageuses et liées au choix de l'utilisation de matériaux composites, et ce d'autant plus dans le domaine des aéronefs pour lequel un gain de masse et de volume des équipements est constamment recherché. The invention relates to an aircraft floor structure, as well as to a method of manufacturing such a structure. In the present description, the term "floor structure" is intended to mean the support structure of the slabs or floor panels themselves, this structure being fixed in a conventional manner to the structure of the fuselage sections of the aircraft. According to the prior art, the aircraft floor structures are formed of a network of crosspieces and spars crossed and assembled to each other by structural fasteners, so as to form together a lattice for receiving the floor slabs. This type of assembly, often very complex, usually involves a large number of parts, so that it is long and therefore expensive to perform, the assembly operations being more for the most part carried out at the same time. inside the aircraft. In addition, the structure is dimensioned vis-à-vis major load cases, such as rapid depressurization, crashes, explosive pressurization, etc. The junction zones are in these cases weak points of the structure. The present invention aims to overcome the drawbacks of existing aircraft floor structures, particularly those described above, by providing a floor structure that is simple, fast and less expensive to manufacture, by operations that can be implemented largely out of the aircraft, while having improved mechanical strength, including when the structure is subject to strong constraints. For this purpose, it is proposed according to the present invention an aircraft floor panel support structure, which is characterized in that it consists of a three-dimensional lattice formed of a single piece of composite material based on a plurality of plies of long fibers, these plies being arranged substantially perpendicular to a receiving surface of the floor panel that has the structure, and so as to ensure continuity of the fibers between meshes of the neighboring lattice. Throughout the present description, a composite material is defined as consisting of the assembly of several different elementary materials or components bonded together, more particularly of mechanically strong long fibers distributed in a matrix of polymer organic resin. These fibers may be woven or non-woven, mineral or organic, such as, for example, fibers of an aramid, carbon fibers, glass fibers, or a mixture of these fibers. They can be arranged in fabrics of different grammages and weavings, for example in taffeta, twill, satin, etc., used alone or in combinations, or in nonwovens, in which the fibers are all oriented in the same direction. The term resin defines a polymeric compound, which may be of the thermoplastic or thermosetting type, which acts as a structural adhesive in which the fibers are dispersed in a more or less organized manner. The dimensional lattice, that is to say having dimensions in three directions, is understood here conventionally as consisting of a plurality of meshes each defining in its interior a preferably through cell. The structure according to the invention is advantageously in the form of a single piece, which has the effect of considerably reducing the number of parts involved in the manufacture of the floor structure of the aircraft. Assembly times both outside and inside the aircraft are therefore advantageously shortened. The arrangement of the long fibers, by an adequate placement of the folds serving as a basis for the constitution of the composite material, advantageously provides a continuity of the fibers between the adjacent mesh of the lattice, which makes it possible to transmit the forces experienced by the structure of a mesh to the other, ensuring the continuity of the mechanical strength over the entire surface of the structure. The latter thus has advantageous mechanical properties, associated in addition to properties in terms of mass and volume also quite advantageous and related to the choice of the use of composite materials, and all the more in the field aircraft for which a gain in mass and volume of equipment is constantly sought.

Il convient de préciser que la continuité des fibres s'entend ici non pas en référence à chaque fibre individuelle, mais à l'ensemble du réseau de fibres comprises dans un même pli, ces fibres coopérant pour assurer ensemble une tenue mécanique sur toute la surface du pli. It should be noted that the continuity of the fibers here means not with reference to each individual fiber, but to the entire network of fibers included in the same fold, these fibers cooperating to ensure together a mechanical strength over the entire surface fold.

Préférentiellement, dans chaque pli la majorité des fibres sont orientées à 0 degrés, de manière à présenter une meilleure résistance à l'effet de flexion subi par la structure selon l'invention lors de son utilisation. L'utilisation de matériaux composites offre en outre l'avantage d'éviter les problèmes de corrosion rencontrés de façon classique avec les structures métalliques, notamment à base d'aluminium. Suivant une caractéristique avantageuse de l'invention, visant à conférer au treillis des propriétés de tenue mécanique élevée, chaque maille du treillis est de préférence formée à base d'au moins un pli continu sur toute sa circonférence. Preferably, in each fold the majority of the fibers are oriented at 0 degrees, so as to have a better resistance to the bending effect experienced by the structure according to the invention during its use. The use of composite materials also offers the advantage of avoiding the corrosion problems conventionally encountered with metal structures, in particular based on aluminum. According to an advantageous characteristic of the invention, aimed at giving the trellis properties of high mechanical strength, each mesh of the trellis is preferably formed based on at least one continuous fold over its entire circumference.

Dans des modes de réalisation préférés de l'invention, les plis sont disposés de manière à assurer une continuité des fibres entre des mailles voisines principalement selon une direction transversale de la structure, c'est-à-dire entre des bords latéraux de cette dernière destinés à être disposés respectivement en vis-à-vis de bords latéraux de l'aéronef dans la position opérante de la structure dans ce dernier. Préférentiellement, des plis sont disposés dans la structure de manière à assurer une continuité des fibres sur l'intégralité d'une largeur de la structure, entre les bords latéraux de cette dernière. Suivant une caractéristique avantageuse de l'invention, la structure présente de préférence une épaisseur, entre la face de réception des panneaux de plancher et une face opposée, qui est dégressive en partant des bords latéraux vers le centre de la structure. La dégressivité d'épaisseur de la structure s'effectue préférentiellement dans les mêmes proportions que les efforts tranchants dus à la flexion de la structure dans sa direction transversale, lorsque celle-ci est soumise à des charges en opération dans l'aéronef, cette dégressivité pouvant être déterminée par des calculs du ressort de l'homme du métier. De tels modes de réalisation, qui sont permis par l'effet de la transmission des efforts d'une maille du treillis à l'autre, obtenu conformément à l'invention, s'avèrent tout à fait avantageux en ce qu'ils permettent de libérer sur et/ou sous la structure de l'espace pour des volumes utiles, par exemple pour l'installation des systèmes, le volume de la cabine ou de la soute de l'aéronef. Dans des modes de réalisation préférés de l'invention, la structure est formée en une seule pièce avec un panneau de plancher de l'aéronef, qui est également constitué en matériau composite, cette pièce globale unique étant fabriquée par une unique opération, ce qui simplifie encore avantageusement le nombre de pièces à assembler, à l'extérieur et/ou à l'intérieur de l'aéronef, pour l'obtention d'un plancher complet. L'invention concerne également un procédé de fabrication d'une structure support de panneau de plancher d'aéronef telle que définie ci-avant, qui comprend les étapes successives suivantes : - la formation de préformes individuelles, chacune par enroulement d'au moins un pli de fibres longues sur tout le contour d'un outillage définissant la forme d'une alvéole du treillis, - la juxtaposition de préformes ainsi formées, - un traitement pour former le matériau composite à proprement parler, - et l'extraction de l'outillage de manière à libérer chacune des alvéoles du treillis ainsi formé. L'outillage se présente notamment sous forme d'un mandrin. In preferred embodiments of the invention, the plies are arranged so as to ensure continuity of the fibers between adjacent meshes mainly in a transverse direction of the structure, that is to say between lateral edges of the latter. intended to be arranged respectively vis-à-vis side edges of the aircraft in the operative position of the structure in the latter. Preferentially, folds are arranged in the structure so as to ensure continuity of the fibers over the entire width of the structure, between the lateral edges of the latter. According to an advantageous characteristic of the invention, the structure preferably has a thickness, between the receiving face of the floor panels and an opposite face, which is degressive starting from the lateral edges towards the center of the structure. The degression of thickness of the structure is preferably carried out in the same proportions as the shear forces due to the bending of the structure in its transverse direction, when it is subjected to loads in operation in the aircraft, this degression which can be determined by calculations within the skill of the art. Such embodiments, which are permitted by the effect of the transmission of the forces from one mesh of the lattice to the other, obtained according to the invention, prove quite advantageous in that they make it possible to releasing on and / or under the structure of the space for useful volumes, for example for the installation of the systems, the volume of the cabin or the hold of the aircraft. In preferred embodiments of the invention, the structure is formed in one piece with a floor panel of the aircraft, which is also made of composite material, this single overall piece being manufactured by a single operation, which still advantageously simplifies the number of parts to be assembled, outside and / or inside the aircraft, to obtain a complete floor. The invention also relates to a method of manufacturing an aircraft floor panel support structure as defined above, which comprises the following successive steps: the formation of individual preforms, each by winding of at least one fold of long fibers over the entire contour of a tool defining the shape of a cell of the lattice, - the juxtaposition of preforms thus formed, - a treatment to form the composite material itself, - and the extraction of the tooling so as to release each of the cells of the lattice thus formed. The tooling is in particular in the form of a mandrel.

Les différentes préformes sont ainsi disposées côte à côte de manière à couvrir toute la surface nécessaire au plancher. Des fibres sont agencées d'une préforme à l'autre de manière à assurer une continuité dans la tenue mécanique globale de la pièce. Dans des modes de réalisation préférés de l'invention, le procédé comprend le dépôt de plis de fibres supplémentaires entre au moins une partie des préformes juxtaposées. Préférentiellement, le procédé comprend en troisième étape la formation de modules de préformes par enroulement d'au moins un pli de 5 fibres autour d'un ensemble de préformes juxtaposées. Dans des modes de réalisation préférés de l'invention, en fonction de la taille de la structure et des charges et efforts qu'elle est destinée à supporter, des modules peuvent également formés par enroulement d'au moins un pli de fibres autour d'un ensemble de modules juxtaposés, et/ou de module(s) et de 10 préforme(s) individuelle(s) juxtaposés. Ce procédé s'applique aussi bien en utilisant la technique de drapage de plis pré-imprégnés de résine, puis polymérisation de l'ensemble en autoclave de manière à former, de façon classique, le matériau composite, que par des techniques d'injection ou d'infusion de résine, notamment par la 15 technique dite de RTM, pour l'anglais Resin Transfer Moulding, sur des plis de fibres sèches. Un tel procédé est de préférence mis en oeuvre de manière entièrement automatisée. Le cycle de production, et par voie de conséquence le coût de fabrication, sont avantageusement réduits par rapport aux procédés 20 de fabrication de telles structures proposés par l'art antérieur. Le procédé selon l'invention comprend notamment de préférence des étapes automatisées de manutention et de convoyage des différents éléments à tous les stades de la fabrication, d'un poste de la chaîne de fabrication à un autre. De façon schématique, le procédé selon l'invention comprend ainsi de 25 préférence les étapes successives suivantes : enroulement d'un pli de fibres autour d'un outillage, de manière à former des préformes, convoyage de ces préformes, et leur juxtaposition, formation de modules de préformes par enroulement d'au moins un pli de fibres autour d'un groupe de préformes juxtaposées, convoyage de ces modules, et leur juxtaposition, suivie 30 éventuellement de l'enroulement d'au moins un pli de fibres autour de groupes de modules juxtaposés, assemblage final avec, de préférence, interposition locale de plis de renforts entre certaines des préformes voisines, traitement de formation du matériau composite (par exemple incluant transfert dans un moule, cuisson, démoulage), puis déchargement de la structure ainsi formée après extraction de l'outillage hors des alvéoles. The different preforms are arranged side by side so as to cover all the floor area required. Fibers are arranged from one preform to the other so as to ensure continuity in the overall mechanical strength of the part. In preferred embodiments of the invention, the method comprises depositing additional fiber folds between at least a portion of the juxtaposed preforms. Preferably, the method comprises in the third step the formation of preform modules by winding at least one fold of fibers around a set of juxtaposed preforms. In preferred embodiments of the invention, depending on the size of the structure and the loads and forces it is intended to support, modules may also be formed by winding at least one fold of fibers around a set of juxtaposed modules, and / or module (s) and individual preform (s) juxtaposed. This method is equally applicable using the technique of draping folds pre-impregnated with resin, and then polymerizing the assembly in an autoclave so as to form, in a conventional manner, the composite material, only by injection techniques or resin infusion, especially by the so-called RTM technique for English Resin Transfer Molding, on dry fiber folds. Such a method is preferably implemented in a fully automated manner. The production cycle, and consequently the cost of manufacture, are advantageously reduced compared to the methods of manufacturing such structures proposed by the prior art. The method according to the invention preferably includes automated steps for handling and conveying the various elements at all stages of manufacture, from one station of the production line to another. In a schematic manner, the method according to the invention thus preferably comprises the following successive steps: winding a fold of fibers around a tool, so as to form preforms, conveying these preforms, and their juxtaposition, formation of preform modules by winding at least one fold of fibers around a group of juxtaposed preforms, conveying these modules, and their juxtaposition, followed optionally by winding at least one fold of fibers around groups of juxtaposed modules, final assembly with, preferably, local interposition of reinforcing folds between some of the neighboring preforms, formation treatment of the composite material (for example including transfer into a mold, baking, demolding), then unloading of the structure thus formed after extraction of the tooling out of the cells.

La majeure partie des opérations de fabrication de la structure sont déportées hors de l'aéronef, les seules étapes d'assemblage restant à réaliser dans l'aéronef étant la fixation proprement dite de la structure de plancher selon l'invention à la structure de l'aéronef. Ce procédé de fabrication peut en outre comprendre des étapes visant à l'intégration de fonctions de la structure. L'invention sera maintenant plus précisément décrite dans le cadre de modes de réalisation préférés, qui n'en sont nullement limitatifs, représentés sur les figures 1 à 6, dans lesquelles : - la figure 1 représente une structure support de plancher selon l'invention en vue en perspective ; - la figure 2 illustre de façon schématique les différentes étapes d'un procédé de fabrication d'une structure selon l'invention ; - la figure 3 représente de façon schématique, en vue de dessus, une partie d'une structure selon l'invention, avant polymérisation de la résine entrant dans la constitution du matériau composite ; - la figure 4 montre une structure selon l'invention assemblée dans un aéronef ; - la figure 5 représente, en coupe selon un plan transversal, une structure support selon l'invention formée en une seule pièce avec un panneau de plancher, en cours de fabrication ; - et la figure 6 représente en vue en perspective une structure support selon l'invention formée en une seule pièce avec un panneau de plancher. Une structure de plancher 1 selon l'invention est représentée sur la figure 1. Cette structure se présente sous la forme d'un treillis tridimensionnel, formé de mailles 2 de forme et de dimensions sensiblement similaires les unes aux autres, et définissant chacune en son intérieur une alvéole de préférence traversante 9. Cette structure présente une largeur I, entre deux bords latéraux 3, 4 opposés qu'elle comporte, définis comme les bords destinés à être positionnés dans l'aéronef au niveau de bords latéraux de celui-ci dans la position opérante de la structure. Elle présente une longueur L, entre deux bords longitudinaux 5, 6 destinés à être positionnés dans la structure de l'aéronef à laquelle elle se fixe au niveau de bords longitudinaux de cette dernière. L'épaisseur e de la structure, mesurée entre une face de réception d'un ou d'une pluralité de panneaux de plancher, dite face supérieure 7, et une face inférieure 8 opposée, est dégressive depuis les bords latéraux 3, 4 vers le centre de la structure, de préférence de façon sensiblement symétrique. La structure de plancher selon l'invention est formée en une seule et unique pièce, en un matériau composite à base de fibres longues, à partir de plis de fibres, qui peuvent être initialement aussi bien secs que pré-imprégnés d'une résine polymère. Ces plis sont disposés dans la structure sensiblement, c'est-à-dire aux imprécisions de fabrication près, perpendiculairement à la face de réception 7 des panneaux de plancher, et de manière à assurer une continuité des fibres entre des mailles 2 du treillis voisines. Préférentiellement, une majorité des fibres de ces plis sont orientées sensiblement à 0 degrés, c'est-à-dire sensiblement parallèlement à la face de réception 7 des panneaux de plancher, de sorte à conférer à la structure une tenue mécanique importante aux efforts de flexion. Son procédé de fabrication, dont un exemple simplifié sera décrit de façon détaillée ci-après en référence à la figure 2, peut être opéré de façon entièrement automatisée, et hors de l'aéronef. En première étape de ce procédé de fabrication, une préforme 11 est formée par enroulement d'un pli de fibres longues 12 autour d'un outillage 13 reproduisant la forme d'une alvéole du treillis, par exemple d'un mandrin. Le pli 12 peut être constitué de fibres sèches, ou de fibres pré-imprégnées d'une résine polymère. Dans le cadre d'une fabrication automatisée, une nappe de fibres est déroulée automatiquement depuis une bobine 14, et enroulée 7 successivement autour de mandrins 13 défilant par exemple sur un convoyeur classique en lui-même, de manière à former successivement chacune des préformes individuelles 11 par enroulement d'un pli 12 autour de l'intégralité du contour de chaque mandrin 13, comme indiqué en 15 sur la figure. Most of the manufacturing operations of the structure are deported out of the aircraft, the only remaining assembly steps to be performed in the aircraft being the actual attachment of the floor structure according to the invention to the structure of the aircraft. 'aircraft. This manufacturing method may further comprise steps aimed at integrating functions of the structure. The invention will now be more specifically described in the context of preferred embodiments, which are in no way limiting, shown in Figures 1 to 6, in which: - Figure 1 shows a floor support structure according to the invention in perspective view; FIG. 2 schematically illustrates the various steps of a method of manufacturing a structure according to the invention; - Figure 3 shows schematically, in top view, a portion of a structure according to the invention, before polymerization of the resin used in the constitution of the composite material; FIG. 4 shows a structure according to the invention assembled in an aircraft; - Figure 5 shows, in section along a transverse plane, a support structure according to the invention formed in one piece with a floor panel, during manufacture; - And Figure 6 shows in perspective view a support structure according to the invention formed in one piece with a floor panel. A floor structure 1 according to the invention is shown in FIG. 1. This structure is in the form of a three-dimensional lattice, formed of meshes 2 of shape and dimensions substantially similar to each other, and each defining in its This structure has a width I, between two opposite lateral edges 3, 4 which it comprises, defined as the edges intended to be positioned in the aircraft at the lateral edges thereof in the operative position of the structure. It has a length L, between two longitudinal edges 5, 6 intended to be positioned in the structure of the aircraft to which it is fixed at longitudinal edges of the latter. The thickness e of the structure, measured between a receiving face of one or a plurality of floor panels, said upper face 7, and an opposite lower face 8, is degressive from the lateral edges 3, 4 towards the center of the structure, preferably substantially symmetrically. The floor structure according to the invention is formed in a single piece, made of a composite material based on long fibers, from fiber plies, which can be initially both dry and pre-impregnated with a polymer resin. . These folds are arranged in the structure substantially, that is to say to manufacturing inaccuracies, perpendicularly to the receiving face 7 of the floor panels, and so as to ensure continuity of the fibers between meshes 2 of the neighboring lattice . Preferably, a majority of the fibers of these folds are oriented substantially at 0 degrees, that is to say substantially parallel to the receiving face 7 of the floor panels, so as to impart to the structure an important mechanical strength to the efforts of bending. Its manufacturing method, a simplified example of which will be described in detail hereinafter with reference to FIG. 2, can be operated completely automatically and outside the aircraft. In the first step of this manufacturing process, a preform 11 is formed by winding a fold of long fibers 12 around a tool 13 reproducing the shape of a cell of the lattice, for example a mandrel. The fold 12 may consist of dry fibers, or fibers pre-impregnated with a polymer resin. In the context of automated manufacturing, a sheet of fibers is unwound automatically from a reel 14, and wound 7 successively around mandrels 13 running for example on a conventional conveyor itself, so as to successively form each of the individual preforms 11 by winding a fold 12 around the entire contour of each mandrel 13, as shown in 15 in the figure.

Les préformes 11 ainsi formées sont transférées, de préférence par des moyens de manutention et de convoyage automatisés classiques en eux-mêmes, entre les différents postes de mise en oeuvre successive des étapes du procédé selon l'invention. Tout d'abord, chacune des préformes 11 est amenée, comme indiqué en 16 sur la figure, jusqu'à un poste au sein duquel plusieurs préformes 11 sont disposées juxtaposées les unes aux autres, en groupes formés chacun d'une pluralité de préformes. Dans l'exemple de mise en oeuvre représenté sur la figure 2, ces groupes comprennent chacun deux préformes individuelles 11. Tout autre nombre de préformes, et toute configuration géométrique du groupe, entrent également dans le cadre de l'invention, de même que toute forme des mandrins 13, définissant la forme ultérieure des alvéoles 9 du treillis. Chaque groupe de préformes 11 ainsi formé est amené, de préférence toujours par des moyens automatisés, comme indiqué en 18 sur la figure, jusqu'à un poste de formation de modules de préformes. Au sein de ce poste, une nappe de fibres longues 19, qui peut être identique ou différente de la précédente, déroulée depuis une bobine 20, est enroulée en pli autour du groupe de préformes destiné à constituer le module 17, sur tout le contour de ce dernier. On assure ainsi une continuité des plis de fibres entre des mailles voisines du treillis en cours de formation. A l'issue de cette étape, comme indiqué en 22, des modules 17 sont ainsi créés, qui comportent chacun une pluralité de préformes rendues solidaires les unes des autres par des plis de fibres. Ces modules 17 sont transférés, comme indiqué en 23, par des moyens de manutention et de convoyage de préférence automatisés, jusqu'à un poste de juxtaposition d'une pluralité de modules. Au sein de ce poste, une pluralité de modules 17 sont juxtaposés les uns aux autres de sorte à former une unité finale 21. A titre d'exemple, pour des raisons de clarté, on a représenté sur la figure 2 une unité finale 21 formée de quatre préformes, étant bien entendu que dans le cas d'une structure de plancher d'aéronef, le nombre de préformes entrant dans la constitution de la structure est largement supérieur, de manière à couvrir toute la surface de plancher de l'aéronef par les préformes disposées côte à côte. Lors de la juxtaposition des différents modules et/ou préformes, il est de préférence interposé entre des modules voisins et/ou entre des modules et des préformes individuelles voisins, au moins un pli de fibres supplémentaire, dit pli de renfort (étapes non illustrées sur la figure). En outre, le procédé selon l'invention peut également comprendre l'enroulement d'au moins un pli de fibres autour d'un ensemble de modules juxtaposés, en étape intermédiaire de la formation de l'unité finale 21. The preforms 11 thus formed are transferred, preferably by conventional automated handling and conveying means in themselves, between the different stations of successive implementation of the steps of the method according to the invention. First, each of the preforms 11 is brought, as indicated at 16 in the figure, to a station in which several preforms 11 are arranged juxtaposed to each other, in groups each formed of a plurality of preforms. In the embodiment shown in FIG. 2, these groups each comprise two individual preforms 11. Any other number of preforms, and any geometric configuration of the group, are also within the scope of the invention, as well as any form mandrels 13, defining the subsequent shape of cells 9 of the lattice. Each group of preforms 11 thus formed is brought, preferably always by automated means, as indicated at 18 in the figure, to a forming station of preform modules. Within this station, a long sheet of fibers 19, which may be identical or different from the previous one, unwound from a coil 20, is wound in fold around the group of preforms intended to constitute the module 17, over the entire contour of this last. This ensures a continuity of the folds of fibers between meshes adjacent lattice being formed. At the end of this step, as indicated at 22, modules 17 are thus created, each of which comprises a plurality of preforms secured to one another by folds of fibers. These modules 17 are transferred, as indicated at 23, by means of handling and conveying, preferably automated, to a juxtaposition station of a plurality of modules. Within this station, a plurality of modules 17 are juxtaposed with each other so as to form a final unit 21. By way of example, for the sake of clarity, FIG. 2 shows a final unit 21 formed of four preforms, it being understood that in the case of an aircraft floor structure, the number of preforms forming part of the structure is much greater, so as to cover the entire floor area of the aircraft by the preforms arranged side by side. When juxtaposing the various modules and / or preforms, it is preferably interposed between adjacent modules and / or between adjacent individual modules and preforms, at least one additional fiber fold, called reinforcing ply (steps not shown on FIG. the figure). In addition, the method according to the invention may also comprise the winding of at least one fold of fibers around a set of juxtaposed modules, in an intermediate step of the formation of the final unit 21.

La géométrie d'arrangement des plis entre et autour des préformes et des modules est choisie, selon des calculs à la portée de l'homme du métier, en fonction de la géométrie finale souhaitée pour la structure de plancher, et des charges que cette dernière sera destinée à supporter. Une fois l'unité finale 21 formée, elle est amenée, comme indiqué en 25, jusqu'à un poste au sein duquel elle est préparée puis soumise à un traitement visant à former le matériau composite, de manière classique en elle-même, incluant par exemple des opérations adéquates de préparation dans un moule, et de cuisson. Dans le cas de plis initiaux de fibres préimprégnés, ce traitement consiste principalement à soumettre la résine à polymérisation/durcissement en autoclave, selon des techniques classiques en elles-mêmes. Dans le cas de préformes initialement sèches, il est réalisé l'injection ou l'infusion de résine sur l'unité finale 21, notamment par la technique dite de RTM, puis la polymérisation de la résine, selon un procédé également classique en lui-même. The geometry of arrangement of the folds between and around the preforms and modules is chosen, according to calculations within the reach of those skilled in the art, depending on the desired final geometry for the floor structure, and loads that the latter will be meant to support. Once the final unit 21 has been formed, it is brought, as indicated at 25, to a station in which it is prepared and then subjected to a treatment aimed at forming the composite material, in a conventional manner in itself, including for example adequate operations of preparation in a mold, and cooking. In the case of initial plies of pre-impregnated fibers, this treatment mainly consists in subjecting the polymerization resin / curing in an autoclave, according to conventional techniques in themselves. In the case of initially dry preforms, injection or infusion of resin is carried out on the final unit 21, in particular by the so-called RTM technique, then the polymerization of the resin, according to a method which is also conventional in itself. even.

Une fois ces opérations réalisées, après démoulage éventuel, on obtient une structure rigide monobloc 24. Les différents mandrins 13 sont ôtés de leurs logements respectifs, comme indiqué en 26, pour obtenir, selon 27, la structure de plancher 1 selon l'invention. Once these operations have been performed, after demoulding, a rigid one-piece structure 24 is obtained. The various mandrels 13 are removed from their respective housings, as indicated at 26, to obtain, according to 27, the floor structure 1 according to the invention.

Tout dispositif automatisé de mise en oeuvre du procédé de fabrication selon l'invention peut être utilisé dans le cadre de l'invention. Un exemple, nullement limitatif de l'invention, d'arrangement de plis dans la structure 1 selon l'invention est représenté sur la figure 3, qui montre une partie d'une structure 1 en vue de dessus, et sur laquelle on a fait apparaître, pour plus de clarté de compréhension, les différents plis de fibres entrant dans la constitution des mailles du treillis. Ces plis sont, au stade final de la fabrication, noyés dans la résine durcie/polymérisée. Sur cette figure, on a en outre représenté les différents plis très espacés les uns des autres, alors qu'ils sont dans la réalité très rapprochés. Les différentes alvéoles 9, qui sont de ce fait représentées avec des tailles différentes sur la figure, sont dans la réalité de surface en section sensiblement équivalente les unes aux autres. Les différents plis sont disposés dans la structure sensiblement perpendiculairement à la face 7 de réception de panneau de plancher que présente la structure, c'est-à-dire la face située dans le plan de la figure, si bien qu'il en résulte avantageusement une tenue mécanique élevée de la structure 1 par rapport aux efforts exercés transversalement à ce plan. Dans des modes de réalisation préférés de l'invention, comme il apparait sur la figure 3, il est assuré une continuité des plis de fibre 12 sur la circonférence de chacune des mailles du treillis 1, autour de chaque alvéole 9. Any automated device for implementing the manufacturing method according to the invention can be used in the context of the invention. An example, not limiting of the invention, arrangement of folds in the structure 1 according to the invention is shown in Figure 3, which shows a portion of a structure 1 in top view, and on which we made appear, for clarity of understanding, the different folds of fibers involved in the constitution of the meshes of the lattice. These folds are, in the final stage of manufacture, embedded in the cured resin / polymerized. In this figure, the different folds, which are widely spaced from one another, have also been represented, whereas in reality they are very close together. The different cells 9, which are therefore represented with different sizes in the figure, are in fact substantially similar in cross sectional area to each other. The different plies are arranged in the structure substantially perpendicularly to the floor panel receiving face 7 which the structure, that is to say the face located in the plane of the figure, presents, so that it results advantageously a high mechanical strength of the structure 1 relative to the forces exerted transversely to this plane. In preferred embodiments of the invention, as shown in FIG. 3, continuity of the fiber folds 12 is ensured on the circumference of each of the mesh of the mesh 1, around each cell 9.

La continuité des fibres entre des mailles voisines est quant à elle principalement assurée selon une direction transversale du treillis, c'est-à-dire selon la largeur I de ce dernier, de sorte à assurer une tenue mécanique satisfaisante sur toute la largeur de la structure, qui sera destinée à être fixée par ses bords latéraux 3, 4 au niveau de bords latéraux de l'aéronef, comme illustré sur la figure 4. Sur cette figure 4, on a représenté à titre d'exemple la structure de plancher 1 selon l'invention fixée à l'intérieur d'une structure 40 de fuselage d'avion. La structure de plancher 1 est fixée à l'aéronef par des moyens de fixation classiques en eux-mêmes, notamment par l'intermédiaire de poutres de fixation 43 solidaires de la structure de fuselage 40, et fixées à la structure de plancher 1 approximativement respectivement au niveau de chacun des bords latéraux 3, 4 de cette dernière. La fixation est de préférence réalisée de telle sorte que les bords latéraux 3, 4 de la structure de plancher 1 soient disposés chacun respectivement sensiblement contre un bord latéral 41, 42 de la structure de fuselage 40. Une pluralité de poutres de fixation sont mises en oeuvre sur toute la longueur L de la structure, sur chacun des bords 3, 4 de cette dernière, à intervalles réguliers les unes des autres. Sur la figure 3, on retrouve dans la constitution des mailles 2 la forme des différentes préformes et des différents modules définis par les plis 12 et 19 ayant été enroulés respectivement autour des mandrins 13 et des modules 17. Dans des modes de réalisation préférés de l'invention, des plis supplémentaires 31 sont en outre prévus entre des alvéoles 9 voisines, de préférence dans une direction longitudinale de la structure, de manière à renforcer la solidité de cette dernière sur sa longueur L. Des plis 32 continus sur toute la largeur I de la structure sont également de préférence disposés entre chaque rangée d'alvéoles. The continuity of the fibers between neighboring meshes is mainly ensured in a transverse direction of the lattice, that is to say according to the width I of the latter, so as to ensure a satisfactory mechanical strength over the entire width of the structure, which will be intended to be fixed by its lateral edges 3, 4 at the side edges of the aircraft, as shown in Figure 4. In this Figure 4, there is shown by way of example the floor structure 1 according to the invention fixed inside a structure 40 of aircraft fuselage. The floor structure 1 is fixed to the aircraft by conventional fixing means in themselves, in particular by means of fastening beams 43 integral with the fuselage structure 40, and fixed to the floor structure 1 approximately respectively at each of the lateral edges 3, 4 of the latter. The fastening is preferably carried out so that the lateral edges 3, 4 of the floor structure 1 are each respectively substantially disposed against a lateral edge 41, 42 of the fuselage structure 40. A plurality of fastening beams are placed in position. works along the entire length L of the structure, on each of the edges 3, 4 of the latter, at regular intervals from each other. In FIG. 3, we find in the constitution of meshes 2 the shape of the different preforms and the different modules defined by the folds 12 and 19 having been wound respectively around the mandrels 13 and the modules 17. In preferred embodiments of the invention, In the invention, additional pleats 31 are furthermore provided between adjacent cells 9, preferably in a longitudinal direction of the structure, so as to reinforce the solidity of the structure along its length L. Folds 32 continuous over the entire width I of the structure are also preferably arranged between each row of cells.

La structure de plancher 1 ainsi obtenue présente de hautes performances mécaniques en comparaison des structures de l'art antérieur. Ces performances s'expliquent notamment par l'absence d'assemblage au sein de la structure, c'est-à-dire l'absence de zones de jonction et de trous de fixation qui constituent des zones d'affaiblissement, ceci permettant une transmission des efforts directe sur toute la surface de la structure ; et le placement des plis et l'orientation des fibres, qui peuvent avantageusement être facilement optimisés en fonction des efforts qu'est destinée à subir la pièce. Dans une variante de réalisation, la structure de plancher selon l'invention est formée en une seule pièce avec un panneau de plancher de l'aéronef, également formé en matériau composite. The floor structure 1 thus obtained has high mechanical performance in comparison with the structures of the prior art. These performances are explained in particular by the absence of assembly within the structure, that is to say the absence of junction zones and fixing holes which constitute zones of weakening, this allowing a transmission. direct efforts on the entire surface of the structure; and the placement of the plies and the orientation of the fibers, which can advantageously be easily optimized according to the efforts that is intended to undergo the piece. In an alternative embodiment, the floor structure according to the invention is formed in one piece with a floor panel of the aircraft, also formed of composite material.

Le procédé de fabrication d'une telle structure globale est mis en oeuvre comme décrit précédemment, à la différence que des plis de fibres supplémentaires sont déposés sur l'unité finale 21, parallèlement à la face 7 de réception des panneaux de la structure, comme illustré sur la figure 5, préalablement au traitement de formation du matériau composite. Le panneau 45 est formé de façon classique en soi, à partir de plis de fibres 46, par exemple séparés d'une peau stratifiée 48 par un séparateur 47, de manière à obtenir une structure dite sandwich. On obtient alors la structure de plancher complète représentée sur la figure 6, qui se présente sous la forme d'une seule et unique pièce, et qu'il suffit alors de fixer, en un bloc, à l'intérieur de l'aéronef pour obtenir un plancher opérant. La description ci-avant illustre clairement que par ses différentes caractéristiques et leurs avantages, la présente invention atteint les objectifs qu'elle s'était fixés. En particulier, elle fournit une structure de plancher d'aéronef formée en une seule et unique pièce, qui peut être fabriquée de manière rapide et entièrement automatisée à l'extérieur de l'aéronef, et assemblée également rapidement et facilement à l'intérieur de celui-ci. Cette structure présente une tenue mécanique élevée, et un encombrement inférieur à celui des structures proposées par l'art antérieur. Bien que le domaine d'application préféré de l'invention concerne les planchers passagers des avions, la présente invention s'applique de manière similaire à tout plancher d'aéronef de façon plus générale, ainsi qu'à toute autre application nécessitant une structure alvéolaire plane ou courbe, devant répondre à des exigences en termes de tenue mécanique élevée et de masse réduite. The method of manufacturing such a global structure is implemented as described above, with the difference that additional fiber folds are deposited on the final unit 21, parallel to the face 7 of the panels receiving the structure, as illustrated in FIG. 5, prior to the formation treatment of the composite material. The panel 45 is formed in a conventional manner, from fiber plies 46, for example separated from a laminated skin 48 by a separator 47, so as to obtain a so-called sandwich structure. The complete floor structure shown in FIG. 6, which is in the form of a single piece, is then obtained, and it then suffices to fix, in one block, inside the aircraft for get an operating floor. The above description clearly illustrates that by its different characteristics and advantages, the present invention achieves the objectives it has set for itself. In particular, it provides an aircraft floor structure formed in a single piece, which can be manufactured quickly and fully automatically on the outside of the aircraft, and also assembled quickly and easily inside the aircraft. this one. This structure has a high mechanical strength, and a footprint less than that of the structures proposed by the prior art. Although the preferred field of application of the invention relates to aircraft passenger floors, the present invention applies similarly to any aircraft floor more generally, as well as to any other application requiring a honeycomb structure. flat or curved, having to meet requirements in terms of high mechanical strength and reduced mass.

Claims

REVENDICATIONS1. Aircraft floor panel support structure, characterized in that it consists of a three-dimensional lattice (1) formed of a single piece of composite material based on a plurality of long fiber folds arranged substantially perpendicular to a face (7) for receiving said floor panel that has said structure and so as to ensure continuity of the fibers between meshes (2) of the neighboring lattice.

2. Structure according to claim 1, characterized in that each mesh (2) of the mesh (1) is formed based on at least one fold (12) continuous over its entire circumference.

3. Structure according to claim 1 or 2, characterized in that said plies are arranged to ensure a continuity of the fibers between meshes (2) neighbors mainly in a transverse direction of said structure (1) between side edges (3). ,

4) intended to be arranged respectively vis-à-vis opposite side edges (41, 42) of the aircraft. 4. Structure according to claim 3, characterized in that folds are arranged to ensure continuity of the fibers over an entire width (I) of the structure between said side edges (3, 4).

5. Structure according to any one of claims 1 to 4, characterized in that it has a thickness (e) between the face (7) for receiving the floor panel and an opposite face (8), which is degressive starting from lateral edges (3, 4) towards the center of said structure (1).

6. Structure according to any one of claims 1 to 5, characterized in that it is formed in one piece with a floor panel (45).

7. A method of manufacturing an aircraft floor panel support structure according to any one of claims 1 to 6, characterized in that it comprises the following successive steps: - the formation of individual preforms (11) each by winding at least one fold of fibers (12) over the entire contour of a tool (13) defining the shape of a cell (9) of the trellis, - the juxtaposition of preforms (11) thus formed, - a treatment to form the composite material, and the extraction of the tooling (13) so as to release each of the cells (9) of the lattice (1) thus formed.

8. The method of claim 7, characterized in that it comprises the deposition of additional fiber folds (31, 32) between at least a portion of said preforms (11) juxtaposed.

9. A method according to claim 7 or 8, characterized in that it comprises in the third step the formation of modules (17) of preforms (11) by winding at least one fold of fibers (19) around a set juxtaposed preforms.

10. Method according to any one of claims 7 to 9, characterized in that it is implemented in a fully automated manner.