PROCEDE D'ASSEMBLAGE D'ENCADREMENTS D'HUBLOTS SUR UN FUSELAGE, ENCADREMENT DE MISE EN OEUVRE ET FUSELAGE D'AERONEF EQUIPE DE TELS ENCADREMENTS 5
[0001] L'invention concerne un procédé de montage d'encadrements d'hublots sur un fuselage d'aéronef, un encadrement pour la mise en oeuvre de ce 10 procédé, ainsi qu'un fuselage d'aéronef équipé de ces encadrements d'hublots. [0002] Les aéronefs sont composés d'un fuselage, de forme pseudocylindrique, renforcé par des éléments raidisseurs, tels que des cadres et des lisses, de manière à résister aux contraintes mécaniques rencontrées pendant les différentes phases de vol, en particulier celles exercées par la pression. 15 [0003] Des ouvertures, en général de forme rectangulaire arrondie aux angles ou oblongue, sont pratiquées dans le fuselage pour monter des hublots de même forme, la transparence de ces hublots permettant aux passagers de visualiser l'environnement externe. Ces hublots sont solidaires, en extension de leur paroi latérale, d'encadrements de dimensions périphériques supérieures à 20 celles des ouvertures réalisées dans les parois du fuselage pour accueillir les hublots. Cette configuration permet ainsi aux encadrements de prendre appui sur le fuselage en bénéficiant de la pression interne ù sensiblement supérieure à la pression hors de l'aéronef pendant le vol, l'atmosphère interne étant pressurisée ù pour réaliser une étanchéité « naturelle » des hublots sur le fuselage. 25 [0004] Des moyens de retenue fixés aux encadrements et des moyens de liaison mécanique entre les encadrements et la peau du fuselage, par vissage ou rivetage, visent à créer une intégrité mécanique entre l'encadrement et la peau du fuselage faisant participer l'encadrement à la tenue mécanique de l'ensemble. Cette configuration permet, de plus, d'assurer une étanchéité à l'air et à l'eau dans 30 cette zone. [0005] Ces encadrements doivent également pouvoir résister aux contraintes mécaniques exercées par la flexion du fuselage et la pressurisation appliquée aux hublots. De plus, le respect du profil aérodynamique de la peau externe du fuselage est à considérer dans l'intégration des hublots dans le fuselage. [0006] Afin de répondre à ces contraintes, il est connu de réaliser un montage d'hublot dans une peau de fuselage û comme illustré schématiquement sur la vue en coupe partielle de la figure 1 - avec un encadrement 10 en matériau métallique, typiquement en aluminium ou, plus récemment, en matériau composite carbone/résine époxy. La peau du fuselage 3 est généralement constituée du même matériau que l'encadrement 10. Chaque hublot 1 est constitué de deux glaces, Gi et Ge, assemblées par un joint de structure 2 sur sa périphérie : sur une partie concave 1K de la face externe le de la glace externe Ge tournée vers l'extérieur « EX » de l'aéronef, sur sa paroi latérale 11 et en bordure de la face interne 1 i de la glace interne Gi d'hublot, tournée vers l'intérieur « IN » de l'aéronef. [0007] Dans tout le présent texte, le qualificatif « latéral », « latéralement » ou équivalent se rapporte aux parois de contour des éléments cités û hublot, joint, encadrement û. Les expressions de type « interne » et « externe » ou équivalents se rapportent à des faces d'éléments tournés vers le côté intérieur « IN » et, respectivement, vers le côté extérieur « EX ». [0008] L'encadrement 10 sert de support à la face externe l k du hublot à travers le joint 2 et prend appui sur la peau de fuselage 3 entourant l'hublot. Cet encadrement 10 présente en coupe une forme approximativement en « L » se développant en trois zones annulaires autour d'hublot, chaque zone définissant une fonction propre : - une première zone Z1, intercalée entre le joint 2 - dont elle épouse le contour - et la peau du fuselage 3, avec une face externe 10e sensiblement alignée aux faces externes 1 e d'hublot et 3e de la peau du fuselage qui l'entourent; - une deuxième zone Z2 qui vient en appui, par sa face externe 10'e parallèle à la face externe 10e de la zone Z1, contre la face interne 3i de la peau du fuselage; et - une troisième zone Z3 qui se dresse vers l'intérieur « IN » du fuselage et sur laquelle vient se fixer une pièce de retenue 4.
Pour procéder à cette installation, des ouvertures appropriées sont d'abord réalisées dans le fuselage et chaque encadrement 10 est positionné approximativement dans l'ouverture qui lui est dédiée, typiquement à l'aide de zones de références û des avant-trous û situées sur la peau 3 et sur l'encadrement 10 et associées lors du positionnement de l'encadrement. Chaque hublot est alors installé dans l'assise formée par la zone Z1 de l'encadrement 10. [0009] L'encadrement 10 est ensuite fixé à la peau du fuselage 3 par des moyens de rivetage ou vissage V3 de la zone Z2, en général sur deux rangées concentriques. Un nombre élevé d'éléments de fixation - boulons ou rivets - est alors requis, par exemple 72 ou 96 boulons. [0010] De plus, pour limiter les perturbations de la traînée générées par la présence d'un interstice 12 - entre l'encadrement 10 et le bord d'ouverture 3K de la peau 3 - ainsi que du décalage formée entre la face externe 10e de l'encadrement et celle 3e de la peau du fuselage, un joint d'étanchéité 13 est introduit dans l'interstice 12 formé entre l'encadrement 10 et la peau 3. Ce joint peut être un mastic appliqué en fin de cycle d'assemblage. [0011] Par ailleurs, pour limiter les dommages que pourrait provoquer un impact de la foudre dans le cas d'un encadrement et d'une peau en matériaux composites, l'encadrement 10 est généralement recouvert au moulage d'une couche de matériau conducteur, par exemple du grillage de cuivre 15 au moins sur sa face externe 10e et, en option, sur son autre face externe 10'e. De même, l'intégralité de la face externe 3e du fuselage est recouverte d'une couche de ce matériau conducteur. La face externe 10e est ensuite peinte avec une peinture spécifique de protection (non représentée). [0012] L'invention vise à diminuer les coûts multiples de fabrication, d'assemblage, d'exploitation et d'entretien liés à ce type de montage, en réduisant notamment le temps de montage par une simplification du montage des hublots, tout en améliorant la qualité de l'installation, en particulier par une configuration adaptée de l'encadrement et une diminution du poids de l'installation. [0013] Pour ce faire, l'invention prévoit une liaison particulière entre l'encadrement et la peau du fuselage selon une méthode d'assemblage spécifique permettant entre autres de s'affranchir d'une partie d'encadrement entre le bord d'ouverture le fuselage et l'hublot. [0014] Plus précisément, l'invention a pour objet un procédé de montage d'hublots d'assemblage d'encadrements sur un fuselage d'un aéronef, dans lequel des éléments de fuselage comportant une peau de fuselage, présentant une face interne et une face externe, des pièces d'encadrement sont rassemblées (en un même lieu) dans une phase d'approvisionnement. La peau et les encadrements sont constitués en matériaux composites à base de fibres de carbone. Ce matériau est respectivement dit cuit ou cru selon que la réticulation de la résine de la matrice du composite a été effectuée ou pas, la réticulation étant déclenchée par un cycle pression/ température propre au matériau utilisé. [0015] Chaque encadrement présentant une paroi globalement en forme de couronne, un film de colle est injecté [voir plus loin le commentaire TS5], dans une phase de préparation, en interface entre une face externe sensiblement plane de la couronne d'encadrement et la face interne de la peau selon des emplacements prédéfinis (dans cette peau) . L'ensemble ainsi assemblé est introduit dans une enceinte, en général un autoclave, pour effectuer une phase de co-collage combinant le collage des encadrements et la cuisson de la peau dans des conditions de durée, de température et de pression déterminées, connues par exemple par la cocuisson des lisses précuites sur une peau crue en matériau composite. [0016] Au sortir du co-collage, une phase d'usinage comporte la réalisation d'ouvertures d'hublots par découpage d'une portion annulaire de la couronne formée par l'encadrement et de la peau de fuselage liée à cette portion, selon un profil complémentaire de celui d'hublots à monter, puis retrait de la matière découpée. Les pièces d'encadrement, collées à la peau au cours de l'opération précédemment décrite, sont alors de plus mécaniquement fixées à la peau de fuselage en regard avec un nombre limité d'éléments de fixation permettant de couvrir des cas de décollement. Ainsi, les hublots mis en place dans les ouvertures prennent appui sur la peau de fuselage. Une pièce de retenue d'hublot peut alors être fixée sur l'encadrement. [0017] Ce procédé intègre avantageusement le co-collage des lisses sur la peau du fuselage dans les mêmes conditions de durée, de température et de pression. De plus, ce procédé peut s'adapter à tout type d'hublot et de fuselage. [0018] L'invention concerne également un encadrement qui vu en coupe, présente une forme en « T », particulièrement adaptée à la mise en oeuvre de la phase de collage dudit procédé de montage, avec une barre de « T » formant en développement la couronne et un pied de « T » formant avantageusement une avancée médiane de l'encadrement vers l'intérieur du fuselage afin de fixer une pièce de retenue. [0019] En particulier, après découpage des ouvertures d'hublots, la barre du « T » présente deux portions - de part et d'autre du pied du « T » - de longueurs sensiblement égales, ce qui assure un bon équilibre d'assise des pièces d'encadrement sur la peau de fuselage, de part et d'autre du pied du « T ». [0020] L'invention se rapporte également à un fuselage d'aéronef qui comporte une peau de fuselage, présentant une face interne et une face externe, des encadrements d'hublots et des lisses en matériaux composites. Les encadrements présentent une paroi globalement en forme de couronne ayant une face externe sensiblement plane collée sur la face interne de la peau. Et la peau de fuselage est découpée selon un profil qui épouse celui de l'hublot positionné en regard, les hublots venant alors en appui direct sur la peau à travers un joint de structure. De plus, les encadrements sont liés mécaniquement à la peau interne du fuselage (30i). Ils présentent en coupe une forme de « T », avec une barre de « T » formant en développement la couronne de face externe et un pied de « T » formant une avancée médiane de l'encadrement vers l'intérieur du fuselage. [0021] D'autres aspects, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit, en référence aux figures annexées qui représentent, respectivement : - la figure 1, une vue en coupe schématique partielle d'un exemple de montage d'hublot sur une peau de fuselage selon l'art antérieur (déjà commenté) ; - la figure 2, une vue partielle en coupe et perspective d'un exemple d'encadrement sur peau de fuselage après la phase de co-collage et avant la phase de détourage ; - la figure 3, un diagramme d'étapes illustrant les principales phases du procédé de montage selon l'invention ; - la figure 4, une vue partielle en coupe et perspective d'un exemple d'encadrement sur peau de fuselage après la phase de détourage ; - la figure 5, une vue supérieure d'un encadrement fixé en quinconce sur une peau de fuselage, et - la figure 6, une vue en coupe et perspective d'un exemple de fuselage selon l'invention équipé d'un hublot monté en liaison avec un encadrement. [0022] On a représenté à la figure 2, un encadrement 20 selon l'invention réalisé en matériau composite à base de fibres de carbone sur matrice de résine. Cet encadrement 20 présente, en coupe, une forme de « T » (« T » inversé dans le sens de lecture de la figure) comprenant une barre 21 du « T » formant une couronne dans le développement tridimensionnel de la pièce û une face externe 21e de cette couronne û et un pied 21c du « T » formant une avancée médiane de l'encadrement 20 à l'intérieur du fuselage, en position de montage. La couronne 21 possède deux portions de part et d'autre du pied 21c du « T », une portion centrale 21a, c'est-à-dire tournée vers le centre de la couronne, et une autre portion dite périphérique 21b. La portion centrale 21a présente une longueur « L » supérieure à celle « I » de la portion périphérique. Dans un exemple, le rapport « I/L vaut 75%. [0023] Dans le présent texte, la qualification « centrale » se rapporte à un élément tourné vers un centre de couronne ou d'hublot, par opposition à la qualification « périphérique ». [0024] En référence maintenant au diagramme de la figure 3, une première étape d'approvisionnement 100 - selon le procédé de montage de l'invention - consiste à réunir en un même lieu, peaux de fuselage en matériau composite à base de fibres de carbone sur matrice de résine encore crues, c'est-à-dire dont la réticulation n'a pas été provoquée, et des encadrements 20 d'hublots ayant été « cuits », c'est-à-dire ayant déjà achevés leur réticulation dans des conditions de pression et de température appropriées au matériau composite... [0025] Dans une phase de préparation 200 qui suit, un film de colle, par exemple de colle époxy, est injecté dans une interface formée entre la face externe sensiblement plane de chaque couronne 21 des encadrements 20 et la peau du fuselage selon des emplacements préalablement repérés. [0026] L'ensemble ainsi assemblé est introduit dans un autoclave pour effectuer une phase de co-collage 300 combinant la cuisson de la peau et le collage des encadrements sur cette peau dans une seule phase. [0027] Avantageusement, pour gagner en temps de préparation, le collage des lisses de renfort du fuselage û également en matériau composite cuit - est effectué concomitamment avec celle des pièces d'encadrement pendant la phase de co-colllage. [0028] Les conditions de durée, de température et de pression de l'autoclave sont celles habituellement mises en oeuvre pour effectuer le collage des peaux de fuselage et des lisses de renfort. Par exemple, une montée en température entre 0.5 et 2.5°C par minute est prévue pour atteindre 180°C û avec un palier intermédiaire pendant environ 120 minutes û à la pression de l'ordre de 6 à 10 bars. Un autre palier de température de durée 120 minutes est respecté avant de descendre en température. La descente est contrôlée jusqu'à la température d'environ 50 à 70°C suivant une pente entre 1 et 3 °C par minute, avant le retour final à la température et pression ambiante. [0029] A l'issue de cette phase de collage, les encadrements sont directement positionnés en leur emplacement définitif sur la peau, sans nécessiter d'opération additionnelle de calage et de positionnement. Les coûts et les temps de montage en sont d'autant réduits. [0030] Après la phase de co-collage à l'autoclave, une phase d'usinage 400 comporte la réalisation d'ouvertures d'hublots par découpage de la portion centrale 21a de l'encadrement 20 et de la peau du fuselage en regard. La découpe est réalisée de sorte que le profil des ouvertures corresponde au profil complémentaire des hublots à installer. La matière ainsi découpée est retirée pour qu'apparaissent les ouvertures correspondantes. [0031] Cette phase d'usinage permet de former des portions 21a et 21b de l'encadrement 20 de longueurs sensiblement égales. La figure 4 rend compte de cette opération qui libère les ouvertures 40 et égalise la longueur les portions 21a et 21b de la couronne 21 d'encadrement, ces longueurs étant préalablement calculées pour que, précisément, le déroutage aligne la longueur « L » de la portion 21a sur celle « I » de la portion 21b. Cette égalisation assure un bon équilibre d'assise des pièces d'encadrement sur la peau de fuselage, de part et d'autre du pied 21c de l'encadrement. L'extrémité Tb de la portion périphérique 21b de la barre 21 du « T » a été déjà biseautée par usinage au stade de la fabrication de l'encadrement (cf. figure 2), afin de réaliser sensiblement une continuité de profil avec la peau de fuselage environnante 30. [0032] Les profils d'extrémité 30b de la peau 30 et de l'extrémité Ta de la portion 21a de l'encadrement 20 sont biseautées par détourage. Une telle découpe est réalisée selon un même angle û par exemple à l'aide d'un outil d'usinage 3D, 5 axes û pour que les ouvertures 40 puissent épouser les profils biseautés complémentaires des hublots. [0033] Une phase d'installation finale 500 comporte alors la fixation mécanique des encadrements 20 à la peau de fuselage en regard. [0034] Chacune des portions 21a et 21b de la barre 21 de l'encadrement 20 est liée mécaniquement à la peau interne 30i en regard de sorte à former deux rangées de moyens de liaison entourant les hublots, des boulons V5 et V6 dans l'exemple illustré, de préférence selon une disposition en quinconce comme représenté. Le vissage est réalisé par des boulons en titane. Le nombre de boulons est sensiblement réduit par rapport à l'état de la technique - du fait de l'appui complet de l'encadrement sur le fuselage sans porte-à-faux et du collage efficace par le co-collage -, et qu'une disposition en quinconce permet une répartition équilibrée autour des hublots. Par exemple, 20 boulons sont utilisés dans la vue supérieure de la figure 5 illustrant l'encadrement 20 fixé sur la peau interne 30i du fuselage avant mise en place d'hublot. L'utilisation d'un nombre réduit de boulons grâce à l'invention, par exemple entre 16 et 24, sans nuire à la qualité de la solidarisation, permet de réduire le temps et le coût de montage et d'alléger le fuselage, ce qui induit des gains en coûts d'exploitation et d'entretien. [0035] Les hublots 5 sont ensuite mis en place en prenant appui directement sur la peau de fuselage. La vue en coupe et perspective de la figure 6 illustre plus précisément un exemple de fuselage selon l'invention, équipé d'un hublot 5 monté en liaison avec l'encadrement 20. [0036] Dans cet exemple, la face latérale 50 d'hublot 5 ainsi que les extrémités 30b de la peau de fuselage et Ta de l'encadrement ont des profils biseautés complémentaires. D'autres profils de réduction des dimensions d'hublot vers l'extérieur « EX » et de profils complémentaires de la peau de fuselage sont possibles : concaves, à angles droits selon une ou plusieurs marches, une combinaison de ces profils et/ou de profils biseautés. Chaque hublot 5 est constitué de deux plaques en plastique acrylique à haute résistance - ou en verre spécial - : une première plaque interne 5i, de profil sensiblement droit (perpendiculaire aux faces principales) et une deuxième plaque externe plus épaisse 5e, de profil biseauté formant la face 50, les deux plaques 5i et 5e étant séparées par une couche d'air 5a. [0037] Comme décrit précédemment en référence à l'état de la technique, les plaques et couche d'hublot 5i û 5e û 5a ont été assemblées ensemble par un joint de structure 6. Plus précisément, le joint 6 s'insère dans la couche d'air 5a sur une couronne 60 û qui permet de calibrer le jeu d'épaisseur 5a entre les deux plaques û , sur une couronne 61 en bordure de la face principale interne 50i de la plaque interne 5i, ainsi que sur la face biseautée 50. Les profils d'extrémité de la peau 30 et de la portion 21a de l'encadrement 20 épousent le profil du joint 6 et de la face 50 d'hublot 5 après le détourage selon un même angle, comme décrit précédemment. La face externe 30e de la peau 30 est sensiblement alignée en vol sur la face externe 50e d'hublot 5. Pour ce faire, la face 50e est en léger retrait (comme représenté) au montage afin d'anticiper la déformation provoquée en vol par la pressurisation cabine. L'alignement ainsi calculé permet en vol de minimiser la traînée parasite qui serait formée par un décalage résiduel. [0038] Ainsi, aucune partie de l'encadrement ne vient s'intercaler entre le fuselage et l'hublot : aucun interstice débouchant sur l'externe ne se forme entre l'encadrement et la peau de fuselage, et les couches de cuivre de canalisation de la foudre sur les encadrements de l'art antérieur deviennent alors inutiles. Un gain de masse et un gain sur le cout récurrent de l'encadrement est réalisé. [0039] Une pièce de retenue 34 d'hublot est finalement fixée en une avancée médiane de l'encadrement vers l'intérieur du fuselage. Cette pièce de retenue 34, globalement en forme de couronne à l'image de la couronne interne 61 du joint 6 d'hublot, vient avantageusement finaliser le montage d'hublot 5 sur l'encadrement 20. Cette pièce de retenue 34 prend appui, en sa bordure centrale 34c, sur la couronne 61 du joint 6 et vient se fixer, en bordure périphérique 34p, sur l'extrémité Te du pied 21c de l'encadrement 20 formant l'avancée médiane. Cette fixation est réalisée par une double attache : une première vis V10 de solidarisation le long du pied 21c et une vis transversale V11 de fixation de cette attache V10 sur le pied 21c. Le bord périphérique 34p est relevé vers l'interne au-delà du pied 21c de l'encadrement 20. La pièce de retenue 34 est par exemple une tôle ou un matériau thermoplastique plié(e) selon la conformation souhaitée. [0040] Avantageusement, le joint 6 d'hublot 5 s'étend latéralement en extension de la plaque interne 5i sous la forme d'un tore creux 6t à section sensiblement rectangulaire, entre l'hublot 5 et le pied 21c de l'encadrement 20. Cette extension peut servir de canal de condensation de l'eau d'infiltration et d'auto-centrage de l'hublot dans l'encadrement. Alternativement, une telle extension de joint peut être ajouté et collé au pied 21c de l'encadrement 20. [0041] Dans une variante de réalisation, illustrée en figure 6, il sera noté que la couronne 21 est pourvue de nervures de renfort latérales 7 régulièrement réparties le long de l'encadrement 20, entre le pied 21c et la portion périphérique 21b. Ces nervures permettent de limiter le risque de dépliage de l'encadrement généré par les contraintes mécaniques. [0042] Dans une autre variante de réalisation, il est également possible de prévoir la fabrication de plusieurs encadrements d'un seul tenant sous forme d'un bandeau sensiblement plat, apte à être co-collé à la peau du fuselage. Les encadrements de ces bandeaux sont préformés par formation des avancées 21c de type pied de « T » par des techniques de moulage ou de pré-tissage, respectivement de type RTM (initiales de « Resin Transfer Moulding », c'est-à-dire moulage de résine par transfert) ou LRI (initiales de « Liquid Resin Infusion », à savoir la fabrication de résines liquides par infusion). Afin de réduire le poids de tels bandeaux, il est possible de prévoir l'élimination de certaines zones entre les encadrements tout en maintenant la rigidité de l'ensemble. [0043] L'invention n'est pas limitée aux exemples de réalisation décrits et représentés. Par exemple, la fixation de l'encadrement sur la peau de fuselage et de la pièce de retenue sur l'encadrement peut être réalisée par tout moyen adapté, avantageusement par vissage, rivetage, vissage excentrique, clipsage, emboutissage, etc.