PROCÉDÉ DE LIAISON ENTRE PIÈCES SE CHEVAUCHANT SUR PLUSIEURS PLANS ET APPLICATION A UN PANNEAU DE FUSELAGE D'AÉRONEF DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE [0001] L'invention concerne un procédé de liaison entre des pièces qui 10 se chevauchent sur un plan de pose et hors de ce plan de pose, en particulier une semelle de cadre sur un panneau de fuselage d'aéronef lissé en matériau composite. [0002] Dans un fuselage métallique, le panneau de fuselage lissé et le cadre peuvent être usinés de manière à adapter leur forme à la surface de contact 15 entre les deux pièces. Mais lorsque ces pièces sont en matériau composite, elles ne sont pas usinées afin de préserver les propriétés de la technologie composite (légèreté, résistance à l'effort, etc.) qui seraient sinon anéanties par usinage ou découpage, en particulier lorsque le matériau est à base de fibres. [0003] Un panneau de fuselage composite muni de lisses ne présente 20 pas un plan de pose uniforme pour le cadre. En effet les semelles de lisses sont des surfaces différentes de la peau de fuselage elle-même. Elles drainent des efforts propres qui sont repris dans le cadre : les semelles de lisses sont donc liées au cadre pour réaliser cette reprise de drainage d'efforts. ÉTAT ANTERIEUR DE LA TECHNIQUE 25 [0004] Des solutions ont été proposées pour permettre ce drainage d'efforts. Il est par exemple connu d'élargir sensiblement les semelles de lisses sous les cadres jusqu'à se toucher et permettre aux semelles de cadres transverses de reposer entièrement sur les semelles de lisses. Cependant cette solution génère une augmentation de masse non négligeable à mettre en oeuvre 30 dans la structure. De plus, elle entraîne une perte de matière importante lors de la fabrication des lisses et donc un surcoût.5 [0005] Une autre solution consiste à réaliser une mise en forme par soyage de la semelle du cadre afin qu'elle puisse s'adapter en se reposant sur la marche créée entre la semelle de lisse et la peau du fuselage. L'inconvénient de cette solution est de courber fortement les fibres de la semelle à l'endroit du soyage. Leur tenue mécanique est donc sensiblement diminuée et difficile à estimer. [0006] D'autres solutions consistent à injecter des patchs - pièces de raccord ou cales en matériau de souplesse appropriée - sous la semelle du cadre et entre les lisses, ou entre la peau et les lisses en longeant la semelle des cadres. Ces solutions augmentent encore la masse de manière importante pour mettre en oeuvre la structure. EXPOSÉ DE L'INVENTION [0007] L'invention vise à réaliser une liaison entre des semelles de pièces qui se chevauchent notamment sur un plan de pose - en particulier des semelles de lisses et de cadres sur une peau de fuselage pour former un panneau en matériau composite - sans augmenter la masse de mise en oeuvre de la structure. Pour ce faire, il est prévu des extensions qui viennent exercer la fonction de reprise d'effort entre les semelles. [0008] Plus précisément, l'invention a pour objet un procédé de liaison entre deux séries de pièces destinées à se chevaucher sur un plan de pose et hors de ce plan de pose, chaque pièce se projetant hors du plan de pose et présentant des semelles d'assemblage sur ce plan de pose, les pièces de chaque série étant sensiblement parallèles les unes aux autres. Dans une première étape, les semelles des pièces de la première série sont solidarisées au plan de pose. TECHNICAL FIELD [0001] The invention relates to a method of bonding between pieces which overlap on a laying plane and out of this plane. DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS laying plane, in particular a frame flange on a smoothed aircraft fuselage panel made of composite material. In a metal fuselage, the smoothened fuselage panel and the frame can be machined so as to adapt their shape to the contact surface 15 between the two parts. But when these parts are composite material, they are not machined to preserve the properties of the composite technology (lightness, resistance to effort, etc.) that would otherwise be destroyed by machining or cutting, especially when the material is fiber-based. [0003] A composite fuselage panel provided with rails does not have a uniform laying plan for the frame. Indeed the smooth soles are different surfaces of the fuselage skin itself. They drain own efforts which are taken in the frame: the soles of smooth are thus related to the frame to realize this recovery of drainage of efforts. STATE OF THE PRIOR ART [0004] Solutions have been proposed to allow this effort drainage. It is known, for example, to substantially widen the hoof soles under the frames until they touch each other and to allow the soles of transverse frames to rest entirely on the hoof soles. However, this solution generates a significant increase in mass to be implemented in the structure. In addition, it causes a significant loss of material during the manufacture of the heddles and therefore an additional cost. Another solution consists in carrying out a shaping of the sole of the frame so that it can adapt resting on the step created between the sole of smooth and the skin of the fuselage. The disadvantage of this solution is to strongly bend the fibers of the sole at the location of the squelching. Their mechanical strength is therefore significantly reduced and difficult to estimate. Other solutions consist in injecting patches - fitting parts or wedges of material of appropriate flexibility - under the sole of the frame and between the rails, or between the skin and the smooth running along the sole of the frames. These solutions further increase the mass significantly to implement the structure. PRESENTATION OF THE INVENTION [0007] The object of the invention is to provide a connection between soles of parts that overlap, in particular on a laying surface - in particular smooth and frame soles on a fuselage skin to form a panel. composite material - without increasing the mass of implementation of the structure. To do this, it is expected extensions that come exercise the function of recovery of effort between the soles. More specifically, the invention relates to a connecting process between two series of parts intended to overlap on a laying plane and out of this laying plane, each piece projecting out of the plane of installation and having assembly soles on this laying plane, the pieces of each series being substantially parallel to each other. In a first step, the soles of the parts of the first series are secured to the laying plane.
Puis, dans une deuxième étape, les pièces de la deuxième série sont ajourées à intervalle pour permettre ultérieurement un chevauchement entre les deux séries de pièces tout en assurant un contact des semelles des deux séries sur le plan de pose. Dans une étape ultérieure, les pièces de la deuxième série sont fixées sur une face frontale de leurs projections et leurs semelles à des extensions qui viennent obstruer partiellement les zones ajourées de ces pièces. Les extensions présentent des ouvertures centrales de sorte que, lors d'une étape de positionnement des semelles des pièces de la deuxième série sur le plan de pose, les ouvertures des extensions viennent en périphérie des projections des pièces de la première série. Dans une étape finale, les extensions solidarisées partiellement aux semelles des pièces de la deuxième série, et positionnées en appui partiel sur les semelles des pièces de la première série lors de l'étape précédente, sont solidarisées au plan de pose à travers ces semelles. [0009] En particulier, la co-injection comme fixation des pièces de la deuxième série aux extensions est un moulage réalisé dans des conditions connues et permettant d'obtenir une solidarisation complète entre les éléments coinjectés. Avantageusement, l'invention réalise une fonction supplémentaire de renforcement des zones ajourées de passage de pièces par la présence des extensions. La co-injection regroupe les méthodes de co-collage et de co-cuisson. En variante, la fixation peut être réalisée par collage, vissage, rivetage ou équivalent. [0010] Selon une variante, le procédé comporte également une étape de renforcement de la liaison entre les pièces par fixation - co-injection, collage, rivetage ou équivalent - d'extensions supplémentaires sur une face dorsale des projections des pièces de la deuxième série opposée à la face frontale, ces extensions supplémentaires étant ensuite solidarisées aux semelles des pièces de la première série. [0011] Avantageusement, les extensions présentent une face inférieure de profil adapté respectivement aux épaisseurs des pièces des deux séries en appui sur le plan de pose pour assurer des contacts respectifs maximisés avec ces pièces. [0012] Le procédé s'applique plus particulièrement à un panneau de fuselage d'aéronef en matériau composite comportant des lisses munies de semelles solidarisées à la peau du fuselage et des cadres disposés en travers des lisses et formés d'une paroi principale ou âme présentant deux faces opposées, l'âme étant prolongée par des semelles fixées à la peau du fuselage. Les cadres présentent des orifices de passage des lisses pour permettre leur chevauchement hors du panneau. Des colliers, comportant une paroi solidarisée à une face frontale des cadres et deux semelles solidarisées partiellement aux semelles des cadres, obstruent partiellement les orifices pour venir entourer les lisses en périphérie par une ouverture formée entre les deux semelles. Les semelles des colliers, partiellement solidarisées aux semelles des cadres, sont en appui de manière complémentaire sur les semelles des lisses et fixés à la peau du fuselage à travers les semelles des cadres et des lisses. La fixation peut être réalisée par collage, cuisson ou rivetage. [0013] Selon un mode de réalisation particulier, d'autres colliers sont solidarisés à la face opposée des âmes des cadres. Ces colliers supplémentaires présentent des semelles qui s'étendent en direction opposée aux semelles des premiers colliers et sont fixées aux semelles des lisses. BRÈVE DESCRIPTION DES FIGURES [0014] 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 schématique et partielle en coupe avant d'un panneau selon l'invention dans un plan de paroi principale de cadre ; - les figures 2a et 2b, des vues perspectives partielles avant et arrière d'un panneau selon l'invention ; - la figure 3, une vue perspective arrière du cadre de panneau au niveau d'un orifice de passage de lisse ; - la figure 4, une vue avant focalisé sur le positionnement d'une semelle de collier sur les semelles de cadres et de lisses du panneau, et - la figure 5, une vue perspective arrière d'un mode de réalisation alternatif de liaison entre cadre et lisses de panneau selon l'invention. EXPOSÉ DETAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION [0015] Les termes « supérieur » et « inférieur » utilisés en description des figures qualifient des éléments tournés respectivement vers des espaces externe EXT et interne INT définis hors et dans la peau du fuselage. Le présent texte définit par ailleurs des positionnements « avant » ou « frontal » et « arrière » ou « dorsal » en se rapportant à des faces respectivement frontale et dorsale d'un cadre, la semelle d'un cadre étant en regard de sa face dite frontale. [0016] En référence à la figure 1 illustrant une vue schématique partielle en coupe avant d'un panneau de fuselage d'aéronef 1, la face frontale 21a de la paroi principale ou âme 21 d'un cadre 2 apparaît avec, en prolongement, une semelle 22 solidarisée directement à la peau du fuselage 3. Le cadre 2 est préalablement ajouré à intervalle par détourage, la semelle 22 étant alors interrompue en conséquence pour permettre le passage des projections supérieures 41 et des semelles 42 (identifiés par les références 42a et 42b) des lisses 4. Les lisses 4 et les cadres 2 se chevauchant par croisement dans le plan de l'âme 21 hors du panneau 1, les lisses 4 s'étendant sensiblement perpendiculairement au cadre 2. Les semelles des lisses 4 sont préalablement solidarisées à la peau 3 par cuisson avec la peau du fuselage, les lisses et la peau du fuselage étant en matériau composite. Alternativement, la solidarisation peut être opérée par collage. [0017] Des colliers 5 sont préalablement co-injectés aux cadres 2 au niveau des zones ajourées. En variantes, les colliers peuvent être fixés par collage, vissage, rivetage ou équivalent. Chaque collier 5 comporte une paroi 51, ainsi solidarisée à la face frontale 21a du cadre 2 et deux semelles 52, identifiées par les références 52a et 52b. Ces semelles sont solidarisées partiellement à la semelle 22 du cadre, de part et d'autre de la projection 41 de chaque lisse 4. [0018] La paroi 51 de chaque collier 5 présente une ouverture 53 qui vient entourer chaque lisse 4 en périphérie. Les ouvertures 53 permettent à chaque lisse 4 de traverser chaque cadre 2 et donc le chevauchement ou croisement des lisses et cadres hors du panneau 3. Les semelles 52a et 52b du collier 5 sont en appui partiel, de manière complémentaire à la partie solidarisée à la semelle 22 du cadre 2, sur les semelles respectives 42a et 42b de part et d'autre de la lisse 4. Les semelles 52 des colliers 5 présentent avantageusement une face inférieure 54 de profil adapté respectivement aux épaisseurs des semelles du cadre et des lisses pour assurer des contacts respectifs maximisés. [0019] Les semelles 52a et 52b de chaque collier 5 sont avantageusement doublement fixées à la peau du fuselage 3 via la semelle de cadre 22, qui est ainsi également fixée au fuselage, et les semelles 42a et 42b de la lisse 4. La fixation est réalisée par des rivets 6. La fixation est alternativement effectuée par vissage, collage, cuisson, co-injection ou équivalent. [0020] Alternativement, les semelles des cadres sont préalablement solidarisées à la peau du fuselage 3 par tout moyen connu, par exemple par cocuisson en même temps que les lisses dans le cas où les cadres sont en matériau composite. Dans ce cas, le rivetage est optionnel. [0021] En référence aux vues partielles avant et arrière des figures 2a et 2b du même panneau de fuselage 1, apparaissent en perspective le cadre 2 comportant la semelle 22 (figure 2a) et l'âme 21, respectivement en faces frontale 21a et dorsale 21b, les colliers 5 qui viennent entourer les projections 41 des lisses 4, et les zones ajourées ou orifices 23 (figure 2b) du cadre 2 obstruées partiellement par les colliers 5. [0022] De manière plus précise, les figures 3 et 4 illustrent respectivement des vue arrière et avant du positionnement d'un collier 5. [0023] En référence à la figure 3, il est montré que l'épaisseur de l'âme 21 du cadre 2 est augmentée par l'épaisseur du collier 5. Le collier 5 renforce donc l'âme 21 du cadre dans la zone de passage de la lisse. L'ouverture 53 pour le passage de lisse est découpée dans le collier 5 pour former une découpe dans la paroi 51 ainsi que deux semelles 52a et 52b dans une semelle unique 52 avant découpage. [0024] En référence à la figure 4, il ressort que le collier 5 - paroi 51 et semelle 52a - réalise une liaison entre le cadre 2 - âme 21 et semelle 22 - et la semelle 42 de la lisse 4, assurant ainsi la transmission des efforts entre la semelle de lisse et le cadre. La semelle 22 du cadre 2 reste directement accostée sur la peau de fuselage 3 par une surface unique : les fibres du matériau composite restent rectilignes et travaillent de manière optimale. [0025] La face inférieure 54 de la semelle 52a et, plus généralement, de toutes les semelles 52 du collier 5, présente un profil en marche d'escalier. La différence d'épaisseurs entre les semelles 22 et 42, respectivement du cadre 2 et de la lisse 4, est ainsi rattrapée sans adjonction de pièce car la « cale » est ainsi co-injectée : l'avantage de la pièce unique est préservée sans complexifier l'assemblage. Alternativement, la « marche » peut être usinée avec des plis sacrificiels. [0026] Il convient de noter que le cadre 2 est en une seule pièce, sans montage de pièce intermédiaire avec la peau 3 : cette solution permet donc un gain en nombre de références à approvisionner et de cycles d'assemblage. [0027] Afin de renforcer la liaison entre la semelle de lisse et le cadre, une variante de réalisation est maintenant décrite en liaison avec la vue perspective arrière de la figure 5. Dans cette variante, des colliers supplémentaires 7 sont également fixés (par co-injection, rivetage, vissage, collage ou équivalent) en face dorsale 21b du cadre 2. Ces colliers 7 sont équipés de semelles 71 tournés vers l'arrière - en sens opposé à celui des semelles 52 des premiers colliers - et fixés également sur les semelles 42 des lisses 4 par des rivets 6. Les colliers 7 présentent également des ouvertures 72 pour permettre le passage des lisses 4. [0028] L'invention n'est pas limitée aux exemples de réalisation décrits et représentés. Il est par exemple possible d'appliquer cette invention à tout type d'encadrement de plan de pose renforcé par des nervures ou équivalents (par exemple : aux voilures ou caissons de voilure, empennage, etc.). Les nervures et cadres ne sont pas de forme prédéterminée ni nécessairement agencés perpendiculairement entre eux. Then, in a second step, the parts of the second series are perforated at intervals to subsequently allow an overlap between the two series of parts while ensuring contact of the soles of the two series on the laying plane. In a subsequent step, the parts of the second series are fixed on a front face of their projections and their soles to extensions that partially obstruct the perforated areas of these parts. The extensions have central openings so that, during a step of positioning the soles of the parts of the second series on the laying plane, the openings of the extensions come to the periphery of the projections of the parts of the first series. In a final step, the extensions partially secured to the soles of the parts of the second series, and positioned in partial support on the soles of the parts of the first series during the previous step, are secured to the plane of installation through these soles. In particular, the co-injection as attachment parts of the second series extensions is a molding made in known conditions and to obtain a complete connection between the coinjected elements. Advantageously, the invention provides an additional function of reinforcing the perforated zones of passage of parts by the presence of the extensions. Co-injection combines the methods of co-gluing and co-cooking. Alternatively, the attachment can be made by gluing, screwing, riveting or equivalent. According to a variant, the method also comprises a step of reinforcing the connection between the parts by fixing - co-injection, gluing, riveting or equivalent - additional extensions on a dorsal surface projections of the parts of the second series opposite to the front face, these additional extensions being then secured to the soles of the parts of the first series. Advantageously, the extensions have a bottom face of profile adapted respectively to the thicknesses of the parts of the two series resting on the laying plane to ensure maximized respective contacts with these parts. The method is more particularly applicable to an aircraft fuselage panel made of composite material comprising webs provided with soles secured to the skin of the fuselage and frames arranged across the rails and formed of a main wall or core. presenting two opposite faces, the soul being extended by soles fixed to the skin of the fuselage. The frames have openings for the smooth passage to allow their overlap out of the panel. Collars, having a wall secured to a front face of the frames and two soles partially secured to the soles of the frames, partially obstruct the orifices to surround the smooth periphery by an opening formed between the two soles. The soles of the collars, partially secured to the soles of the frames, are in complementary support on the soles of the healds and fixed to the skin of the fuselage through the soles of the frames and smooth. Fixing can be done by gluing, baking or riveting. According to a particular embodiment, other collars are secured to the opposite face of the souls of the frames. These additional collars have soles that extend in the opposite direction to the soles of the first collars and are attached to the soles of the healds. BRIEF DESCRIPTION OF THE FIGURES [0014] Other aspects, characteristics and advantages of the present invention will appear on reading the detailed description which follows, with reference to the appended figures which represent, respectively: FIG. 1, a schematic and partial view in front section of a panel according to the invention in a main frame wall plane; - Figures 2a and 2b, partial front and rear perspective views of a panel according to the invention; - Figure 3, a rear perspective view of the panel frame at a smooth passage opening; - Figure 4, a front view focused on the positioning of a collar sole on the flanges of frames and smooth panel, and - Figure 5, a rear perspective view of an alternative embodiment of connection between frame and panel rails according to the invention. DETAILED DESCRIPTION OF EMBODIMENTS [0015] The terms "upper" and "lower" used in the description of the figures describe elements turned respectively to outer spaces EXT and internal INT defined outside and in the skin of the fuselage. The present text also defines "front" or "front" and "rear" or "dorsal" positioning by referring to front and rear faces respectively of a frame, the sole of a frame facing its face. so-called frontal. Referring to Figure 1 illustrating a partial schematic sectional view before an aircraft fuselage panel 1, the front face 21a of the main wall or core 21 of a frame 2 appears with, in extension, a sole 22 secured directly to the skin of the fuselage 3. The frame 2 is previously perforated at intervals by trimming, the sole 22 then being interrupted accordingly to allow the passage of the upper projections 41 and soles 42 (identified by the references 42a and 42b) smooth 4. The smooth 4 and the frames 2 overlapping by crossing in the plane of the web 21 outside the panel 1, the smooth 4 extending substantially perpendicular to the frame 2. The soles smooth 4 are previously secured to the skin 3 by cooking with the skin of the fuselage, the smooth and the skin of the fuselage being made of composite material. Alternatively, the bonding can be operated by gluing. Collars 5 are previously co-injected to the frames 2 at the perforated zones. In variants, the collars can be fixed by gluing, screwing, riveting or equivalent. Each collar 5 comprises a wall 51, thus secured to the front face 21a of the frame 2 and two flanges 52, identified by the references 52a and 52b. These soles are partially secured to the sole 22 of the frame, on either side of the projection 41 of each arm 4. The wall 51 of each collar 5 has an opening 53 which surrounds each arm 4 at the periphery. The openings 53 allow each lug 4 to cross each frame 2 and thus the overlap or crossing of the heddles and frames outside the panel 3. The flanges 52a and 52b of the collar 5 are in partial support, in a manner complementary to the portion secured to the sole 22 of the frame 2, on the respective flanges 42a and 42b on either side of the flange 4. The flanges 52 of the collars 5 advantageously have a bottom face 54 of a profile adapted respectively to the thicknesses of the flanges of the frame and the straps for ensure maximized respective contacts. The flanges 52a and 52b of each collar 5 are preferably doubly attached to the skin of the fuselage 3 via the frame sole 22, which is also fixed to the fuselage, and the flanges 42a and 42b of the smooth 4. The fixation is made by rivets 6. The attachment is alternately performed by screwing, gluing, baking, co-injection or equivalent. Alternatively, the soles of the frames are previously secured to the skin of the fuselage 3 by any known means, for example by coking at the same time as the smooth in the case where the frames are made of composite material. In this case, riveting is optional. Referring to the partial front and rear views of Figures 2a and 2b of the same fuselage panel 1, appear in perspective the frame 2 having the sole 22 (Figure 2a) and the core 21, respectively 21a and dorsal front faces 21b, the collars 5 which surround the projections 41 of the smooth 4, and the perforated zones or holes 23 (Figure 2b) of the frame 2 partially obstructed by the collars 5. [0022] More specifically, FIGS. 3 and 4 illustrate respectively rear and front view of the positioning of a collar 5. [0023] Referring to Figure 3, it is shown that the thickness of the core 21 of the frame 2 is increased by the thickness of the collar 5. The collar 5 thus reinforces the soul 21 of the frame in the passage zone of the rail. The opening 53 for the smooth passage is cut in the collar 5 to form a cut in the wall 51 and two flanges 52a and 52b in a single sole 52 before cutting. Referring to Figure 4, it appears that the collar 5 - wall 51 and sole 52a - provides a connection between the frame 2 - core 21 and sole 22 - and the sole 42 of the smooth 4, thus ensuring the transmission efforts between the soleplate and the frame. The sole 22 of the frame 2 remains directly docked on the fuselage skin 3 by a single surface: the fibers of the composite material remain straight and work optimally. The underside 54 of the sole 52a and, more generally, all the soles 52 of the collar 5, has a staircase profile. The difference in thicknesses between the flanges 22 and 42, respectively of the frame 2 and of the flange 4, is thus caught up without adding a part because the "shim" is thus co-injected: the advantage of the single piece is preserved without to complicate the assembly. Alternatively, the "step" can be machined with sacrificial folds. It should be noted that the frame 2 is in one piece without mounting intermediate piece with the skin 3: this solution therefore allows a gain in number of references to supply and assembly cycles. To strengthen the connection between the flange and the frame, an alternative embodiment is now described in connection with the rear perspective view of Figure 5. In this variant, additional collars 7 are also fixed (by co -injection, riveting, screwing, bonding or equivalent) in the dorsal face 21b of the frame 2. These collars 7 are equipped with soles 71 facing rearwardly - in the opposite direction to that of the soles 52 of the first collars - and also fixed on the The collars 7 also have openings 72 to allow the passage of the heddles 4. [0028] The invention is not limited to the embodiments described and shown. For example, it is possible to apply this invention to any type of laying plane frame reinforced by ribs or the like (for example: wing or wing box, empennage, etc.). The ribs and frames are not predetermined in shape or necessarily arranged perpendicularly to each other.