FR2984274A1

FR2984274A1 - Poutre securisee, en particulier cadre fort de fuselage, ainsi que fuselage d'aeronef equipe de tels cadres

Info

Publication number: FR2984274A1
Application number: FR1161666A
Authority: FR
Inventors: Julien Guillemaut; Guillaume Gallant; Jerome Colmagro
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2011-12-15
Filing date: 2011-12-15
Publication date: 2013-06-21
Anticipated expiration: 2031-12-15
Also published as: FR2984274B1; US20130157017A1; CN103158855A

Abstract

L'invention vise à affranchir les structures de type fail-safe du critère de tolérance aux dommages et à permettre une tenue sensiblement améliorée à la fatigue, tout en réalisant un gain en masse. Pour ce faire, l'invention propose de former une structure hybride composite selon une configuration permettant de conjuguer les avantages du métal et du matériau composite. Dans une structure hybride sécurisée, au moins deux longerons structuraux longitudinaux (2a ; 2b) sont assemblés dos à dos (22a, 22b) par des moyens de fixation (5). Selon l'invention, l'un des longerons (2a) est métallique et équipé de voiles de stabilité, alors qu'un autre longeron (2b) est en matériau composite à fibres de carbone orientées selon le sens des efforts à prévoir de sorte que ce longeron (2b) présente une rigidité équivalente à celle du longeron métallique (2a).

Description

POUTRE SÉCURISÉE, EN PARTICULIER CADRE FORT DE FUSELAGE, AINSI QUE FUSELAGE D'AÉRONEF ÉQUIPÉ DE TELS CADRES DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE [0001]L'invention concerne des pièces fortement chargées en traction ou en flexion appelées poutres, telles que des cadres de fuselage sécurisés, en particulier les cadres forts de fuselage. Elle concerne également un fuselage d'aéronef équipé de tels cadres. [0002] De manière générale, une structure est dite sécurisée ou plus précisément « fail-safe » (à renfort sécurisé en terminologie anglaise), lorsqu'elle présente plusieurs chemins possibles pour reprendre les charges mécaniques. En particulier, une structure sécurisée peut se composer de deux longerons métalliques longitudinaux assemblés entre eux pour servir de cadre fort d'un fuselage d'aéronef. Du fait du niveau élevé des efforts appliqués, et des difficultés liées à la fabrication, ces cadres sont généralement métalliques. [0003]La certification d'un tel cadre fort impose, pour l'ensemble de ses deux longerons, une tenue mécanique à 150% des efforts maximaux possibles rencontrés par le cadre (charges dites « extrêmes »). Lorsqu'un des deux longerons est supposé cassé, la tenue mécanique à 100% des efforts maximaux appliqués (charges dites « limites ») doit être démontrée. [0004]Les cadres de fuselage étant habituellement en métal, un critère principal dimensionnant ces cadres est la tolérance aux dommages pour les raisons suivantes. Selon ce critère, il est demandé que la plus grande des fissures, qui n'a pas été détectée lors d'une inspection, ne puisse pas se propager jusqu'à la taille critique - définie comme apte à ruiner totalement la structure - pendant l'intervalle de temps qui sépare cette inspection de l'inspection suivante. [0005]Afin de mesurer la tolérance aux dommages d'un cadre de fuselage d'avion, il est convenu de suivre un modèle de propagation de fissures permettant d'évaluer la taille de la ou des fissures en fonction du nombre de vols réalisés. Une structure de type cadre fail-safe de fuselage se compose de deux longerons longitudinaux assemblés entre eux sur une paroi latérale. Les conditions initiales généralement admises pour établir le modèle consistent à générer des fissures de tailles différentes sur chacune des parois latérales des longerons du cadre fail-safe. [0006]Ces fissures sont prises en compte au niveau des sites critiques d'initiation de fissures. Dans le cas qui nous intéresse plus spécialement, les fixations permettant l'assemblage des deux longerons initient la fissure. En effet, à cause d'un coefficient de concentration de contrainte localement élevé, lié par exemple à un effet de forme qui induit des sur- contraintes, ces sites sont le plus souvent les sites critiques d'initiation de fissures. Or les fissures se propagent à des vitesses dépendant de la taille de ces fissures. Ainsi, le longeron présentant la fissure initiale de plus grande taille va être soumis à une vitesse de propagation de fissure plus importante. Lorsqu'une fissure a atteint la taille critique de rupture, le longeron correspondant est cassé et l'autre longeron se trouve alors surchargé à cause de la redistribution dans l'autre cadre des efforts du cadre rompu, ainsi que dans la peau du fuselage. La surcharge subie par le cadre restant est dans ces conditions d'environ 80%. On parle alors de « redistribution globale des efforts ». La propagation de la fissure dans le cadre non-rompue est alors très rapide, ce qui explique que le critère dimensionnant est la tolérance aux dommages. ÉTAT DE LA TECHNIQUE [0007] De manière générale, des moyens sont donc recherchés pour améliorer les structures métalliques de type sécurisées (fail-safe) au regard de leur tenue à la fatigue - correspondant à l'initiation des dommages - et à la tolérance aux dommages, c'est-à-dire à leur propagation. [0008]Il est par ailleurs connu du document de brevet US 2010/0316857 un matériau composite multicouche intégrant une couche métallique de renfort. Un tel matériau est destiné à servir dans des zones d'introduction de force, par exemple de vis ou de rivet, ou des zones de connexion. Il est donc limité aux fissures qui prennent naissance dans ces zones particulières, pour lesquelles des protections sont en général prévues. [0009] Afin de limiter la propagation des fissures, les solutions classiques consistent à augmenter les dimensions et/ou à multiplier le nombre de poutres de liaison. Ces solutions sont onéreuses et augmentent la masse du cadre. EXPOSÉ DE L'INVENTION [0010]L'invention vise à améliorer la tenue en tolérance aux 15 dommages des pièces fortement chargées de type fail-safe et à permettre en particulier une tenue sensiblement améliorée à la fatigue, tout en réalisant un gain en masse. [0011]Pour ce faire, l'invention propose de former une structure hybride composite selon une configuration permettant de conjuguer les avantages 20 du métal et du matériau composite. [0012]Plus précisément, la présente invention a pour objet une poutre sécurisée comportant au moins une pièce ou longeron structural solidarisé à un support dans le sens longitudinal par des moyens de fixation. La poutre comprend au moins deux longerons assemblés entre eux par des moyens de 25 fixation : l'un des longerons est métallique et équipé de voiles de stabilité, alors qu'un deuxième longeron est en matériau composite. [0013]Cette solution hybride permet de bénéficier de la stabilité des voiles du longeron métallique pour l'ensemble de la structure, ainsi que de l'absence de propagation de dommage, en particulier de fissures, dans le matériau composite de l'autre longeron structural. De plus, la présence d'un longeron en matériau composite permet un gain en masse par rapport à la solution tout métallique. [0014]Selon des modes de réalisation préférés : - les fibres du longeron composite sont orientées principalement selon le sens des efforts à prévoir de sorte que ce longeron présente une rigidité équivalente à celle du longeron métallique ; - les longerons sont de structure profilée choisie entre une forme en « U », en « I » c'est-à-dire en plaque, en « L » et en « T » ; - le premier longeron métallique est profilé en « U » et un second longeron est en matériau composite à fibres de carbone ; - les longerons sont de forme identique, profilés en « U » et assemblés entre eux par leurs âmes ; - le matériau des longerons métalliques est à base d'un alliage d'aluminium ou de titane. [0015] L'invention se rapporte également à un cadre fort de fuselage d'un aéronef. Ce cadre comporte la structure définie ci-dessus avec des longerons structuraux configurés selon une géométrie apte à pouvoir s'adapter à un profil de fuselage d'aéronef. [0016]L'invention a également pour objet un fuselage d'aéronef comportant une peau sur laquelle au moins une paroi de cadre tel que défini ci-dessus est solidarisée. PRÉSENTATION DES FIGURES [0017]D'autres aspects et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit, en référence aux figures annexées qui représentent, respectivement : - les figures 1 et 2, des vues partielles de face intérieur et arrière d'un fuselage d'aéronef sur lequel est monté un cadre fort ; - les figures 3a et 3b, des vues schématisées en coupe d'exemples de cadre hybride fail-safe selon l'invention avec, respectivement, un longeron composite profilée en « U » et en plaque ; - la figure 4, une vue latérale de la géométrie d'un cadre fort hybride selon l'invention, et - les figures 5 et 6, une vue arrière de fuselage avec déformée de pressurisation cabine et une vue schématisée en coupe d'un cadre fort hybride subissant les efforts de flexion consécutifs à la pressurisation. DESCRIPTION DÉTAILLÉE [0018]Dans tout le texte, les qualificatifs « interne » ou « externe » et leurs dérivés se rapportent, respectivement, à des éléments plus proches ou plus éloignés de la peau de fuselage et, respectivement, à des éléments tournés vers ou dans une direction opposée à cette peau de fuselage. Par ailleurs, les mêmes signes de référence désignent des éléments identiques dans les figures annexées. [0019]En référence aux vues frontale et arrière des figures 1 et 2, un cadre sécurisé 2 de fuselage d'aéronef est constitué d'un ou de plusieurs longerons capables de répondre à la pressurisation, et donc aptes à travailler en flexion (globalement profilés en « U » dans l'exemple). Les longerons 2 sont fixés sur une peau de fuselage 3 d'avion. Ils peuvent être collés ou co-collés, c'est-à-dire recuits avec le fuselage, et solidarisés par rivetage, soudage ou équivalent sur la face interne 3a de la peau 3. Les longerons sont maintenus ensemble par des fixations réparties sur toute leur longueur. Des voiles 6 sont également répartis sur toute leur longueur afin d'assurer la stabilité mécanique des longerons. L'ensemble des longerons ainsi assemblées forme un cadre sécurisé 2 de type fail safe. [0020]Selon l'invention, une telle poutre 2 est une poutre de forme globalement similaire à celle antérieurement utilisée et composée de deux pièces distinctes, 2a et 2b, chaque pièce étant constituée d'un seul et unique matériau, différent pour chacune de ces deux pièces : la pièce 2a est en matériau métallique et la pièce 2b est en matériau composite. On parle alors de montage hybride de la poutre. [0021]Un premier exemple de cadre fort hybride 2 est plus particulièrement illustré par la vue en coupe de la figure 3a. Le premier longeron 2a est en titane et le deuxième longeron 2b en matériau composite. Ce matériau est fabriqué à base d'un polymère (de résine époxy en général) renforcé par des fibres de carbone, connu par exemple sous l'appellation CFRP (initiales de « Carbon Fibre Reinforced Polymer »). Les fibres de carbone sont préalablement orientées dans le sens des efforts pour augmenter la rigidité du longeron au niveau de celle du longeron métallique. [0022]Chacun des longerons 2a et 2b du cadre fort 2 présente en coupe une même géométrie : - une demi-semelle intérieure ou pied 20a, 20b, collée et fixée par des boulons 7 à la face interne 3a de la peau de fuselage 3 ; - une âme 22a, 22b qui s'étend sensiblement perpendiculairement 20 aux demi-semelles respectives 20a, 20b et à la peau 3, et - une demi-aile 24a, 24b qui s'étend parallèlement aux demi-semelles intérieures 20a, 20b selon une largeur légèrement plus faible que celle de ces demi-semelles intérieures. [0023]Les longerons 2a et 2b sont assemblées entre eux par des 25 fixations métalliques 5 le long de leurs âmes 22a, 22b. Ces longerons sont donc assemblés « dos à dos » par leurs âmes et ont chacun une forme de profilé en « U », dont les côtés sont formés par les demi-semelles intérieures 20a, 20b et les demi-ailes 24a, 24b encadrant la base du « U » formée par les âmes 22a, 22b. [0024]Les demi-semelles intérieures 20a et 20b forment la semelle 20 du cadre 2 et les deux demi-ailes 24a et 24b forment une aile 24. [0025]Selon une variante illustrée en figure 3b, le cadre 2 reprend la même configuration à l'exception du deuxième longeron en matériau composite.

En effet, le longeron composite 2b' présente alors une forme de plaque, c'est-à- dire qu'il ne comporte que l'âme 22b, sans aile ni semelle. Cette variante permet un gain en coût et en adaptation à l'environnement sans nuire à la tolérance aux dommages. [0026] Le cadre fort hybride 2 permet de stopper la propagation des fissures. En effet, un défaut initié dans le longeron métallique 2a va se propager jusqu'à la rupture de ce longeron, ce qui va générer un mécanisme de redistribution des efforts dans le deuxième longeron 2b ou 2b'. Mais la propagation des dommages est stoppée car les fissures ne se propagent pas dans la pièce composite. [0027]En conservant le métal comme matériau du longeron 2a, la stabilité de l'ensemble du cadre 2 est assurée avec la présence de voiles 6 qui équipent classiquement les cadres métalliques. [0028] Les longerons 2a et 2b (ou 2b') permettent tous les deux de reprendre les efforts en flexion appliqués au cadre fort 2 lorsque ceux-ci sont intacts. Mais chacun des longerons offrent avantageusement des fonctions différentes la stabilité de l'ensemble du cadre fort hybride 2 est assurée par le longeron métallique 2a et le longeron composite 2b ou 2b' permet d'arrêter la propagation de fissures dans le cadre fort hybride 2. Ce longeron composite assure donc une fonction complémentaire de tenue résiduelle en cas de rupture du cadre métallique sujet à l'initiation et propagation de fissures. [0029]La géométrie d'un cadre fort hybride 2 selon l'invention est plus précisément illustrée par la vue latérale de la figure 4. Le longeron composite 2b présente deux parties successives de configurations différentes: une partie 21b profilée en « U », avec demi-semelle 20b et demi-aile 24b comme représentées en coupe par la figure 3a, et une partie 21b' en plaque ou âme 22b, sans aile ni semelle, comme illustré par la figure 3b. Le longeron en titane 2a conserve un profilé en « U » sur toute sa longueur. [0030]En référence aux figures 5 et 6, le cadre hybride est illustré dans son comportement en flexion. En une vue arrière schématisée (figure 5), la pressurisation cabine fait passer la déformée du fuselage 3 d'une courbure continue CI à un profil à double courbure inversée CII (avec un point d'inflexion « I ») , symétriquement par rapport à un plan de symétrie centrale Ps. Les cadres 2 subissent alors, du fait du changement de courbure - en passant de Cl à CII - et sur une longueur importante, une flexion F liée à la pressurisation cabine. [0031]Sur la vue en coupe schématisée (figure 6), il apparaît plus précisément que la demi-aile métallique 24a du longeron 2a du cadre 2 est sollicitée en traction T, la demi-semelle métallique 20a sollicitée en compression é , et les âmes 22a et 22b du cadre 2 sollicitées en flexion F . La demi-aile métallique 24a, et donc tout le cadre 2, améliore sa tenue en fatigue par rapport à un cadre tout métallique du fait de la flexion du longeron composite 2b, et cela d'autant plus que l'effort de traction est supérieur à l'effort de compression. [0032]L'invention n'est pas limitée aux exemples de réalisation décrits et représentés. Il est par exemple possible qu'une partie du longeron métallique soit remplacé par une partie en matériau composite sans que le caractère hybride du cadre soit compromis. De plus, les poutres selon l'invention peuvent être associées à d'autres longerons, pour former des pièces consolidées, par exemple une structure à deux longerons métalliques en « U » assemblés de part et d'autre d'une paroi composite. Par ailleurs, le matériau composite peut être à base de fibres de carbone, de fibres de verre ou équivalent.

Claims

REVENDICATIONS1. Poutre sécurisée (2) comportant au moins une pièce ou longeron structural solidarisé à un support (3) par des moyens de fixation (7) dans le sens longitudinal, caractérisée en ce que cette poutre comprend au moins deux longerons assemblés entre eux par des moyens de fixation (5), un premier longeron (2a) est métallique et équipé de voiles de stabilité (6), alors qu'un deuxième longeron (2b, 2b') est en matériau composite.
2. Poutre hybride selon la revendication 1, dans laquelle les fibres du longeron composite (2b, 2b') sont orientées principalement selon le sens des efforts à prévoir de sorte que ce longeron (2b, 2b') présente une rigidité équivalente à celle du longeron métallique (2a).
3. Poutre hybride selon la revendication 1, dans laquelle les longerons (2a ; 2b, 2b') sont de structure profilée choisie entre une forme en « U », en « I », en « L » et en T»
4. Poutre hybride selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisée en ce que le premier longeron métallique (2a) est profilé en « U » et le second longeron (2b, 2b') est en matériau composite à fibres de carbone.
5. Poutre hybride selon l'une des revendications précédentes, dans laquelle les longerons (2a, 2b) sont de forme identique, profilés en « U » et assemblés entre eux par leurs âmes (22a, 22b).
6. Poutre hybride selon l'une des revendications précédentes, dans laquelle le matériau des longerons métalliques (2a) est à base d'un alliage d'aluminium ou de titane.
7. Cadre fort de fuselage d'un aéronef, caractérisé en ce que ce cadre comporte la structure hybride selon l'une quelconque des revendicationsprécédentes, avec des longerons structuraux (2a ; 2b, 2b') configurés selon une géométrie apte à pouvoir s'adapter à un profil de fuselage d'aéronef (3).
8. Fuselage d'aéronef comportant une peau (3a) sur laquelle au moins une semelle (20) de cadre (2) selon la revendication précédente est solidarisée.