FR3015346A1 - Procede de fabrication d'une piece de fuselage d'aeronef, piece de fuselage obtenue par un tel procede et aeronef equipe d'une telle piece de fuselage - Google Patents

Procede de fabrication d'une piece de fuselage d'aeronef, piece de fuselage obtenue par un tel procede et aeronef equipe d'une telle piece de fuselage Download PDF

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Abstract

L'invention concerne un procédé de fabrication d'une pièce de fuselage d'un aéronef comprenant les étapes consistant à : utiliser un moule (10) tubulaire de la forme de la pièce de fuselage à fabriquer comprenant une surface (12) extérieure et une pluralité de rainures (14, 15, 16) périphériques; former une ossature interne de ladite pièce de fuselage par le dépôt de plusieurs couches (18) de fibres en matériau composite dans lesdites rainures dudit moule ; former une peau externe de ladite pièce de fuselage par le dépôt de plusieurs couches de fibres en matériau composite sur ladite surface extérieure dudit moule tubulaire et sur lesdites fibres préalablement déposées dans lesdites rainures ; cuire l'ensemble formé dudit moule, de ladite ossature interne et de ladite peau externe en autoclave ; démouler la forme cuite de ladite pièce de fuselage. L'invention concerne également une pièce de fuselage obtenue par un procédé selon l'invention et un aéronef équipé d'une telle pièce de fuselage.

Description

PROCÉDÉ DE FABRICATION D'UNE PIECE DE FUSELAGE D'AÉRONEF, PIECE DE FUSELAGE OBTENUE PAR UN TEL PROCÉDÉ ET AÉRONEF ÉQUIPÉ D'UNE TELLE PIECE DE FUSELAGE 1. Domaine technique de l'invention L'invention concerne un procédé de fabrication d'une pièce de fuselage d'un aéronef, en particulier une pointe avant, et une pièce de fuselage obtenue par un procédé selon l'invention. L'invention concerne également un aéronef équipé d'une pièce de fuselage selon l'invention. 2. Arrière-plan technologique Une pointe avant d'aéronef est une pièce particulièrement importante lors de la conception d'un aéronef car c'est la partie de l'aéronef qui entre en premier dans l'air et qui doit donc minimiser la résistance au mouvement. En outre, la pointe avant comprend le logement du cockpit qui reçoit les pilotes de l'aéronef et les systèmes de commande et de visualisation de l'aéronef. La pointe avant se distingue du reste du fuselage de l'aéronef en ce qu'elle comprend une large ouverture ménagée transversalement, par rapport à la direction longitudinale de déplacement de l'aéronef, pour permettre l'installation d'un pare-brise frontal.
Elle se distingue aussi du reste du fuselage en ce qu'elle est de forme conique. Il n'est donc pas aisé de rigidifier la pointe avant avec les mêmes techniques que celles mises en oeuvre pour rigidifier un tronçon de fuselage d'un aéronef, qui consistent en général à prévoir des cadres circulaires fermés qui s'étendent longitudinalement le long du fuselage, les cadres étant reliés les uns aux autres par des raidisseurs du type lisses ou longerons. Il est important que la pointe avant soit à la fois aérodynamique, robuste, tout en permettant le ménagement d'une large ouverture frontale pour l'agencement d'un pare-brise notamment. Il est connu, par exemple du document FR 2980766, une structure de pointe avant comprenant une peau externe rigidifiée par des cadres et des montants. Il est également connu que les nouveaux programmes d'aviation migrent vers des technologies composites. Par exemple, le document FR 2 894869 décrit 5 une pièce de fuselage d'aéronef dont la peau externe est réalisée en un matériau composite. Le procédé de fabrication d'un tel fuselage comprend une étape d'assemblage d'une pluralité de cadres et pièces structurales pour former une ossature interne du fuselage de l'aéronef, une étape d'installation d'outillages entre les cadres de l'ossature pour obtenir une structure pleine, une étape de dépôt 10 d'une couche de matériau composite, une étape de cuisson de la structure et une étape de retrait de l'outillage. L'inconvénient de cette technique est d'une part qu'elle ne s'adapte pas facilement à la fabrication d'une pointe avant ou à une pièce de fuselage présentant de larges ouvertures et d'autre part qu'elle nécessite l'utilisation 15 d'outillages pour maintenir la pièce de fuselage d'un seul tenant afin notamment d'éviter qu'elle ne s'effondre sur elle-même. Il a également été proposé d'installer les cadres et pièces structurales postérieurement à l'étape de cuisson. Pour ce faire, il est nécessaire, lors du démoulage de la pièce de sécuriser sa forme en faisant appel à un outillage externe 20 à la peau, chargé de rigidifier, par l'extérieur, la forme de la peau au sortir du moule, pour laisser libre la surface interne de la structure sur laquelle les cadres et lisses sont fixés. Cet outillage est complexe, de dimensions au moins équivalentes à la pointe avant et donc de manipulation malaisée, lente et compliquée. En outre, une fois l'outillage installé, il faut en outre procéder à 25 l'installation de l'ossature interne formée par des cadres et des lisses qui ont été fabriqués lors d'un processus indépendant de la fabrication de la structure. Aussi, leur géométrie ne correspond pas forcément exactement à la géométrie de la surface interne de la structure. Il est donc nécessaire de mesurer les écarts existants et de caler les cadres/lisses sur la surface interne de la structure. Ces 30 calages sont réalisés à l'aide de cales liquides ou solides. Ces étapes alourdissent la fabrication de la pointe avant et pénalisent les avantages d'une technique de fabrication par matériau composite. 3. Objectifs de l'invention L'invention vise à pallier au moins certains des inconvénients des procédés de fabrication des pièces de fuselage connues, en particulier des pointes avant.
En particulier, l'invention vise aussi à fournir, dans au moins un mode de réalisation de l'invention, un procédé de fabrication qui tire profit des techniques de fabrication par drapage de matériau composite. L'invention vise aussi à fournir, dans au moins un mode de réalisation, un procédé de fabrication d'une pièce de fuselage, en particulier d'une pointe avant qui soit autoportante. L'invention vise aussi à fournir, dans au moins un mode de réalisation de l'invention, un procédé de fabrication d'une pièce de fuselage, en particulier d'une pointe avant, qui ne nécessite pas une étape de renforcement de la pièce de fuselage par la fixation de cadres ou de lisses.
L'invention vise aussi à fournir, dans au moins un mode de réalisation de l'invention, un procédé de fabrication d'une pièce de fuselage, en particulier une pointe avant, qui permet d'obtenir une pièce de fuselage légère et robuste. 4. Exposé de l'invention Pour ce faire, l'invention concerne un procédé de fabrication d'une pièce 20 de fuselage d'un aéronef comprenant les étapes consistant à : utiliser un moule tubulaire de la forme de la pièce de fuselage à fabriquer s'étendant le long d'une direction longitudinale, et comprenant une surface extérieure et une pluralité de rainures périphériques ménagées dans ladite surface extérieure, 25 former une ossature interne de ladite pièce de fuselage par le dépôt de plusieurs couches de fibres en matériau composite dans lesdites rainures dudit moule, former une peau externe de ladite pièce de fuselage par le dépôt de plusieurs couches de fibres en matériau composite sur ladite surface 30 extérieure dudit moule tubulaire et sur lesdites fibres préalablement déposées dans lesdites rainures, cuire l'ensemble formé dudit moule, de ladite ossature interne et de ladite peau externe en autoclave, démouler la forme cuite de ladite pièce de fuselage.
Un procédé selon l'invention permet donc de former une pièce de fuselage d'un aéronef qui soit autoportante, après cuisson, et qui ne nécessite plus l'adjonction de cadres ou lisses pour maintenir l'intégrité de la pièce de fuselage. L'ossature interne étant intégrée à la peau au plus tôt, la partie du fuselage se suffit à elle-même et n'exige pas d'avoir recours à un outillage de renforcement en sortie d'autoclave, après cuisson et démoulage. La fabrication d'une pièce de fuselage selon le procédé de l'invention est donc plus simple à réaliser et ne nécessite pas d'étape supplémentaire en comparaison avec les techniques de l'art antérieur (notamment sans étape de calage liquide ou solide d'éléments structuraux sur la surface interne de la pièce de fuselage).
En outre, l'ossature interne et la peau externe sont formées sur un seul et même moule (ou outil) de mise en forme en deux phases successives, une première phase de dépôt de fibres dans les rainures du moule, et une deuxième phase de dépôt de fibres sur l'intégralité du moule. Au cours de cette deuxième phase, les fibres qui forment la peau externe recouvrent à la fois les fibres constitutives de l'ossature interne et les surfaces extérieures du moule qui sont agencées entre les rainures. En d'autres termes, au cours de la deuxième phase, les fibres sont déposées de sorte qu'elles recouvrent l'intégralité du moule. La fabrication d'une pièce de fuselage par un procédé selon l'invention est donc plus rapide qu'avec les techniques de l'art antérieur ou au moins deux outils distincts doivent être utilisés pour effectuer d'une part la phase de formation de la peau externe et d'autre part la formation de l'ossature interne par l'assemblage de cadres et lisses. En outre, la pièce de fuselage étant formée sur un seul outil, sans outillage additionnel destiné à maintenir l'intégrité de la pièce de fuselage, l'accessibilité de 30 la pièce de fuselage est très nettement améliorée par rapport aux techniques de l'art antérieur. En particulier, des opérateurs peuvent intervenir rapidement sur les parties internes ou externes de la pièce de fuselage, sans être contraints et gênés par des outillages de maintien de la peau. Les opérateurs peuvent donc notamment passer des câbles - électriques, de conditionnement d'air, etc. - en tout point de la pièce de fuselage sans contrainte particulière. En particulier, dans le cas où la pièce de fuselage fabriquée est une pointe avant, les installations des glaces, du pare-brise et des autres éléments de visibilité peuvent également être rapidement réalisées grâce à un procédé selon l'invention. Un procédé de fabrication d'une pièce de fuselage, en particulier d'une pointe avant, selon l'invention permet donc au final de raccourcir les délais de fabrication et de finalisation d'une pièce de fuselage, en particulier d'une pointe avant, en autorisant une intervention plus rapide sur la pièce de fuselage, en particulier sur la pointe avant. Un procédé de fabrication selon l'invention permet donc également de minimiser les coûts associés par rapport à un procédé classique.
Avantageusement et selon l'invention, dans ladite étape de formation d'une ossature interne, on dépose successivement une couche de fibres en matériau composite dans chaque rainure. Selon cette variante avantageuse, une couche de fibres est déposée successivement dans chaque rainure avant de passer au dépôt de la couche suivante. Cela confère une meilleure rigidité à l'ossature interne ainsi formée. En outre, le passage successif d'une rainure à une autre renforce les parties de l'ossature interne agencées entre les rainures. Avantageusement et selon l'invention, le dépôt des couches de fibres en matériau composite consiste en un drapage desdites fibres.
Avantageusement et selon l'invention, lesdites fibres de matériau composite sont des bandes de matériau composite. L'utilisation de bandes plutôt que des brins de fibres par exemple, permet d'obtenir une meilleure rigidité de la pièce de fuselage formée. En outre, cela permet de raccourcir les délais de fabrication d'une pièce de fuselage, en limitant 30 le nombre de couches nécessaires. Cela permet également un dépôt précis des bandes sur le moule. Le dépôt des bandes est de manière connue réalisé par une machine à commande numérique. Avantageusement et selon une variante de l'invention, au moins une rainure dudit moule s'étend selon une direction non parallèle à ladite direction longitudinale, notamment transversale.
L'utilisation d'un moule comprenant au moins une rainure non longitudinale, notamment transversale, permet de former une ossature interne comprenant au moins une structure transversale assurant l'intégrité de la pièce de fuselage. Avantageusement et selon une autre variante de l'invention, lesdites 10 rainures dudit moule forment une structure géodésique. L'utilisation d'un moule comprenant des rainures formant une structure géodésique permet d'obtenir une ossature interne de forme géodésique, qui a une tenue à la fois longitudinalement et transversalement. En outre, une telle ossature interne géodésique présente une géométrie optimale d'un point de vue de la 15 répartition des efforts mécaniques. Elle est notamment particulièrement adaptée à la formation d'une pointe avant. Avantageusement et selon une autre variante de l'invention, au moins une rainure périphérique est une rainure hélicoïdale qui s'étend le long du moule tubulaire et qui présente un axe qui coïncide avec l'axe dudit moule. 20 Avantageusement et selon cette variante, le moule comprend une pluralité de rainures hélicoïdales indépendantes l'une de l'autre, chaque rainure s'étendant le long du moule tubulaire et présentant un axe qui coïncide avec l'axe dudit moule. L'utilisation d'un moule présentant une pluralité de rainures hélicoïdales 25 permet d'obtenir une ossature interne formée d'une pluralité d'hélices indépendantes. Selon cette variante, il est intéressant de commencer par déposer une première couche de fibres dans la première rainure hélicoïdale, puis de déposer une première couche de fibres dans la deuxième rainure, puis une première couche dans la troisième rainure, et ainsi de suite jusqu'à la dernière 30 rainure, et reprendre le même processus pour chaque couche, jusqu'à la dernière couche. Cela permet d'obtenir une ossature interne rigide et de bonne tenue aux efforts mécaniques. Avantageusement et selon l'invention, au moins une rainure - notamment chaque rainure - présente une section droite transversale de forme trapézoïdale. Cette forme particulière de rainure facilite les opérations de démoulage.
Avantageusement et selon l'invention, au moins une rainure - notamment chaque rainure - présente une profondeur non uniforme. Une rainure à profondeur variable permet de former une ossature interne qui comprend au niveau des zones non uniformes, par exemple, des surplus de matière. Cela permet par exemple de former une ossature interne qui présente des 10 renforcements de matière au niveau de ces zones à profondeur non uniforme. En variante ou en combinaison, au moins une rainure - notamment chaque rainure - présente une largeur non uniforme. Cela permet également de former une ossature interne qui présente des variations d'épaisseur au niveau des zones correspondantes. 15 Avantageusement et selon l'invention, au cours de l'étape de formation de ladite ossature interne, au moins un noyau perdu est agencé dans au moins une rainure et ce noyau perdu est supprimé après l'étape de cuisson pour former un espace libre de matière à l'intérieur de l'ossature interne. Cet espace libre de matière permet par exemple le passage de câble. 20 Un procédé selon cette variante permet de ménager des espaces à l'intérieur des éléments structuraux de l'ossature interne, ce qui permet, une fois la cuisson effectuée, de passer des câbles électriques ou des conduites de conditionnement d'air ou tous dispositifs longilignes nécessaires au fonctionnement de l'aéronef. 25 De préférence, le noyau perdu est agencé dans la rainure dans laquelle on souhaite ménager une zone de passage de câble après avoir déposé quelques couches de fibres. Une fois le noyau perdu agencé, quelques couches de fibres additionnelles sont déposées dans la rainure pour recouvrir le noyau. De manière connue, le noyau perdu peut être formé d'une mousse qui est 30 détruite pendant ou après l'étape de cuisson ou d'une vessie qu'on vient enlever par une extrémité longitudinale de la structure formée par la rainure, après l'étape de cuisson. Avantageusement et selon l'invention, dans ladite étape de formation d'une peau externe, on laisse libre de fibres des zones de ladite surface extérieure dudit moule de manière à former des ouvertures dans ladite pièce de fuselage.
Un procédé selon cette variante permet de ménager des ouvertures dans la pièce de fuselage formée en matériau composite. Ces ouvertures forment par exemple les emplacements des hublots ou des portes. Dans le cas d'une pointe avant, ces ouvertures forment également les emplacements du pare-brise, des glaces de visualisation, et de manière générale de tous les éléments d'interface destinés à équiper la pointe avant. Pour former ces zones libres de fibres, on peut par exemple dévier les fibres au voisinage des ouvertures que l'on souhaite ménager. On peut également interrompre le drapage des fibres au niveau de l'ouverture et reprendre le drapage une fois l'ouverture ménagée, les zones d'interruption et de reprise du drapage délimitant ainsi les contours des ouvertures. Avantageusement et selon l'invention, ledit moule tubulaire est un moule à clé de voute comprenant une pluralité de pièces adaptées pour se rétracter une fois la cuisson effectuée. Un tel moule facilite l'étape de démoulage de la pièce de fuselage.
L'invention concerne également une pièce de fuselage, notamment une pointe avant, d'aéronef autoportante comprenant: - une ossature interne en matériau composite, - une peau externe en matériau composite. Une pièce de fuselage, en particulier une pointe avant, selon l'invention est formée par un procédé selon l'invention. L'invention concerne également un aéronef équipé d'une pièce de fuselage, en particulier une pointe avant, selon l'invention. L'invention concerne également un procédé de fabrication d'une pièce de fuselage, une pièce de fuselage, en particulier une pointe avant, et un aéronef 30 équipé d'une pièce de fuselage, caractérisés en combinaison par tout ou partie des caractéristiques mentionnées ci-dessus ou ci-après. 5. Liste des figures D'autres buts, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante donnée à titre uniquement non limitatif et qui se réfère aux figures annexées dans lesquelles : - la figure 1 est une vue schématique d'une mise en oeuvre de l'étape de formation d'une ossature interne d'un procédé de fabrication d'une pièce de fuselage selon un mode de réalisation de l'invention, - la figure 2 est une vue schématique d'une mise en oeuvre de l'étape de formation d'une peau externe d'un procédé de fabrication d'une pièce de fuselage selon un mode de réalisation de l'invention, la figure 3 est une vue schématique de l'ensemble formé d'un moule, d'une ossature interne et d'une peau externe par un procédé de fabrication d'une pièce de fuselage selon un mode de réalisation de l'invention. la figure 4 est une vue schématique d'un moule destiné à être utilisé par un procédé de fabrication d'une pièce de fuselage selon un mode de réalisation de l'invention. - la figure 5 est une vue schématique en perspective d'une pointe avant selon un mode de réalisation de l'invention obtenue par un procédé de fabrication d'une pointe avant selon un mode de réalisation de l'invention, la figure 6 est une vue schématique en coupe d'une portion de pointe avant selon un mode de réalisation de l'invention laissant apparaitre une zone de passage de câble ménagé dans l'ossature interne, - la figure 7 est une vue schématique en perspective d'un moule destiné à être utilisé par un procédé de fabrication d'une pointe avant selon un mode de réalisation de l'invention, la figure 8 est une vue schématique en perspective d'un détail du moule de la figure 7. 6. Description détaillée de modes de réalisation de l'invention Sur les figures, les échelles et les proportions ne sont pas strictement respectées et ce, à des fins d'illustration et de clarté. Dans toute la description détaillée qui suit en référence aux figures, sauf indication contraire, chaque élément de la pièce de fuselage et chaque élément utilisé pour la mise en oeuvre du procédé de fabrication de cette pièce de fuselage, en particulier le moule, est décrit tel qu'il est agencé lorsque la pièce de fuselage s'étend longitudinalement et horizontalement sur un support plan. Cet agencement est notamment représenté sur les figures 1 à 5.
Un procédé de fabrication d'une pièce de fuselage d'un aéronef selon l'invention comprend une première étape consistant à choisir et utiliser un moule 10 tubulaire de la forme de la pièce de fuselage à fabriquer. Ce moule 10 s'étend le long d'une direction 11 longitudinale et comprend une surface 12 extérieure et une pluralité de rainures 14, 15, 16 périphériques ménagées dans la surface 12 extérieure. Ce moule est par exemple en un matériau métallique. Sur les figures 1 à 3, le moule 10 représenté est cylindrique de révolution, à base circulaire. Il est donc de forme simple et permet d'obtenir une pièce de fuselage conformée, cylindrique de révolution, à base circulaire. Il ne s'agit bien sur que d'un mode de réalisation présenté à titre d'illustration du procédé selon un mode de réalisation de l'invention. L'homme du métier comprendra aisément comment adapter le mode de réalisation décrit à un moule présentant une structure plus complexe pour former par exemple une pointe avant d'aéronef. De même, seules trois rainures sont représentées, mais il va de soi que le moule 10 comprend une pluralité de rainures dont le nombre, l'espacement entre chaque rainure, les dimensions des rainures - largeur, profondeur - dépend des dimensions et de la structure interne et externe de la pièce de fuselage que l'on souhaite fabriquer. En d'autres termes, le moule et les rainures ménagées sur le moule sont déterminés en fonction de la forme et de la structure interne et externe de la pièce de fuselage que l'on souhaite fabriquer.
Le procédé comprend en outre, et tel que représenté sur la figure 1, une étape de formation d'une ossature interne de la pièce de fuselage. Cette étape consiste à déposer plusieurs couches 18 de fibres en matériau composite dans les rainures 14, 15, 16 du moule 10. Une couche de fibres est schématiquement représentée par la référence 18 sur les figures. De préférence, cette couche 18 est d'abord drapée dans une première rainure 14, sur toute la circonférence de la rainure 14. Elle est ensuite amenée jusque vers la rainure 15 suivante, sans interruption du drapage de la couche 18 de telle sorte que la couche 18 couvre aussi une partie de la surface 12 extérieure du moule 10 entre les rainures 14 et 15. Elle est ensuite drapée dans la rainure 15 sur toute la circonférence de la rainure 15. Elle est ensuite amenée jusque vers la rainure 16, sans interruption du drapage de la couche de telle sorte que la couche 18 couvre aussi une partie de la surface 12 extérieure du moule 10 entre les rainures 15 et 16, et ainsi de suite jusqu'à la dernière rainure du moule 10. Lorsque la couche de fibres a été drapée dans la dernière rainure, les opérations de drapage sont reproduites en sens inverse de la dernière rainure 15 jusqu'à la première rainure pour former une deuxième couche de fibres. Le cycle complet est répété jusqu'à ce que les rainures 14, 15 et 16 du moule soient entièrement remplies de fibres. Cette première étape complète du procédé permet de former une ossature 20 interne de la pièce de fuselage. 20 Lorsque cette ossature 20 interne a été formée, le procédé prévoit, et tel que représenté sur la figure 2, une étape de formation d'une peau 21 externe de la pièce de fuselage par le dépôt de plusieurs couches 19 de fibres en matériau composite sur la surface 12 extérieure du moule tubulaire et sur les couches 18 de fibres préalablement déposées dans les rainures 14, 15, 16. 25 Chaque couche 19 est de préférence drapée continument d'une extrémité à l'autre du moule 10 et inversement jusqu'à atteindre l'épaisseur recherchée. De préférence, cette étape de formation de la peau 21 externe est réalisée immédiatement après l'étape de formation de l'ossature 20 interne et sans interruption des fibres de matériau composite utilisées dans cette étape, ce qui 30 permet d'obtenir une pièce de fuselage d'un seul tenant sans aucune discontinuité de matière.
Dans d'autres modes de réalisation et tel que précisé précédemment, des discontinuités de fibres peuvent néanmoins intervenir, si nécessaire, pour laisser des zones libres de fibres de manière à former des ouvertures pour l'installation ultérieure de portes, hublots, pare-brise et autres élément d'interface.
Les fibres en matériau composite peuvent être renforcées par des fibres de carbone. Ces fibres de carbone peuvent être préalablement imprégnées de résine. Une telle résine est par exemple une résine époxyde, une résine phénolique ou toute résine équivalente. La figure 3 est une vue en coupe de l'ensemble formé du moule 10, de l'ossature 21 interne formée par le drapage des couches 18 de fibres dans les rainures 14, 15, 16 et de la peau 20 externe formée par le drapage des couches 19 de fibres sur l'intégralité de la surface 12 extérieure du moule. Le procédé selon l'invention prévoit alors la cuisson de cet ensemble dans un autoclave. Les caractéristiques de l'étape de cuisson (température, pression et durée notamment) sont bien connues de l'homme du métier et ne sont donc pas décrites ici en détail. L'étape de cuisson permet d'assurer la polymérisation du matériau composite. En sortie d'autoclave, la forme cuite est alors démoulée de manière à obtenir une pièce de fuselage autoportante d'un seul tenant comprenant une 20 ossature interne et une peau externe formées en matériau composite. De préférence, le moule utilisé est un moule à clé de voute formé d'une pluralité de pièces qui peuvent donc se rétracter à la sortie de l'autoclave. La pointe avant étant autoportante, il n'est pas nécessaire de prévoir un outillage de maintien de la pointe avant. Elle est directement accessible aux opérateurs. 25 La figure 4 est une vue schématique d'un autre moule 30 pouvant être utilisé par un procédé selon un autre mode de réalisation. Ce moule 30 comprend trois rainures 34, 35, 36 hélicoïdales qui s'étendent le long du moule 30. Les rainures 34, 35 et 36 sont indépendantes l'une des autres et le drapage des couches de fibres au cours de l'étape de formation d'une ossature interne est réalisé 30 indépendamment pour chaque rainure. Aussi, contrairement au mode de réalisation des figures 1 à 3, la couche de fibres qui est déposée dans la première rainure 34 hélicoïdale n'est pas amenée vers la deuxième rainure pour y être drapée. Le procédé prévoit trois drapages successifs de chaque couche de fibres. En d'autres termes, une première couche de fibres est drapée dans la première rainure 34 hélicoïdale. Ensuite, une couche de fibres est drapée dans la deuxième rainure 35 hélicoïdale. Puis une couche de fibres est drapée dans la troisième rainure 36 hélicoïdale. Lorsque ces trois couches ont été drapées, on passe au drapage d'une deuxième couche de fibres successivement dans chaque rainure. L'opération est répétée jusqu'à ce que l'ensemble des rainures soient remplies de fibres.
Les étapes suivantes du procédé sont identiques à celles mises en oeuvre en lien avec le procédé selon le mode de réalisation des figures 1 à 3. Selon d'autres modes de réalisation, d'autres moules peuvent être utilisés pour assurer la formation de l'ossature interne de la pièce de fuselage. Par exemple, le moule peut comprendre des rainures formant une structure géodésique de telle sorte que la pièce de fuselage formée présente une ossature interne présentant une structure géodésique. Par exemple, la figure 7 présente un moule 40 destiné à former une pointe avant. Ce moule 40 présente une forme conique vers l'avant et une pluralité de rainures 41 formées dans le moule 40. Les dimensions de chaque rainure 41 - largeur, profondeur, longueur - dépendent de la structure de l'ossature interne et de la peau externe de la pointe avant que l'on cherche à fabriquer. Une fois le procédé selon l'invention mis en oeuvre sur le moule 40 de la figure 7, on obtient une pointe avant telle que représentée schématiquement sur la figure 5. Quel que soit la forme et l'agencement des rainures sur le moule, il est possible de prévoir, au cours de l'étape de formation d'une ossature interne, une étape additionnelle d'agencement d'un noyau perdu dans au moins une rainure. Ce noyau est ensuite supprimé ou enlevé, après ou pendant l'étape de cuisson. La disparition ou l'enlèvement de ce noyau permet de laisser place à un espace à l'intérieur de l'ossature interne. Cet espace permet par exemple de passer, une fois la pièce de fuselage démoulée à la sortie de l'autoclave, des câbles électriques ou des conduites d'un système de conditionnement d'air.
La figure 6 illustre en coupe l'espace 25 ainsi formé à l'intérieur de l'ossature 20 interne. Ces espaces sont par exemple formés sur la partie supérieure interne de la pièce de fuselage.
L'invention ne se limite pas aux seuls modes de réalisation décrits. En particulier, d'autres types de moules peuvent être utilisés pour former d'autres types d'ossature internes et donc d'autres pièce de fuselage d'aéronef. De plus, un procédé selon l'invention peut également être mis en oeuvre pour former tous types de pièces de fuselage d'un aéronef, en particulier des cônes arrière, des tronçons de fuselage, des pointes avant, et de manière générale tous types d'éléments de fuselage d'un aéronef.

Claims (15)

  1. REVENDICATIONS1. Procédé de fabrication d'une pièce de fuselage d'un aéronef comprenant les étapes consistant à : utiliser un moule (10 ; 30 ; 40) tubulaire de la forme de la pièce de fuselage à fabriquer s'étendant le long d'une direction (11) longitudinale, et comprenant une surface (12) extérieure et une pluralité de rainures (14, 15, 16 ; 34, 35, 36 ; 41) périphériques ménagées dans ladite surface (12) extérieure, former une ossature (20) interne de ladite pièce de fuselage par le dépôt de plusieurs couches (18) de fibres en matériau composite dans lesdites rainures dudit moule, former une peau (21) externe de ladite pièce de fuselage par le dépôt de plusieurs couches (19) de fibres en matériau composite sur ladite surface (12) extérieure dudit moule tubulaire et sur lesdites fibres préalablement déposées dans lesdites rainures, cuire l'ensemble formé dudit moule (10 ; 30 ; 40), de ladite ossature (20) interne et de ladite peau (21) externe en autoclave, démouler la forme cuite de ladite pièce de fuselage.
  2. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que dans ladite étape de formation d'une ossature (20) interne, on dépose successivement une couche (18) de fibres en matériau composite dans chaque rainure (14, 15, 16).
  3. 3. Procédé selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que ledit dépôt desdites couches de fibres en matériau composite consiste en un drapage desdites fibres.
  4. 4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que lesdites fibres (18, 19) de matériau composite sont des bandes de matériau composite.
  5. 5. Procédé selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce qu'au moins une rainure dudit moule s'étend selon une direction transversale.
  6. 6. Procédé selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que lesdites rainures dudit moule forment une structure géodésique.
  7. 7. Procédé selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce qu'au moins une rainure (34, 35, 36) périphérique est une rainure hélicoïdale qui s'étend le long du moule tubulaire et qui présente un axe qui coïncide avec l'axe dudit moule (30).
  8. 8. Procédé selon la revendication 7 caractérisé en ce que ledit moule (30) comprend une pluralité de rainures (34, 35, 36) hélicoïdales indépendantes l'une de l'autre, chaque rainure s'étendant le long du moule tubulaire et présentant un axe qui coïncide avec l'axe dudit moule.
  9. 9. Procédé selon l'une des revendications 1 à 8, caractérisé en ce qu'au moins une rainure (14, 15, 16 ; 34, 35, 36 ; 41) présente une section droite transversale de forme trapézoïdale.
  10. 10. Procédé selon l'une des revendications 1 à 9, caractérisé en ce qu'au moins une rainure (14, 15, 16 ; 34, 35, 36 ; 41) présente une profondeur non uniforme.
  11. 11. Procédé selon l'une des revendications 1 à 10, caractérisé en ce qu'au cours de l'étape de formation de ladite ossature interne, au moins un noyau perdu est agencé dans au moins une rainure et en ce que ce noyau perdu est supprimé après l'étape de cuisson pour former un espace (25) de passage de câble.
  12. 12. Procédé selon l'une des revendications 1 à 11, caractérisé en ce que ledit moule tubulaire est un moule à clé de voute comprenant une pluralité de pièces adaptées pour se rétracter une fois la cuisson effectuée.
  13. 13. Procédé selon l'une des revendications 1 à 12, caractérisé en ce que dans ladite étape de formation d'une peau externe, on laisse libre de fibres des zones de ladite surface (12) extérieure dudit moule de manière à former des ouvertures dans ladite pièce de fuselage.
  14. 14. Pièce de fuselage d'aéronef autoportante comprenant : une ossature (20) interne en matériau composite, une peau (21) externe en matériau composite.
  15. 15. Aéronef équipé d'une pièce de fuselage selon la revendication 14.30
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