FR3043646A1 - Ensemble structurel pour fuselage d'aeronef a double courbure comprenant des cadres a orientation optimisee - Google Patents

Abstract

Pour permettre à une structure de fuselage d'aéronef d'offrir une résistance optimale aux charges de pressurisation dans une région à double courbure du fuselage, il est proposé d'utiliser un cadre circonférentiel (40A) ouvert orienté de sorte que son âme présente une orientation proche de la normale locale (48) à la peau du fuselage.

Description

ENSEMBLE STRUCTUREL POUR FUSELAGE D'AÉRONEF À DOUBLE COURBURE COMPRENANT DES CADRES À ORIENTATION OPTIMISÉE

DESCRIPTION

DOMAINE TECHNIQUE

La présente invention concerne un ensemble structurel destiné à former au moins une partie d'un fuselage d'aéronef, et comprenant une peau de fuselage et des cadres circonférentiels. L'invention concerne plus particulièrement un tel ensemble structurel, dans lequel au moins une portion de la peau de fuselage présente une double courbure. Il faut comprendre par-là que ladite portion de la peau est incurvée lorsqu'elle est vue en section à la fois selon un plan transversal et selon un plan axial. Les cadres circonférentiels considérés sont ceux sur lesquels ladite portion à double courbure de la peau est fixée. L'invention concerne également un aéronef comprenant un tel ensemble structurel. Ce dernier peut notamment faire partie d'une pointe avant de l'aéronef.

ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE

La structure du fuselage d'un aéronef comprend en général un entrecroisement de cadres circonférentiels de forme globalement circulaire s'étendant dans des plans transversaux par rapport à la direction axiale de l'aéronef, et de raidisseurs longitudinaux. Une telle structure permet de conférer une géométrie stable à la peau du fuselage.

Les cadres circonférentiels ont notamment pour fonction de résister aux charges induites par la pressurisation du cockpit et de la cabine de l'aéronef. A cet effet, les cadres présentent typiquement une section en T, en I, en L ou autre, et comprennent donc une âme et une semelle qui s'étend sensiblement orthogonalement à l'âme. La peau du fuselage est fixée sur cette semelle, également dénommée « membrure ».

Dans la majeure partie du fuselage des aéronefs de type connu, la peau est de forme globalement cylindrique de révolution, de sorte que l'âme de chaque cadre circonférentiel s'étend sensiblement orthogonalement à la peau. Cette configuration est optimale en termes de résistance aux charges induites par la pressurisation.

En revanche, dans la pointe avant et dans la pointe arrière de l'aéronef, la peau du fuselage présente une double courbure, de sorte que les âmes respectives des cadres circonférentiels agencés dans ces régions de l'aéronef ne s'étendent pas orthogonalement à la peau du fuselage.

De ce fait, ce type de structure de fuselage n'est pas optimal en matière de résistance aux efforts de pressurisation.

EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, économique et efficace à ce problème.

Elle propose à cet effet un ensemble structurel, destiné à former une partie d'un fuselage d'aéronef, et comprenant une peau de fuselage présentant une double courbure, et des cadres circonférentiels qui comprennent une âme ainsi qu'une semelle s'étendant sensiblement orthogonalement à l'âme et sur laquelle ladite peau de fuselage est fixée.

Selon l'invention, les cadres circonférentiels comprennent au moins un premier cadre circonférentiel, présentant une extrémité inférieure et une extrémité supérieure, et conformé de sorte qu'une première demi-droite virtuelle, qui passe par l'âme et qui part du milieu d'un premier segment de droite virtuel reliant l'extrémité inférieure à l'extrémité supérieure, en s'étendant orthogonalement audit premier segment de droite virtuel, intersecte la peau de fuselage en un point en lequel ladite première demi-droite virtuelle est sensiblement orthogonale à la peau de fuselage.

Cette propriété géométrique du premier cadre circonférentiel permet de garantir qu'au moins une portion de l'âme du premier cadre circonférentiel, localisée au niveau du point d'intersection de la première demi-droite virtuelle avec la peau de fuselage, s'étende localement selon une direction proche de la normale à la peau de fuselage. Le premier cadre circonférentiel offre ainsi une résistance optimale aux efforts induits par la pressurisation du fuselage de l'aéronef.

De préférence, l'âme du premier cadre circonférentiel s'inscrit dans un plan faisant un angle strictement compris entre 0 et 45 degrés avec un plan transversal.

De préférence, les extrémités inférieure et supérieure de chaque premier cadre circonférentiel sont situées d'un même côté latéral de l'ensemble structurel.

De préférence, l'âme du premier cadre circonférentiel présente une portion centrée par rapport au point d'intersection de la première demi-droite virtuelle et de la peau de fuselage, laquelle portion s'étend en tout point selon une direction faisant un angle inférieur à 20 degrés avec la normale locale à la peau de fuselage, et présente une étendue circonférentielle supérieure à 10% de l'étendue circonférentielle du premier cadre circonférentiel dont elle fait partie.

De préférence, les cadres circonférentiels comprennent en outre au moins un deuxième cadre circonférentiel s'étendant symétriquement au premier cadre circonférentiel par rapport à un plan vertical médian de l'ensemble structurel.

Dans un mode de réalisation préféré de l'invention, l'extrémité inférieure du premier cadre circonférentiel est reliée à une structure de case de train d'atterrissage.

En variante, les extrémités inférieures respectives des premier et deuxième cadres circonférentiels peuvent être reliées l'une à l'autre par des moyens de liaison, tels que des raidisseurs appropriés.

De préférence, l'ensemble structurel comprend en outre un entablement inférieur destiné à supporter un pare-brise de cockpit d'aéronef, et l'extrémité supérieure du premier cadre circonférentiel est reliée à l'entablement inférieur.

De préférence, l'ensemble structurel comprend une pièce supérieure réalisée d'un seul tenant intégrant une partie de la peau de fuselage et une structure comprenant l'entablement inférieur ainsi qu'un entablement supérieur, des montants, des raidisseurs, et une portion d'extrémité supérieure du premier cadre circonférentiel.

Dans ce cas, l'entablement inférieur, l'entablement supérieur et les montants délimitent le pare-brise.

De préférence, tous les raidisseurs de la pièce supérieure ainsi que l'entablement inférieur, l'entablement supérieur et les montants, comportent chacun une âme présentant une troisième extrémité et une quatrième extrémité opposée et sont chacun conformés de sorte qu'une deuxième demi-droite virtuelle correspondante, qui passe par l'âme et par le milieu d'un deuxième segment de droite virtuel correspondant reliant la troisième extrémité à la quatrième extrémité, et qui s'étend orthogonalement audit deuxième segment de droite virtuel, intersecte la peau de fuselage en un point en lequel ladite deuxième demi-droite virtuelle est sensiblement normale à la peau de fuselage. L'invention concerne également un aéronef, comprenant un ensemble structurel du type décrit ci-dessus.

Dans un mode de réalisation préféré de l'invention, l'aéronef comprend une pointe avant qui comprend l'ensemble structurel.

BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS L'invention sera mieux comprise, et d'autres détails, avantages et caractéristiques de celle-ci apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : la figure 1 est une vue schématique de côté d'un aéronef selon un mode de réalisation préféré de l'invention ; - la figure 2 est une vue schématique en perspective d'un ensemble structurel formant une partie d'une pointe avant de l'aéronef de la figure 1, vu depuis l'avant ; la figure 3 est une vue schématique de face de l'ensemble structurel de la figure 2 ; - la figure 4 est une vue schématique de côté de l'ensemble structurel de la figure 2 ; - la figure 5 est une vue schématique partielle en perspective de l'ensemble structurel de la figure 2, vu depuis l'arrière ; - la figure 6 est une vue schématique partielle de l'ensemble structurel de la figure 2 en coupe selon un plan horizontal passant par l'axe de l'aéronef ; la figure 7 est une vue semblable à la figure 2, illustrant une pièce supérieure, réalisée d'un seul tenant, et appartenant à l'ensemble structurel ; la figure 8 est une vue schématique en perspective à plus grande échelle de la pièce supérieure de l'ensemble structurel. EXPOSÉ DÉTAILLÉ D'UN MODE DE RÉALISATION PRÉFÉRÉ

La figure 1 illustre de manière générale un aéronef 10 comprenant un fuselage 12, des ailes 14, et un empennage arrière 16. Le fuselage 12 comporte typiquement une pointe avant 18, une pointe arrière 20, et une partie médiane 22 de forme générale sensiblement cylindrique de révolution, agencée entre la pointe avant 18 et la pointe arrière 20, et définissant un axe longitudinal 23 de l'aéronef.

Dans la description qui suit, on appelle X la direction longitudinale ou axiale de l'aéronef, on appelle Z la direction verticale (définie ainsi lorsque l'aéronef est stationné sur une surface horizontale), et Y la direction transversale, orthogonale aux deux directions précédentes. Les directions X et Y définisse des plans dits « horizontaux » par référence à l'orientation de l'aéronef lorsque ce dernier est stationné au sol.

Les figures 2 à 6 illustrent à plus grande échelle un ensemble structurel 24 formant une partie de la pointe avant 18 et comprenant de manière générale une pluralité de cadres circonférentiels 26 et de raidisseurs 28, ainsi qu'une peau de fuselage 30 fixée sur les cadres circonférentiels et les raidisseurs. D'une manière conventionnelle, la peau de fuselage 30 présente une double courbure.

Les cadres circonférentiels 26 et les raidisseurs 28 comportent chacun une âme 32, 34, et une semelle 36, 38 s'étendant sensiblement orthogonalement à l'âme 32, 34 à partir d'une extrémité de l'âme, et sur laquelle se fixe la peau de fuselage 30. Les cadres circonférentiels 26 et les raidisseurs 28 présentent ainsi une section en T. Bien entendu, ces éléments peuvent, en variante, comprendre un talon agencé à l'autre extrémité de l'âme, et/ou un raidisseur intermédiaire relié à une partie médiane de l'âme, sans sortir du cadre de l'invention. De plus, la semelle et/ou, le cas échéant, le talon et/ou le raidisseur intermédiaire, peut s'étendre de manière symétrique ou non par rapport à l'âme. La section des cadres circonférentiels 26 et des raidisseurs 28 peut ainsi être en I, en L, ou autre.

Pour permettre d'apercevoir les âmes 32, 34 respectives des cadres circonférentiels 26 et des raidisseurs 28, les semelles 36, 38 ne sont pas visibles sur les figures 2 à 5, 7 et 8, et seule une portion arrière de la peau de fuselage 30 est visible sur ces figures.

Certains des cadres circonférentiels 26, appelés « premiers cadres circonférentiels 40A » dans ce qui suit, présentent une extrémité inférieure 42A et une extrémité supérieure 44A, et sont donc en forme d'arceaux.

Selon une particularité de l'invention, les premiers cadres circonférentiels 40A sont conformés de sorte que leurs âmes 32 respectives s'étendent dans des plans respectifs 46A (figure 5) qui ne sont pas orthogonaux à l'axe longitudinal 23. Plus précisément, chacun des premiers cadres circonférentiels 40A est conformé de sorte qu'une première demi-droite virtuelle 48 correspondante, qui passe par l'âme 32 du cadre et qui part du milieu 50 d'un premier segment de droite virtuel 52 reliant l'extrémité inférieure 42A à l'extrémité supérieure 44A du cadre, en s'étendant orthogonalement au premier segment de droite virtuel 52, intersecte la peau de fuselage 30 en un point 54 en lequel ladite première demi-droite virtuelle 48 est sensiblement orthogonale à la peau de fuselage 30. Par « sensiblement orthogonale », il faut comprendre orthogonale avec une tolérance de plus ou moins 10 degrés, et préférentiellement de plus ou moins 5 degrés. Compte tenu du degré de courbure de la peau de fuselage 30, le plan 46A de l'âme 32 de chaque premier cadre circonférentiel 40A fait un angle Θ strictement compris entre 0 et 45 degrés avec un plan transversal 55 (c'est-à-dire un plan orthogonal à la direction longitudinale X). L'angle Θ est défini entre des vecteurs VI et V2 respectivement normaux aux plans 46A et 55 (figure 5).

Cette propriété géométrique des premiers cadres circonférentiels 40A permet de garantir qu'au moins une portion 32A de l'âme 32 de chaque premier cadre circonférentiel 40A, centrée sur le point 54, s'étende localement selon une orientation proche de la normale à la peau de fuselage 30 (figure 5). La portion 32A de l'âme 32 s'étend ainsi de préférence en tout point selon une direction faisant un angle inférieur à 20 degrés avec la normale locale à la peau de fuselage 30, cet angle étant préférentiellement inférieur à 10 degrés. De plus, la portion 32A présente de préférence une étendue circonférentielle supérieure à 10% de l'étendue circonférentielle du premier cadre circonférentiel 40A dont elle fait partie.

En pratique, la courbure du fuselage est en général modérément prononcée de sorte que l'étendue circonférentielle de la portion 32A précitée de l'âme 32 de chaque premier cadre circonférentiel 40A peut être supérieure à 25%, voire à 50%, de l'étendue circonférentielle du premier cadre circonférentiel 40A correspondant.

Plus généralement, l'ensemble de l'âme 32 de chaque premier cadre circonférentiel 40A présente ainsi en tout point une orientation relativement proche de la normale locale à la peau de fuselage 30, par comparaison avec les structures de fuselage de type connu.

Cette configuration des premiers cadres circonférentiels 40A offre une résistance optimale aux efforts induits par la pressurisation du fuselage de l'aéronef.

Comme cela apparaît plus clairement sur les figures 3 et 6, l'ensemble structurel 24 comporte des deuxièmes cadres circonférentiels 40B agencés symétriquement aux premiers cadres circonférentiels 40A par rapport à un plan vertical médian 56 de l'ensemble structurel 24, qui est également un plan vertical médian de l'aéronef, et qui se définit comme étant un plan passant par l'axe longitudinal 23 et parallèle aux directions longitudinale X et verticale Z. Les deuxièmes cadres circonférentiels 40B présentent donc les mêmes propriétés que les premiers cadres circonférentiels 40A.

Dans l'exemple illustré, la pointe avant 18 comporte une case de train d'atterrissage avant 58 (figures 4 à 6) agencée dans une position relativement proche de l'extrémité avant de l'aéronef, sous le poste de pilotage. L'extrémité inférieure 42A de chaque premier cadre circonférentiel 40A est reliée à une extrémité inférieure 60A d'une nervure 62 correspondante appartenant à une structure de la case de train 58. De manière analogue, l'extrémité inférieure 42B de chaque deuxième cadre circonférentiel 40B est reliée à une extrémité inférieure 60B de la nervure 62 correspondante (figure 6).

En variante, notamment lorsque la case de train d'atterrissage avant est agencée dans une position relativement en arrière par rapport au poste de pilotage, les extrémités inférieures respectives de certains ou de tous les premiers cadres circonférentiels 40A peuvent être raccordées aux extrémités inférieures respectives de certains ou de tous les deuxièmes cadres circonférentiels 40B, typiquement par des moyens de liaison tels que des raidisseurs appropriés.

Dans les deux cas, il est à noter que les extrémités inférieure 42A et supérieure 44A de chaque premier cadre circonférentiel 40A sont situées d'un même côté latéral de l'ensemble structurel 24. Il en va évidemment de même en ce qui concerne les deuxièmes cadres circonférentiels 40B.

Dans le mode de réalisation illustré, l'ensemble structurel 24 comporte en outre un entablement inférieur 64 et un entablement supérieur 66 ainsi que des montants 68 qui les relient mutuellement (figures 2 et 3). Ces éléments 64, 66, 68 sont destinés à supporter le pare-brise de l'aéronef, d'une manière connue en soi. Comme les raidisseurs 28, ces éléments 64, 66, 68 sont à section en T ou en I, et comprennent ainsi une âme 69 et au moins une semelle (non visible sur les figures) qui s'étend orthogonalement à leur âme et sur laquelle la peau de fuselage 30 est fixée. A titre d'exemple, les montants 68 sont au nombre de trois, à savoir un montant central 68A, et deux montants latéraux 68B, 68C symétriques l'un de l'autre par rapport au plan vertical médian 56 (figure 3). L'ensemble structurel délimite ainsi quatre emplacements pour des vitres destinées à former le pare-brise, à savoir deux emplacements médians 70 séparés l'un de l'autre par le montant central 68A et symétriques l'un de l'autre par rapport au plan vertical médian 56, et deux emplacements latéraux 72 séparés chacun de l'emplacement central 70 adjacent par l'un des montants latéraux 68B, 68C, et également symétriques l'un de l'autre par rapport au plan vertical médian 56.

Toujours à titre d'exemple, l'entablement inférieur 64 comporte une branche médiane 74 en forme d'arceau centrée par rapport au plan vertical médian 56, ainsi que deux branches latérales 76 symétriques l'une de l'autre par rapport au plan vertical médian 56 et s'étendant vers l'arrière à partir de la branche médiane 74, par exemple à partir de deux régions de la branche médiane 74 se trouvant chacune sensiblement à mi-distance entre une extrémité latérale correspondante de la branche médiane 74 et le plan vertical médian 56 (figures 2 et 3).

Chacune des branches latérales 76 est par exemple formée de deux segments 76A, 76B formant un angle non nul entre eux (figure 3).

Les raidisseurs 28 de l'ensemble structurel 24 présentent une orientation principalement longitudinale. Il faut comprendre par-là que l'âme 34 de chacun de ces raidisseurs 28 s'étend dans un plan 80 respectif qui forme un angle φ strictement supérieur à 45 degrés avec un plan transversal 82. L'angle φ est défini entre des vecteurs V3 et V4 respectivement normaux aux plans 80 et 82 (figure 5).

Certains des raidisseurs 28 s'étendent vers l'arrière à partir d'une paroi de fond avant 84 sur laquelle se fixe un radôme 86 de l'aéronef (figure 4). Comme le montre la figure 2, en partant du plan vertical médian 56 et en s'éloignant vers un côté de l'aéronef, on rencontre d'abord deux raidisseurs 28A qui s'arrêtent vers l'arrière au niveau de la branche médiane 74 de l'entablement inférieur 64, puis un raidisseur 28B qui se prolonge vers l'arrière jusqu'à la branche latérale 76 correspondante de l'entablement inférieur 64, puis un raidisseur 28C qui se prolonge vers l'arrière jusqu'au montant latéral 68B correspondant, puis deux raidisseur 28D et 28E qui se prolongent vers l'arrière au-delà de l'entablement inférieur 64 et des premiers cadres circonférentiels 40A.

Par ailleurs, l'ensemble structurel 24 comporte un troisième cadre circonférentiel 84 qui délimite un côté arrière de chacun des emplacements latéraux 72 du pare-brise (figures 2 à 4). Ce troisième cadre circonférentiel 84 est un cadre ouvert centré par rapport au plan vertical médian 56. Il présente ainsi deux extrémités inférieures 86 par lesquels il est raccordé aux extrémités supérieures 88 respectives de deux quatrièmes cadres circonférentiels 90, chacun en forme d'arceau, agencés symétriquement l'un de l'autre par rapport au plan vertical médian 56. Toujours à titre d'exemple, les âmes respectives des quatrièmes cadres circonférentiels 90 s'inscrivent dans un plan transversal 92 (figure 4), tandis que l'âme du troisième cadre circonférentiel 84 s'inscrit dans un plan 94 incliné par rapport à la direction verticale. L'ensemble structurel 24 comporte en outre des cinquièmes cadres circonférentiels 96 agencés en arrière des cadres décrits ci-dessus. Ces cinquièmes cadres circonférentiels 96 sont d'un type conventionnel, c'est-à-dire de forme annulaire fermée, et leurs âmes respectives s'étendent dans des plans transversaux.

Les raidisseurs 28 incluent par exemple deux raidisseurs 98 (figures 2, 4 et 5) reliant respectivement ceux des premiers et deuxièmes cadres circonférentiels 40A, 40B qui sont situés le plus en arrière, à celui des cinquièmes cadres circonférentiels 96 qui est situé le plus en avant. Les extrémités inférieures 97 respectives des quatrièmes cadres circonférentiels 90 sont par exemple raccordées respectivement à ces deux raidisseurs 98.

Dans le mode de réalisation préféré illustré sur les figures, l'ensemble structurel 24 comporte une pièce supérieure 100 (figures 7 et 8) réalisée d'un seul tenant, intégrant une partie de la peau de fuselage 30 (non visible sur ces figures) et une structure comprenant l'ensemble des raidisseurs 28 situés dans la région correspondante de l'ensemble structurel 24 ainsi que l'entablement inférieur 64, l'entablement supérieur 66 et les montants 68. Les raidisseurs 28 concernés sont les raidisseurs 28A-28C ainsi qu'une portion avant 101 du raidisseur 28D.

La structure de la pièce supérieure 100 comporte en outre une portion d'extrémité supérieure 102 de chacun des premiers et deuxièmes cadres circonférentiels 40A, 40B et une portion d'extrémité supérieure 104 de chacun des quatrièmes cadres circonférentiels 90. Ainsi, chacun des premiers et deuxièmes cadres circonférentiels 40A, 40B comporte une portion inférieure 106 indépendante de la pièce supérieure 100, et la portion supérieure 102 correspondante intégrée à la pièce supérieure 100. De manière analogue, chacun des quatrièmes cadres circonférentiels 90 comporte une portion inférieure 108 indépendante de la pièce supérieure 100, et la portion supérieure 104 correspondante intégrée à la pièce supérieure 100.

Les raidisseurs 28 de la pièce supérieure 100 ainsi que l'entablement inférieur 64, l'entablement supérieur 66 et les montants 68, présentent tous une propriété géométrique analogue à celle des premiers cadres circonférentiels 40A. Plus précisément, comme l'illustre la figure 8 par exemple en ce qui concerne la branche médiane 74 de l'entablement inférieur 64, chacun de ces éléments structurels est configuré de sorte qu'une deuxième demi-droite virtuelle correspondante 110, qui passe par l'âme 34, 69 de l'élément et par le milieu 112 d'un deuxième segment de droite virtuel correspondant 114 reliant une troisième extrémité 116 de l'âme de l'élément à une quatrième extrémité opposée 118 de l'âme de l'élément, et qui s'étend orthogonalement au deuxième segment de droite virtuel 114, intersecte la peau de fuselage en un point 120 en lequel la deuxième demi-droite virtuelle 110 est sensiblement normale à la peau de fuselage. D'une manière générale, la conformation des éléments structurels précités de la pièce supérieure 100 leur confère une meilleure résistance aux charges de pressurisation et permet en outre de faciliter la fabrication de la pièce supérieure 100 d'un seul tenant.

Cette configuration de la pièce supérieure 100 est notamment rendue possible par la conformation des premiers et deuxièmes cadres circonférentiels 40A, 40B selon l'invention. En effet, la position de l'extrémité supérieure 44A de chacun de ces cadres n'est pas imposée par la position axiale de leur extrémité inférieure 42A comme dans les fuselages de types connus, mais peut au contraire être choisie en fonction de la configuration des éléments structurels précités de la pièce supérieure 100 auxquels les cadres 40A, 40B doivent être raccordés, indépendamment de la position axiale de l'extrémité inférieure 42A de chacun de ces cadres 40A, 40B qui peut être définie en fonction d'autre contraintes techniques telles que la position des nervures 62 de la case de train 58 le cas échéant. L'invention a été décrite ci-dessus dans son application à une pointe avant d'aéronef, mais elle peut être avantageusement appliquée à d'autres parties du fuselage d'un aéronef présentant une double courbure, par exemple à une pointe arrière.

Claims (11)

1. REVENDICATIONS

   1. Ensemble structurel (24), destiné à former une partie d'un fuselage d'aéronef, et comprenant une peau de fuselage (30) présentant une double courbure, et des cadres circonférentiels (26) qui comprennent une âme (32) ainsi qu'une semelle (36) s'étendant sensiblement orthogonalement à l'âme et sur laquelle ladite peau de fuselage est fixée, caractérisé en ce que les cadres circonférentiels (26) comprennent au moins un premier cadre circonférentiel (40A) présentant une extrémité inférieure (42A) et une extrémité supérieure (44A) et conformé de sorte qu'une première demi-droite virtuelle (48), qui passe par l'âme (32) et qui part du milieu (50) d'un premier segment de droite virtuel (52) reliant l'extrémité inférieure (42A) à l'extrémité supérieure (44A), en s'étendant orthogonalement audit premier segment de droite virtuel (52), intersecte la peau de fuselage en un point (54) en lequel ladite première demi-droite virtuelle (48) est sensiblement orthogonale à la peau de fuselage.
2. 2. Ensemble structurel selon la revendication 1, dans lequel l'âme (32) du premier cadre circonférentiel (40A) s'inscrit dans un plan (46A) faisant un angle (Θ) strictement compris entre 0 et 45 degrés avec un plan transversal (55).
3. 3. Ensemble structurel selon la revendication 1 ou 2, dans lequel les extrémités inférieure (42A) et supérieure (44A) de chaque premier cadre circonférentiel (40A) sont situées d'un même côté latéral de l'ensemble structurel (24).
4. 4. Ensemble structurel selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel l'âme (32) du premier cadre circonférentiel (40A) présente une portion (32A) centrée par rapport au point (54) d'intersection de la première demi-droite virtuelle (48) et de la peau de fuselage (30), laquelle portion (32A) s'étend en tout point selon une direction faisant un angle inférieur à 20 degrés avec la normale locale à la peau de fuselage (30), et présente une étendue circonférentielle supérieure à 10% de l'étendue circonférentielle du premier cadre circonférentiel (40A) dont elle fait partie.
5. 5. Ensemble structurel selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel les cadres circonférentiels (26) comprennent en outre au moins un deuxième cadre circonférentiel (40B) s'étendant symétriquement au premier cadre circonférentiel (40A) par rapport à un plan vertical médian (56) de l'ensemble structurel (24).
6. 6. Ensemble structurel selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel l'extrémité inférieure (42A) du premier cadre circonférentiel (40A) est reliée à une structure de case de train d'atterrissage (58).
7. 7. Ensemble structurel selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, comprenant en outre un entablement inférieur (64) destiné à supporter un pare-brise de cockpit d'aéronef, et dans lequel l'extrémité supérieure (44A) du premier cadre circonférentiel (40A) est reliée à l'entablement inférieur (64).
8. 8. Ensemble structurel selon la revendication 7, comprenant une pièce supérieure (100) réalisée d'un seul tenant intégrant une partie de la peau de fuselage (30) et une structure comprenant l'entablement inférieur (64) ainsi qu'un entablement supérieur (66), des montants (68), des raidisseurs (28A-28C, 101), et une portion d'extrémité supérieure (102) du premier cadre circonférentiel (40A), et dans lequel l'entablement inférieur (64), l'entablement supérieur (66) et les montants (68) délimitent le pare-brise.
9. 9. Ensemble structurel selon la revendication 8, dans lequel tous les raidisseurs (28A-28C, 101) de la pièce supérieure (100) ainsi que l'entablement inférieur (64), l'entablement supérieur (66) et les montants (68), comportent chacun une âme (34, 69) présentant une troisième extrémité (116) et une quatrième extrémité opposée (118) et sont chacun conformés de sorte qu'une deuxième demi-droite virtuelle (110) correspondante, qui passe par l'âme (34, 69) et par le milieu (112) d'un deuxième segment de droite virtuel (114) correspondant reliant la troisième extrémité (116) à la quatrième extrémité (118), et qui s'étend orthogonalement audit deuxième segment de droite virtuel (114), intersecte la peau de fuselage (30) en un point (120) en lequel ladite deuxième demi-droite virtuelle (110) est sensiblement normale à la peau de fuselage.
10. 10. Aéronef (10), comprenant un ensemble structurel (24) selon l'une quelconque des revendications 1 à 9.
11. 11. Aéronef selon la revendication 10, comprenant une pointe avant (18) qui comprend l'ensemble structurel (24).