FR3074775A1 - Aeronef a dispositif actif d'absorption d'energie en cas de collision avec le sol - Google Patents

Abstract

Un aéronef à dispositif d'absorption d'énergie comporte au moins un volume fermé (22) pouvant être rempli d'un gaz sous pression au moyen d'un système de gonflage (24). L'aéronef comporte un fuselage (11) dont une paroi comporte un revêtement de fuselage (17). En outre, dans le dispositif d'absorption d'énergie : - une paroi souple (21) est fixée à une partie inférieure du revêtement de fuselage (17), sur une face extérieure, de sorte à déterminer le volume fermé (22) ; - des moyens de maintien de la paroi souple sont agencés pour la maintenir, dans une position stockée, repliée contre le revêtement de fuselage (17) et pour la libérer sur une commande d'un système de supervision et de commande (30) du dispositif d'absorption d'énergie.

Description

AERONEF A DISPOSITIF ACTIF D’ABSORPTION D’ENERGIE EN CAS DE COLLISION AVEC LE SOL

DOMAINE DE L’INVENTION

L’invention appartient au domaine de la sécurité des aéronefs dans les cas de collision avec le sol.

L'invention concerne en particulier un aéronef comportant des moyens pour absorber l’énergie liée à la vitesse verticale de l’aéronef lors d’une collision avec le sol et limiter les conséquences de cet impact sur les occupants de l’aéronef.

Plus particulièrement l'invention met en œuvre des structures gonflables pour absorber l’énergie à l’impact.

ART ANTERIEUR

Le problème de la sauvegarde de la vie des occupants d’un aéronef lors des collisions avec le sol est aussi ancien que les aéronefs.

La chute d’un aéronef perdant ses capacités à maintenir sa portance ou à contrôler sa trajectoire lors d’un atterrissage d’urgence se traduit souvent par une collision avec le sol dont les conséquences, outre l’endommagement ou la destruction de l’aéronef, peuvent être fatales pour des occupants de l’aéronef.

Dans le cas des avions de combat militaires la solution retenue est le plus souvent d’éjecter le pilote pour l’extraire de l’avion avant que ce dernier ne s’écrase.

Dans le cas des avions de transport de passagers, pour lesquels une telle solution n’est pas possible en pratique, il est aujourd’hui conçu des structures d’aéronef réalisées pour se déformer afin d’absorber l’énergie lors d’une collision avec le sol et ainsi de limiter les accélérations auxquelles sont soumis les passagers dans ces situations. Cependant cette méthode présente des limitations en particulier parce que les structures doivent également résister aux efforts dans les conditions normales de vol et parce que les déformations et ruptures occasionnées aux structures lors des collisions génèrent de nombreux débris dont les trajectoires ne peuvent pas être maîtrisées et qui peuvent blesser des occupants de l’aéronef.

En outre l’usage de plus en plus généralisé des matériaux composites dans les structures primaires des aéronefs rend l’applicabilité de ces solutions plus difficiles, les matériaux composites n’ayant pas les propriétés ductiles des matériaux métalliques tels que les alliages d’aluminium utilisés dans le domaine aéronautique. Des précautions particulières de conception doivent donc être appliquées dont certaines ne sont encore aujourd’hui qu’au stade de développement.

Une autre approche consiste à équiper un aéronef de parachutes pour permettre une descente ralentie de l’aéronef entier, comme par exemple dans le brevet US 4298177, ou du fuselage avec les passagers, comme par exemple dans le brevet US 7934682. Dans ces exemples, qui n’ont à ce jour trouvé aucune applications en dehors des avions légers ou des capsules spatiales, il est également proposé d’utiliser des sacs gonflables pour amortir le touché lorsque l’ensemble entre en contact avec le sol avec la vitesse verticale de chute fonction de la dimension des parachutes et de la masse suspendue.

A supposer que de telles solutions puissent être mise en œuvre avec des avions civils de grandes tailles, en particulier en raison des dimensions des parachutes qui seraient nécessaires et de la masse que représenteraient les parachutes eux-mêmes et leurs structures d’accrochage, elles ne seraient utilisables qu’avec beaucoup d’anticipation, le déploiement et la stabilisation de tels parachutes exigeant une chute de plusieurs centaines de mètres (à titre de comparaison l’extraction par fusée, l’ouverture et la stabilisation d’un parachute de 90 m² pour un avion ultra léger de 450 kg exige que la séquence d’ouverture soit déclenchée à une hauteur d’au moins 80 m).

A plus basse altitude, les parachutes seraient inefficaces, voire dangereux à utiliser et les sacs gonflables conventionnels prévus pour amortir l’impact vertical ne seraient pas adaptés en raison de la vitesse horizontale qui se compose avec la vitesse verticale lorsqu’un aéronef, et en particulier un avion, entre en collision avec le sol.

EXPOSE DE L’INVENTION

La présente invention apporte une amélioration aux solutions connues de l’art antérieur.

L’invention concerne un aéronef à dispositif actif d’absorption d’énergie en cas de collision avec le sol dans lequel au moins un volume fermé peut être rempli d’un gaz sous pression au moyen d’un système de gonflage.

L’aéronef comporte un fuselage dont une paroi comporte un revêtement de fuselage ;

Le dispositif d’absorption d’énergie comporte en outre :

- une paroi souple fixée à une partie inférieure du revêtement de fuselage, sur une face extérieure du fuselage, de sorte à déterminer l’au moins un volume fermé ;

- des moyens de maintien de la paroi souple agencés pour maintenir, dans une position stockée, la paroi souple repliée contre le revêtement de fuselage et pour libérer ladite paroi souple sur une commande d’un système de supervision et de commande du dispositif d’absorption d’énergie.

Il est ainsi constitué un dispositif pouvant être gonflé en cas de risque de collision avec le sol pour former une structure d’amortissement de l’énergie de la collision.

La paroi souple est dans le dispositif de l’invention fixée à l’extérieur du fuselage ce qui évite de remettre en question des principes structuraux établis pour le fuselage et assure en cas de besoin un déploiement rapide et sans endommagement de la structure du fuselage.

Suivant des formes de réalisations particulières, le dispositif d’absorption d’énergie comporte tout ou parties des caractéristiques suivantes, pour autant qu’elles soient techniquement combinables :

- les moyens de maintien comportent tout ou partie de dispositifs de fixations parmi : des sangles, des bâches, des filets, des liaisons mécaniques de mise en tension de la paroi souple, des adhésifs, des moyens de mise en dépression du volume fermé.

- le système de gonflage est agencé dans un volume inférieur du fuselage pour délivrer, sur une commande, un gaz sous pression dans le volume fermé.

- la paroi souple est refermée, pour constituer une poche, par une paroi complémentaire fixée de manière constante au revêtement de fuselage.

- un bouclier de protection est formé par un écran fixé à l’au moins une paroi souple, ledit écran épousant la forme du fuselage dans une zone contre laquelle ledit écran est placé lorsque ladite paroi souple est dans la position stockée.

- la paroi souple est conformée pour former sur un bord avant une rampe remontant depuis l’arrière vers l’avant suivant une orientation du déplacement en vol de l’aéronef.

- l’au moins une paroi souple comporte au moins une ouverture de décharge d’un gaz contenu dans le volume fermé vers un espace extérieur audit volume fermé.

- l’au moins une ouverture de décharge comporte un dispositif de régulation de la pression différentielle entre le volume fermé et l’espace extérieur audit volume fermé.

- le dispositif de régulation de la pression différentielle comporte un mode de régulation passif de la pression différentielle, le cas échéant suivant des lois dégradées, actif lorsque le dispositif d’absorption d’énergie a été déclenché et que l’aéronef a touché le sol et ou que le dispositif de régulation ne reçoit plus de commandes extérieures audit système de régulation de la pression différentielle.

- une pluralité de parois souples détermine des volumes fermés séparés répartis sous fuselage.

- le système de supervision et de commande génère, lorsque des conditions de déclenchement dudit dispositif d’absorption d’énergie sont réunies, des ordres de libération de l’au moins une paroi souple et d’activation du système de gonflage.

- le système de supervision et de commande transmet des ordres de régulation au dispositif de régulation de la pression différentielle.

- les ordres de régulation sont établis en prenant en considération une accélération verticale mesurée ou estimée de l’aéronef.

- le système de supervision et de commande comporte au moins un mode fonctionnement automatique dans lequel le dispositif d’absorption d’énergie est déclenché automatiquement lorsqu’une collision avec le sol est considérée imminente compte tenu de paramètres de l’aéronef tels que : une hauteur audessus du sol, une vitesse verticale, une position d’un train d’atterrissage dudit aéronef.

- le système de supervision et de commande comporte au moins un mode fonctionnement manuel dans lequel le dispositif d’absorption d’énergie est déclenché par l’action d’un opérateur sur une commande.

PRÉSENTATION DES FIGURES

L'invention est décrite en référence aux figures qui sont données à titre d'un exemple non limitatif d'un mode de réalisation de l'invention, qui représente de manière schématique :

Figure 1a : une vue isométrique d’ensemble d’un avion d’un modèle connu :

Figure 1b : une section typique du fuselage conventionnel d’un avion tel que l’avion de la figure 1a ;

Figure 2 : une vue en section partielle de la partie inférieure d’un fuselage d’un avion pourvu du dispositif d’absorption d’énergie de l’invention et d’une représentation schématique du dispositif dans un état non déclenché, la paroi souple étant stockée contre le revêtement de fuselage ;

Figure 3 : une vue en section partielle de la partie inférieure du fuselage de la figure 2 dans laquelle le dispositif a été déclenché, provocant la séparation de la paroi souple du revêtement bas de fuselage et le gonflement du volume fermé;

Figures 4a et 4b : en section, deux exemples de principes de pliage de la paroi souple, représentée légèrement dépliée pour illustration ;

Figure 5 : en section, une forme de réalisation de l’invention dans laquelle la paroi souple, représentée déployée, est refermée par une paroi complémentaire fixée au revêtement de fuselage pour former une poche déterminant le volume fermé.

Sur les figures, les dessins ne sont pas nécessairement représentés avec une même échelle.

Sur les dessins tous les éléments de structure ne sont pas représentés, seuls les principaux d’entre eux étant schématiquement représentés pour illustrer l’invention.

DESCRIPTION D’UN MODE DÉTAILLÉ DE REALISATION DE L’INVENTION

Pour les besoins de la description, l’aéronef considéré sera supposé dans une position correspondant à la position conventionnelle horizontale de vol stabilisé ou posée au sol, de sorte que les termes « haut », « bas », « avant », « arrière >> et autres termes ou expressions en référence à des positions, des attitudes et des directions relatives, auront, sauf évidence contraire ou s’il en est exprimé autrement, le sens commun que leur donnerait un observateur de l’aéronef.

L’invention est décrite dans l’exemple d’une forme de réalisation appliquée au cas d’un avion.

L’avion est ici un avion d’une architecture conventionnelle d’avion de transport civil à un fuselage 101 unique tel que l’avion 100 représenté sur la figure 1a, dans le cas illustré un avion long-courrier quadriréacteur, ce choix n’étant pas limitatif.

Le fuselage 101 comporte une section sensiblement cylindrique de section circulaire comme illustré schématiquement sur la section représentée sur le détail de la figure 1b.

La section du fuselage met en évidence deux zones d’occupation : une zone supérieure 102, ici destinée à recevoir des passagers ; une zone inférieure 103, ici destinée à recevoir des conteneurs de marchandises.

A chacune de la zone supérieure 102 et de la zone inférieure 103 correspond un plancher, respectivement un plancher supérieur 104 et un plancher inférieur 105.

Suivant un agencement structural connu, le fuselage comporte des cadres structuraux 106 recouverts d’un revêtement 107 formant une peau extérieure du fuselage. Les différentes parties de la structure peuvent être réalisées en tous matériaux adaptés, en particulier métalliques, notamment en alliage d’aluminium, ou matériaux composites.

La structure d’un fuselage conventionnel 101, bien connu de l’homme du métier, ne sera pas détaillée plus avant.

Il sera toutefois rappelé que les structures situées sous le plancher inférieur, c’est à dire le revêtement dans une partie inférieure du fuselage et des structures situées entre ce revêtement de fuselage et le plancher inférieur, sont généralement mises à profit pour former, en cas de collision avec le sol, des zones d’absorption d’énergie par déformation des structures. Cette possibilité, qui ne sera pas détaillée dans le cadre de la présente invention, sera avantageusement mise en œuvre pour en combiner les possibilités d’absorber l’énergie avec celles de l’invention.

Dans le contexte de l’invention, il sera par la suite considéré une zone inférieure 10 d’un fuselage 11, c’est-à-dire une zone, illustrée sur la figure 2, située principalement sous un plancher inférieur 15.

Par plancher inférieur, il faut comprendre qu’il est ici considéré le plancher situé le plus proche du dessous du fuselage 11, que ledit fuselage comporte un, deux ou plus planchers, que le dit plancher soit destiné à recevoir des personnes ou une autre charge utile.

Dans le contexte d’un aéronef à dispositif d’absorption d’énergie de l’invention, le plancher inférieur 15 est donc celui qui se trouve le plus proche du sol lorsque l’avion est posé.

Dans la forme de réalisation illustrée sur les figures 2 et 3, un cadre 16 du fuselage, représenté partiellement, est associé, en partie basse du fuselage, à une traverse ou une poutre plancher 18 qui s’appuie sur ledit cadre et supporte le plancher inférieur 15.

Le plancher inférieur 15 détermine une séparation entre un espace supérieur 13, de chargement ou à usage technique de l’aéronef, situé au dessus dudit plancher inférieur et un volume inférieur 20, vu sur la figure 3 en section transversale par rapport à un axe longitudinal du fuselage, situé sous ledit plancher inférieur.

Le volume inférieur 20 est, en condition ordinaire d’utilisation de l’aéronef, un espace fermé entre le plancher inférieur 15, ou une structure de soutient dudit plancher inférieur, ladite structure de soutient comportant a priori les poutres de plancher 18, et un revêtement de fuselage 17, plus particulièrement un revêtement dans une partie basse du fuselage 11 dans la zone inférieure 10, tel que représenté sur la section de la figure 2.

La structure de soutien comporte, le cas échéant, des bielles 19 de renfort de la poutre plancher 8, ou une autre structure étrésillonnée, formant une liaison structurale entre ladite poutre plancher et le cadre 16.

Le revêtement de fuselage 17 est autant que de besoin stabilisé et renforcé par des éléments de cadres, des raidisseurs, par exemple des raidisseurs longitudinaux et ou transversaux, non représentés sur les figures pour des raisons de clarté des dessins, bien connus de l’homme du métier dans la conception de fuselages d’aéronefs.

La zone inférieure 10 du fuselage est recouverte sur une face extérieure de l’aéronef, au moins sur une partie de sa longueur suivant la direction longitudinale axiale du fuselage, par une paroi souple 21.

Considérant la section de la figure 2, la paroi souple 21 est solidement fixée à la structure du fuselage par un dispositif d’ancrage 23 situé sensiblement dans une zone de jonction entre les poutres plancher 18 et les cadres de fuselage 16.

On comprendra ici que la figure 2 est une coupe localisée et que la paroi souple est ancrée au fuselage sur toute une longueur de ladite paroi souple, ainsi qu’à ses extrémités, non illustrées, comme il sera déduit de la description du fonctionnement de l’invention.

En outre, une largeur développée de la paroi souple 21, c’est-à-dire sur la figure 2 une largeur entre les dispositifs d’ancrage 23, est supérieure à une largeur développée du revêtement de fuselage entre lesdits points d’ancrage.

En conditions ordinaires, c’est-à-dire pendant l’exploitation de l’aéronef, la paroi souple, dans un état stocké illustré sur la figure 2, est maintenue plaquée contre le revêtement de fuselage.

Pour cela, ladite paroi souple est repliée, par exemple en soufflet, de sorte d’une part à limiter les surépaisseurs générées par la paroi souple sur une partie recouverte du revêtement de fuselage 17 et d’autre part à pouvoir se déplier sans problème et rapidement.

La figure 4a illustre schématiquement un exemple de pliage de la paroi souple dans laquelle un soufflet est formé par un pliage sensiblement au centre de ladite paroi souple.

La figure 4b illustre schématiquement un autre exemple de pliage de la paroi souple dans laquelle un soufflet est formé par un pliage sensiblement sur chacun des bords latéraux de ladite paroi souple. Cette dernière forme de réalisation permet entre autre de fixer la paroi souple en position stockée en maintenant en tension ladite paroi souple par les zones de pliages situées à proximité des dispositifs d’ancrage 23.

Bien évidemment, d’autres formes de pliage sont possibles et seront le cas échéant mises en œuvre dans la mesure où elles assurent :

- un pliage stable qui permet de protéger la paroi souple pendant l’exploitation de l’aéronef ;

- un pliage qui permet la mise en place d’éléments de maintien de la paroi souple en position pliée contre le revêtement de fuselage ;

- un dépliage rapide est fiable de la paroi souple au moment souhaité.

Il est compris que dans des conditions normales de vol, la paroi souple 21 doit rester maintenue contre le revêtement de fuselage, dans toutes les phases du domaine de vol de l’avion, quelles que soient les limites de vitesses et d’altitudes de ce domaine de vol.

Les éléments de maintien de la paroi souple 21, qui assure la position repliée de la paroi souple stockée en conditions normales de vol, seront examinés ultérieurement.

Un espace entre la paroi souple 21 et le revêtement de fuselage 17 détermine un volume fermé 22 de capacité variable, proche de zéro lorsque ladite paroi souple est repliée pour recouvrir ledit revêtement de fuselage, et plus ou moins important en fonction d’un état de gonflement, illustré sur la figure 3, de la paroi souple lorsqu’un gaz 27 sous pression est introduit dans le volume fermé 22 comme illustré sur la figure 3.

Dans cet état de gonflement, la paroi souple 21 continue d’être maintenue fermement avec les dispositifs d’ancrage 23 par des bords de ladite paroi souple.

Le volume fermé 22 est relié à un système de gonflage 24 par un fluide compressible, avantageusement un système de gonflage pour délivrer, sur un ordre, le gaz 27 à un débit et une pression souhaitée.

Avantageusement, le système de gonflage 24 met en œuvre la combustion de poudres pour générer le gaz 27 suivant des techniques similaires aux systèmes dits « air-bag » des véhicules automobiles pour la protection des passagers.

Dans une forme de réalisation, le système de gonflage est installé dans le volume inférieur 20 de sorte que le gaz 27 soit injecté dans le volume fermé 22 par des ouvertures d’injection débouchant sur une face externe dudit revêtement de fuselage dans le volume fermé 22.

Pour passer de l’état stocké à un état de gonflement, les éléments de maintien, non représentés sur les figures, qui préservent la paroi souple à l’état stocké d’un déploiement non voulu, doivent être libérés.

Les éléments de maintien peuvent prendre diverses formes.

Dans une autre forme de réalisation, les éléments de maintien comportent des sangles ou des cerclages plus ou moins larges et maintenant la paroi souple 21 plaquée contre la paroi du fuselage en interdisant son dépliement. Dans une variante de réalisation la paroi souple 21 est maintenue par une bâche ou un filet tendu qui recouvre tout ou partie de ladite paroi souple qui est agencé comme une sangle.

Dans une autre forme de réalisation, les éléments de maintien comportent des liaisons mécaniques entre la paroi souple 21 et le revêtement de fuselage 17 pour maintenir ladite paroi souple en tension plaquée sur une surface extérieure du fuselage.

Dans une autre forme de réalisation, les éléments de maintien comportent des adhésifs ou autres fixations pouvant être arrachées ou brisées par des efforts appliqués au-dessus d’un seuil choisi qui est dépassé lorsque le système de gonflage est déclenché.

Dans une autre forme de réalisation, les éléments de maintien comportent un système de mise en dépression de l’espace résiduel entre la paroi souple 21 et le revêtement de fuselage 17 de sorte que la formation d’un vide partiel entretenu dans le volume fermé 22 participe au maintien dudit revêtement souple contre le revêtement de fuselage. Avantageusement, un tel système de mise en dépression n’est en fonctionnement que lorsque l’avion est actif, par exemple lorsque l’énergie est disponible pour entraîner des pompes de mise en dépression, d’autres moyens assurant la stabilité du revêtement souple replié, faiblement sollicité, lorsque l’avion est à l’arrêt.

Avantageusement des éléments de maintien de différentes formes seront combinés pour éviter à la paroi souple de se séparer de la paroi de fuselage et ou risquer de faseyer en vol.

Dans tous les cas, les éléments de maintien seront conçus pour libérer la paroi souple sur un ordre d’un système de supervision et de commande 30, par exemple, de manière non limitative, par l’ouverture de verrous retenant des sangles, ou par l’activation de sectionneurs montés sur des sangles, ou par un arrachement sous l’effet de la pression de gonflement de la paroi souple, par exemple la séparation de parties collées ou de fixations pouvant être arrachées ou brisées, différent modes pour libérer la paroi souple pouvant être combinés ou associés, en particulier en fonction des éléments de maintien mis en oeuvre.

Quelle que soit la ou les technologies mises en oeuvre, l’homme du métier s’assurera que d’une part les éléments de maintien sont conçus pour résister aux efforts en service qui s’appliqueront à la paroi souple, en particulier les efforts d’origine aérodynamique, et que d’autre part lesdits éléments de maintien pourront être libérés, simultanément ou suivant une séquence voulue, dans des conditions prévues de déclenchement pour assurer la séparation de la paroi souple 21 du revêtement de fuselage 17, sauf bien sûr au niveau des dispositifs d’ancrage 23.

Dans une forme de réalisation, des éléments de contention 26, par exemple des liaisons articulées ou souples, illustrées partiellement détendues sur la figure 3, de longueurs calibrées reliant la paroi souple 21 au revêtement de fuselage 17, avantageusement dans des parties renforcées de la structure, par exemple aux niveau de cadres du fuselage ou autres raidisseurs du revêtement de fuselage, déterminent une distance maximale entre la paroi souple gonflée et ledit revêtement bas, ce qui est équivalent à imposer une hauteur, ou une épaisseur, maximale du volume fermé 22 déterminé par la paroi souple 21 lorsque cette dernière est gonflée.

Dans une forme de réalisation, le volume fermé 22 comporte une ou des ouvertures de décharge 28 calibrées pour libérer une partie du gaz contenu dans ledit volume lorsqu’il a été gonflé. Le cas échéant, tout ou partie de ces ouvertures sont pourvues d’opercules qui sont détruits au-delà d’une pression différentielle de tarage, et ou de régulateur de pression pour limiter une pression différentielle entre une pression à l’intérieur dudit volume fermé et une pression à l’extérieure de ce volume fermé. De telle ouvertures de décharge 28 sont agencées dans la paroi souple 21 et ou dans le revêtement de fuselage 17, solution non représentée. Avantageusement le ou les régulateurs de pression sont commandés pour permettre de modifier la pression différentielle en fonction de paramètres mesurés, par exemple d’une accélération verticale devant être limitée lors d’une collision avec le sol.

Dans une forme de réalisation, la régulation de la pression différentielle est passive, c’est-à-dire qu’elle ne met en œuvre aucun système extérieur au régulateur concerné, au moins lorsque l’aéronef est entré en contact avec le sol, de sorte que la pression différentielle continue à être régulée, le cas échéant suivant des lois dégradées, même si le système de supervision et de commande 30 n’est plus en mesure de transmettre des ordres suite à la collision avec le sol.

L’invention et les différentes variantes de formes qu’elle est susceptible de prendre seront mieux comprises à la lumière d’un exemple de mise en œuvre du dispositif.

Dans les conditions ordinaires, le dispositif d’absorption d’énergie est dans une position de repos dans laquelle la paroi souple 21 est dans une position stockée repliée et maintenues par les éléments de maintien sur la surface extérieure du revêtement de fuselage 17 et fixée à la structure du fuselage sur un périmètre de ladite paroi souple par les dispositifs d’ancrage 23, situation illustrée en section sur la figure 2.

La paroi du sac gonflable 21 est stockée repliée de manière à opposer un minimum de résistance à son déploiement et à son gonflage lors du déclenchement du dispositif.

Cette configuration stockée correspond au cas ordinaire d’exploitation de l’aéronef 100. Dans cette configuration les formes extérieures de l’aéronef, à une surépaisseur près négligeable devant les dimensions du fuselage, ne sont pas affectées par la présence du dispositif qui est donc sans effet notable sur les caractéristiques aérodynamiques dudit aéronef.

Pendant son exploitation, un aéronef réalise de nombreuses missions enchaînant des phases de décollage, de montée, de croisière, de descente et d’atterrissage qui se déroulent généralement sans incident.

Pendant ces missions le dispositif reste activable mais n’est déclenché que dans des cas d’incidents majeurs pour lesquels une collision avec le sol est probable.

De tels cas correspondent en pratique à des problèmes liés aux atterrisseurs, ou à des conditions ne permettant plus de garantir le contrôle précis de la trajectoire de l’avion à l’approche du sol.

Par exemple, le pilote d’un avion se trouvant dans l’impossibilité de sortir son train d’atterrissage, ou certains éléments de son train d’atterrissage, ou de verrouiller son train d’atterrissage en position sortie, sait qu’il va entrer en collision avec le sol, c’est-à-dire que les structures de l’avion qui ne sont pas adaptées pour toucher le sol (le fuselage, les ailes, les moteurs), vont dans cette situation toucher le sol et qu’il lui sera difficile, sinon impossible, de contrôler l’avion dans ces conditions, avec des risques important de destruction de tout ou partie de la structure de l’avion, voire de déclenchement d’un incendie.

Par exemple l’avion peut avoir perdu une partie de ses gouvernes, suite à un attentat ou à des conditions météorologiques exceptionnellement violentes, et ne pas être en mesure de conduire un atterrissage normal.

Par exemple une panne de la propulsion peut conduire le pilote de l’avion à tenter un atterrissage en campagne sans piste d’atterrissage, et le pilote d’un hélicoptère à réaliser un atterrissage en autorotation, manœuvre réputée délicate.

Dans tous ces exemples de situations, heureusement fort rares, les conditions d’un risque élevé d’une collision plus ou moins violente avec le sol sont réunies.

Le dispositif d’absorption d’énergie comporte pour son fonctionnement un système de supervision et de commande qui gère le fonctionnement dudit dispositif.

Différents paramètres peuvent être pris en compte pour déclencher le dispositif d’absorption d’énergie, un objectif étant d’approcher une probabilité de déclenchement proche de l’unité lorsque des conditions d’une collision avec le sol sont réunies et une probabilité de déclenchement proche de zéro lorsqu’il n’est pas identifié de risque de collision avec le sol.

Un premier paramètre est par exemple la position d’une commande 31 à la disposition des pilotes de l’aéronef pour neutraliser le dispositif dans une première position - « stop » - de la commande, pour armer le dispositif dans une seconde position - « auto » - et pour, dans une troisième position, déclencher manuellement - « man >> - le dispositif.

Dans cet exemple, la première position interdit le déclenchement du dispositif, et en particulier engage des sécurités pour rendre le déclenchement impossible, par exemple en croisière à haute altitude ou au sol au roulage ou au stationnement. La deuxième position autorise le déclenchement automatique du dispositif par le système de supervision et de commande. La troisième position déclenche le dispositif sur un ordre de l’équipage de conduite de l’aéronef.

D’autres paramètres, par exemple issus de senseurs pouvant être transmis à un concentrateur de données S, peuvent être pris en compte, tels qu’une vitesse de vol de l’aéronef, une hauteur mesurée ou estimée, un taux de descente ou une vitesse verticale, une position effective des éléments du train d’atterrissage, des paramètres de fonctionnement des moteurs, des accélérations de l’aéronef ..., à partir desquels le système de supervision et de commande détermine le risque d’une collision avec le sol.

Lorsque l’aéronef est en opération, le dispositif est en position armée, au moins dans les phases de la mission susceptibles de se trouver face à un risque de collision avec le sol, de sorte à pouvoir être déclenché soit automatiquement soit de manière commandée par un pilote. Les phases à risques sont toutes les phases dans lequel l’aéronef est à faible hauteur, en particulier le décollage, la montée initiale, la descente terminale et l’atterrissage (normal ou non).

Il est bien compris ici que les collisions avec le sol considérées correspondent à des situations dans lesquelles il est espéré conserver une certaine intégrité au fuselage de l’aéronef après la collision. Ces conditions sont fréquemment regroupées dans le langage des opérations sous les expressions « atterrissage forcé >> lorsque la collision se produit avec la terre ferme ou « amerrissage >> lorsque la collision se produit avec une surface liquide, i.e. mer, lac ou fleuve.

Lorsque les conditions d’un risque de collision avec le sol sont identifiées le dispositif est déclenché, soit par le système de supervision et de commande soit par l’équipage de pilotage.

Le déclenchement du dispositif engage une séquence de déploiement de la paroi souple 21.

Initialement les éléments de maintien sont libérés de sorte que la paroi souple n’est plus maintenue fermement dans la position stockée. Par exemple des sangles ou une bâche mises en œuvre comme moyen de maintien sont libérées par un relâchement de verrous mécaniques si de tels verrous sont mis en œuvre, ou par des éléments pyrotechniques tels que boulons « explosifs >>, ou par des sectionneurs, pyrotechniques ou non.

Lors de cette étape, l’intégrité de la paroi souple est assurée ainsi que sa liaison avec le revêtement de fuselage 17 dans une partie basse dudit fuselage. Le concepteur du système veillera donc à ce que les éléments mis en œuvre ne risquent pas de conduire à un endommagement de ladite paroi souple, par exemple par les effets thermiques d’éléments pyrotechniques ou par des projections de débris. Il veillera également à ce que des formes agressives susceptible de perforer la paroi souple lors de cette étape ou ultérieurement ne soient pas formées.

Simultanément à, ou un court instant après, la libération des éléments de maintien, le système de gonflage 22 est activé de sorte à injecter le gaz 27 sous pression et que la paroi souple 21 se déploie et dilate le volume fermé 22 sous l’effet de la pression à l’intérieur dudit volume fermé, comme illustré sur la figure 4.

Le volume fermé continue son expansion jusqu’aux limites de dimensions et de formes déterminées par les capacités d’extension de la paroi souple, capacité d’extension résultant de la forme de ladite paroi souple obtenue par l’assemblage de fuseaux et par d’éventuels éléments de contention 26 limitant son extension vers le bas et ou d’autres directions privilégiées.

A la fin de cette phase de déploiement de la paroi souple 21, il est constitué une structure gonflée et souple sous le fuselage 11, interposée entre la structure du fuselage et le sol, dans le volume fermé de laquelle est établie une pression différentielle DP avec l’air extérieur.

Il est bien sûr nécessaire que cette configuration soit obtenue avant la collision avec le sol, les ordres déclenchant le dispositif devant anticiper le temps nécessaire au déploiement de la paroi souple et au gonflement du volume fermé.

Il doit toutefois être remarqué que la durée de gonflement est courte, notamment par rapport à celle de l’ouverture d’un parachute, et que le dispositif d’absorption d’énergie peut être déclenché jusqu’à des hauteurs faibles de l’ordre de dix mètres au dessus du sol et seulement quelques secondes avant la collision avec le sol.

Ce temps de réaction très rapide permet en particulier d’affiner les analyses, pendant une phase de rapprochement du sol, réalisées par le système de supervision et de commande et par l’équipage de l’aéronef, et de ne prendre la décision de déclencher le dispositif que lorsqu’une collision avec le sol est quasiment inévitable.

Dans un cas extrême, le dispositif d’absorption d’énergie peut être déclenché lorsque les roues de l’aéronef sont au sol mais que la vitesse horizontale dudit aéronef va conduire à une sortie de piste, par exemple en raison d’une vitesse d’approche anormale, d’une défaillance des freins ou de conditions météorologiques ne permettant pas un freinage normal. Il est alors formé sous le fuselage un ensemble porteur et amortisseur pour éviter des dégâts excessifs en cas d’un arrachement des trains d’atterrissage lors de la sortie de piste.

Lorsque l’aéronef entre en collision avec le sol, l’impact s’applique en premier, dans les conditions considérées pour la présente invention, sur la paroi souple 21, laquelle sera conçue pour résister aux conditions de cet impact, par exemple par la mise en œuvre de tissus à fibres résistantes, telles que des fibres de Kevlar ®, voire complété avec des bandes de renfort, par exemple orientées suivant un sens probable d’une composante horizontale de la vitesse à l’impact.

Sous l’effet de la vitesse verticale de l’aéronef à l’impact, l’enveloppe souple 21 gonflée est comprimée et la pression interne dans le volume fermé 22 a tendance à augmenter. Afin d’éviter tout retour élastique qui restituerait l’énergie absorbée à l’impact par cette compression, ce qui doit impérativement être évité, pour le moins limité autant que possible, la pression différentielle est contrôlée en libérant une partie du gaz dans le volume fermé par les ouvertures de décharge 28. Il est ainsi évité le retour élastique et obtenu de diminuer l’accélération verticale à l’impact.

Il doit être noté que la structure générale de l’aéronef est préservée lors de l’impact grâce au dispositif. En évitant les rebonds après l’impact, la stabilité de l’aéronef est conservée et la distance de décélération est diminuée du fait des frottements sur le sol.

Il est ainsi compris tous les bénéfices du dispositif d’absorption d’énergie et de l’aéronef comportant un tel dispositif pour la sécurité des occupants dudit aéronef qui en cas de collision avec le sol, par exemple lors d’un atterrissage forcé ou d’un amerrissage, seront protégés des accélérations violentes grâce à l’énergie absorbée par le dispositif.

On comprendra ici que l’invention, illustrée en section figures 2 et 3 peut prendre des formes variées de réalisation pour autant qu’une paroi souple déterminant un volume fermé, fixée au fuselage, soit stockée replié à l’extérieur du fuselage sur une surface extérieure du revêtement de fuselage 17 dans une partie inférieure du fuselage, ledit volume fermé pouvant être gonflé lors d’une phase déploiement de la paroi souple.

La paroi souple 21 peut s’étendre suivant la direction longitudinale du fuselage sur une longueur plus ou moins importante, en particulier en fonction de l’énergie devant être absorbée lors d’une collision.

Dans une variante de réalisation, l’aéronef est pourvu d’une pluralité de parois souples déterminant des volumes fermés distincts répartis sur tout ou partie de la longueur du fuselage, configuration qui augmente la sécurité en cas de défaillances lors du gonflement de certains volumes fermés.

Dans une variante de réalisation, un écran rigide, non représenté sur les figures, est fixé, par collage ou un autre type de fixations, pour servir de bouclier de protection de la paroi du sac gonflable, cet écran rigide étant alors stocké dans le fuselage avec le sac gonflable. Dans cette variante de réalisation, l’écran rigide peut être fixé au revêtement bas de fuselage qui participe alors à la formation d’un bouclier renforcé ou le revêtement bas du fuselage peut être largué lorsque le dispositif est déclenché.

Dans une variante de réalisation, la ou les parois souples sont formées pour, une fois gonflées, présenter au moins du côté situé à l’avant suivant la direction longitudinale du fuselage, une forme inclinée remontante vers l’avant, facilitant le passage d’obstacles avec un minimum de risque d’arrachement de ladite paroi souple lors d’un éventuel glissement pendant une collision avec le sol, avant que celle-ci n’ait rempli sa fonction d’absorption d’énergie.

Dans une forme de réalisation, représentée schématiquement en section sur la figure 5, la paroi souple correspond à une partie d’une poche fermée 25. Dans ce cas une paroi complémentaire 25a qui referme la paroi souple 21 pour former la poche 25 est maintenue en permanence, y compris après le gonflement du volume fermé, contre le revêtement de fuselage 17 auquel est fixée ladite paroi souple. Suivant cette forme de réalisation le volume fermé correspond au volume interne de la poche pour laquelle les problèmes d’étanchéité sont plus simples à résoudre que pour une liaison des bords de la paroi souple avec le revêtement de fuselage dans le mode de réalisation décrit précédemment.

Cette forme de réalisation favorise également une fixation solide de la paroi souple au fuselage en raison de la surface de contact apportée par la paroi complémentaire 25a de la poche, cette surface permettant de mettre en œuvre 5 une fixation par collage, avantageusement combinée avec des dispositifs d’ancrage 23 en périphérie de la paroi souple 21.

L’agencement décrit de la paroi souple par rapport à des éléments de structure du fuselage correspond à un exemple de réalisation avantageux dans 10 lequel les dispositifs d’ancrage sont placés en fonction de zones renforcées du fuselage, mais d’autres dispositions de ladite paroi souple sous le fuselage, en particulier des emplacements des dispositifs d’ancrage, sont possibles, par exemple plus rapprochés ou plus éloignés sur un périmètre de la section transversale du fuselage que dans l’exemple décrit.

L’invention permet ainsi d’améliorer la sécurité lors des collisions avec le sol en absorbant l’énergie liée à la vitesse verticale lors de la collision avec le sol.

Claims (15)

1 - Aéronef à dispositif d’absorption d’énergie dans lequel au moins un volume fermé (22) peut être rempli d’un gaz sous pression au moyen d’un système de gonflage (24), comportant un fuselage (11) dont une paroi comporte un revêtement de fuselage (17), caractérisé en ce que dans le dispositif d’absorption d’énergie :

- une paroi souple (21) est fixée à une partie inférieure du revêtement de fuselage (17), sur une face extérieure du fuselage (11), de sorte à déterminer l’au moins un volume fermé (22) ;

- des moyens de maintien de ladite paroi souple sont agencés pour maintenir, dans une position stockée, la paroi souple (21) repliée contre le revêtement de fuselage (17) et pour libérer ladite paroi souple sur une commande d’un système de supervision et de commande (30) du dispositif d’absorption d’énergie.

2 - Aéronef suivant la revendication 1, dans lequel les moyens de maintien comporte tout ou partie de dispositifs de fixations parmi : des sangles, des bâches, des filets, des liaisons mécaniques de mise en tension de la paroi souple, des adhésifs, des moyens de mise en dépression du volume fermé.

3 - Aéronef suivant la revendication 1 ou la revendication 2, dans lequel le système de gonflage (24) est agencé dans un volume inférieur (20) du fuselage (11) pour délivrer, sur une commande, un gaz (27) sous pression dans le volume fermé (22).

4 - Aéronef suivant l’une des revendications précédentes, dans lequel la paroi souple (21) est refermée, pour constituer une poche (25), par une paroi complémentaire (25a) fixée de manière constante au revêtement de fuselage (17).

5 - Aéronef suivant l’une des revendications précédentes, dans lequel un bouclier de protection est formé par un écran fixé à l’au moins une paroi souple (21), ledit écran épousant la forme du fuselage (11) dans une zone contre laquelle ledit écran est placé lorsque ladite paroi souple est dans la position stockée.

6 - Aéronef suivant l’une des revendications précédentes, dans lequel la paroi souple (21) est conformée pour former sur un bord avant une rampe remontant depuis l’arrière vers l’avant suivant une orientation du déplacement en vol de l’aéronef.

7 - Aéronef suivant l’une des revendications précédentes, dans lequel l’au moins une paroi souple (21) comporte au moins une ouverture de décharge (28) d’un gaz contenu dans le volume fermé (22) vers un espace extérieur audit volume fermé.

8 - Aéronef suivant la revendication 7, dans lequel l’au moins une ouverture de décharge (28) comporte un dispositif de régulation de la pression différentielle entre le volume fermé (22) et l’espace extérieur audit volume fermé.

9 - Aéronef suivant la revendication 8, dans lequel le dispositif de régulation de la pression différentielle comporte un mode de régulation passif de la pression différentielle, le cas échéant suivant des lois dégradées, actif lorsque le dispositif d’absorption d’énergie a été déclenché et que l’aéronef a touché le sol et ou que le dispositif de régulation ne reçoit plus de commandes extérieures audit système de régulation de la pression différentielle.

10 - Aéronef suivant l’une des revendications précédentes, comportant une pluralité de parois souples (21) déterminant des volumes fermés (22) séparés répartis sous fuselage.

11 - Aéronef suivant l’une des revendications précédentes, dans lequel le système de supervision et de commande (30) génère, lorsque des conditions de déclenchement dudit dispositif d’absorption d’énergie sont réunies, des ordres de libération de l’au moins une paroi souple (21) et d’activation du système de gonflage (24).

12 - Aéronef suivant la revendication 11 prise en combinaison avec la revendication 7, dans lequel le système de supervision et de commande (30) transmet des ordres de régulation au dispositif de régulation de la pression différentielle.

13 - Aéronef suivant la revendication 12, dans lequel les ordres de régulation sont établis en prenant en considération une accélération verticale mesurée ou estimée de l’aéronef.

14 - Aéronef suivant l’une des revendications 11 à 13, dans lequel le système de supervision et de commande (30) comporte au moins un mode fonctionnement automatique dans lequel le dispositif d’absorption d’énergie est déclenché automatiquement lorsqu’une collision avec le sol est considérée imminente compte tenu de paramètres de l’aéronef tels que : une hauteur audessus du sol, une vitesse verticale, une position d’un train d’atterrissage dudit aéronef.

15 - Aéronef suivant l’une des revendications 11 à 14, dans lequel le système de supervision et de commande (30) comporte au moins un mode fonctionnement manuel dans lequel le dispositif d’absorption d’énergie est déclenché par l’action d’un opérateur sur une commande.

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