FR3132501A1 - Dispositif et procédé d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement pour une partie d’un aéronef. - Google Patents
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Abstract
- Dispositif et procédé d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement pour une partie d’un aéronef. - Le dispositif (1) d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement, destiné à protéger une partie (2) d’un aéronef, par exemple au niveau d’un réservoir de carburant de l’aéronef, comporte un support (3) et une plaque (7) convexe susceptible de prendre une première position (P1) et une seconde position et configurée pour, dans la première position (P1), sous l’action de forces de compression, pouvoir subir une déformation plastique et une résistance via un élément élastique (12) et dans une seconde position, supporter un frottement, ledit dispositif (1) assurant ainsi, lors d’un atterrissage brutal de l’aéronef comprenant une phase d’impact suivie d’une phase de glissement, à la fois une protection contre les forces de compression générées lors de la phase d’impact, via la déformation plastique et l’amortissement élastique, et une protection mécanique et contre un échauffement lors de la phase de glissement. Figure pour l’abrégé : Fig. 1
Description
La présente invention concerne un dispositif et un procédé d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement sur le sol pour une partie d’un aéronef, en particulier pour un réservoir de carburant de l’aéronef situé en partie inférieure du fuselage de l’aéronef.
Ce dispositif d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement est destiné à protéger une partie de l’aéronef lors d’un atterrissage brutal de l’aéronef.
On sait que, lors d’un tel atterrissage brutal, l’impact au sol de l’aéronef génère un effort de compression sollicitant le fuselage de l’aéronef au moins selon son axe vertical. Dans une telle situation, la partie inférieure du fuselage est, en général, la première zone de l’aéronef soumise à des impacts et participe donc à l’absorption de l’énergie de l’impact. La structure du fuselage comprenant différents éléments structuraux (cadre de renforts, traverses, …) permet d’absorber une partie de l’énergie de l’impact, en particulier lorsque ces éléments structuraux sont réalisés en métal.
Toutefois, pour augmenter la protection du fuselage lors d’un tel impact, il est connu de prévoir des systèmes pour aider à absorber l’énergie dissipée par l’effort de compression généré lors de l’impact.
En particulier, par le document EP2257465 B1, on connaît une structure primaire d’un fuselage d’aéronef comprenant au moins un élément structural absorbeur d’énergie, pourvu d’une poutre de compression. Cet élément absorbeur d’énergie est destiné à supporter les exigences de tenue à un crash, notamment vertical, plus particulièrement pour un aéronef comprenant des structures primaires pourvues d’éléments structuraux en matériau composite.
En outre, par le document US5542626 A, on connaît une unité structurelle d’absorption d’énergie, appliquée plus particulièrement à un avion à double pont. Cette unité structurelle qui est fixée sous la partie ventrale du fuselage de l’avion est destinée à absorber l’énergie lors d’un crash ou d’un atterrissage d’urgence.
La présente invention présente un nouveau mode de protection contre un atterrissage brutal.
La présente invention concerne un dispositif d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement pour une partie d’un aéronef, et notamment une partie du fuselage de l’aéronef au niveau d’un réservoir de carburant.
Pour ce faire, selon l’invention, le dispositif d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement comporte au moins un support et une plaque convexe pourvue d’une première extrémité par laquelle elle est solidarisée audit support et d’une seconde extrémité libre opposée à ladite première extrémité, ladite plaque étant susceptible de prendre une première position et une seconde position et d’être amenée de la première position à la seconde position, ladite plaque étant telle que :
- dans la première position, elle est configurée pour pouvoir subir une déformation plastique au moins à sa première extrémité liée au support, et sa seconde extrémité libre est écartée du support avec l’interposition d’au moins un élément élastique ;
- pour le passage de la première position à la seconde position, elle est configurée pour, sous l’action de forces de compression agissant selon une première direction, subir la déformation plastique avant de générer une résistance à ladite action par l’intermédiaire de l’élément élastique ; et
- dans la seconde position, elle est en contact du support à au moins une zone de contact éloignée de la première extrémité, de manière à acquérir une stabilité lui permettant de supporter un frottement selon une seconde direction différente de ladite première direction.
- dans la première position, elle est configurée pour pouvoir subir une déformation plastique au moins à sa première extrémité liée au support, et sa seconde extrémité libre est écartée du support avec l’interposition d’au moins un élément élastique ;
- pour le passage de la première position à la seconde position, elle est configurée pour, sous l’action de forces de compression agissant selon une première direction, subir la déformation plastique avant de générer une résistance à ladite action par l’intermédiaire de l’élément élastique ; et
- dans la seconde position, elle est en contact du support à au moins une zone de contact éloignée de la première extrémité, de manière à acquérir une stabilité lui permettant de supporter un frottement selon une seconde direction différente de ladite première direction.
Ainsi, grâce à l’invention, et comme précisé davantage ci-dessous, on obtient un dispositif d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement qui assure, lors d’un atterrissage brutal comprenant une phase d’impact suivie d’une phase de glissement, à la fois une protection contre les forces de compression générées lors de la phase d’impact, via la déformation plastique et l’amortissement élastique, et une protection contre le glissement, à savoir une protection mécanique et une limitation de transfert de chaleur comme précisé ci-après.
Avantageusement, ladite seconde direction est sensiblement orthogonale à ladite première direction.
En outre, de façon avantageuse, dans la seconde position, un espace, au moins partiellement fermé, est formé entre la première extrémité et la zone de contact.
Dans un mode de réalisation préféré, ladite zone de contact est située à au moins l’un des endroits suivants :
- à la seconde extrémité libre de la plaque ;
- à une extrémité libre d’une tige de maintien de ressort, solidaire de la plaque.
- à la seconde extrémité libre de la plaque ;
- à une extrémité libre d’une tige de maintien de ressort, solidaire de la plaque.
Par ailleurs, avantageusement, le dispositif (d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement) comporte, comme élément élastique, au moins un ressort de compression. De préférence, ledit dispositif (d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement) comporte également au moins une tige de maintien du ressort de compression.
La présente invention concerne également une partie d’aéronef, en particulier un réservoir de carburant de l’aéronef, qui comporte au moins un dispositif d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement tel que celui décrit ci-dessus, qui est agencé sur une face externe de ladite partie d’aéronef.
Avantageusement, ledit dispositif d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement est agencé au niveau d’un élément structural de ladite partie d’aéronef.
Dans un mode de réalisation particulier, la partie d’aéronef comporte une pluralité de dispositifs d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement sur une portion périphérique basse de la partie d’aéronef, longitudinalement au niveau de l’élément structural de la partie d’aéronef.
En outre, de façon avantageuse, la partie d’aéronef comporte une pluralité de zones d’amortissement décalées longitudinalement le long de la partie d’aéronef, chacune desdites zones d’amortissement étant pourvue d’au moins un dispositif d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement.
La présente invention concerne également un aéronef, en particulier un avion de transport. Selon l’invention, ledit aéronef comporte au moins un dispositif d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement tel que celui décrit ci-dessus et/ou au moins une partie d’aéronef telle que celle décrite ci-dessus.
La présente invention concerne, en outre, un procédé d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement qui est mis en œuvre à une partie d’un aéronef, à l’aide d’au moins un dispositif d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement tel que décrit ci-dessus.
Selon l’invention, ledit procédé d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement comprend, successivement, lors d’une phase d’impact générant des forces de compression selon une première direction, suivie d’une phase de glissement selon une seconde direction différente de ladite première direction :
- une étape d’absorption d’énergie mise en œuvre en réaction à l’action des forces de compression, ladite étape d’absorption d’énergie comprenant, de préférence successivement :
• une sous-étape de déformation plastique au cours de laquelle la plaque subit une déformation plastique ; et
• une sous-étape de résistance à ladite action, par l’intermédiaire de l’élément élastique ; et
- une étape de protection contre un frottement généré par le glissement mis en œuvre selon la seconde direction, par l’intermédiaire de la plaque qui est en contact avec le support au moins à la zone de contact.
- une étape d’absorption d’énergie mise en œuvre en réaction à l’action des forces de compression, ladite étape d’absorption d’énergie comprenant, de préférence successivement :
• une sous-étape de déformation plastique au cours de laquelle la plaque subit une déformation plastique ; et
• une sous-étape de résistance à ladite action, par l’intermédiaire de l’élément élastique ; et
- une étape de protection contre un frottement généré par le glissement mis en œuvre selon la seconde direction, par l’intermédiaire de la plaque qui est en contact avec le support au moins à la zone de contact.
Les figures annexées feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.
La est une coupe transversale schématique, selon une ligne de coupe A-A de la , d’un mode de réalisation particulier d’un dispositif d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement.
La est une vue schématique, en plan, vue de dessous, du dispositif d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement de la .
La est une vue schématique d’un aéronef pourvu d’au moins un dispositif d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement, illustrant des phases successives lors d’un atterrissage brutal de l’aéronef.
La est une coupe transversale schématique d’une partie d’un dispositif d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement, dans une première position.
La est une coupe similaire à celle de la , dans une seconde position.
La est le schéma synoptique d’un procédé d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement.
La est une vue schématique d’une partie d’aéronef pourvue d’une pluralité de dispositifs d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement.
La est une coupe transversale schématique de la partie d’aéronef de la .
Le dispositif 1 d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement (ci-après « dispositif ») représenté schématiquement dans un mode de réalisation particulier sur les figures 1 et 2 et permettant d’illustrer l'invention est destiné à être monté sur une partie 2 d’un aéronef AC, en particulier d’un avion de transport, comme représenté sur la .
Dans un mode de réalisation préféré mais non limitatif, la partie 2 de l’aéronef AC, qui est destinée à recevoir le dispositif 1, est une partie du fuselage 10 de l’aéronef AC, notamment au niveau d’un réservoir de carburant 11, comme précisé ci-dessous en référence aux figures 7 et 8.
Le dispositif 1 est destiné à protéger plus particulièrement l’aéronef AC lors d’un atterrissage brutal tel que montré à titre d’illustration sur la . Cet atterrissage brutal, qui se produit après une descente de l’aéronef AC comme illustré par une flèche F1 sur cette , comprend une phase PH1 d’impact avec le sol S (générant principalement des forces de compression verticales), qui est suivie par une phase PH2 de glissement au sol (vers l’avant) de l’aéronef AC comme illustré par une flèche F2.
La partie 2 de l’aéronef AC destinée à recevoir le dispositif d’amortissement 1 peut correspondre à toute partie de l’aéronef AC devant être particulièrement protégée lors d’un tel atterrissage brutal.
Dans le mode de réalisation préféré représenté sur les figures 1 et 2, le dispositif 1 comporte un support 3 par l’intermédiaire duquel ledit dispositif 1 est destiné à être fixé sur une face 4 d’un élément de structure 5.
Pour ce faire, le support 3 peut comporter une pluralité de trous 6 (de section circulaire) permettant de recevoir des éléments de fixation (non représentés) tels que des vis ou des rivets notamment. Dans le cadre de la présente invention, il est également envisageable d’utiliser d’autres moyens de fixation usuels pour fixer le support 3 sur l’élément de structure 5.
L’élément de structure 5 peut correspondre à un élément de structure du fuselage 10 de l’aéronef AC, comme précisé ci-dessous en référence à la . La face 4 de l’élément de structure 5 correspond, dans ce cas, à une face externe du fuselage 10.
Le support 3 est réalisé, de préférence, sous forme d’une plaque, plane ou courbe. Dans un mode de réalisation préféré, ledit support 3 présente, comme représenté sur les figures 1 et 2, une forme adaptée à la forme de l’élément de structure 5 de manière à permettre un contact superficiel entre ces deux éléments.
Sur les figures 1 et 2, on a représenté un repère formé de vecteurs X1, Y1 et Z1. Les vecteurs X1 et Y1 définissent un plan correspondant au plan du support 3 s’il présente une forme plane ou au plan recevant la projection orthogonale de ce support 3 s’il présente une forme courbe. Le vecteur Z1 est orthogonal au plan X1Y1 et est dirigé du support 3 vers l’élément de structure 5.
Le dispositif 1 comporte également une plaque 7 courbe, à savoir convexe. Cette plaque 7 est pourvue d’une extrémité 8 par laquelle elle est solidarisée au support 3 et d’une extrémité libre 9 opposée à ladite extrémité 8.
La plaque 7 convexe peut présenter, en coupe transversale (comme sur la ), une forme en arc de cercle avec un rayon de courbure constant ou bien une courbure de forme quelconque.
L’extrémité libre 9 de la plaque 7 est écartée du support 3 d’une distance D, comme représenté sur la .
Dans un mode de réalisation préféré, le support 3 et la plaque 7 sont réalisées en une seule pièce, en particulier une pièce métallique.
Par ailleurs, le dispositif 1 comporte un ou plusieurs éléments élastiques 12 agencés entre une face dite interne 7A de la plaque 7, de préférence à proximité de l’extrémité libre 9, et une face dite externe 3A du support 3. Dans l’exemple de la , le dispositif 1 comprend deux éléments élastiques 12.
Dans le cadre de la présente invention, on peut envisager, comme élément élastique, tout type d’organe ou de moyen élastique susceptible de générer une contrainte élastique entre la face interne 7A de la plaque 7 et la face externe 3A du support 3. Toutefois, de préférence, on utilise, comme élément élastique 12, un ressort et notamment un ressort de compression 13 tel que représenté sur la . Le ressort de compression 13 est un ressort hélicoïdal cylindrique qui génère une résistance à la pression axiale. L'effet de ressort lui permet de fournir une résistance lors de sa phase de compression et donc d'absorber de l’énergie.
Dans un mode de réalisation préféré, le dispositif 1 comporte, associé à chaque ressort de compression 13, une tige 14 (bien visible sur les figures 4 et 5) qui est entourée par le ressort de compression 13.
Dans un mode de réalisation particulier, la tige 14 représente un cylindre saillant agencé sur la face interne 7A de la plaque 7. Cette tige 14 est notamment destinée à maintenir le ressort de compression 13 (qui l’entoure) et également à orienter sa direction axiale selon une direction appropriée (dépendant notamment du rayon de courbure de la plaque 7 au niveau de l’agencement de la tige 14 et de l’orientation de forces de compression à absorber).
Dans un mode de réalisation particulier, la face externe 3A du support 3 présente un biseau 15 contre lequel prend appui le ressort de compression 13, comme représenté sur la . L’inclinaison du biseau 15 est adaptée à l’agencement et aux caractéristiques du ressort de compression 13.
Dans une variante de réalisation (non présentée), la tige peut également être agencée sur la face externe 3A du support 3.
Dans une autre variante de réalisation (non représentée), il est également envisageable de prévoir, pour un ressort de compression, deux tiges opposées présentant la même direction, dont l’une est fixée à la face interne 7A de la plaque 7 et l’autre est fixée à la face externe 3A du support 3.
La plaque 7 du dispositif 1, tel que décrit ci-dessus, est susceptible de prendre une première position P1 telle que représentée sur les figures 1 et 4 et une seconde position P2 telle que représentée sur la , et elle est susceptible d’être amenée de la position P1 à la position P2, comme précisé ci-dessous.
Sur les figures 4 et 5, le ressort de compression n’est pas représenté pour des raisons de clarté, bien que le dispositif 1 représenté sur ces figures 4 et 5 soit similaire à celui de la , pourvu de ressorts de compression.
Dans la position P1 (figures 1 et 4), la plaque 7 est configurée pour pouvoir subir une déformation (mécanique) plastique à son extrémité 8 liée au support 3, sous l’action de forces de compression agissant selon le vecteur Z1. Pour ce faire, la plaque 7 est réalisée, de préférence, en métal. De plus, dans la position P1, l’extrémité libre 9 de la plaque 7 est écartée du support 3 avec l’interposition d’au moins un élément élastique 12 ( ).
En outre, dans la position P2 ( ), la plaque 7 est en contact du support 3 à au moins une zone de contact 16, 17 qui est éloignée de l’extrémité 8 (par laquelle la plaque 7 est solidaire du support 3). L'appui de la plaque 7 sur le support 3 à la zone de contact 16, 17 permet un transfert d'effort.
Plus précisément, dans cette position P2, il existe ainsi au moins un double lien entre le support 3 et la plaque 7, à savoir d’une part la liaison à l’extrémité 8 et d’autre part le contact à la zone de contact 16, 17. Par ce double lien (ou plus) de la plaque 7 avec le support 3, la plaque 7 présente une stabilité lui permettant de supporter un frottement selon la direction et le sens du vecteur X1 sur la .
Dans cette position P2, le dispositif 1 correspond sensiblement à un patin de glissement, apte à supporter un glissement de la partie 2, tout en maintenant une distance minimale entre la zone de frottement et la structure de l'aéronef à protéger, permettant ainsi de limiter le transfert thermique vers cette structure, comme précisé ci-dessous.
Le dispositif 1 peut comprendre une seule zone de contact 16 ou 17. Toutefois, dans un mode de réalisation préféré, représenté sur la , le dispositif 1 comprend, dans la position P2, deux zones de contact 16 et 17 de la plaque 7 (avec le support 3), à savoir :
- la zone de contact 16 qui est située à l’extrémité libre 9 de la plaque 7. Le bord 9A de l’extrémité libre 9 de la plaque 7 présente une surface adaptée pour venir en contact superficiel du support 3 dans la position P2 ; et
- la zone de contact 17 qui est située à une extrémité libre 14A de la tige 14 de maintien du ressort de compression 13.
- la zone de contact 16 qui est située à l’extrémité libre 9 de la plaque 7. Le bord 9A de l’extrémité libre 9 de la plaque 7 présente une surface adaptée pour venir en contact superficiel du support 3 dans la position P2 ; et
- la zone de contact 17 qui est située à une extrémité libre 14A de la tige 14 de maintien du ressort de compression 13.
Ces deux zones de contact 16 et 17 permettent de renforcer la stabilité du dispositif 1 dans la position P2.
Le dispositif 1, tel que décrit ci-dessus, est apte à mettre en œuvre un procédé PR d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement de glissement représenté sur la . Ce procédé PR est mis en œuvre lors d’un atterrissage brutal de l’aéronef AC (pourvu dudit dispositif 1) comprenant une phase PH1 d’impact générant des forces de compression selon une direction illustrée par le vecteur Z1 sur la , suivie d’une phase PH2 de glissement selon une direction illustrée par le vecteur X1.
Ce procédé PR comprend, successivement :
- une étape E1 d’absorption d’énergie mise en œuvre par le dispositif 1 en réaction à l’action des forces de compression générés lors de la phase PH1 d’impact ( ), par l’intermédiaire de la plaque 7 qui se trouve dans la position P1 au moment de l’impact ; et
- une étape E2 de protection contre le frottement généré par le glissement mis en œuvre lors de la phase PH2 de glissement, par l’intermédiaire de la plaque 7 qui se trouve dans la position P2 pour mettre en œuvre cette étape E2.
- une étape E1 d’absorption d’énergie mise en œuvre par le dispositif 1 en réaction à l’action des forces de compression générés lors de la phase PH1 d’impact (
- une étape E2 de protection contre le frottement généré par le glissement mis en œuvre lors de la phase PH2 de glissement, par l’intermédiaire de la plaque 7 qui se trouve dans la position P2 pour mettre en œuvre cette étape E2.
L’étape E1 d’absorption d’énergie comprend :
- une sous-étape E1A de déformation plastique au cours de laquelle la plaque 7 subit, sous l’action des forces de compression générés lors de la phase PH1 d’impact, une déformation plastique à partir de la position P1 (figures 1 et 4), comme illustré par une flèche G sur la . Par cette déformation plastique, réalisée principalement à l’extrémité 8, la plaque 7 se replie vers le support 3 et réalise une absorption d'énergie ; et
- une sous-étape E1B de résistance à ladite action des forces de compression, par l’intermédiaire du ou des éléments élastiques 12.
- une sous-étape E1A de déformation plastique au cours de laquelle la plaque 7 subit, sous l’action des forces de compression générés lors de la phase PH1 d’impact, une déformation plastique à partir de la position P1 (figures 1 et 4), comme illustré par une flèche G sur la
- une sous-étape E1B de résistance à ladite action des forces de compression, par l’intermédiaire du ou des éléments élastiques 12.
Lors de sa déformation dans le sens illustré par la flèche G, la plaque 7 appuie sur le ou les ressorts de compression 13 (figures 1 et 2) qui résistent à cette action et réalisent ainsi, à l’étape E1B, une absorption d'énergie.
En fonction notamment des caractéristiques du ou des éléments élastiques 12, cette sous-étape E1B peut être mise en œuvre, au moins en partie, en même temps que la sous-étape E1A ou bien elle peut être mise en œuvre après la sous-étape E1A.
Au cours de l’étape E1, la plaque 7 passe de la position P1 à la position P2.
Dans la position P2 obtenue à la fin de l’étape E1, telle que représentée sur la , la plaque 7 présente une stabilité lui permettant de supporter, lors de l’étape E2 qui suit, un frottement selon la direction et le sens du vecteur X1, tel un patin de glissement. En particulier, l'appui de la plaque 7 sur le support 3 à la zone de contact 16, 17 permet un transfert d'effort.
Le glissement est réalisé par un contact de la plaque 7 du dispositif 1 avec le sol à une zone de glissement 19 basse de sa face externe 7B ( ).
A l’étape E2, mise en œuvre au cours de la phase PH 2 de glissement, la protection mécanique de la partie 2 (à protéger) contre le glissement est assurée par une pluralité de dispositifs 1. Un carénage ventral 24 ( ) agencé sous l’aéronef peut également participer à cette protection. Il est, en outre, également envisageable de prévoir d’autres éléments usuels de protection (non représentés), en complément des dispositifs 1.
De plus, dans cette position P2, un espace 18 est formé entre le support 3 et la plaque 7, en contact l’un de l’autre à l’extrémité 8 et aux zones de contact 16 et 17. Cet espace 18 peut être complétement ou partiellement fermé.
L’espace 18 ainsi créé limite le transfert de chaleur liée au frottement, de puis la zone de glissement 19, vers l’élément de structure 5. Cette caractéristique est particulièrement avantageuse lorsque l’élément de structure 5 fait partie d’un réservoir de carburant tel que le réservoir de carburant 11 représenté sur les figures 7 et 8. En effet, dans une telle application, l’espace 18 limite le transfert de chaleur (générée par le frottement) vers le réservoir de carburant et réduit ainsi le risque d'augmentation de la température du carburant dans ledit réservoir et, par conséquent, le risque d'auto-ignition du carburant.
Chaque dispositif 1, tel que décrit ci-dessus, présente ainsi l’avantage de pouvoir mettre en œuvre, à lui seul, plusieurs fonctions différentes, à savoir :
- une absorption d'énergie, via la déformation plastique, dans un premier temps, pendant la phase PH1 d'impact, à la sous-étape E1A ;
- une absorption d'énergie, via le ou les éléments élastiques 12, dans un deuxième temps, pendant la phase PH1 d'impact, à la sous-étape E1A ; et
- un frottement, dans un troisième temps, après la déformation plastique, à l’étape E2, pour protéger le fuselage (mécaniquement et contre un transfert trop important de chaleur) et notamment le réservoir de carburant, pendant la phase PH2 de glissement du fuselage sur le sol. La protection de la structure vis-à-vis du frottement est réalisée grâce au contact mécanique et la protection vis-à-vis de l’échauffement créé par ce frottement, en limitant le transfert de chaleur vers le réservoir de carburant, est réalisée grâce à l’espace 18 permettant de dissiper la chaleur et de limiter le transfert à la structure par conduction.
- une absorption d'énergie, via la déformation plastique, dans un premier temps, pendant la phase PH1 d'impact, à la sous-étape E1A ;
- une absorption d'énergie, via le ou les éléments élastiques 12, dans un deuxième temps, pendant la phase PH1 d'impact, à la sous-étape E1A ; et
- un frottement, dans un troisième temps, après la déformation plastique, à l’étape E2, pour protéger le fuselage (mécaniquement et contre un transfert trop important de chaleur) et notamment le réservoir de carburant, pendant la phase PH2 de glissement du fuselage sur le sol. La protection de la structure vis-à-vis du frottement est réalisée grâce au contact mécanique et la protection vis-à-vis de l’échauffement créé par ce frottement, en limitant le transfert de chaleur vers le réservoir de carburant, est réalisée grâce à l’espace 18 permettant de dissiper la chaleur et de limiter le transfert à la structure par conduction.
Comme indiqué ci-dessus, dans une application préférée mais non limitative, la partie 2 de l’aéronef AC qui reçoit les dispositifs d’amortissement 1, est une partie du fuselage de l’aéronef AC, au niveau d’un réservoir de carburant 11, comme représenté sur les figures 7 et 8.
La partie 2 correspond dans ce cas au réservoir de carburant 11, en particulier un réservoir arrière central de type RCT (pour « Rear Center Tank » en anglais), formé par la peau du fuselage. Généralement, cette partie 2 du fuselage est également protégée, en partie basse, par un carénage ventral 24 ( ), qui peut être allongé pour recouvrir l'intégralité du réservoir de carburant 11.
Dans le mode de réalisation particulier de la , la partie 2 d’aéronef comporte une pluralité de zones d’amortissement ZA1, ZA2 et ZA3 décalées longitudinalement (selon X1) le long de la partie 2. Chacune de ces zones d’amortissement ZAi (i étant un entier compris entre 1 et 3 dans cet exemple) est pourvue de plusieurs dispositifs 1, comme représenté sur la pour une zone ZAi quelconque.
Chacune des zones d’amortissement ZA1, ZA2, et ZA3 est agencée sous la partie 2, respectivement au droit d’un élément structural 20, 21, 22 de ladite partie 2 comme représenté sur la . A titre d’illustration :
- l’élément structural 20 correspond, dans cet exemple, à un cloisonnement avant du réservoir de carburant 11 ;
- l’élément structural 21 correspond à un cadre rigide ; et
- l’élément structural 22 correspond à un cloisonnement arrière du réservoir de carburant 11.
- l’élément structural 20 correspond, dans cet exemple, à un cloisonnement avant du réservoir de carburant 11 ;
- l’élément structural 21 correspond à un cadre rigide ; et
- l’élément structural 22 correspond à un cloisonnement arrière du réservoir de carburant 11.
Les dispositifs d’amortissement 1 sont positionnés au droit des éléments structuraux 20, 21 et 22 pour permettre la reprise d'efforts.
Plus précisément, comme représenté sur la , à chaque zone d’amortissement ZAi, la partie 2 d’aéronef comporte une pluralité de dispositifs 1 sur une portion périphérique 23 basse, longitudinalement au niveau de l’élément structural 20, 21, 22 correspondant. Dans un mode de réalisation particulier, les dispositifs 1 sont répartis régulièrement le long de cette portion périphérique 23.
Comme indiqué ci-dessus, pour mettre en œuvre les fonctions envisagées (absorption d’énergie et protection lors du glissement), les dispositifs 1 peuvent être combinés à d’autres moyens d’amortissement et/ou de protection usuels (non représentés).
Les dispositifs 1 permettent ainsi d’apporter une protection adéquate pour les deux phases PH1 et PH2 précitées, lors d’un atterrissage brutal de l’aéronef AC, en permettant :
- dans la phase PH1, de réaliser une absorption d’énergie apte à assurer une absence de rupture de la partie 2 à protéger et, de plus, une absence de fuite lorsque la partie 2 correspond à un réservoir de carburant 11 ; et
- dans la phase PH2, de supporter des contraintes de friction lors du glissement de l’aéronef AC au sol vers l’avant de manière à assurer une absence de rupture de ladite partie 2 et, également, une absence de fuite lorsque la partie 2 correspond à un réservoir de carburant 11. De plus, dans cette phase PH2, l’espace 18 créé limite le transfert de chaleur lié au frottement vers le réservoir de carburant 11, limitant ainsi le risque d'augmentation de la température du carburant (dans le réservoir de carburant 11) et, par conséquent, le risque d'auto-ignition du carburant.
- dans la phase PH1, de réaliser une absorption d’énergie apte à assurer une absence de rupture de la partie 2 à protéger et, de plus, une absence de fuite lorsque la partie 2 correspond à un réservoir de carburant 11 ; et
- dans la phase PH2, de supporter des contraintes de friction lors du glissement de l’aéronef AC au sol vers l’avant de manière à assurer une absence de rupture de ladite partie 2 et, également, une absence de fuite lorsque la partie 2 correspond à un réservoir de carburant 11. De plus, dans cette phase PH2, l’espace 18 créé limite le transfert de chaleur lié au frottement vers le réservoir de carburant 11, limitant ainsi le risque d'augmentation de la température du carburant (dans le réservoir de carburant 11) et, par conséquent, le risque d'auto-ignition du carburant.
Chacun des dispositifs 1 présente également l’avantage, qu’après avoir été soumis aux contraintes de la phase PH1 et notamment aux forces de compression, il reste opérationnel et est en mesure de mettre en œuvre ses fonctions à la phase PH2 qui suit.
Claims (12)
- Dispositif d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement pour une partie d’un aéronef,
caractérisé en ce qu’il comporte au moins un support (3) et une plaque (7) convexe pourvue d’une première extrémité (8) par laquelle elle est solidarisée audit support (3) et d’une seconde extrémité libre (9) opposée à ladite première extrémité (8), ladite plaque (7) étant susceptible de prendre une première position (P1) et une seconde position (P2) et d’être amenée de la première position (P1) à la seconde position (P2), ladite plaque (7) étant telle que :
- dans la première position (P1), elle est configurée pour pouvoir subir une déformation plastique au moins à sa première extrémité (8) liée au support (3), et sa seconde extrémité libre (9) est écartée du support (3) avec l’interposition d’au moins un élément élastique (12) ;
- pour le passage de la première position (P1) à la seconde position (P2), elle est configurée pour, sous l’action de forces de compression agissant selon une première direction (Z1), subir la déformation plastique avant de générer une résistance à ladite action par l’intermédiaire de l’élément élastique (12) ; et
- dans la seconde position (P2), elle est en contact du support (3) à au moins une zone de contact (16, 17) éloignée de la première extrémité (8), de manière à acquérir une stabilité lui permettant de supporter un frottement selon une seconde direction (X1) différente de ladite première direction (Z1). - Dispositif selon la revendication 1,
caractérisé en ce que la seconde direction (X1) est sensiblement orthogonale à la première direction (Z1). - Dispositif selon l’une des revendications 1 et 2,
caractérisé en ce que, dans la seconde position (P2), un espace (18), au moins partiellement fermé, est formé entre la première extrémité (8) et la zone de contact (16, 17). - Dispositif selon l’une quelconque des revendications précédentes,
caractérisé en ce que la zone de contact (16, 17) est située à au moins l’un des endroits suivants :
- à la seconde extrémité libre (9) de la plaque (7) ;
- à une extrémité libre (14A) d’une tige (14) de maintien de ressort, solidaire de la plaque (7). - Dispositif selon l’une quelconque des revendications précédentes,
caractérisé en ce qu’il comporte, comme élément élastique (12), au moins un ressort de compression (13). - Dispositif selon la revendication 5,
caractérisé en ce qu’il comporte au moins une tige (14) de maintien du ressort de compression (13). - Partie d’un aéronef, en particulier un réservoir de carburant de l’aéronef,
caractérisée en ce qu’elle comporte au moins un dispositif (1) d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, qui est agencé sur une face externe (4) de ladite partie (2) d’aéronef (AC). - Partie d’aéronef selon la revendication 7,
caractérisée en ce que ledit dispositif (1) d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement est agencé au niveau d’un élément structural (20, 21, 22) de ladite partie (2) d’aéronef (AC). - Partie d’aéronef selon la revendication 8,
caractérisée en ce qu’il comporte une pluralité de dispositifs (1) d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement répartis sur une portion périphérique (23) basse de la partie (2) d’aéronef (AC), longitudinalement au niveau de l’élément structural (20, 21, 22) de la partie (2) d’aéronef (AC). - Partie d’aéronef selon l’une des revendications 7 à 9,
caractérisée en ce qu’il comporte une pluralité de zones d’amortissement (ZA1, ZA2, ZA3) décalées longitudinalement le long de la partie (2) d’aéronef (AC), chacune desdites zones d’amortissement (ZA1, ZA2, ZA3) étant pourvue d’au moins un dispositif (1) d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement. - Aéronef,
caractérisé en ce qu’il comporte au moins un dispositif (1) d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement selon l’une quelconque des revendications 1 à 6 et/ou au moins une partie (2) d’aéronef (AC) selon l’une quelconque des revendications 7 à 10. - Procédé d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement mis en œuvre à une partie d’un aéronef, à l’aide d’au moins un dispositif d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement selon l’une quelconque des revendications 1 à 6,
caractérisé en ce qu’il comprend, successivement, lors d’une phase d’impact (PH1) générant des forces de compression selon une première direction (Z1), suivie d’une phase de glissement (PH2) selon une seconde direction (X1) différente de ladite première direction (Z1) :
- une étape (E1) d’absorption d’énergie mise en œuvre en réaction à l’action des forces de compression, ladite étape (E1) d’absorption d’énergie comprenant successivement :
• une sous-étape (E1A) de déformation plastique au cours de laquelle la plaque (7) subit une déformation plastique ; et
• une sous-étape (E1B) de résistance à ladite action, par l’intermédiaire de l’élément élastique (12) ; et
- une étape (E2) de protection contre un frottement généré par le glissement mis en œuvre selon la seconde direction (X1), par l’intermédiaire de la plaque (7) qui est en contact avec le support (3) à la zone de contact (16, 17).
Priority Applications (2)
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| FR2201005A FR3132501A1 (fr) | 2022-02-04 | 2022-02-04 | Dispositif et procédé d’amortissement et de protection lors d’une phase de glissement pour une partie d’un aéronef. |
| US18/163,399 US20230249798A1 (en) | 2022-02-04 | 2023-02-02 | Shock absorber and protection device and method for a part of an aircraft during a skidding phase |
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| FR2201005 | 2022-02-04 | ||
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| FR (1) | FR3132501A1 (fr) |
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