WO1999017987A1 - Pied de siege et siege d'aeronef incorporant un tel pied - Google Patents

Pied de siege et siege d'aeronef incorporant un tel pied Download PDF

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WO1999017987A1
WO1999017987A1 PCT/FR1998/002110 FR9802110W WO9917987A1 WO 1999017987 A1 WO1999017987 A1 WO 1999017987A1 FR 9802110 W FR9802110 W FR 9802110W WO 9917987 A1 WO9917987 A1 WO 9917987A1
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WO
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seat
ring
monolithic structure
seat leg
leg according
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Application number
PCT/FR1998/002110
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English (en)
Inventor
Gilles Raveau
Stéphane DEGUILHEM
Original Assignee
Simair
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Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D25/00—Emergency apparatus or devices, not otherwise provided for
    • B64D25/02—Supports or holding means for living bodies
    • B64D25/04—Seat modifications

Definitions

  • the invention relates mainly to a seat leg, intended to connect a seat cushion to a floor, in particular on an aircraft. More specifically, the invention relates to a seat leg incorporating an energy absorption device, capable of absorbing the energy resulting from the application of a force exceeding a predetermined threshold, between the seat and the floor, for example during an accident.
  • the invention also relates to an aircraft seat, the seat of which is connected to the floor by means of feet of this type.
  • the seat leg according to the invention can be fitted to any seat of a passenger transport vehicle. However, it is particularly suitable for the case of an aircraft seat.
  • each of the feet generally comprises an articulated metallic structure, in which an energy absorption device is integrated, according to an arrangement which allows it to absorb the energy resulting from a sudden deceleration of the aircraft, for example _ in the event of a landing accident.
  • a seat leg produced according to this principle is described in document US-A-4,911,381.
  • the structure of the seat leg is formed, in this case, of three metal parts hinged together.
  • a first of these parts is constituted by a triangular base, the front and rear ends of which are anchored on a rail fixed to the floor of the aircraft.
  • the second metal part is constituted by a small length rod, the lower end of which is articulated at the top of the triangular base and the upper end of which is mounted on a rear transverse tube of the chassis of the seat cushion.
  • the third metal part is a very long rod, the lower end of which is articulated at the front of the triangular base and the upper end of which is mounted on a transverse tube before the chassis of the seat cushion.
  • the energy absorption device is a metal cylinder with permanent deformation, the ends of which are articulated respectively at the top of the triangular base and at the top of the very long rod.
  • Document US-A-5 344 210 describes a seat leg of simpler design, in which the energy absorption device is integrated in one of the metal parts constituting the articulated structure of the foot.
  • the articulated structure also comprises three metal parts, constituted by a curved rear link, a rectilinear front link and an intermediate link.
  • the lower ends of the front and rear links are articulated on anchor pieces fixed on a rail linked to the floor of the aircraft.
  • the upper ends of these same rods are mounted on two transverse tubes belonging to the chassis of the seat cushion.
  • the intermediate link is articulated directly on the front anchor and near the upper end of the curved rear link. It has a hollowed-out central region, which allows it to absorb the energy resulting from a sudden deceleration of the aircraft.
  • the invention specifically relates to a seat leg whose original embodiment allows it to benefit from the advantages of lightness provided by the use of composite materials, while ensuring the desired energy absorption in the event of 'accident, in accordance with the standards in force, and ensuring mechanical strength at least equal to that of the legs of existing seats with metal structure.
  • a seat leg in particular for an aircraft, intended to connect a seat foundation to a floor, characterized in that it comprises: - a monolithic structure comprising two zones upper anchoring, respectively front and rear, intended to be connected to the seat, two lower anchoring zones, respectively front and rear, intended to be connected to the floor, and at least one central recess, said monolithic structure being produced a composite material including fibers embedded in a matrix; and
  • At least one energy absorption body inserted in the central recess, capable of undergoing permanent compression during a deformation of the monolithic structure, following the application of a force exceeding a predetermined threshold, between the upper and lower anchoring zones, so as to absorb the energy resulting from the application of said force.
  • the monolithic realization of the structure of the base in composite material makes it possible to limit the metal inserts to the anchoring zones of this structure on the floor and on the seat. This limits the mass of the structure of the seat leg to a value substantially lower than that of the metal structures of the existing seat legs, without the mechanical strength being penalized.
  • the mounting of an energy absorption body in the central recess of the monolithic structure, during the manufacture of this structure, makes it possible to meet the requirements in force in the event of an accident, while preserving the overall gain in mass of the seat leg, obtained thanks to the monolithic production of the structure in composite material.
  • the monolithic structure comprises a central part, in which the central recess is produced, and four branches, at least three of which radiate from the central part and have the lower anchoring zones front and rear and the rear upper anchorage area at their respective ends.
  • the upper front anchoring zone is formed at the top end of the fourth branch.
  • the lower end of the fourth branch is advantageously connected to the lower front anchoring zone.
  • other recesses are preferably formed in at least some of the branches of the monolithic structure, taking care to preserve the mechanical strength of this structure.
  • the central recess can in particular form approximately a curvilinear triangle whose angles are rounded.
  • this energy absorbing body can be produced in different ways, without going beyond the ambit of the invention.
  • this energy absorbing body is a light alloy ring, centered on an axis passing through the central recess. The ring is then partially trapped in the monolithic structure, around the recess, to prevent it from dissociating from this structure in the event of an accident.
  • the ring may in particular have a thickness less than the monolithic structure, so that the ends of the ring are in abutment against the sides of the monolithic structure, in the trapped parts of the ring.
  • a first imprisoned part of the ring is advantageously placed in a rounded angle of the curvilinear triangle, turned towards the branch whose end has the lower front anchoring zone, and a second trapped part of the ring is placed in a convex side, facing said angle, of the curvilinear triangle, this convex side being located between the two other branches which radiate from the central part.
  • the first and second trapped parts of the ring then extend respectively over approximately half and one sixth of its perimeter.
  • the light alloy in which the ring is made can in particular be an aluminum alloy.
  • the invention also relates to an aircraft seat, comprising a seat intended to be connected to a floor by the feet of seats conforming to the definition given above.
  • FIG. 1 is a perspective view which schematically shows an aircraft seat whose feet are made according to the invention
  • FIG. 2 is a plan view of a seat leg, illustrating a preferred embodiment of one invention.
  • FIG. 3 is a section along line III-III of Figure 2.
  • the reference 10 designates the floor of an aircraft.
  • Rails 12 are fixed on the floor 10, so as to allow the mounting of the passenger seats, one of which is shown at 14.
  • the rails 12 extend parallel to each other, along the longitudinal axis of the aircraft.
  • Each of the seats 14 comprises a seat base 16, as well as two feet 18, by which the seat 16 is mounted on two consecutive rails 12. More specifically, each of the seat legs 18 is placed in a vertical plane, oriented in the longitudinal direction of the aircraft, between one of the rails 12 and one of the lateral edges of the seat 16 of the seat.
  • each seat leg 18 comprises mainly a monolithic structure 20, made of a composite material.
  • composite material is meant a material comprising a fibrous reinforcement, embedded in a matrix.
  • the fibrous reinforcement is formed of short fibers or long, continuous fibers, arranged so as to meet the characteristics of mechanical strength imposed.
  • the fibers used can be of different natures such as glass fibers, carbon fibers, etc.
  • the matrix in which the fibrous reinforcement is embedded is made of phenolic resin, polyester, epoxy, etc.
  • the monolithic structure 20 has a lower front anchoring zone 22 and a rear lower anchoring zone 24, by which the structure can be fixed to one of the rails 12 mounted on the floor 10 of the aircraft.
  • the fixing is ensured by two metallic intermediate pieces (not shown) of conventional design. These intermediate parts can take, for example, the form described in document US-A-4,911,381.
  • the monolithic structure 20 preferably incorporates, in these zones 22 and 24, suitable metal inserts (not shown).
  • suitable metal inserts not shown. The presence of these inserts, which are integrated into the structure 20 during its manufacture, makes it possible to avoid any risk of tearing of the fibers in the anchoring zones, in the case of long fibers.
  • the monolithic structure 20 also includes an upper front anchoring zone 26 and a rear upper anchoring zone 28, provided for carrying the seat 16 of the seat. More specifically, each of the upper front 26 and rear 28 anchoring zones is in the form of a yoke, in which can be received a transverse tube 27, 29 respectively, belonging to the chassis (not shown) of the seat 16 from the headquarters. Tubular metal inserts (not shown) are preferably integrated into the monolithic structure 20, during its manufacture, in these upper anchoring zones 26 and 28.
  • tubular metal inserts Like the inserts placed in the lower anchoring zones 22 and 24, these tubular metal inserts have the function of providing the desired mechanical characteristics, avoiding any risk of the fibers being torn from the composite material, in the case of long fibers.
  • the monolithic structure 20 has a central part 30, of approximately triangular shape, from which radiate three branches 32, 34 and 36.
  • the central part 30 forms approximately a curvilinear equilateral triangle, a lower side of which is substantially horizontal and situated at a level barely higher than that of the front lower anchoring zones 22 and rear 24, substantially equidistant from these two zones .
  • the opposite upper vertex of the curvilinear triangle is placed below the rear upper anchor zone 28, and slightly in front of it.
  • each of the branches 32, 34 and 36 extends, without discontinuity, one of the vertices of the curvilinear triangle formed by the central part 30.
  • the branch 32 extends the summit of this triangle facing the lower front anchoring zone 22, so as to present this anchoring zone at its end.
  • the branch 34 extends the top of the curvilinear triangle facing the rear lower anchoring zone 24 and has this anchoring zone at its end.
  • the branch 36 extends the upper vertex of the curvilinear triangle and has the rear upper anchoring zone 28 at its end.
  • the monolithic structure 20 further comprises a fourth branch 38, oriented vertically, and having the upper front anchoring zone 26 at its upper end. The lower end of this fourth branch 38 is connected to the lower front anchoring zone 22, so as to extend the branch 32 without discontinuity.
  • a central recess 40 is formed in the monolithic structure 20, and an energy absorbing body is inserted therein. More specifically, the central recess 40 is formed in the central part 30 of the monolithic structure 20, and it has, like this central part, the shape of a curvilinear triangle with rounded angles.
  • the triangles formed by the central part 30 and by the central recess 40 are homothetic, so that their sides are substantially parallel and the thickness of the structure 20 is substantially the same on each side of the curvilinear triangle formed by the recess 40.
  • the rounded angle 40a turned towards the branch 32, of the curvilinear triangle formed by the central recess 40, has a relatively large radius compared to that of the other two rounded angles of this triangle. Furthermore, the side 40b of the curvilinear triangle formed by the central recess 40, facing the rounded angle 40a and located between the branches 34 and 36, is curved towards the inside of the recess, so as to present a convex shape. The other two sides of the curvilinear triangle are substantially straight.
  • the energy absorption body consists of a metal ring 42, partially trapped in the monolithic structure 20, around the central recess 40.
  • the ring 42 is preferably made of a light alloy such as an aluminum alloy.
  • the ring 42 is a cylindrical ring, centered on an axis perpendicular to the plane of the foot 18 and crossing the curvilinear triangle formed by the central recess 40 approximately at its center.
  • the ring 42 has a relatively limited thickness in the radial direction, which allows it to be trapped completely in the monolithic structure 20 over two parts of its circumference.
  • a first 42a of these trapped parts of the ring 42 is placed in the rounded angle 40a of relatively large diameter of the curvilinear triangle formed by the central recess 40. This first part trapped 42a of the ring. 42 extends over approximately half of its perimeter.
  • the two remaining parts of the ring 42 located between the imprisoned parts 42a and 42b, pass through the central recess 40, near the rounded tops situated opposite the branches 34 and 36.
  • the ring 42 has, parallel to its axis, a thickness less than that of the monolithic structure 20, so that each of the ends of the ring 42 is in abutment against a side
  • the ring 42 which constitutes the energy absorbing body of the seat base 18 in the embodiment described, is integrated into the monolithic structure 20 during its manufacture, in the same way as the inserts which are placed in the anchoring zones 22, 24, 26 and 28.
  • the ring 42 does not fulfill any particular function.
  • the ring 42 absorbs the energy resulting from the excessive force then applied between the upper anchoring zones 26, 28 and lower 22, 24 of foot. More specifically, the force applied between these anchoring zones then exceeds a predetermined threshold, beyond which the monolithic structure 20 of composite material deforms significantly.
  • the upper anchoring zones 26 and 28 then move forwards, that is to say to the right when considering FIG. 2, relative to the lower anchoring zones 22 and 24. This results in deformation. elastic of the composite structure, in particular in the branches 36 and 38 and in the central part 30.
  • the ring 42 Under the effect of the deformation of the branch 36 and of the central part 30, the ring 42 is in turn deformed, such so that its initial circular shape approximates roughly the triangular shape of the central recess 40. During this deformation, the ring 42 absorbs the energy induced by the accident and avoids an oscillation movement of the seat of the seat, under the effect of the elasticity of the composite structure.
  • the branch 32 In order to optimize the gain in mass, other recesses are advantageously made in some of the branches of the monolithic structure 20.
  • the branch 32 in the embodiment illustrated in FIG. 2, the branch 32, of relatively large width, has two circular recesses 46, the branch 36 has an elongated recess 48 and the branch 38 has a recess 50 which extends practically over its entire length.
  • the ring 42 constitutes a preferred embodiment of the energy absorbing body placed in the central recess 40
  • any body capable of being permanently deformed, in order to fully absorb the force generated during an accident and to maintain the monolithic structure 20 in the final position reached after the deformation of this body can be placed in the central recess 40.
  • the energy absorbing body inserted in this recess can thus comprise one or more light alloy parts of different shapes, including for example fins.
  • the energy absorption body can also be made at least partially from a different material, such as a fusible foam, the compression of which causes the fusion, then the stiffening in the final state.
  • One or more light alloy parts can also be used in combination with such a material.
  • the monolithic structure 20 can take approximately the shape of an X joining the four anchoring points, the central recess then having approximately the shape of a curvilinear square.

Landscapes

  • Business, Economics & Management (AREA)
  • Emergency Management (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Seats For Vehicles (AREA)

Abstract

Un pied (18) de siège d'aéronef comprend principalement une structure monolithique (20), en matériau composite. Un corps d'absorption d'énergie, tel qu'un anneau (42) en alliage d'aluminium, est inséré dans un évidement (40) formé dans une partie centrale (30) de la structure (20). La structure monolithique (20) comprend de plus trois branches (32, 34, 36), qui rayonnent depuis la partie centrale (30) vers des zones d'ancrage inférieure avant (22), inférieure arrière (24) et supérieure arrière (28). Une quatrième branche (38) relie les zones d'ancrage inférieure avant (22) et supérieure avant (26). Une réduction de masse et de coût est ainsi obtenue, tout en assurant l'absorption d'énergie imposée en cas d'accident.

Description

PIED DE SIEGE ET SIEGE D'AERONEF INCORPORANT UN TEL
PIED.
DESCRIPTION
Domaine technique
L'invention concerne principalement un pied de siège, destiné à relier une assise de siège à un plancher, notamment sur un aéronef. Plus précisément, l'invention concerne un pied de siège incorporant un dispositif d'absorption d'énergie, susceptible d'absorber l'énergie résultant de l'application d'un effort excédant un seuil prédéterminé, entre l'assise et le plancher, par exemple lors d'un accident. L'invention concerne également un siège d'aéronef, dont l'assise est reliée au plancher au moyen de pieds de ce type.
Le pied de siège conforme à l'invention, peut équiper tout siège de véhicule de transport de passagers. Toutefois, il est particulièrement adapté au cas d'un siège d'aéronef.
Etat de la technique
Sur les aéronefs, les normes de sécurité imposent d'intégrer des dispositifs d'absorption d'énergie dans les pieds qui relient les assises des sièges des passagers au plancher de l'appareil. A cet effet, la structure de chacun des pieds comprend généralement une structure métallique articulée, dans laquelle un dispositif d'absorption d'énergie est intégré, selon un agencement qui lui permet d'absorber l'énergie résultant d'une brusque décélération de l'aéronef, par exemple _ en cas d'accident à 1 ' atterrissage .
Un pied de siège réalisé selon ce principe est décrit dans le document US-A-4 911 381. La structure du pied de siège est formée, dans ce cas, de trois pièces métalliques articulées entre elles. Une première de ces pièces est constituée par une embase triangulaire dont les extrémités avant et arrière sont ancrées sur un rail fixé au plancher de l'aéronef. La deuxième pièce métallique est constituée par une biellette de petite longueur, dont l'extrémité inférieure est articulée en haut de l'embase triangulaire et dont l'extrémité supérieure est montée sur un tube transversal arrière du châssis de l'assise du siège. La troisième pièce métallique est une biellette de grande longueur, dont l'extrémité inférieure est articulée à l'avant de l'embase triangulaire et dont l'extrémité supérieure est montée sur un tube transversal avant du châssis de l'assise du siège. Dans ce pied de siège, le dispositif d'absorption d'énergie est un cylindre métallique à déformation permanente, dont les extrémités sont articulées respectivement dans le haut de l'embase triangulaire et dans le haut de la biellette de grande longueur.
Les pieds de sièges métalliques ainsi réalisés ont pour inconvénients d'être lourds et coûteux. En outre, compte tenu du nombre de sièges qui équipent les aéronefs, ils contribuent à accroître leur consommation de carburant.
Le document US-A-5 344 210 décrit un pied de siège de conception plus simple, dans lequel le dispositif d'absorption d'énergie est intégré dans l'une des pièces métalliques constituant la structure articulée du pied.
Plus précisément, dans ce document US-A- 5 344 210, la structure articulée comprend également trois pièces métalliques, constituées par une biellette arrière incurvée, une biellette avant rectiligne et une biellette intermédiaire. Les extrémités basses des biellettes avant et arrière sont articulées sur des pièces d'ancrage fixées sur un rail lié au plancher de l'aéronef. Les extrémités hautes de ces mêmes biellettes sont montées sur deux tubes transversaux appartenant au châssis de l'assise du siège. Enfin, la biellette intermédiaire est articulée directement sur la pièce d'ancrage avant et à proximité de l'extrémité supérieure de la biellette arrière incurvée. Elle comporte une région centrale évidée, qui lui permet d'absorber l'énergie résultant d'une brusque décélération de l'aéronef.
Même si le pied de siège décrit dans ce document US-A-5 344 210 présente une structure allégée par rapport à un pied de siège traditionnel, le caractère métallique des différentes pièces qui le constituent limite la réduction de masse qui peut être apportée par cette technique. Par ailleurs, la réalisation d'une structure de pied de siège en un matériau composite, qui permettrait de réduire sensiblement la masse d'un tel pied, pose un certain nombre de problèmes qui n'ont pas été résolus jusqu'à présent. En premier lieu, la réalisation de la structure du pied sous la forme de plusieurs pièces articulées impose d'adjoindre au matériau composite des inserts métalliques, aux emplacements où se trouvent les articulations, afin d'éviter l'arrachement des fibres qui assurent la tenue mécanique d'un tel matériau.
Par ailleurs, la solution décrite dans le document US-A-5 344 210, qui consiste à donner à l'une des pièces de la structure une configuration particulière lui permettant d'assurer également la fonction d'absorbeur d'énergie en cas d'accident, n'est pas transposable à des pièces en matériau composite. En effet, la déformation de la pièce se traduirait alors par un mouvement d'oscillation consécutif à l'élasticité du matériau composite. Or, un tel mouvement d'oscillation n'est pas conforme aux normes de sécurité.
En outre, l'utilisation d'un dispositif d'absorption d'énergie constitué par un cylindre métallique à déformation permanente, selon la technique traditionnelle, combinée à la nécessité déjà mentionnée d'ajouter aux pièces en matériau composite des inserts métalliques aux emplacements des articulations, conduirait à un pied de siège sensiblement aussi coûteux et aussi lourd que les pieds à structure métallique existants.
Exposé de 1 'invention L'invention a précisément pour objet un pied de siège dont la réalisation originale lui permet de bénéficier des avantages de légèreté procurés par l'utilisation des matériaux composites, tout en assurant l'absorption d'énergie désirée en cas d'accident, conformément aux normes en vigueur, et en assurant une tenue mécanique au moins égale à celle des pieds de sièges existants à structure métallique. Conformément à l'invention, ce résultat est obtenu au moyen d'un pied de siège, notamment pour aéronef, destiné à relier une assise de siège à un plancher, caractérisé par le fait qu'il comprend : - une structure monolithique comportant deux zones d'ancrage supérieures, respectivement avant et arrière, prévues pour être reliées à l'assise, deux zones d'ancrage inférieures, respectivement avant et arrière, prévues pour être reliées au plancher, et au moins un évidement central, ladite structure monolithique étant réalisée en un matériau composite incluant des fibres noyées dans une matrice ; et
- au moins un corps d'absorption d'énergie, inséré dans l' évidement central, apte à subir une compression permanente lors d'une déformation de la structure monolithique, consécutive à l'application d'un effort excédant un seuil prédéterminé, entre les zones d'ancrage supérieures et inférieures, de façon à absorber l'énergie résultant de l'application dudit effort.
La réalisation monolithique de la structure du pied en matériau composite permet de limiter les inserts métalliques aux zones d'ancrage de cette structure sur le plancher et sur l'assise du siège. On limite ainsi la masse de la structure du pied de siège à une valeur sensiblement inférieure à celle des structures métalliques des pieds de sièges existants, sans que la tenue mécanique soit pénalisée.
Par ailleurs, le montage d'un corps d'absorption d'énergie dans l' évidement central de la structure monolithique, lors de la fabrication de cette structure, permet de satisfaire les exigences en vigueur en cas d'accident, en préservant le gain de masse global du pied de siège, obtenu grâce à la réalisation monolithique de la structure en matériau composite.
Dans une forme de réalisation préférée de l'invention, la structure monolithique comprend une partie centrale, dans laquelle est réalisé l' évidement central, et quatre branches dont trois au moins rayonnent à partir de la partie centrale et présentent les zones d'ancrage inférieures avant et arrière et la zone d'ancrage supérieure arrière, à leurs extrémités respectives. La zone d'ancrage supérieure avant est formée quant à elle à l'extrémité haute de la quatrième branche.
Dans ce cas, l'extrémité basse de la quatrième branche est raccordée avantageusement sur la zone d'ancrage inférieure avant.
Afin de réduire autant que possible la masse du pied, d'autres évidements sont formés, de préférence, dans au moins certaines des branches de la structure monolithique, en prenant soin de préserver la tenue mécanique de cette structure.
L' évidement central peut notamment former approximativement un triangle curviligne dont les angles sont arrondis.
Le corps d'absorption d'énergie peut être réalisé de différentes manières, sans sortir du cadre de l'invention. Dans la forme de réalisation préférée, ce corps d'absorption d'énergie est un anneau en alliage léger, centré sur un axe traversant l' évidement central. L'anneau est alors partiellement emprisonné dans la structure monolithique, autour de l' évidement, afin d'éviter qu'il ne risque de ce dissocier de cette structure en cas d'accident.
A cet effet, l'anneau peut notamment présenter une épaisseur moindre que la structure monolithique, de telle sorte que les extrémités de l'anneau soient en appui contre des flancs de la structure monolithique, dans les parties emprisonnées de l'anneau.
Dans ce dernier cas et lorsque l' évidement central présente la forme d'un triangle curviligne aux angles arrondis, une première partie emprisonnée de l'anneau est avantageusement placée dans un angle arrondi du triangle curviligne, tourné vers la branche dont l'extrémité présente la zone d'ancrage inférieure avant, et une deuxième partie emprisonnée de l'anneau est placée dans un côté convexe, faisant face audit angle, du triangle curviligne, ce côté convexe étant situé entre les deux autres branches qui rayonnent depuis la partie centrale. A titre d'illustration, la première et la deuxième parties emprisonnées de l'anneau s'étendent alors respectivement sur environ la moitié et un sixième de son périmètre.
L'alliage léger dans lequel est réalisé l'anneau peut notamment être un alliage d'aluminium.
L'invention concerne également un siège d'aéronef, comprenant une assise prévue pour être reliée à un plancher par des pieds de sièges conformes à la définition donnée précédemment.
Brève description des dessins
On décrira à présent, à titre d'exemple non limitatif, une forme de réalisation préférée de l'invention, en se référant, aux dessins annexés, dans lesquels :
- la figure 1 est une vue en perspective qui représente schématiquement un siège d'aéronef dont les pieds sont réalisés conformément à l'invention ;
- la figure 2 est une vue en plan d'un pied de siège, illustrant une forme de réalisation préférée de 1 ' invention ; et
- la figure 3 est une section selon la ligne III-III de la figure 2.
Description détaillée d'une forme de réalisation préférée
Sur la figure 1, la référence 10 désigne le plancher d'un aéronef. Des rails 12 sont fixés sur le plancher 10, de façon à permettre le montage des sièges des passagers, dont l'un est représenté en 14. Les rails 12 s'étendent parallèlement les uns aux autres, selon l'axe longitudinal de l'aéronef. Chacun des sièges 14 comprend une assise de siège 16, ainsi que deux pieds 18, par lesquels l'assise 16 est montée sur deux rails 12 consécutifs. De façon plus précise, chacun des pieds de sièges 18 est placé dans un plan vertical, orienté selon la direction longitudinale de l'aéronef, entre l'un des rails 12 et l'un des bords latéraux de l'assise 16 du siège .
Sur la figure 1, l'assise de siège 16 est prévue pour recevoir un seul passager. Généralement, l'assise de siège est toutefois de plus grande largeur et conçue pour recevoir deux passagers ou plus. Le nombre de pieds 18 servant à supporter cette assise est, au plus, de deux. Tous les pieds de sièges 18 sont identiques et réalisés conformément à l'invention, sous la forme qui va à présent être décrite en détail en se référant aux figures 2 et 3. Comme l'illustre la figure 2, chaque pied de siège 18 comprend principalement une structure monolithique 20, réalisée en un matériau composite. Par "matériau composite", on désigne un matériau comprenant une armature fibreuse, noyée dans une matrice. Selon les moyens de production utilisés, l'armature fibreuse est formée de fibres courtes ou fibres longues, continues, agencées de façon à répondre aux caractéristiques de tenue mécanique imposées. Les fibres utilisées peuvent être de différentes natures telles que des fibres de verre, de carbone, etc.. La matrice dans laquelle est noyée l'armature fibreuse est réalisée quant à elle en résine phénolique, polyester, époxy, etc..
La structure monolithique 20 présente une zone d'ancrage inférieure avant 22 et une zone d'ancrage inférieure arrière 24, par lesquelles la structure peut être fixée sur l'un des rails 12 montés sur le plancher 10 de l'aéronef. La fixation est assurée par deux pièces intermédiaires métalliques (non représentées) de conception classique. Ces pièces intermédiaires peuvent prendre, par exemple, la forme décrite dans le document US-A-4 911 381.
Pour permettre la fixation des pièces intermédiaires sur les zones d'ancrage inférieures avant 22 et arrière 24, la structure monolithique 20 intègre de préférence, dans ces zones 22 et 24, des inserts métalliques appropriés (non représentés) . La présence de ces inserts, qui sont intégrés dans la structure 20 lors de sa fabrication, permet d'éviter tout risque d'arrachement des fibres dans les zones d'ancrage, dans le cas de fibres longues.
La structure monolithique 20 comporte également une zone d'ancrage supérieure avant 26 et une zone d'ancrage supérieure arrière 28, prévues pour porter l'assise 16 du siège. Plus précisément, chacune des zones d'ancrage supérieures avant 26 et arrière 28 se présente sous la forme d'une chape, dans laquelle peut être reçu un tube transversal 27, 29 respectivement, appartenant au châssis (non représenté) de l'assise 16 du siège. Des inserts métalliques tubulaires (non représentés) sont de préférence intégrés dans la structure monolithique 20, lors de sa fabrication, dans ces zones d'ancrage supérieures 26 et 28.
Comme les inserts placés dans les zones d'ancrage inférieures 22 et 24, ces inserts métalliques tubulaires ont pour fonction de procurer les caractéristiques mécaniques souhaitées, en évitant tout risque d'arrachement des fibres du matériau composite, dans le cas de fibres longues.
Dans la forme de réalisation illustrée sur la figure 2, la structure monolithique 20 présente une partie centrale 30, de forme approximativement triangulaire, à partir de laquelle rayonnent trois branches 32, 34 et 36.
Plus précisément, la partie centrale 30 forme approximativement un triangle équilatéral curviligne dont un côté inférieur est sensiblement horizontal et situé à un niveau à peine supérieur à celui des zones d'ancrage inférieures avant 22 et arrière 24, sensiblement à égale distance de ces deux zones. Le sommet supérieur opposé du triangle curviligne est placé en dessous de la _zone d'ancrage supérieure arrière 28, et légèrement à l'avant de celle-ci.
Chacune des branches 32, 34 et 36 prolonge, sans discontinuité, l'un des sommets du triangle curviligne formé par la partie centrale 30. Ainsi, la branche 32 prolonge le sommet de ce triangle tourné vers la zone d'ancrage inférieure avant 22, de façon à présenter cette zone d'ancrage à son extrémité. De même, la branche 34 prolonge le sommet du triangle curviligne tourné vers la zone d'ancrage inférieure arrière 24 et présente cette zone d'ancrage à son extrémité. Enfin, la branche 36 prolonge le sommet supérieur du triangle curviligne et présente la zone d'ancrage supérieure arrière 28 à son extrémité. La structure monolithique 20 comprend en outre une quatrième branche 38, orientée verticalement, et présentant la zone d'ancrage supérieure avant 26 à son extrémité haute. L'extrémité basse de cette quatrième branche 38 est raccordée sur la zone d'ancrage inférieure avant 22, de façon à prolonger sans discontinuité la branche 32.
Conformément à l'invention, un évidement central 40 est formé dans la structure monolithique 20, et un corps d'absorption d'énergie y est inséré. De façon plus précise, l' évidement central 40 est formé dans la partie centrale 30 de la structure monolithique 20, et il présente, comme cette partie centrale, la forme d'un triangle curviligne à angles arrondis. Les triangles formés par la partie centrale 30 et par l' évidement central 40 sont homothétiques, de telle sorte que leurs côtés sont sensiblement parallèles et que l'épaisseur de la structure 20 est sensiblement la même sur chacun des côtés du triangle curviligne formé par l' évidement 40.
Dans la forme de réalisation représentée sur la figure 2, l'angle arrondi 40a, tourné vers la branche 32, du triangle curviligne formé par l' évidement central 40, présente un rayon relativement grand par rapport à celui des deux autres angles arrondis de ce triangle. Par ailleurs, le côté 40b du triangle curviligne formé par l' évidement central 40, faisant face à l'angle arrondi 40a et situé entre les branches 34 et 36, est incurvé vers l'intérieur de l' évidement, de façon à présenter une forme convexe. Les deux autres côtés du triangle curviligne sont sensiblement droits.
Dans cette forme de réalisation préférée de l'invention, le corps d'absorption d'énergie est constitué par un anneau métallique 42, partiellement emprisonné dans la structure monolithique 20, autour de 1' évidement central 40.
L'anneau 42 est réalisé, de préférence, en un alliage léger tel qu'un alliage d'aluminium.
L'anneau 42 est un anneau cylindrique, centré sur un axe perpendiculaire au plan du pied 18 et traversant le triangle curviligne formé par l' évidement central 40 approximativement en son centre. L'anneau 42 présente une épaisseur relativement limitée dans le sens radial, qui lui permet d'être emprisonné totalement dans la structure monolithique 20 sur deux parties de sa circonférence.
Une première 42a de ces parties emprisonnées de l'anneau 42 est placée dans l'angle arrondi 40a de relativement grand diamètre du triangle curviligne formé par l' évidement central 40. Cette première partie emprisonnée 42a de l'anneau.42 s'étend sur environ la moitié de son périmètre.
La deuxième partie emprisonnée 42b de l'anneau
42 est placée dans le côté convexe 40b du triangle curviligne formé par 1 ' évidement central 40. Elle s'étend sur environ un sixième du périmètre total de l'anneau 42.
Comme l'illustre bien la figure 2, les deux parties restantes de l'anneau 42, situées entre les parties emprisonnées 42a et 42b, traversent l' évidement central 40, à proximité des sommets arrondis situés en face des branches 34 et 36.
Comme l'illustre en particulier la figure 3, l'anneau 42 présente, parallèlement à son axe, une épaisseur inférieure à celle de la structure monolithique 20, de telle sorte que chacune des extrémités de l'anneau 42 est en appui contre un flanc
44 de la structure monolithique 20, dans les parties emprisonnées 42a et 42b de l'anneau. L'anneau 42, qui constitue le corps d'absorption d'énergie du pied de siège 18 dans la forme de réalisation décrite, est intégré dans la structure monolithique 20 lors de sa fabrication, de la même manière que les inserts qui sont placés dans les zones d'ancrage 22, 24, 26 et 28.
Dans les conditions normales de vol de l'aéronef, l'anneau 42 ne remplit pas de fonction particulière.
En revanche, lorsque l'aéronef subit une brusque décélération, par exemple lors d'un accident à l'atterrissage, l'anneau 42 absorbe l'énergie résultant de l'effort excessif alors appliqué entre les zones d'ancrage supérieures 26, 28 et inférieures 22, 24 du pied. Plus précisément, l'_effort appliqué entre ces zones d'ancrage excède alors un seuil prédéterminé, au-delà duquel la structure monolithique 20 en matériau composite se déforme de façon importante. Les zones d'ancrage supérieures 26 et 28 se déplacent alors vers l'avant, c'est-à-dire vers la droite en considérant la figure 2, par rapport aux zones d'ancrage inférieures 22 et 24. Il en résulte une déformation élastique de la structure composite, notamment dans les branches 36 et 38 et dans la partie centrale 30. Sous l'effet de la déformation de la branche 36 et de la partie centrale 30, l'anneau 42 est à son tour déformé, de telle sorte que sa forme initiale circulaire se rapproche grossièrement de la forme triangulaire de l' évidement central 40. Lors de cette déformation, l'anneau 42 absorbe l'énergie induite par l'accident et évite un mouvement d'oscillation de l'assise du siège, sous l'effet de l'élasticité de la structure composite.
Les normes de sécurité imposées sont ainsi satisfaites, au moyen d'un pied de siège qui présente par ailleurs une masse sensiblement réduite par rapport au pied de siège métallique de l'art antérieur. Ce gain de masse unitaire, multiplié par le nombre de pieds de sièges présents sur l'aéronef, se traduit par une économie d'exploitation notable, du fait de la réduction de consommation de carburant qui en découle.
Afin d'optimiser le gain de masse, d'autres évidements sont avantageusement réalisés dans certaines des branches de la structure monolithique 20. Ainsi, dans la forme de réalisation illustrée sur la figure 2, la branche 32, de relativement grande largeur, présente deux évidements circulaires 46, la branche 36 présente un évidement allongé 48 et la branche 38 présente un évidement 50 qui s'étend pratiquement sur toute sa longueur.
Il est à noter que, si l'anneau 42 constitue une forme de réalisation préférentielle du corps d'absorption d'énergie placé dans l' évidement central 40, d'autres formes de réalisation peuvent être adoptées, sans sortir du cadre de l'invention. Ainsi, tout corps apte à se déformer de façon permanente, afin d'absorber en totalité l'effort engendré lors d'un accident et de maintenir la structure monolithique 20 dans la position finale atteinte après la déformation de ce corps, peut être placé dans l' évidement central 40. Le corps d'absorption d'énergie inséré dans cet évidement peut ainsi comprendre une ou plusieurs pièces en alliage léger de formes différentes, incluant par exemple des ailettes. Le corps d'absorption d'énergie peut aussi être réalisé au moins partiellement en un matériau différent, tel qu'une mousse fusible dont la compression provoque la fusion, puis la rigidification dans l'état final. Une ou plusieurs pièces en alliage léger peuvent aussi être utilisées en association avec un tel matériau.
Enfin, on observera que les formes données à la structure monolithique 20 ainsi qu'à l' évidement central 40 peuvent être modifiées sans sortir du cadre de l'invention. Ainsi, et uniquement à titre d'exemple, la structure monolithique peut prendre approximativement la forme d'un X joignant les quatre points d'ancrage, l' évidement central ayant alors approximativement la forme d'un carré curviligne.

Claims

REVENDICATIONS
1. Pied de siège, notamment pour aéronef, destiné à relier une assise de siège (16) à un plancher (10), caractérisé par le fait qu'il comprend :
- une structure monolithique (20) comportant deux zones d'ancrage supérieures, respectivement avant (26) et arrière (28), prévues pour être reliées à l'assise (16), deux zones d'ancrage inférieures, respectivement avant (22) et arrière (24), prévues pour être reliées au plancher (10), et au moins un évidement central (40) , ladite structure monolithique (20) étant réalisée en un matériau composite incluant des fibres noyées dans une matrice ; et
- au moins un corps (42) d'absorption d'énergie, inséré dans l' évidement central (40), apte à subir une compression permanente lors d'une déformation de la structure monolithique (20) , consécutive à l'application d'un effort excédant un seuil prédéterminé, entre les zones d'ancrage supérieures (26,28) et inférieures (22,24), de façon à absorber l'énergie résultant de l'application dudit effort.
2. Pied de siège selon la revendication 1, dans lequel la structure monolithique (20) comprend une partie centrale (30) , dans laquelle est réalisé
1' évidement central (40), et quatre branches
(32,34,36,38), dont trois (32,34,36) au moins rayonnent à partir de la partie centrale et présentent les zones d'ancrage inférieures avant (22) et arrière (24) et la zone d'ancrage supérieure arrière (28), à leurs extrémités respectives, la zone d'ancrage supérieure avant (26) étant formée à .une extrémité haute de la quatrième branche (38) .
3. Pied de siège selon la revendication 2, dans lequel une extrémité basse de la quatrième branche (38) est raccordée sur la zone d'ancrage inférieure avant (22) .
4. Pied de siège selon l'une quelconque des revendications 2 et 3, dans lequel d'autres évidements (46,48,50) sont formés dans au moins certaines des branches (32,36,38).
5. Pied de siège selon l'une quelconque des revendications 2 à 4, dans lequel l' évidement central (40) forme approximativement un triangle curviligne dont les angles sont arrondis.
6. Pied de siège selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le corps d'absorption d'énergie est un anneau (42) en alliage léger, centré sur un axe traversant l' évidement central (40), et partiellement emprisonné dans la structure monolithique (20), autour de l'évidement.
7. Pied de siège selon la revendication 6, dans lequel l'anneau (42) présente une épaisseur moindre que la structure monolithique (20) , de telle sorte que les extrémités de l'anneau soient en appui contre des flancs (44) de la structure monolithique, dans des parties emprisonnées (42a, 42b) de l'anneau.
8. Pied de siège selon les revendications 5 et 7 combinées, dans lequel une première partie emprisonnée (42a) de l'anneau (42) est placée dans un angle arrondi (40a) du triangle curviligne, tourné vers la branche (32) dont l'extrémité présente la zone d'ancrage inférieure avant (22), et une deuxième partie emprisonnée (42b) de l'anneau (42) est placée dans un côté convexe (40b) , faisant face audit angle arrondi (40a) , du triangle curviligne, ce côté convexe étant situé entre les deux autres branches (34,36) qui rayonnent depuis la partie centrale (30) .
9. Pied de siège selon la revendication 8, dans lequel la première (42a) et la deuxième (42b) parties emprisonnées de l'anneau (42) s'étendent respectivement sur environ la moitié et un sixième de son périmètre.
10. Pied de siège selon l'une quelconque des revendications 5 à 9, dans lequel l'anneau est en un alliage d'aluminium.
11. Siège d'aéronef, comprenant une assise (16) prévue pour être reliée à un plancher (10) par des pieds de sièges (18), caractérisé par le fait que chaque pied de siège (18) est réalisé selon l'une quelconque des revendications précédentes.
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