WO2017042165A1 - Procede et systeme d'ouverture d'urgence d'une porte de secours d'aeronef - Google Patents

Procede et systeme d'ouverture d'urgence d'une porte de secours d'aeronef Download PDF

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WO2017042165A1
WO2017042165A1 PCT/EP2016/070977 EP2016070977W WO2017042165A1 WO 2017042165 A1 WO2017042165 A1 WO 2017042165A1 EP 2016070977 W EP2016070977 W EP 2016070977W WO 2017042165 A1 WO2017042165 A1 WO 2017042165A1
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WO
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door
aircraft
emergency
emergency opening
closure element
Prior art date
Application number
PCT/EP2016/070977
Other languages
English (en)
Inventor
Patrick VERGNOT
Bernard Amalric
Renaud Othomene
Christian Romec
Philippe GRI
Original Assignee
Latecoere
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Publication date
Application filed by Latecoere filed Critical Latecoere
Publication of WO2017042165A1 publication Critical patent/WO2017042165A1/fr

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Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
    • B64C1/1407—Doors; surrounding frames

Definitions

  • the invention relates to a method of emergency opening of a closure element of a vehicle, including an aircraft cabin door and in particular an aircraft emergency door , a side window or a car door or any other vehicle (train, boat, etc.), and an emergency opening system of such a closure element for putting this process.
  • An aircraft cabin door is a passenger entry / exit door or an emergency door located above the aircraft wing ("overwing emergency exit door" in English terminology). Such doors above the sails are also used outside emergency cases to receive / remove material or goods, or to access the wings.
  • the opening of an aircraft door for example a passenger door or wing emergency exit
  • the movements take place in the reverse order and in inverse kinematics.
  • Cabin doors must comply with increasingly stringent regulations.
  • the requirements of the regulations lead to the use of increasingly complex and sophisticated locking / unlocking mechanisms.
  • the available space remaining at best substantially the same - for example the airlines usually require the presence of standard-size portholes in the emergency doors -, the establishment of these mechanisms becomes more difficult and cause spillover effects. in terms of complexity and mass.
  • These means comprise elastic means associated with a movable retaining member between a closed locking position, in which the elastic means are compressed, and an open position of release of the elastic means.
  • the elastic means of compression implemented are bulky and add mass.
  • the retaining member being held by movable jaws, the elastic means could be triggered inadvertently, for example in flight.
  • the documents FR 2 830 564 or EP 0741 073 provide for the use of a pneumatic or hydraulic actuator, of the jack type, in connection with a supply reserve for the engine fluid.
  • This solution remains bulky and generates a significant weight, especially because of the reserve of engine fluid.
  • the actuator can be propelled by a pyrotechnic source, as described in documents EP 1 544 098 or DE 41 24 377.
  • a pyrotechnic source as described in documents EP 1 544 098 or DE 41 24 377.
  • this variant also implements a jack and its mechanisms. expansion, which does not meet the problems of size and weight mentioned above.
  • the invention aims to solve these problems by proposing to trigger a strong quasi-instantaneous pressure to break any retention of the closure element.
  • the present invention relates to a method of emergency opening of a vehicle closure element comprising a locking of the closure member in the closed position on a frame of this element formed in the vehicle.
  • at least one source capable of providing a deflagration is arranged in a closed space which is maintained, in a standby mode, in an inactive position by an emergency opening command.
  • this closed space is first inserted by said command into the so-called arming position in a reception zone situated in a locking link, and then this command, placed in the so-called active position, triggers the deflagration by activating a priming and then causes a deformation of the closed space, said reception area being initially sized and the intensity of the previously released deflagration determined to overcome the cohesive forces of said connection by the deformation of the closed space then produced in the reception zone and cause the rupture of this connection.
  • the closed space moves from the inactive position to the arming position by rotation about an axis perpendicular to the plane of connection between the closure element and its frame;
  • the closure element is an aircraft door
  • a locking of the door is automatically engaged in the flight phase
  • the connection between the door and the frame is arranged on a first door side while a rotating joint is arranged around the door side opposite said first side, to release access in "service" mode when the aircraft is on the ground;
  • the intensity of the deflagration to be released is predetermined to break an ice seal possibly formed on the cut of the outer skin of the aircraft between the door and the fuselage.
  • the invention also relates to an emergency opening system of a closure element for implementing the method defined above.
  • a closure element for implementing the method defined above.
  • Such a system comprises a locking member formed of at least one retaining rod coupled to fittings respectively fixed to the closure element and a frame of this element.
  • a control handle is coupled, via at least one operating cable, to a mechanism for placing at least a portion of elongated tube in a notch formed in the each) retaining rod, the notch having a cut substantially complementary to that of said elongated tube portion.
  • An elongated section refers to a surface extending generally in two perpendicular dimensions, one dimension being of substantially greater length than the other dimension.
  • the system comprises at least one deflagration initiation element capable of triggering a source of deflagration contained in the (each) elongated tube portion, the setting mechanism comprising at least one stirrup pivotable by connecting to the operating cable, and the priming element being positioned to come into contact with said elongated tube portion containing the deflagration source when said tube portion is placed at the end of pivoting in the notch of the (each) connecting rod.
  • the (each) retaining rod is coupled to the fittings by releasable mechanical means, in particular selected from bolts, ball pins and quarter-turn locks.
  • an electromagnetic lock of the "Flight Lock” type door is adapted to be automatically engaged in flight phase to condemn the door.
  • a dedicated computer controls and is capable of automatically cutting, via an analog or digital coding, the power supply of a priming element to prevent the triggering of the emergency opening during the flight phase.
  • the electromagnetic lock is released or said coding supplies the priming element again.
  • the fittings of the locking member are fixed respectively along a first door side and a side of the frame facing this first side, so that the locking member extends parallel to said first side, while a hinge is arranged around a door side opposite the first side to rotate the door rescue.
  • the terms “upper” and “lower” refer to a median geometric line of the door
  • the terms “horizontal” and “vertical” refer to the positions of elements with reference to the aircraft at the ground and in accordance with the direction of terrestrial gravitation
  • the term “longitudinal” refers to the main direction of the fuselage of the aircraft.
  • the qualifiers “inside” (or “internal”) and “outside” (or “external” refer respectively to a localization. in the airplane cabin and off the plane.
  • FIG. 1a and 1b schematic perspective views of an aircraft emergency door, respectively from the inside of the cabin of the aircraft and the outside of the aircraft, the emergency door being equipped with an example of an emergency opening system according to the invention
  • FIGS. 2a and 2b are diagrammatic views in perspective and in cross-section of the example of the emergency opening system of the door of FIG. 1, in standby mode, with an enlarged presentation of the setting mechanism. in place of a tube containing the source of deflagration in retaining links;
  • FIGS. 3a and 3b the diagrammatic views in perspective and in cross-section of FIGS. 2a and 2b in emergency opening mode, the tube being put in place in the retaining links;
  • FIG. 4 is a perspective view of an exemplary tube having two portions of elongated section containing a source of deflagration and able to be inserted into the retaining rods of the emergency opening system according to the preceding figures;
  • FIG. 5a and 5b cross-sectional views of a holding rod of the emergency opening system before and after deflagration of the source contained in the tube;
  • FIG. 6 is a perspective view of the outside of the emergency door in the extreme lifting position after emergency opening and rotation around its upper hinge.
  • an aircraft emergency door 1 is illustrated from the interior space "I" of the cabin of the aircraft.
  • the emergency door 1 is equipped with a window 1 1 and is surrounded by a seal 12 between this door 1 and the fuselage 2, the seal being fixed on the fuselage 2.
  • a frame 20 of this door 1 - composed of two substantially vertical beams 21, 22 and two side members substantially horizontal, an upper spar 23 and a lower spar 24 - is fixed on the inner skin of the fuselage 2.
  • the emergency door 1 is equipped according to the invention with an emergency opening system 100 which comprises a door locking member 1 10 equipped with four pairs of fittings 1 1 1 and 1 12, respectively fixed on the lower side of the door 1 - facing the lower spar 24 - and on the lower spar 24 of the door frame 20, a retaining rod 1 13 being coupled between the fittings 1 1 1, 1 12 of each pair .
  • an emergency opening system 100 which comprises a door locking member 1 10 equipped with four pairs of fittings 1 1 1 and 1 12, respectively fixed on the lower side of the door 1 - facing the lower spar 24 - and on the lower spar 24 of the door frame 20, a retaining rod 1 13 being coupled between the fittings 1 1 1, 1 12 of each pair .
  • the emergency opening system 100 also comprises a control handle 121 coupled, via two operating cables 122, to a positioning mechanism 30 (see Figure 2a) of a tube 3 in the locking member 1 10.
  • the tube 3 contains as a source of deflagration a pyrotechnic composition.
  • a source of deflagration a pyrotechnic composition.
  • other sources of deflagration may be used: pressure by opening a compressed air cartridge, piezoelectric material deformed by a sudden increase in tension, powerful hydraulic pressure, etc.
  • a lock is described, for example, in patent document US Pat. No. 7,137,595.
  • the airplane emergency door 1 appears with its porthole 1 1 from the outer space "E" of the aircraft in a cutout 6 of the fuselage 2.
  • FIG. 1a The schematic views in perspective and in cross section of the door emergency opening system 100 of Figure 1a are illustrated in standby mode respectively by Figures 2a and 2b.
  • the installation mechanism 30 of the tube 3 containing deflagration sources positions this tube 3 at a distance from retaining rods 13 of the locking member 1 10 mounted on the lower side of the door 1 i and on the lower spar facing 24, respectively via the fittings 1 1 1 and 1 12.
  • the position of the mechanism 30 is adjusted by lowering the handle 121 (see Figure 1a) which serves as control via the operating cable 122 fixed to the center of stirrups 31 of the setting mechanism 30.
  • the tube 3 In the initial state, the tube 3 is in the inactive position.
  • the setting mechanism 30 comprises four stirrups 31 which extend in transverse planes and which can pivot about the same longitudinal shaft of rotation A1 by cylindrical bores 31A formed at one of their ends. Other cylindrical bores 31 A 'formed at their other end are traversed by cylindrical portions 33 of the tube 3 which remains parallel to the rotation shaft A1.
  • each retaining rod 1 13 is mounted transversely between each pair of fittings 1 1 1 and 1 12 by releasable bolts 40.
  • the bolts 40 can be replaced by any type of closure ensuring a secure connection and between the retaining rods 1 13 and the fittings 1 1 1, 1 12, for example ball pins or quarter-turn locks.
  • the bolts 40 connecting with the fittings 1 1 1 are removed by the authorized personnel to disconnect the connecting rods 1 13 and allow the opening of the emergency door.
  • a contactor 50 is disposed on the lower spar 24 at a location adjusted according to the tube 3.
  • This contactor 50 is a detection device, for example a switch or a sensor, capable of signaling to a dedicated computer that the tube 3 is in the armed position.
  • the handle 121 ( Figure 1a) is actuated in the cocking position and the control cables 122 under his control rotate the setting mechanism 30 by rotation around the shaft A1 (arrow F1).
  • Portions 32 of the tube 3, of elongated sectional shape also called oblong, for example elliptical, are intended to be inserted into notches 15 cut in the retaining rods 1 13.
  • a spring rod 10 ensures the positioning and maintaining the setting mechanism 30 by pressure on one of the stirrups 31.
  • FIG. 3a and 3b show the views of Figures 2a and 2b in emergency opening mode, once the tube 3 inserted by adjustment in the notches 15 of the retaining rods 1 13 and maintained under the pressure exerted by the spring rod 10.
  • the tube 3 has more precisely two portions of elongate section 32 containing a source of deflagration.
  • the "elongated" portions 32 are fitted into the notches 15 of the holding rods 13 (see FIGS. 3a and 3b).
  • the other sections of the tube 3 are cylindrical portions 33 and transition portions 34 between the cylindrical portions 33 and "elongated” 32.
  • Wicks 35 are provided at each end of the tube 3 in order to achieve, by their rapid combustion, the deflagration pyrotechnic sources.
  • each end of the wick 35 is connected to the dedicated computer via a combustion trigger (electric arc, spark, etc.).
  • the control handle 121 placed in said active position, triggers a deflagration ( Figure 5b) - via the activation of the priming element 50 (see Figure 2a to 3b) - which causes a deformation of Elongated section portions 32 of the tube 3.
  • the notch 15 being previously dimensioned to fitly accommodate the "elongate" tube portion 32 (see Figure 5a), the deflagration thus released acts directly on the notch 15. its intensity being previously determined to overcome the internal cohesion forces of the holding rod 13, the deflagration then deforms the elongated section (FIG. 5a) of the portions 32 of the tube 3 in cylindrical section 32 '(FIG. 5b) and causes the rupture of the holding rod 1 13 forming an opening 16.
  • the intensity of the deflagration is also determined beforehand to break an ice seal 7 which can be formed on the outer skin PE of the aircraft, around the cutout 6 between the emergency door 1 and the fuselage 2 (see Figure 1b).
  • FIG. 6 illustrates the emergency door 1 thus released in the extreme lifting position relative to the fuselage 2.
  • the locking member 1 10 (see FIG. 2a) is broken by the opening of the connecting rods of FIG. retaining 1 13, the fittings 1 1 1 and 1 12 - respectively fixed on the emergency door 1 and the lower spar 24 - being completely separated.
  • the invention is not limited to the embodiments described and shown.
  • a solenoid lock of the "Flight Lock" solenoid type a power supply switch of an electric type of priming element controlled by a digital coding.
  • This coding is transmitted by a dedicated computer or the avionics management unit that equips the aircraft.
  • the switch cuts off the power supply of the priming element as soon as the aircraft is in phase flight.
  • the digital coding is able to restore the power supply current of the priming element.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Lock And Its Accessories (AREA)

Abstract

L'invention vise à réaliser une ouverture d'urgence d'un élément de fermeture de véhicule en un minimum d'opérations et en un minimum de temps, sans augmenter sensiblement l'encombrement ou le poids. Pour ce faire, une forte pression quasi-instantanée est déclenchée après pivotement et insertion (30) d'une source de déflagration dans une retenue de verrouillage (113). Dans un mode de réalisation, un système d'ouverture d'urgence (100) d'une porte de secours d'avion (1) comporte un organe de verrouillage (110) formé de bielles de retenue (113) couplées à des ferrures (111; 112) fixées respectivement sur la porte (1) et sur un longeron (24) d'encadrement (20), des câbles (122) couplés à un mécanisme d'insertion (30) de portions de tube de forme allongées (32) dans des encoches (15) formées dans les bielles de retenue (113), et un détecteur de position (50) de la source de déflagration contenue dans les portions de tube allongées (32). Le mécanisme de mise en place (30) comporte des étriers (31) de pivotement (F1) autour d'un arbre (A1), et l'élément d'amorçage (50) est positionné de sorte à venir en contact avec ladite portion de tube allongée (32) après pivotement.

Description

PROCEDE ET SYSTEME D'OUVERTURE D'URGENCE D'UNE PORTE DE
SECOURS D'AERONEF
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE
[0001] L'invention se rapporte à un procédé d'ouverture d'urgence d'un élément de fermeture d'un véhicule, notamment d'une porte de cabine d'aéronef et en particulier d'une porte de secours d'avion, d'une glace latérale ou d'une portière d'automobile ou de tout autre véhicule (train, bateau, etc.), ainsi qu'à un système d'ouverture d'urgence d'un tel élément de fermeture destiné à mettre en œuvre ce procédé.
[0002] Une porte de cabine d'aéronef est une porte d'entrée / sortie passagers ou une porte de secours située au-dessus de la voilure de l'aéronef (« overwing emergency exit door » en terminologie anglaise). De telles portes au- dessus de la voilure sont également utilisées en dehors des cas d'urgence pour recevoir/sortir du matériel ou des marchandises, ou pour accéder aux ailes.
[0003] De manière générale, l'ouverture d'une porte d'aéronef, par exemple d'une porte passagers ou d'issue de secours d'aile, peut se décomposer en plusieurs mouvements qui se succèdent: déverrouillage et libération d'un cran de sûreté, levage ou pivotement / dégagement de la porte par des bras d'articulation autour d'une charnière de la porte. Pour la fermeture, les mouvements se déroulent dans l'ordre inverse et selon une cinématique inverse.
[0004] Dans des situations d'urgence où l'évacuation des passagers est impérative, que ce soit au sol ou sur l'eau, par exemple en cas d'incendie ou d'atterrissage forcé, il est important de pouvoir déclencher l'ouverture de la porte en un minimum d'opérations, idéalement en une seule, en un minimum de temps. ÉTAT DE LA TECHNIQUE
[0005] Les portes de cabine doivent répondre à une réglementation de plus en plus contraignante. En particulier en ce qui concerne le verrouillage, les exigences de la réglementation conduisent à utiliser des mécanismes de verrouillage/déverrouillage de plus en plus complexes et sophistiqués. Cependant, l'espace disponible restant au mieux sensiblement le même - par exemple les compagnies aériennes demandent en général la présence d'hublot de taille standard dans les portes de secours -, la mise en place de ces mécanismes devient plus difficile et provoquent des retombées en termes de complexité et de masse.
[0006] Des solutions existent pour intégrer des mécanismes de déverrouillage d'urgence dans les portes d'avion, en particulier dans les portes de secours. Il est par exemple connu du document de brevet EP 2 714 51 1 un dispositif d'ouverture d'urgence de porte doté de moyens d'actionnement mécaniques.
[0007] Ces moyens comportent des moyens élastiques associés à un organe de retenue mobile entre une position fermée de verrouillage, dans laquelle les moyens élastiques sont comprimés, et une position ouverte de libération des moyens élastiques. Cependant, les moyens élastiques de compression mis en œuvre sont encombrants et ajoutent de la masse. De plus, l'organe de retenue étant maintenu par des mâchoires mobiles, les moyens élastiques pourraient se déclencher de manière intempestive, par exemple en vol.
[0008] Par ailleurs, les documents FR 2 830 564 ou EP 0741 073 prévoient l'utilisation d'un actionneur pneumatique ou hydraulique, de type vérin, en liaison avec une réserve d'alimentation de fluide moteur. Cette solution reste encombrante et génère un poids non négligeable, notamment en raison de la réserve de fluide moteur.
[0009] En variante, l'actionneur peut être propulsé par une source pyrotechnique, comme décrit dans les documents EP 1 544 098 ou DE 41 24 377. Cependant, cette variante met également en œuvre un vérin et ses mécanismes d'expansion, ce qui ne permet pas de répondre aux problèmes d'encombrement et de poids évoqués ci-dessus.
EXPOSÉ DE L'INVENTION
[0010] L'invention vise à résoudre ces problèmes en proposant de déclencher une forte pression quasi-instantanée pour rompre toute retenue de l'élément de fermeture.
[0011] A cet effet, la présente invention a pour objet un procédé d'ouverture d'urgence d'un élément de fermeture de véhicule comportant un verrouillage de l'élément de fermeture en position fermée sur un encadrement de cet élément formé dans le véhicule. Dans ce procédé, au moins une source capable de fournir une déflagration est agencée dans un espace fermé qui est maintenu, dans un mode d'attente, en position inactive par une commande d'ouverture d'urgence. Dans un mode d'ouverture d'urgence, cet espace fermé est d'abord inséré par ladite commande en position dite d'armement dans une zone d'accueil située dans une liaison de verrouillage, puis cette commande, placée en position dite active, déclenche la déflagration par l'activation d'un amorçage et provoque alors une déformation de l'espace fermé, ladite zone d'accueil étant initialement dimensionnée et l'intensité de la déflagration libérée préalablement déterminée pour vaincre les forces de cohésion de ladite liaison par la déformation de l'espace fermé alors produite dans la zone d'accueil et entraîner la rupture de cette liaison.
[0012] Selon des modes de mise en œuvre préférés:
- l'espace fermé passe de la position inactive à la position d'armement par rotation autour d'un axe perpendiculaire au plan de liaison entre l'élément de fermeture et son encadrement;
- un déverrouillage de l'élément de fermeture par déconnexion de la liaison entre ledit élément de fermeture et l'encadrement est activé en mode « service » afin de libérer l'élément de fermeture;
- dans le cas où l'élément de fermeture est une porte d'aéronef, une condamnation de la porte est automatiquement enclenchée en phase de vol; - dans le cas où l'élément de fermeture est une porte de secours d'avion, la liaison entre la porte et l'encadrement est agencée sur un premier côté de porte alors qu'une articulation en rotation est agencée autour du côté de porte opposé audit premier côté, afin de libérer l'accès en mode « service » lorsque l'avion est au sol;
- l'intensité de la déflagration à libérer est préalablement déterminée pour briser un joint de glace éventuellement formé sur la découpe de la peau externe de l'avion entre la porte et le fuselage.
[0013] L'invention se rapporte également à un système d'ouverture d'urgence d'un élément de fermeture destiné à mettre en œuvre le procédé défini ci-dessus. Un tel système comporte un organe de verrouillage formé d'au moins une bielle de retenue couplée à des ferrures fixées respectivement sur l'élément de fermeture et sur un encadrement de cet élément. Dans ce système d'ouverture d'urgence, une poignée de commande est couplée, via au moins un câble de manœuvre, à un mécanisme de mise en place d'au moins une portion de tube de forme allongée dans une encoche formée dans la (chaque) bielle de retenue, l'encoche présentant une découpe sensiblement complémentaire de celle de ladite portion de tube allongée. Une section de forme allongée se réfère à une surface s'étendant globalement selon deux dimensions perpendiculaires, l'une des dimensions étant de longueur sensiblement supérieure à celle de l'autre dimension.
[0014] De plus, le système comporte au moins un élément d'amorçage de déflagration apte à déclencher une source de déflagration contenue dans la (chaque) portion de tube allongée, le mécanisme de mise en place comportant au moins un étrier apte à pivoter par liaison au câble de manœuvre, et l'élément d'amorçage étant positionné de sorte à venir en contact avec ladite portion de tube allongée contenant la source de déflagration lorsque cette portion de tube est placée en fin de pivotement dans l'encoche de la (chaque) bielle de retenue.
[0015] Avantageusement, la (chaque) bielle de retenue est couplée aux ferrures par des moyens mécaniques libérables, en particulier choisis entre des boulons, des broches à billes et des serrures quart de tour. [0016] En outre, dans le cas où l'élément de fermeture est une porte d'aéronef, un verrou électromagnétique de la porte de type « Flight Lock » est apte à être enclenchée automatiquement en phase de vol pour condamner la porte. Alternativement, un calculateur dédié commande et est apte à couper automatiquement, via un codage analogique ou numérique, l'alimentation d'un élément d'amorçage pour empêcher le déclenchement de l'ouverture d'urgence en phase de vol. Lorsque l'aéronef est en perte d'altitude, avec une variation supérieure à une valeur seuil donnée, ou que sa vitesse est inférieure à une valeur déterminée, le verrou électromagnétique est libéré ou ledit codage alimente de nouveau l'élément d'amorçage.
[0017] Par ailleurs, dans le cas où l'élément de fermeture est une porte de secours d'avion, les ferrures de l'organe de verrouillage sont fixées respectivement le long d'un premier côté de porte et d'un côté de l'encadrement en regard de ce premier côté, de sorte que l'organe de verrouillage s'étend parallèlement audit premier côté, alors qu'une charnière est agencée autour d'un côté de porte opposé à ce premier côté pour faire pivoter la porte de secours.
[0018] Dans le présent texte, les termes « supérieur » et « inférieur » se réfèrent à une ligne géométrique médiane de la porte, les termes « horizontal » et vertical » se rapportent aux positions d'éléments en référence à l'avion au sol et conformément à la direction de gravitation terrestre, le terme « longitudinal » se rapporte à la direction principale du fuselage de l'avion. De plus, « transversal » qualifie un plan s'étendant perpendiculairement à la direction principale dite longitudinale du fuselage, et les qualificatifs « intérieur » (ou « interne ») et « extérieur » (ou « externe ») se rapportent respectivement à une localisation dans la cabine d'avion et hors de l'avion.
PRÉSENTATION DES FIGURES
[0019] D'autres données, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description non limitée qui suit, en référence aux figures annexées qui représentent, respectivement :
- les figures 1 a et 1 b, des vues schématiques en perspective d'une porte de secours d'avion, respectivement à partir de l'intérieur de la cabine de l'avion et de l'extérieur de l'avion, la porte de secours étant équipée d'un exemple de système d'ouverture d'urgence selon l'invention ;
- les figures 2a et 2b, des vues schématiques en perspective et en coupe transversale de l'exemple de système d'ouverture d'urgence de la porte de la figure 1 a en mode d'attente, avec une présentation agrandie du mécanisme de mise en place d'un tube contenant la source de déflagration dans des biellettes de retenue;
- les figures 3a et 3b, les vues schématiques en perspective et en coupe transversale des figures 2a et 2b en mode d'ouverture d'urgence, le tube étant mis en place dans les biellettes de retenue ;
- la figure 4, une vue en perspective d'un exemple de tube présentant deux portions de section allongée contenant une source de déflagration et aptes à être insérées dans les bielles de retenue du système d'ouverture d'urgence selon les figures précédentes;
- les figures 5a et 5b, des vues en coupe transversale d'une bielle de retenue du système d'ouverture d'urgence avant et après déflagration de la source contenue dans le tube;
- la figure 6, une vue de l'extérieur en perspective de la porte de secours en position de levage extrême après ouverture d'urgence et rotation autour de sa charnière supérieure.
DESCRIPTION DÉTAILLÉE
[0020] Sur les différentes figures, des signes de référence identiques renvoient à un même élément ainsi qu'au passage du présent texte qui le décrit.
[0021] En référence à la vue schématique en perspective de la figure 1 a, une porte de secours d'avion 1 est illustrée à partir de l'espace intérieur « I » de la cabine de l'avion. La porte de secours 1 est équipée d'un hublot 1 1 et est entourée d'un joint 12 d'étanchéité entre cette porte 1 et le fuselage 2, le joint étant fixé sur le fuselage 2. De plus, un encadrement 20 de cette porte 1 - composé de deux poutres sensiblement verticales 21 , 22 et deux longerons sensiblement horizontaux, un longeron supérieur 23 et un longeron inférieur 24 - est fixé sur la peau interne du fuselage 2.
[0022] La porte de secours 1 est équipée selon l'invention d'un système d'ouverture d'urgence 100 qui comporte un organe de verrouillage de porte 1 10 équipé de quatre couples de ferrures 1 1 1 et 1 12, respectivement fixées sur le côté inférieur de la porte 1 - en regard du longeron inférieur 24 - et sur le longeron inférieur 24 de l'encadrement de porte 20, une bielle de retenue 1 13 étant couplée entre les ferrures 1 1 1 , 1 12 de chaque couple.
[0023] Le système d'ouverture d'urgence 100 comporte également une poignée de commande 121 couplée, via deux câbles de manœuvre 122, à un mécanisme de mise en place 30 (cf. figure 2a) d'un tube 3 dans l'organe de verrouillage 1 10. Le tube 3 contient comme source de déflagration une composition pyrotechnique. Outre des explosifs ou des compositions pyrotechniques, d'autres sources de déflagration peuvent être utilisées: pression par ouverture d'une cartouche d'air comprimé, matériau piézoélectrique déformé par une augmentation brusque de tension, pression hydraulique puissante, etc.
[0024] Afin d'empêcher toute ouverture pendant la phase de vol, même si l'organe de verrouillage 1 10 est libéré par une manœuvre involontaire, un verrou électromagnétique de vol à solénoïde 4 de type « Flight Lock », agencé au niveau de la poignée 121 , est déclenché automatiquement en début de phase de vol pour condamner la porte. Un tel verrou est décrit par exemple dans le document de brevet US 7 137 595. Lorsque l'aéronef est en perte d'altitude, avec une variation supérieure à une valeur seuil donnée par exemple en vue d'un atterrissage forcé, ou que sa vitesse est inférieure à une valeur déterminée, par exemple une vitesse de roulage en terrain hostile, le verrou électromagnétique est libéré.
[0025] En mode « service » d'accès à la cabine lorsque l'avion est au sol, l'organe de verrouillage 1 10 est déconnecté (voir ci-après, en référence à la figure 2a) et la porte de secours 1 s'ouvre par pivotement autour d'une charnière 13 (cf. figure 1 b) via la poussée exercée par un actionneur 5.
[0026] En référence à la vue schématique en perspective de la figure 1 b, la porte de secours d'avion 1 apparaît avec son hublot 1 1 à partir de l'espace extérieur « E » de l'avion dans une découpe 6 du fuselage 2. La charnière de pivotement 13, montée sur un côté supérieure 1 s de la porte 1 opposé au côté inférieur 1 i, permet l'ouverture de la porte 1 .
[0027] Les vues schématiques en perspective et en coupe transversale du système d'ouverture d'urgence de porte 100 de la figure 1 a sont illustrées en mode d'attente respectivement par les figures 2a et 2b. Dans ce mode d'attente, le mécanisme de mise en place 30 du tube 3 contenant des sources de déflagration positionne ce tube 3 à distance de bielles de retenue 1 13 de l'organe de verrouillage 1 10 monté sur le côté inférieur de porte 1 i et sur le longeron inférieur en regard 24, via respectivement les ferrures 1 1 1 et 1 12. La position du mécanisme 30 est réglée par abaissement de la poignée 121 (cf. figure 1 a) qui sert de commande via le câble de manœuvre 122 fixé au centre d'étriers 31 du mécanisme de mise en place 30. A l'état initial, le tube 3 est en position inactive.
[0028] Pour insérer le tube 3 dans les bielles de retenue 1 13, le mécanisme de mise en place 30 comporte quatre étriers 31 qui s'étendent dans des plans transversaux et qui peuvent pivoter autour d'un même arbre longitudinal de rotation A1 par des alésages cylindriques 31 A formées à une de leurs extrémités. D'autres alésages cylindriques 31 A' formées à leur autre extrémité sont traversées par des portions cylindriques 33 du tube 3 qui reste parallèle à l'arbre de rotation A1 .
[0029] Dans l'organe de verrouillage 1 10, chaque bielle de retenue 1 13 est montée transversalement entre chaque couple de ferrures 1 1 1 et 1 12 par des boulons de fixation libérables 40. Alternativement, les boulons 40 peuvent être remplacés par tout type de fermeture assurant une liaison sûre et entre les bielles de retenue 1 13 et les ferrures 1 1 1 , 1 12, par exemple des broches à billes ou des serrures quart de tour. En mode « service » pour la maintenance ou le passage de marchandise, les boulons 40 de liaison avec les ferrures 1 1 1 sont retirés par le personnel habilité pour déconnecter les bielles de retenue 1 13 et permettre l'ouverture de la porte de secours.
[0030] Par ailleurs, un contacteur 50 est disposé sur le longeron inférieur 24 en un emplacement ajusté en fonction du tube 3. Ce contacteur 50 est un dispositif de détection, par exemple un commutateur ou un capteur, capable de signaler à un calculateur dédié que le tube 3 est en position armée.
[0031] En mode d'ouverture d'urgence de la porte de secours, la poignée 121 (figure 1 a) est actionnée en position d'armement et les câbles de manœuvre 122 sous sa commande font pivoter le mécanisme de mise en place 30 par rotation autour de l'arbre A1 (flèche F1 ). Des portions 32 du tube 3, de section de forme allongée encore appelée oblongue, par exemple elliptique, sont destinées à être insérées dans des encoches 15 découpées dans les bielles de retenue 1 13. Avantageusement, une bielle à ressort 10 assure la mise en position et le maintien du mécanisme de mise en place 30 par pression sur l'un des étriers 31 .
[0032] Les vues schématiques en perspective et en coupe transversale des figures 3a et 3b reprennent les vues des figures 2a et 2b en mode d'ouverture d'urgence, une fois le tube 3 inséré par ajustement dans les encoches 15 des bielles de retenue 1 13 et maintenu sous la pression exercée par la bielle à ressort 10.
[0033] Sur la vue en perspective de la figure 4, le tube 3 présente plus précisément deux portions de section allongée 32 contenant une source de déflagration. Les portions « allongées » 32 sont ajustées dans les encoches 15 des bielles de retenue 1 13 (cf. figure 3a et 3b). Les autres tronçons du tube 3 sont des portions cylindriques 33 et des portions de transition 34 entre les portions cylindriques 33 et « allongées » 32. Des mèches 35 sont prévues à chaque extrémité du tube 3 afin de réaliser, par leur combustion rapide, la déflagration des sources pyrotechniques. A cet effet, chaque extrémité de mèche 35 est relié au calculateur dédié via un déclencheur de combustion (arc électrique, étincelle, etc).
[0034] En mode d'ouverture d'urgence, le déclenchement de la déflagration des sources pyrotechniques est réalisé en position active par la poignée de commande 121 (cf. figure 1 a) qui exerce une pression supplémentaire sur l'élément d'amorçage 50. Sur les figures 5a et 5b, des vues en coupe transversale d'une bielle de retenue 1 13 du système d'ouverture d'urgence selon l'invention montrent l'état de cette bielle avant et après déflagration. [0035] Avant la déflagration (figure 5a), une portion de tube dite « allongée » 32 est insérée, en position d'armement de la poignée de commande 121 (cf. figure 1 a), dans l'encoche 15 de la bielle de retenue 1 13.
[0036] Puis la poignée de commande 121 , placée en position dite active, déclenche une déflagration (figure 5b) - via l'activation de l'élément d'amorçage 50 (cf. figure 2a à 3b) - qui provoque une déformation des portions de section allongée 32 du tube 3. L'encoche 15 étant préalablement dimensionnée pour accueillir de manière ajustée la portion de tube « allongée » 32 (cf. figure 5a), la déflagration ainsi libérée agit directement sur l'encoche 15. De plus, son intensité étant préalablement déterminée pour vaincre les forces de cohésion internes de la bielle de retenue 1 13, la déflagration déforme alors la section allongée (figure 5a) des portions 32 du tube 3 en section cylindrique 32' (figure 5b) et entraîne la rupture de la bielle de retenue 1 13 en formant une ouverture 16.
[0037] Avantageusement, l'intensité de la déflagration est également préalablement déterminée pour briser un joint de glace 7 qui peut se former sur la peau externe PE de l'avion, autour de la découpe 6 entre la porte de secours 1 et le fuselage 2 (cf. figure 1 b).
[0038] Après l'ouverture des bielles de retenue 1 13, la porte de secours 1 est déverrouillée et peut pivoter autour de la charnière 13 (cf. figure 1 a). La vue externe en perspective de la figure 6 illustre la porte de secours 1 ainsi libérée en position de levage extrême par rapport au fuselage 2. L'organe de verrouillage 1 10 (cf. figure 2a) est brisé par l'ouverture des bielles de retenue 1 13, les ferrures 1 1 1 et 1 12 - fixées respectivement sur la porte de secours 1 et sur le longeron inférieur 24 - étant alors totalement séparées.
[0039] L'invention n'est pas limitée aux exemples de réalisation décrits et représentés. Il est par exemple possible de prévoir, à la place d'un verrou électromagnétique à solénoïde de type « Flight Lock », un interrupteur de courant d'alimentation d'un élément d'amorçage de type électrique commandé par un codage numérique. Ce codage est transmis par un calculateur dédié ou par la centrale avionique de gestion qui équipe l'aéronef. L'interrupteur coupe l'alimentation électrique de l'élément d'amorçage dès que l'aéronef est en phase de vol. Lorsque l'aéronef est en perte d'altitude supérieure à une variation donnée ou que sa vitesse est inférieure à une valeur déterminée, le codage numérique est apte à rétablir le courant d'alimentation électrique de l'élément d'amorçage.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Procédé d'ouverture d'urgence d'un élément de fermeture (1 ) de véhicule comportant un verrouillage (1 10) de l'élément de fermeture (1 ) en position fermée sur un encadrement (20) de cet élément de fermeture (1 ), ce procédé est caractérisé en ce qu'au moins une source capable de fournir une déflagration est agencée dans un espace fermé (3) qui est maintenu, dans un mode d'attente, en position inactive par une commande d'ouverture d'urgence (121 , 122, 30), et en ce que, dans un mode d'ouverture d'urgence, cet espace fermé (3) est d'abord inséré par ladite commande (121 , 122, 30) en position dite d'armement dans une zone d'accueil (15) située dans une liaison de verrouillage (1 13), puis cette commande (121 , 122, 30), placée en position dite active, déclenche la déflagration par l'activation d'un amorçage (35) et provoque alors une déformation de l'espace fermé (3), ladite zone d'accueil (15) étant initialement dimensionnée et l'intensité de la déflagration libérée préalablement déterminée pour vaincre les forces de cohésion de ladite liaison (1 13) par la déformation de l'espace fermé (3) alors produite dans la zone d'accueil (15) et entraîner la rupture de cette liaison (1 13).
2. Procédé d'ouverture d'urgence selon la revendication 1 , dans lequel l'espace fermé (3) passe de la position inactive à la position d'armement par rotation autour d'un axe (A1 ) perpendiculaire au plan de liaison (1 13) entre l'élément de fermeture (1 ) et son encadrement (20).
3. Procédé d'ouverture d'urgence selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, dans lequel un déverrouillage de l'élément de fermeture (1 ) par déconnexion de la liaison (1 13) entre ledit élément de fermeture (1 ) et l'encadrement (20) est activé en mode « service » afin de libérer l'élément de fermeture (1 ).
4. Procédé d'ouverture d'urgence selon l'une quelconque des revendications précédentes dans lequel, dans le cas où l'élément de fermeture (1 ) est une porte d'aéronef, une condamnation de la porte (4) est automatiquement enclenchée en phase de vol.
5. Procédé d'ouverture d'urgence selon l'une quelconque des revendications précédentes dans lequel, dans le cas où l'élément de fermeture (1 ) est une porte de secours d'avion, la liaison (1 13) entre la porte (1 ) et l'encadrement (20) est agencée sur un premier côté (1 i) de porte (1 ) alors qu'une articulation en rotation (13) est agencée autour du côté de porte opposé (1 s) audit premier côté (1 i), afin de libérer l'accès en mode « service » lorsque l'avion est au sol.
6. Procédé d'ouverture d'urgence selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'intensité de la déflagration à libérer est préalablement déterminée pour briser un joint de glace (7) formé sur la découpe (6) de la peau externe (PE) de l'avion entre la porte (1 ) et le fuselage (2).
7. Système d'ouverture d'urgence (100) d'un élément de fermeture (1 ) destiné à mettre en œuvre le procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte un organe de verrouillage (1 10) formé d'au moins une bielle de retenue (1 13) couplée à des ferrures (1 1 1 ; 1 12) fixées respectivement sur l'élément de fermeture (1 ) et sur un encadrement (20) de cet élément, une poignée de commande (121 ) couplée, via au moins un câble de manœuvre (122), à un mécanisme de mise en place (30) d'au moins une portion de tube de forme allongée (32) dans une encoche (15) formée dans la (chaque) bielle de retenue (1 13), l'encoche (15) présentant une découpe sensiblement complémentaire de celle de ladite portion de tube allongée (32), au moins un élément d'amorçage de déflagration (50) apte à déclencher une source de déflagration contenue dans la (chaque) portion de tube allongée (32), le mécanisme de mise en place (30) comportant au moins un étrier (31 ) apte à pivoter (F1 ) par liaison au câble de manœuvre (122), et l'élément d'amorçage (50) étant positionné de sorte à venir en contact avec ladite portion de tube allongée (32) contenant la source de déflagration lorsque cette portion de tube (32) est placée en fin de pivotement dans l'encoche (15) de la (chaque) bielle de retenue (1 13).
8. Système d'ouverture d'urgence selon la revendication précédente, dans lequel la (chaque) bielle de retenue (1 13) est couplée aux ferrures (1 1 1 ;1 12) par des moyens mécaniques libérables choisis entre des boulons (40), des broches à billes et des serrures quart de tour.
9. Système d'ouverture d'urgence selon l'une quelconque des revendications 7 ou 8 dans lequel, dans le cas où l'élément de fermeture (1 ) est une porte d'aéronef, un verrou électromagnétique (4) de la porte de type « Flight Lock » est apte à être enclenchée en phase de vol pour condamner la porte, ce verrou électromagnétique (4) étant libéré lorsque l'aéronef est en perte d'altitude, avec une variation supérieure à une valeur seuil donnée, ou que sa vitesse est inférieure à une valeur déterminée.
10. Système d'ouverture d'urgence selon l'une quelconque des revendications 7 ou 8 dans lequel, dans le cas où l'élément de fermeture (1 ) est une porte d'aéronef, un calculateur dédié commande et est apte à couper automatiquement, via un codage, l'alimentation d'un élément d'amorçage (35) en phase de vol, le codage alimentant de nouveau l'élément d'amorçage (50) lorsque l'aéronef est en perte d'altitude, avec une variation supérieure à une valeur seuil donnée, ou que sa vitesse est inférieure à une valeur déterminée.
1 1 . Système d'ouverture d'urgence selon l'une quelconque des revendications 7 à 10 dans lequel, dans le cas où l'élément de fermeture (1 ) est une porte de secours d'avion, les ferrures (1 1 1 ; 1 12) de l'organe de verrouillage (1 10) sont fixées respectivement le long d'un premier côté de porte (1 i) et d'un côté (24) de l'encadrement (20) en regard de ce premier côté (1 i), de sorte que l'organe de verrouillage (1 10) s'étend parallèlement audit premier côté (1 i), alors qu'une charnière (13) est agencée autour d'un côté de porte (1 s) opposé à ce premier côté (1 i).
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