WO2020127103A1 - Élément de fuselage transparent d'un aéronef destiné à obturer une baie dudit aéronef - Google Patents

Élément de fuselage transparent d'un aéronef destiné à obturer une baie dudit aéronef Download PDF

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WO2020127103A1
WO2020127103A1 PCT/EP2019/085428 EP2019085428W WO2020127103A1 WO 2020127103 A1 WO2020127103 A1 WO 2020127103A1 EP 2019085428 W EP2019085428 W EP 2019085428W WO 2020127103 A1 WO2020127103 A1 WO 2020127103A1
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WO
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fuselage
aircraft
frame
fuselage element
bay
Prior art date
Application number
PCT/EP2019/085428
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Inventor
Florian BARJOT
Original Assignee
Barjot Florian
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    • 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
    • B64C1/1476—Canopies; Windscreens or similar transparent elements
    • B64C1/1484—Windows
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
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    • 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
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    • B64C1/1476—Canopies; Windscreens or similar transparent elements
    • B64C1/1492—Structure and mounting of the transparent elements in the window or windscreen

Definitions

  • Transparent fuselage element of an aircraft intended to close off a bay of said aircraft
  • the invention relates to aircraft structures. It is in the field of aircraft cells, and more particularly relates to a transparent fuselage element of an aircraft, for example intended to close the bay of a door of an aircraft hold, in particular a door of an aircraft hold.
  • the fuselage of an aircraft in particular that of passenger and / or freight transport aircraft, mainly comprises several fuselage frames distributed along a longitudinal axis of said aircraft and extending transversely to said aircraft. Stringers and side members are attached to the frames and extend along said longitudinal axis of the aircraft. These rails and side members are angularly distributed around the periphery of the frames.
  • a covering covers the rails, the side members and the frames and is fixed to the latter by riveting or by gluing.
  • the coating is generally made of metallic material, typically of an aluminum alloy, or of composite materials.
  • a floor is fixed to the frames and the side members and is intended to support passengers or goods.
  • the floor separates an upper part of the fuselage, intended to receive passengers or goods, from a lower part of the fuselage in which bunkers are located.
  • the holds are intended to receive aircraft appliances and equipment and passenger baggage carried by the aircraft.
  • the present invention aims to overcome the aforementioned drawbacks by proposing a fuselage element of an aircraft in whole or in part transparent so that a passenger can observe the external environment from said hold of the aircraft.
  • the invention relates to a fuselage element intended to be inserted, preferably removably, into an existing bay of an aircraft fuselage and to close said bay.
  • the fuselage element includes:
  • each glazed panel comprising at least two glazing
  • chassis in which the glass panels are embedded, said chassis comprising an interface frame comprising a system for fixing to the fuselage of the aircraft making it possible to mechanically link, preferably in a removable manner, the fuselage element to the fuselage of the aircraft while closing the bay of said fuselage.
  • the glass panels are transparent.
  • the surface of the glass panels is sufficiently large for a passenger to be able to comfortably observe a substantial portion of the external environment during the flight of the aircraft for example.
  • the fuselage element comprises at least two rows of glazed panels.
  • the existing fuselage attachment points of the aircraft represent a standard aircraft attachment interface.
  • the frame comprises a structural panel provided with through openings, each glazed panel being arranged opposite a through opening.
  • the structural panel is in one piece. This characteristic contributes to increasing the resistance of the fuselage element to mechanical stresses, in particular to those resulting from the pressure difference between the external environment of the aircraft and the internal environment of the aircraft.
  • the structural panel is made of electrically conductive material in order to discharge the static electricity which the aircraft is responsible for when it flies, by aerodynamic friction, towards the structure of the fuselage.
  • the frame comprises a plurality of peripheral frames fixed on the one hand, to the structural panel, and on the other hand, to each other, a peripheral frame being arranged around each glazed panel.
  • the glass panels are fixed in each peripheral frame.
  • Each glazed panel is arranged in support against the structural panel and / or against all or part of a peripheral frame.
  • the invention also meets the following characteristics, implemented separately or in each of their technically operative combinations.
  • the chassis comprises fishplates configured so as to rigidly fix together at least two adjacent peripheral frames.
  • the fishplates have the shape of a star and have at least three branches, each splint branch being arranged between two adjacent peripheral frames.
  • the peripheral frames have ribs, said peripheral frames being configured so that the ribs of two adjacent peripheral frames are facing each other, the ribs mechanically connecting each of the ribs in screw opposite.
  • the fuselage element advantageously comprises an interface frame fixed on the periphery of the structural panel, surrounding all of the peripheral frames.
  • the interface frame is configured to be fixed to the fuselage bay of the aircraft, the fixing system being arranged on said interface frame.
  • the fastening system is reversible in the sense that it is adapted to mechanically releasably link the interface frame to the fuselage of the aircraft.
  • the fuselage element can be removed from the aircraft if necessary, for example for maintenance reasons.
  • the fixing system is of the clevis / tenon type. This characteristic contributes to simplifying the integration and the possible removal of the fuselage element in the bay of an aircraft fuselage, as well as its maintenance.
  • the fuselage element comprises a panel movable relative to the interface frame to which it is linked, arranged so as to be vis-à-vis at least part of the fixing system by an internal surface and so as to be flush with an external surface of the structure panel by an external surface.
  • the bay of the aircraft is a bay of a cargo door of said aircraft.
  • the present invention also relates to an aircraft comprising a fuselage element as described above closing a bay of its fuselage.
  • the invention also relates to a fuselage element according to another embodiment, characterized by the characteristics described below, optionally in combination with characteristics of the embodiment described above.
  • the fuselage element intended to be inserted into an existing bay of a fuselage of an aircraft and to close this bay comprises
  • a single glazed panel comprising at least two glazings, one of which is called “external glazing”, is intended to be arranged with regard to the external environment of the aircraft, and a glazing called “internal glazing” is intended to be arranged vis-à-vis the internal environment of the aircraft.
  • the internal and external glazing are fixed to each other and arranged face to face, at a distance from each other.
  • the internal and external glazing is fixedly held by a frame interposed between said internal and external glazing.
  • the chassis is delimited by an interface frame having a cross-member
  • the chassis comprises a plurality of frames and side members arranged so as to form rows extending in substantially orthogonal directions so as to form a grid.
  • the internal and external glazing, the lateral uprights and the upper and lower crossbars define a hermetically closed intermediate volume; and the frames and side members have through holes so as to allow air circulation within said intermediate volume.
  • the fuselage element according to this embodiment comprises a fuselage attachment system similar to that described above.
  • the outer glazing has two glazed walls, including an outer wall, called a "protective wall”, and an inner wall, the protective wall being glued to the inner wall.
  • the internal glazing comprises two glazed walls, including an outer wall and an inner wall, called a "protective wall", the protective wall being glued to the outer wall of the internal glazing.
  • the inner wall of the outer glazing being intended to be vis-à-vis the outer wall of the inner glazing.
  • the frames of the chassis are intended to extend in a direction substantially parallel to that of the lateral uprights, and are preferably intended to extend the frames of the fuselage of the aircraft in which the fuselage element is intended to be inserted.
  • the side members are intended to extend in a direction substantially parallel to that of upper and lower cross members and are preferably intended to extend the longitudinal members of the fuselage of the aircraft in which the fuselage element is intended to be inserted.
  • the frames are distributed between the lateral uprights and are fixed to the upper and lower crosspieces by their ends.
  • the side members are fixed to the frames by angles, are distributed between the upper and lower crosspieces and are fixed to the lateral uprights by their ends.
  • the fuselage element comprises first and second means for regulating the pressure Pw of the intermediate volume.
  • FIG. 1 represents a perspective view of part of a fuselage of an aircraft in which a fuselage element according to the invention is integrated
  • FIG. 2 represents a perspective view of a fuselage element according to a preferred embodiment of the invention
  • Figure 3 shows a sectional view along the axis AA of the fuselage element according to Figure 2, as well as detailed views of the fixing system of said fuselage element in which said fuselage element cooperates with a fuselage of an aircraft,
  • FIG. 4 represents a sectional view along the axis BB of the fuselage element according to FIG. 2, as well as a detail view of the junction between the fuselage element and the fuselage of an aircraft in which said fuselage element cooperates with a fuselage of an aircraft,
  • FIG. 5 represents a sectional view along the axis C-C of the fixing system
  • FIG. 6 represents a sectional view along the axis E-E of the junction between two peripheral frames
  • FIG. 7 represents a sectional view along the axis DD of the fixing of two ribs of two adjacent peripheral embedments
  • FIG. 8 represents an exploded view of part of a fuselage element according to FIG. 2,
  • FIG. 9 represents a perspective view of a fuselage element according to another embodiment of the invention.
  • Figure 10 shows a sectional view along the axis FF of the fuselage element according to Figure 9, as well as detailed views of the fixing system of said fuselage element in which said fuselage element cooperates with a fuselage of an aircraft,
  • Figure 1 1 shows a sectional view along the axis GG of the fuselage element according to Figure 9, as well as detailed views of the junction between the fuselage element and the fuselage of an aircraft in which said fuselage element cooperates with a fuselage of an aircraft.
  • a transparent fuselage element 100 of the aircraft is intended to replace a door of a cargo hold.
  • an aircraft that is to say it is intended to be inserted, preferably removably, into an existing bay of a fuselage 200 of an aircraft and to close this bay, as illustrated in FIG. 1 .
  • Figure 2 shows a preferred embodiment of the invention, in which the fuselage element 100 has a plurality of glass panels 1 10 embedded in a frame 120.
  • the frame 120 is preferably made of metallic material, for example alloy aluminum or composite materials.
  • the frame 120 comprises a structural panel 122 having through openings for example regularly distributed over its surface, preferably so as to form rows extending in directions respectively substantially horizontal and vertical so as to form a grid, as partly shown in Figure 8.
  • the openings may have a substantially elliptical, circular, or polygonal shape, such as a substantially rectangular shape. The latter is preferred in the embodiment described here.
  • the frame 120 also includes peripheral frames 121 arranged opposite each opening so that each peripheral frame surrounds each opening, the frame 120 comprising as many peripheral frames 121 as openings.
  • peripheral frames 121 are contiguous to each other so as to coincide with the grid formed by the structural panel 122.
  • Each peripheral frame 121 comprises profiles abutted to each other, parallel two by two. These sections are called hereinafter by abuse of languages “frames” 123 and “side members” 124.
  • the frames 123 of the frame 120 are intended to extend in a substantially vertical plane, and are preferably intended to extend the frames of the fuselage 200 of the aircraft in which the fuselage element 100 is intended to be inserted.
  • the frames 123, as well as the structural panel 122, are bent so as to have a convexity such that the curvature of the cross section of the fuselage element 100 is substantially equal to that of the lower part of the fuselage. 200 in which it is intended to be integrated.
  • the longitudinal members 124 are intended to extend in a substantially horizontal direction, and are preferably intended to extend the longitudinal members of the fuselage 200 of the aircraft in which the fuselage element 100 is intended to be inserted.
  • the peripheral frames 121 are arranged relative to each other so that the frames 123 and the side members 124 of each peripheral frame 121 join the frames 123 and the side members 124 of the peripheral frames 121 adjacent in junction zones materializing nodes of the grid of the frame 120.
  • the corners of four peripheral frames 121 adjacent to each other delimit a junction zone.
  • the frames 123 and the side members 124 have a cross section in the shape of an L, comprising a first branch intended to extend towards the internal environment of the aircraft and a second branch provided to extend in a direction perpendicular to that in which the first branch extends. These characteristics are particularly visible in FIGS. 6 and 7.
  • the second branch advantageously has the role of a fixing sole by which each peripheral frame 121 is fixed to an internal surface of the structural panel 122.
  • the peripheral frames 121 are fixed to each other by the second branches of their frames 123 and side members 124, so that the second branch of a frame 123 of a peripheral frame 121 is fixed to the second branch of a frame 123 of a peripheral frame 121 adjacent and so that the second branch of a beam 124 of a peripheral frame 121 is fixed to the second branch of a beam 124 of a peripheral frame 121 adjacent.
  • first branches of the frames 123 and the side members 124 of a peripheral frame 121 are provided to be fixed respectively to the first branches of the frames 123 and the side members 124 of the adjacent periphery frames.
  • the chassis 120 advantageously comprises splints 125 configured so as to rigidly fix together at least two adjacent peripheral frames 121.
  • These fishplates 125 have a star shape and have at least three branches 126, each branch 126 of a fishplate 125 being arranged between two adjacent peripheral frames 121.
  • each splice 125 is arranged in a junction zone of four peripheral frames 121 so as to mechanically link said four peripheral frames 121 to each other.
  • the splices 125 more preferably have a cross shape and include four branches 126, opposite in pairs.
  • Each branch 126 of the splint 125 comprises two arms facing each other, each of said arms being designed to be fixed, according to its position, to the first branch of a frame 123 or to the first branch of a spar 124 of a peripheral frame 121, as visible in figure 6.
  • the arms of the same branch 126 of the splint 125 are respectively designed to be fixed to a frame 123 or to a spar 124 of two adjoining peripheral frames 121, said frames 123 or said spars 124 being in look at each other.
  • each splice 125 makes it possible to mechanically link four peripheral frames 121 to each other.
  • the frames 123 and the side members 124 comprise at least one rib 127 extending from the first branch to the second branch.
  • each frame 123 and spar 124 has three ribs 127.
  • the ribs 127 are arranged so that those of a frame 123 or a spar 124 of a peripheral frame 121 extend opposite those of the frame 123 or of the spar 124 of the peripheral frame 121 with which it faces, as shown in FIGS. 7 and 8.
  • the ribs 127 facing each other are fixed two by two to each other, for example by flat fishplates 128.
  • This characteristic makes it possible to increase the rigidity of the chassis 120 and therefore of the fuselage element 100, and consequently its resistance to mechanical stresses.
  • the structural panel 122 is made of electrically conductive material in order to standardize the electrical potential of the fuselage element 100 and more generally of the aircraft in which it is integrated, and thus to prevent any risk associated lightning.
  • the structural panel 122 is made of metallic material, for example aluminum alloy or composite materials.
  • the structure panel 122 also has the effect of contributing to increasing the mechanical strength of the fuselage element 100.
  • the fuselage element 100 advantageously comprises an interface frame 129 configured to be fixed on the periphery of the structural panel 122, that is to say provided to frame all of the peripheral frames 121, and to be fixed to the fuselage bay 200 of the aircraft.
  • the interface frame 129 comprises an upper cross member 1291 opposite a lower cross member 1292, said upper and lower cross members being joined to one another by lateral uprights 1293.
  • the lateral uprights 1293 are bent in a similar manner to the frames 123 and to the structure panel 122 described above, that is to say, so as to have a convexity such that the curvature of the cross section of the fuselage element 100 is substantially equal to that of the lower part of the fuselage 200 in which it is intended to be integrated.
  • the interface frame 129 advantageously comprises an attachment system to the existing fuselage 200 of the aircraft allowing the fuselage element 100 to be mechanically linked to the fuselage 200 of the aircraft.
  • the interface frame 129 is configured so that when the fuselage element is linked to the aircraft fuselage, it closes the bay of the latter.
  • the attachment system is reversible in the sense that it is configured so as to allow the interface frame 129, and by extension the fuselage element 200, to be mechanically releasably linked to the fuselage 200 of the aircraft.
  • the fixing system is preferably arranged on the upper 1291 and lower 1292 crossmembers of the interface frame 129.
  • This fixing system part of which is shown in the sectional view of FIG. 5, is formed by a plurality of yokes and / or studs 130 intended to cooperate with studs and / or yokes 131 existing on the fuselage 200 of the aircraft.
  • studs 130 are fixed to each of the upper cross members 1291 and lower 1292 so as to be distributed along each of said cross members and are intended to cooperate with yokes 131 fixed on the periphery of the fuselage bay 200.
  • the yokes 131 and the tenons 130 are all provided with a through hole through which they are intended to each receive a pin 132.
  • Bearings 133 are engaged in each of the through holes of each tenon 130 and each clevis 131 so as to form an interface with the spindle 132.
  • Said spindle 132 is engaged in a spacer 134, on which it is supported by one of its ends , called "spindle head".
  • the spindle head is intended to bear against one of two plates of the yoke, called “first plate” 131 1 and the spacer is intended to bear against the other plate, called “second plate” 1312, so as to guarantee a minimum distance between the first and second plates 1311 and 1312.
  • a stop member 135 in translation of the spindle such as a washer, a pin, a nut locked in rotation by a pin, thread locker, etc., is arranged on the end of the spindle 132 opposite the spindle head so as to immobilize it between the two plates 131 1 and 1312.
  • the fuselage element 100 comprises a movable panel 140, visible in FIG. 3, linked to the lower cross member 1292 of the interface frame 129 and extending from a lateral upright 1293 to the other of said frame. interface 129.
  • the movable panel 140 is configured to be able to be movable relative to the interface frame 129. Thus, by moving said movable panel 140, it is possible to access the fixing system 129 in order, for example, to perform maintenance operations.
  • the movable panel 140 has through holes (not shown) or dimensions such that when the fuselage element 100 is fixed to the fuselage 200 of the aircraft, a condensate drainage area is provided.
  • This movable panel 140 provides access to the part of the fixing system arranged on the lower edge 1292 of the interface frame 129, for example for fixing the fuselage element 100 to the fuselage 200 of an aircraft or for carrying out operations. of maintenance.
  • the interface frame 129 comprises, on a side intended to be arranged facing the fuselage 200 of the aircraft, a peripheral seal 150 arranged so as to provide an airtightness between the interior environment of the aircraft and the environment of the aircraft.
  • This peripheral seal 150 is held against the frame 129 interface by gluing or by fixing a support piece 151 exerting a clamping force of said peripheral seal 150 against said interface frame 129.
  • This peripheral seal 150 is made of elastomeric material and is intended to be compressed between the interface frame 129 and the fuselage 200 of the aircraft when the fuselage element 100 closes the bay.
  • Each glazed panel 110 comprises at least two glazings fixed to each other and arranged face to face.
  • the two panes are preferably placed at a distance from each other in the sense that they are separated by an air space or by a layer of transparent material, for example a layer of polyurethane.
  • one is hereinafter called “external glazing” 160 and is intended to be arranged with regard to the external environment of the aircraft and the other is hereinafter called “internal glazing” 161 and is intended to be arranged vis-à-vis the internal environment of the aircraft, materialized here by the volume of the hold of the aircraft.
  • any element called “internal” or “interior” is an element intended to be placed facing or intended to be directed towards the interior environment of the aircraft, and any element known as “external” or “exterior” is an element intended to be placed opposite or intended to be directed towards the external environment of the aircraft.
  • each of the external and internal glazings 160 and 161 is dimensioned so as to withstand the mechanical stresses liable to be generated on the fuselage 200 of the aircraft.
  • the external glazing 160 also preferably has a protective glazing 162 dimensioned so as to resist impacts, for example caused by debris of a few centimeters.
  • the protective glazing 162 is therefore advantageously intended to provide a protective function against the various impacts or shocks that the internal glazing could undergo.
  • the protective glazing 162 is preferably placed at a distance from the external glazing 160. More particularly, these glazings are separated by an air space or by a layer of transparent material, for example a layer of polyurethane.
  • the external and internal glazing 160 and 161 and the protective glazing 162 can be made of glass, of polymer material, such as polymethyl methacrylate. (also known under the trade name "Plexiglas", registered trademark), or in polycarbonate.
  • Each glazed panel 110 is configured so that, when it is embedded in the frame 120, its external glazing 160 is held against the internal surface of the structural panel 122, as illustrated in FIGS. 6 and 7.
  • the structural panel 122 therefore has dimensions such that it forms, on the periphery of each opening, a shoulder with each peripheral frame 121.
  • each glazed panel 1 10 is held against the shoulder by a peripheral ring 163 applying a clamping action against the internal glazing 161.
  • Each peripheral ring 163 is rigidly fixed to the first branch of the frames 123 and / or the side members 124 and advantageously compresses a peripheral seal 164 interposed between the internal glazing and said crown 163.
  • the crowns 163 have a cross section in the shape of an L, one branch of which is provided to bear against the seal 164 and whose another branch is provided to be fixed to the frames 123 and / or side rails 124.
  • each glazed panel 1 10 embedded in the frame 120 can be arranged as supports against all or part of the peripheral frame 121, so that each panel 110 is mechanically linked by tight adjustment to a peripheral frame 121.
  • the fuselage element 100 may have a single glazed panel 1 10 ′ comprising at least two glazings fixed to one another and arranged opposite face to face, at a distance from each other.
  • the glazed panel 1 10 ′ comprises a glazing called “external glazing” 160 ′, intended to be arranged with regard to the external environment of the aircraft, and a glazing called “internal glazing” 161 ′ intended to be arranged vis-à-vis the internal environment of the aircraft, materialized here by the volume of the aircraft hold.
  • the external glazing 160 ' has two glazed walls, including an internal wall 1601 having a thickness dimensioned so that said external glazing 160' is able to withstand the mechanical stresses generated on the fuselage 200 of the aircraft.
  • the external glazing 160 ′ also has an external wall, known as a “protective wall” 1602, having a thickness dimensioned so as to resist the impacts of small debris.
  • the protective wall 1602 is advantageously intended to provide a protective function against the various impacts or shocks that the internal glazing could undergo.
  • the thickness of the inner wall 1601 of the outer glazing 160 ' is greater than that of its protective wall 1602.
  • the protective wall 1602 is bonded to the inner wall 1601 of the external glazing 160 ’, for example by a layer of polyurethane.
  • the internal glazing 161 ’ has two walls, including an external wall 161 1 having a thickness dimensioned so that said internal glazing is able to withstand the mechanical stresses generated on the fuselage 200 of the aircraft.
  • the internal glazing 161 ′ preferably also includes an internal wall, known as a “protective wall” 1612, intended to provide a protective function against the various impacts or shocks to which the internal glazing may be subjected. It is understood here that the thickness of the external wall 161 1 of the internal glazing 161 ′ is greater than that of its protective wall 1612.
  • the protective wall is bonded to the external wall of the internal glazing, for example by a layer of polyurethane.
  • the inner wall 1601 of the outer glazing 160 ' is intended to be vis-à-vis the outer wall 161 1 of the inner glazing 161'.
  • the internal 161 ’and external 160’ glazing are fixedly held by a frame 120 ’interposed between said internal 161’ and external 160 ’glazing.
  • the frame 120 ′ is delimited by an interface frame 129 ′ having an upper cross member 1291 ′ and a lower cross member 1292 ′ joined to each other by two lateral uprights 1293 ′ opposite one another.
  • the glazed panel 110 ' has dimensions substantially equal to the dimensions of the upper and lower cross members 1291' and 1292 'and the lateral uprights 1293', so that its periphery substantially coincides with said cross members and uprights.
  • An interposing sealant is placed at the interface between the interface frame 129 'and the internal and external glazing.
  • the interface frame 129 ′ comprises, on a side intended to be arranged facing the fuselage 200 of the aircraft, a peripheral seal 150 arranged so to provide airtightness between the interior environment of the aircraft and the exterior environment of the aircraft.
  • This peripheral seal is held against the interface frame 129 ’by gluing or by fixing a peripheral support piece 151 exerting a clamping force of said seal against said interface frame 129’.
  • the frame 120 comprises a plurality of sections hereinafter called by abuse of languages “frames” 123 "and” side members “124 'preferentially arranged so as to form rows extending in substantially orthogonal directions so as to form a grid.
  • This grid forms openings in the form of a parallelogram, in particular in the form of a rectangular parallelogram, in the embodiment shown in FIGS. 9 to 11.
  • the grid can be geodesic (the openings being triangular) or honeycomb (the openings being hexagonal).
  • the frames 123 'of the frame 120 are intended to extend in a direction substantially parallel to that of the lateral uprights 1293', and are preferably intended to extend the frames of the fuselage 200 of the aircraft in which the fuselage element 100 is intended to be inserted.
  • the frames 123 ’ are for example regularly distributed between the lateral uprights 1293’ and are fixed to the upper cross members 1291 ’and lower 1229’ by their ends.
  • the frames 123 ′ and the lateral uprights of the frame 120 are curved so as to have a convexity such that the curvature of the cross section of the fuselage element 100 is substantially equal to that of the lower part of the fuselage 200 in which it is intended to be integrated.
  • the side members 124 ' are fixed to the frames 123', for example by angles 125 '.
  • These longitudinal members 124 ' are for example regularly distributed between the upper and lower crossmembers 1291' and 1292 'and are fixed to the lateral uprights 1293' by their ends.
  • the longitudinal members 124 ' are intended to extend in a direction substantially parallel to that of the upper and lower cross members 1291' and 1292 ', and are preferably intended to extend the longitudinal members of the fuselage 200 of the aircraft in which the fuselage element 100 is intended to be inserted when the fuselage element 100 closes the bay of said fuselage 200.
  • the frames 123 ′ and the side members 124 ′, as well as the lateral uprights 1293 ′ and the upper and lower crossbars 1291 ′ and 1292 ′, are preferably formed by metal profiles of full section, for example in “U”, in “I ",” Z ", etc.
  • the frames 123 ’and longitudinal members 124’ have through orifices so as to promote the circulation of air throughout the intermediate volume.
  • the external glazing 160 ′ comprises a plurality of protective walls 1602 arranged against the internal wall 1601, one at a distance from the other, each protective wall being arranged facing each opening. More particularly, each protective wall 1602 has substantially the same shape as those of the openings and has dimensions substantially equal to or greater than those of said openings, so that a protective wall 1602 covers each opening.
  • a metal strip 170 extending from the upper cross member 129T to the lower cross member 1292 ' is fixed. 1293 'to another.
  • two metal bands are fixed on either side of each lateral upright 1293 ’, upper and lower cross member 129T and 1292’, frame 123 ’and spar 124’, as shown in particular in FIGS. 10 and 11.
  • each metal strip 170 has a width substantially equal to a distance defined between the two protective walls 1602 neighbors between which it is interposed, so as to be adjacent to each protective wall 1602, as illustrated in the detailed views of Figures 10 and 1 1.
  • the metal strips 170 and the protective walls 1602 are configured so as to have the same thickness so that the outer face of said strips is flush with the outer face of said protective walls.
  • the fuselage element 100 has a uniform external surface, without roughness, and therefore preserves the aerodynamic characteristics of the fuselage 200 of the aircraft in which it is integrated.
  • the metal strips 170 make it possible to standardize the electrical potential of the fuselage element 100 and more generally of the aircraft in which it is integrated, and thus to prevent any risk associated with lightning.
  • the fuselage element 100 guarantees gas tightness, and makes it possible to avoid any air leakage which may result from a pressure differential between the pressure of the cabin Pc and that Pe prevailing outside the aircraft when in flight.
  • the pressure Pe prevailing outside the aircraft is materialized by atmospheric pressure, at the altitude at which the aircraft is located.
  • the fuselage element 100 comprises first and second means 180 and 181 for regulating the pressure Pw of the intermediate volume.
  • the first regulation means 180 make it possible, during a phase of altitude rise of the aircraft, in which the pressure Pe decreases continuously, until a phase of cruising flight, in which the pressure Pe is stable, the evacuation of the air contained in the intermediate volume, that is to say the discharge of the pressure Pw, until said pressure Pw reaches a target value Pw1.
  • the target value Pw1 is defined so that it is substantially equal to the average of the values of the pressures Pe and Pc.
  • the first regulating means 180 are formed by valves, preferably with non-return valves, and are calibrated at a value chosen according to the value Pw1 . These valves are for example arranged on the lower edge of the interface frame 129 ′, so as to be able to drain condensation water towards the external environment.
  • the first regulating means 180 are preferably formed by two valves arranged on the lower edge of the interface frame 129 ’and a valve arranged on the upper edge of said frame.
  • the second regulation means 181 are configured so that, during the descent in altitude of the aircraft, in which the pressure Pe increases continuously, until the landing of the aircraft, the intermediate volume is loaded with pressure Pw until reaching a target value Pw2.
  • the target value Pw2 is defined so as to be substantially equal to the pressure Pe.
  • the second regulating means 181 are configured so as to increase the pressure Pw during the descent in altitude of the aircraft until the landing, until the pressure Pw reaches an identical value. to that of the external pressure Pe.
  • the second regulation means 181 are formed by valves, preferably with non-return valves, and are calibrated at a value chosen according to the value Pw2. These valves are for example arranged on the lower edge of the interface frame 129 ’.
  • the second regulating means 181 are preferably formed by two valves arranged on the lower edge of the interface frame 129 ’and a valve arranged on the upper edge of said frame.
  • the fuselage element 100 advantageously comprises safety elements 183 configured to emit a signal when the value of the pressure Pw is equal to a value Pw3 less than the average of the values of the pressures Pe and Pc.
  • the security elements 183 are formed by at least one valve, preferably three valves, for security reasons. These valves are arranged on the internal glazing 161 ′, facing the interior environment of the aircraft and are calibrated so that their opening is caused when the pressure Pw reaches a value Pw3.
  • the valves are advantageously configured to emit an audible signal when they are open.
  • This characteristic makes it possible to indicate any leakage between the intermediate volume and the external environment, for example due to potential damage to the internal glazing 161 ’.
  • the fixing system allowing the fuselage element 100 to be assembled to the fuselage 200 of the aircraft is identical to the fixing system of the preferred embodiment described above.
  • the fuselage element 100 comprises a movable panel 140, in a similar manner to the preferred embodiment described above.
  • the present invention also relates to an aircraft comprising at least one fuselage element 100 as previously described, closing one bay of its fuselage 200.

Landscapes

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Abstract

L'invention concerne un élément de fuselage (100) configuré pour être intégré de manière amovible dans une baie d'un fuselage d'un aéronef de sorte à obturer ladite baie, ledit élément de fuselage (100) comprenant : - une pluralité de panneaux vitrés, chaque panneau vitré comportant au moins deux vitrages, - un châssis (120) dans lequel sont enchâssés les panneaux vitrés, ledit châssis (120) comprenant un cadre d'interface (129) sur lequel est agencé un système de fixation configuré pour fixer rigidement de manière amovible l'élément de fuselage (100) à des points de fixation existants du fuselage de l'aéronef.

Description

Elément de fuselage transparent d’un aéronef destiné à obturer une baie dudit aéronef
Domaine technique de l’invention
L’invention relève des structures d’aéronefs. Elle s’inscrit dans le domaine des cellules d’aéronefs, et concerne plus particulièrement un élément de fuselage transparent d’un aéronef, par exemple destiné à obturer la baie d’une porte d’une soute d’un aéronef, en particulier une porte d’une soute d’un avion.
État de la technique
Le fuselage d’un aéronef, notamment celui des aéronefs de transport de passagers et/ou de marchandises, comprend principalement plusieurs cadres de fuselage répartis selon un axe longitudinal dudit aéronef et s’étendant transversalement audit aéronef. Des lisses et des longerons sont fixés aux cadres et s’étendent selon ledit axe longitudinale de l’aéronef. Ces lisses et longerons sont angulairement réparties autour de la périphérie des cadres.
Un revêtement recouvre les lisses, les longerons et les cadres et est fixé à ces derniers par rivetage ou par collage. Le revêtement est généralement réalisé en matériau métallique, typiquement en un alliage d’aluminium, ou en matériaux composites.
Un plancher est fixé aux cadres et aux longerons et est destiné à supporter des passagers ou marchandises. Le plancher sépare une partie supérieure du fuselage, destinée à recevoir les passagers ou les marchandises, d’une partie inférieure du fuselage dans laquelle sont situées des soutes.
Les soutes sont destinées à recevoir les appareils et équipements de l’aéronef et des bagages des passagers transportés par l’aéronef.
Le domaine aéronautique et en particulier le marché des vols commerciaux observe une croissance régulière. Cette progression constante du trafic aérien nécessite une augmentation de la capacité de transport des aéronefs et pousse les constructeurs d’aéronefs à exploiter de manière optimale l’ensemble du volume disponible sur un aéronef tout en ayant la volonté d’améliorer le confort des passagers et notamment l’expérience utilisateur. Il existe donc un besoin d'utiliser au mieux les possibilités d'aménagement du volume interne du fuselage, et en particulier celui des soutes.
Présentation de l'invention
La présente invention a pour objectif de palier les inconvénients précités en proposant un élément de fuselage d’un aéronef en tout ou partie transparent de sorte qu’un passager puisse observer l’environnement extérieur depuis ladite soute de l’aéronef.
À cet effet, l’invention concerne un élément de fuselage destiné à être inséré, préférentiellement de manière amovible, dans une baie existante d’un fuselage d’un aéronef et à obturer ladite baie. L’élément de fuselage comprend :
- une pluralité de panneaux vitrés, chaque panneau vitré comportant au moins deux vitrages,
- un châssis dans lequel sont enchâssés les panneaux vitrés, ledit châssis comprenant un cadre d’interface comportant un système de fixation au fuselage de l’aéronef permettant de lier mécaniquement, préférentiellement de manière amovible, l’élément de fuselage au fuselage de l’aéronef tout en obturant la baie dudit fuselage.
On comprend ici que les panneaux vitrés sont transparents.
Grâce à ces caractéristiques, un passager peut observer l’environnement extérieur de l’aéronef, et ce sans difficulté. En effet, la surface des panneaux vitrés est suffisamment étendue pour qu’un passager puisse observer de façon confortable une portion conséquente de l’environnement extérieur lors du vol de l’aéronef par exemple.
En outre, grâce à ces caractéristiques, la maintenance de l’élément de fuselage est simple et relativement peu onéreuse.
Préférentiellement, l’élément de fuselage comprend au moins deux rangées de panneaux vitrés.
Les points de fixation existant du fuselage de l’aéronef représentent une interface de fixation standard d’aéronef.
Avantageusement, le châssis comporte un panneau de structure pourvu d’ouvertures traversantes, chaque panneau vitré étant agencé en regard d’une ouverture traversante.
Préférentiellement, le panneau de structure est d’un seul tenant. Cette caractéristique participe à augmenter la résistance de l’élément de fuselage aux contraintes mécaniques, notamment à celles résultant de la différence de pression entre l’environnement externe de l’aéronef et l’environnement interne de l’aéronef.
Avantageusement, le panneau de structure est réalisé en matériau conducteur d’électricité afin de décharger l’électricité statique dont se charge l’aéronef lorsqu’il vol, par frottement aérodynamique, vers la structure du fuselage.
En outre, en cas de foudroiement de l’aéronef, l’électricité est également déchargée vers la structure du fuselage.
Avantageusement, le châssis comprend une pluralité d’encadrements périphériques fixés d’une part, au panneau de structure, et d’autre part, les uns aux autres, un encadrement périphérique étant agencé autour de chaque panneau vitré. Les panneaux vitrés sont fixés dans chaque encadrement périphériques. Ces encadrements périphériques participent à augmenter la résistance de l’élément de fuselage aux contraintes mécaniques.
Chaque panneau vitré est agencé en appuis contre le panneau de structure et/ou contre tout ou partie d’un encadrement périphérique.
Dans des modes particuliers de réalisation, l’invention répond en outre aux caractéristiques suivantes, mises en œuvre séparément ou en chacune de leurs combinaisons techniquement opérantes.
Dans des modes particuliers de réalisation de l’invention, le châssis comprend des éclisses configurées de sorte à fixer rigidement ensemble au moins deux encadrements périphériques adjacents.
Dans des modes particuliers de réalisation de l’invention, les éclisses présentent une forme d’étoile et comportent au moins trois branches, chaque branche de réclisse étant agencée entre deux encadrements périphériques adjacents.
Dans des modes particuliers de réalisation de l’invention, les encadrements périphériques présentent des nervures, lesdits encadrements périphériques étant configurés de sorte que les nervures de deux encadrements périphériques adjacents soient en regard les unes des autres, les éclisses liant mécaniquement chacune des nervures en vis-à-vis.
Cette caractéristique participe à augmenter la résistance de l’élément de fuselage aux contraintes mécaniques. Dans des modes particuliers de réalisation de l’invention, l’élément de fuselage comprend avantageusement un cadre d’interface fixé sur la périphérie du panneau de structure, encadrant l’ensemble des encadrements périphériques. Le cadre d’interface est configuré pour être fixé à la baie de fuselage de l’aéronef, le système de fixation étant agencé sur ledit cadre d’interface.
Dans des modes particuliers de réalisation de l’invention, le système de fixation est réversible dans le sens où il est adapté à lier mécaniquement de façon amovible le cadre d’interface au fuselage de l’aéronef.
Grâce à cette caractéristique, l’élément de fuselage peut être retiré de l’aéronef si besoin, par exemple pour des raisons de maintenance.
Dans des modes particuliers de réalisation de l’invention, le système de fixation est du type chape/tenon. Cette caractéristique participe à simplifier l’intégration et le retrait éventuel de l’élément de fuselage dans la baie d’un fuselage d’aéronef, ainsi que sa maintenance.
Dans des modes particuliers de réalisation de l’invention, l’élément de fuselage comprend un panneau mobile par rapport au cadre d’interface auquel il est lié, agencé de sorte à être en vis-à-vis d’au moins une partie du système de fixation par une surface interne et de sorte à affleurer une surface externe du panneau de structure par une surface externe.
Dans des modes particuliers de réalisation de l’invention, la baie de l’aéronef est une baie d’une porte de soute dudit aéronef.
Selon un autre aspect, la présente invention porte également sur un aéronef comportant un élément de fuselage tel que décrit précédemment obturant une baie de son fuselage.
L'invention concerne également, un élément de fuselage selon une autre forme de réalisation, caractérisé par les caractéristiques décrites ci-après éventuellement en combinaison avec des caractéristiques de la forme de réalisation décrite ci-avant. Dans cette autre forme de réalisation, l’élément de fuselage destiné à être inséré dans une baie existante d’un fuselage d’un aéronef et à obturer cette baie comprend
- un unique panneau vitré comprenant au moins deux vitrages, dont un vitrage appelé « vitrage externe », est destiné à être agencé au regard de l’environnement extérieur de l’aéronef, et dont un vitrage appelé « vitrage interne » est destiné à être agencé en vis-à-vis de l’environnement interne de l’aéronef.
Les vitrages interne et externe sont fixés l’un à l’autre et agencés en face à face, à distance l’un de l’autre.
Les vitrages interne et externe sont maintenus fixement par un châssis interposé entre lesdits vitrages interne et externe.
Le châssis est délimité par un cadre d’interface présentant une traverse
supérieure et une traverse inférieure jointes l’une à l’autre par deux montants latéraux opposés l’un à l’autre.
Le châssis comprend une pluralité de cadres et longerons agencés de sorte à former des rangées s’étendant selon des directions sensiblement orthogonales de sorte à former un quadrillage.
Les vitrages interne et externe, les montants latéraux et les traverses supérieure et inférieure délimitent un volume intercalaire hermétiquement fermé ; et les cadres et longerons présentent des orifices traversants de sorte à permettre la circulation d’air au sein dudit volume intercalaire.
L’élément de fuselage selon cette forme de réalisation comporte un système de fixation au fuselage analogue à celui décrit ci-avant.
Dans des modes particuliers de réalisation de l’invention, le vitrage externe présente deux parois vitrées, dont une paroi extérieure, dite « paroi de protection », et une paroi intérieure, la paroi de protection étant collée à la paroi intérieure. Dans des modes particuliers de réalisation de l’invention, le vitrage interne comporte deux parois vitrées, dont une paroi extérieure et une paroi intérieure, dite « paroi de protection », la paroi de protection étant collée à la paroi extérieure du vitrage interne.
La paroi intérieure du vitrage externe étant destinée à être en vis-à-vis de la paroi extérieure du vitrage interne.
Dans des modes particuliers de réalisation de l’invention, les cadres du châssis sont destinés à s’étendre selon une direction sensiblement parallèle à celle des montants latéraux, et sont préférentiellement destinés à prolonger les cadres du fuselage de l’aéronef dans lequel l’élément de fuselage est destiné à être inséré. Dans des modes particuliers de réalisation de l’invention, les longerons sont destinés à s’étendre selon une direction sensiblement parallèle à celle des traverses supérieure et inférieure et sont préférentiellement destinés à prolonger les longerons du fuselage de l’aéronef dans lequel l’élément de fuselage est destiné à être inséré.
Avantageusement, les cadres sont répartis entre les montants latéraux et sont fixés aux traverses supérieure et inférieure par leurs extrémités.
Dans des modes particuliers de réalisation de l’invention, les longerons sont fixés aux cadres par des cornières, sont répartis entre les traverses supérieur et inférieur et sont fixés aux montants latéraux par leurs extrémités.
Avantageusement, l’élément de fuselage comporte des premiers et seconds moyens de régulation de la pression Pw du volume intercalaire.
Brève description des figures
L’invention sera mieux comprise à la lecture de la description suivante, donnée à titre d’exemple nullement limitatif, et faite en se référant aux figures dans lesquelles : [Fig. 1] la figure 1 représente une vue en perspective d’une partie d’un fuselage d’un aéronef dans lequel est intégré un élément de fuselage selon l’invention,
[Fig. 2] la figure 2 représente une vue en perspective d’un élément de fuselage selon une forme préférée de réalisation de l’invention,
[Fig. 3] la figure 3 représente une vue en coupe selon l’axe A-A de l’élément de fuselage selon la figure 2, ainsi que des vues de détail du système de fixation dudit élément de fuselage dans lesquelles ledit élément de fuselage coopère avec un fuselage d’un aéronef,
[Fig. 4] la figure 4 représente une vue en coupe selon l’axe B-B de l’élément de fuselage selon la figure 2, ainsi qu’une vue de détail de la jonction entre l’élément de fuselage et le fuselage d’un aéronef dans laquelle ledit élément de fuselage coopère avec un fuselage d’un aéronef,
[Fig. 5] la figure 5 représente une vue en coupe selon l’axe C-C du système de fixation,
[Fig. 6] la figure 6 représente une vue en coupe selon l’axe E-E de la jonction entre deux encadrements périphériques,
[Fig. 7] la figure 7 représente une vue en coupe selon l’axe D-D de la fixation de deux nervures de deux encastrements périphériques adjacents, [Fig. 8] la figure 8 représente une vue en éclaté d’une partie d’un élément de fuselage selon la figure 2,
[Fig. 9] la figure 9 représente une vue en perspective d’un élément de fuselage selon une autre forme de réalisation de l’invention,
[Fig. 10] la figure 10 représente une vue en coupe selon l’axe F-F de l’élément de fuselage selon la figure 9, ainsi que des vues de détail du système de fixation dudit élément de fuselage dans lesquelles ledit élément de fuselage coopère avec un fuselage d’un aéronef,
[Fig. 11] la figure 1 1 représente une vue en coupe selon l’axe G-G de l’élément de fuselage selon la figure 9, ainsi que des vues de détail de la jonction entre l’élément de fuselage et le fuselage d’un aéronef dans lesquelles ledit élément de fuselage coopère avec un fuselage d’un aéronef.
Dans ces figures, des références numériques identiques d’une figure à l’autre désignent des éléments identiques ou analogues. Par ailleurs, pour des raisons de clarté, les dessins ne sont pas à l’échelle, sauf mention contraire
Description des modes de réalisation
L’invention sera décrite ci-après dans le contexte particulier d’un de ses domaines d’application préférés, non limitatif, dans lequel un élément de fuselage 100 transparent de l’aéronef est destiné à remplacer une porte d’une soute d’un aéronef, c’est-à-dire qu’il est destiné à être inséré, préférentiellement de manière amovible, dans une baie existante d’un fuselage 200 d’un aéronef et à obturer cette baie, comme l’illustre la figure 1.
La figure 2 montre une forme préférée de réalisation de l’invention, dans laquelle l’élément de fuselage 100 présente une pluralité de panneaux vitrés 1 10 enchâssés dans un châssis 120. Le châssis 120 est préférentiellement réalisé en matériau métallique, par exemple en alliage d’aluminium ou en matériaux composites.
Plus particulièrement, le châssis 120 comprend un panneau de structure 122 présentant des ouvertures traversantes par exemple régulièrement réparties sur sa surface, préférentiellement de sorte à former des rangées s’étendant selon des directions respectivement sensiblement horizontales et verticales de sorte à former un quadrillage, comme le montre en partie la figure 8. Les ouvertures peuvent présenter une forme sensiblement elliptique, circulaire, ou polygonale, telle qu’une forme sensiblement rectangulaire. Cette dernière est préférée dans la forme de réalisation décrite ici.
Le châssis 120 comporte également des encadrements périphériques 121 agencés en vis-à-vis de chaque ouverture de sorte que chaque encadrement périphérique entoure chaque ouverture, le châssis 120 comprenant autant d’encadrements périphériques 121 que d’ouvertures.
Comme le montre la figure 2, les encadrements périphériques 121 sont attenants les uns aux autres de sorte à coïncider avec le quadrillage formé par le panneau de structure 122.
Chaque encadrement périphérique 121 comporte des profilés aboutés les uns aux autres, parallèles deux à deux. Ces profilés sont appelés ci-après par abus de langages « cadres » 123 et « longerons » 124.
Les cadres 123 du châssis 120 sont destinés à s’étendre dans un plan sensiblement vertical, et sont préférentiellement destinés à prolonger les cadres du fuselage 200 de l’aéronef dans lequel l’élément de fuselage 100 est destiné à être inséré.
Plus particulièrement, les cadres 123, de même que le panneau de structure 122, sont cintrés de sorte à présenter une convexité telle que la courbure de la section droite de l’élément de fuselage 100 est sensiblement égale à celle de la partie inférieure du fuselage 200 dans laquelle il est destiné à s’intégrer.
Les longerons 124 sont destinés à s’étendre selon une direction sensiblement horizontale, et sont préférentiellement destinés à prolonger les longerons du fuselage 200 de l’aéronef dans lequel l’élément de fuselage 100 est destiné à être inséré.
Comme le montrent les figures 2, 6 et 7, les encadrements périphériques 121 sont agencés les uns par rapport aux autres de sorte que les cadres 123 et les longerons 124 de chaque encadrement périphérique 121 joignent les cadres 123 et les longerons 124 des encadrements périphériques 121 adjacents dans des zones de jonction matérialisant des nœuds du quadrillage du châssis 120.
Plus particulièrement, sur la figure 2, les coins de quatre encadrement périphériques 121 adjacents les uns aux autres délimitent une zone de jonction.
Dans un exemple de réalisation préféré, les cadres 123 et les longerons 124 présentent une section droite de la forme d’un L, comprenant une première branche prévue pour s’étendre vers l’environnement interne de l’aéronef et une seconde branche prévue pour s’étendre dans une direction perpendiculaire à celle dans laquelle s’étend la première branche. Ces caractéristiques sont notamment visibles sur les figures 6 et 7.
Dans la forme de réalisation de l’invention décrite ici, la seconde branche présente avantageusement un rôle de semelle de fixation par laquelle chaque encadrement périphérique 121 est fixé à une surface interne du panneau de structure 122.
Sur les figures 6 et 7, les traits discontinus représentent des éléments de fixation connus en tant que tel par l’homme du métier, tels que des boulons, rivets, etc.
Les encadrements périphériques 121 sont fixés les uns aux autres par les secondes branches de leurs cadres 123 et longerons 124, de sorte que la seconde branche d’un cadre 123 d’un encadrement périphérique 121 soit fixée à la seconde branche d’un cadre 123 d’un encadrement périphérique 121 adjacent et de sorte que la seconde branche d’un longeron 124 d’un encadrement périphérique 121 soit fixée à la seconde branche d’un longeron 124 d’un encadrement périphérique 121 adjacent.
De manière analogue, les premières branches des cadres 123 et des longerons 124 d’un encadrement périphérique 121 sont prévues pour être respectivement fixées aux premières branches des cadres 123 et des longerons 124 des encadrements périphéries adjacents.
Plus précisément, comme visible sur les figures 6 à 8, le châssis 120 comprend avantageusement des éclisses 125 configurées de sorte à fixer rigidement ensemble au moins deux encadrements périphériques 121 adjacents.
Ces éclisses 125 présentent une forme d’étoile et comportent au moins trois branches 126, chaque branche 126 d’une éclisse 125 étant agencée entre deux encadrements périphériques 121 adjacents.
Dans la forme de réalisation représentée sur les figures 1 à 8, chaque éclisse 125 est agencée dans une zone de jonction de quatre encadrements périphériques 121 de sorte à lier mécaniquement lesdits quatre encadrements périphériques 121 les uns aux autres.
Comme le montrent les figures 2 et 8, les éclisses 125 présentent plus particulièrement préférentiellement une forme de croisillon et comprennent quatre branches 126, opposées deux à deux. Chaque branche 126 de l’éclisse 125 comprend deux bras en vis-à-vis, chacun desdits bras étant prévu pour être fixé, selon sa position, à la première branche d’un cadre 123 ou à la première branche d’un longeron 124 d’un encadrement périphérique 121 , comme visible sur la figure 6.
En d’autres termes, les bras d’une même branche 126 de l’éclisse 125 sont respectivement prévus pour être fixés à un cadre 123 ou à un longeron 124 de deux encadrements périphériques 121 attenants, lesdits cadres 123 ou lesdits longerons 124 étant en regard l’un de l’autre.
Ainsi, chaque éclisse 125 permet de lier mécaniquement quatre encadrements périphériques 121 les uns aux autres.
Avantageusement, les cadres 123 et les longerons 124 comprennent au moins une nervure 127 s’étendant depuis la première branche jusqu’à la deuxième branche. Préférentiellement, chaque cadre 123 et longeron 124 présente trois nervures 127. Les nervures 127 sont agencées de sorte que celles d’un cadre 123 ou d’un longeron 124 d’un encadrement périphérique 121 s’étendent en regard de celles du cadre 123 ou du longeron 124 de l’encadrement périphérique 121 avec lequel il est en vis-à-vis, comme le montrent les figures 7 et 8.
Les nervures 127 en regard les unes des autres sont fixées deux à deux les unes aux autres, par exemple par des éclisses plates 128.
Les croix représentées sur l’éclisse plate 128 sur la figure 7 matérialisent des éléments de fixation connus en tant que tel par l’homme du métier, tels que des boulons, rivets, etc.
Cette caractéristique permet d’augmenter la rigidité du châssis 120 et donc de l’élément de fuselage 100, et par conséquent sa résistance aux contraintes mécaniques.
Avantageusement, le panneau de structure 122 est réalisé en matériau conducteur d’électricité afin d’uniformiser le potentiel électrique de l’élément de fuselage 100 et plus généralement de l’aéronef dans lequel il s’intégre, et ainsi de prévenir tout risque lié à la foudre.
Préférentiellement, le panneau de structure 122 est en matériau métallique, par exemple en alliage d’aluminium ou en matériaux composites.
Le panneau de structure 122 a également pour effet de participer à augmenter la résistance mécanique de l’élément de fuselage 100. L’élément de fuselage 100 comprend avantageusement un cadre d’interface 129 configuré pour être fixé sur la périphérie du panneau de structure 122, c’est-à-dire prévu pour encadrer l’ensemble des encadrements périphériques 121 , et pour être fixé à la baie de fuselage 200 de l’aéronef.
Comme le représente la figure 2, le cadre d’interface 129 comporte une traverse supérieure 1291 opposée à une traverse inférieure 1292, lesdites traverses supérieure et inférieure étant jointes l’une à l’autre par des montants latéraux 1293. Les montants latéraux 1293 sont cintrés de manière analogue aux cadres 123 et au panneau de structure 122 décrits précédemment, c’est-à-dire, de sorte à présenter une convexité telle que la courbure de la section droite de l’élément de fuselage 100 est sensiblement égale à celle de la partie inférieure du fuselage 200 dans laquelle il est destiné à s’intégrer.
Le cadre d’interface 129 comporte avantageusement un système de fixation au fuselage 200 existant de l’aéronef permettant à l’élément de fuselage 100 d’être lié mécaniquement au fuselage 200 de l’aéronef. Le cadre d’interface 129 est configuré de sorte que lorsque l'élément de fuselage est lié au fuselage de l'aéronef, il obture la baie de ce dernier.
Avantageusement, le système de fixation est réversible dans le sens où il est configuré de sorte à permettre de lier mécaniquement de façon amovible le cadre d’interface 129, et par extension l’élément de fuselage 200, au fuselage 200 de l’aéronef.
Le système de fixation est préférentiellement agencé sur les traverses supérieure 1291 et inférieure 1292 du cadre d’interface 129. Ce système de fixation, dont une partie est représentée sur la vue en coupe de la figure 5, est formé par une pluralité de chapes et/ou de tenons 130 destinés à coopérer avec des tenons et/ou chapes 131 existants sur le fuselage 200 de l’aéronef.
Dans l’exemple préféré de réalisation de l’invention, comme le montrent les figures 2 et 3, des tenons 130 sont fixés à chacune des traverses supérieure 1291 et inférieure 1292 de sorte à être réparties le long de chacune desdites traverses et sont destinés à coopérer avec des chapes 131 fixées sur la périphérie de la baie du fuselage 200.
Comme le montre la figure 5, les chapes 131 et les tenons 130 sont tous pourvues d’un trou traversant par lequel ils sont destinés à recevoir chacun une broche 132. Des paliers 133 sont engagés dans chacun des trous traversant de chaque tenon 130 et de chaque chape 131 de sorte à constituer une interface avec la broche 132. Ladite broche 132 est engagée dans une entretoise 134, sur laquelle elle prend appui par une de ses extrémités, dite « tête de broche ».
Plus généralement la tête de broche est destinée à prendre appui contre une de deux platines de la chape, dite « première platine » 131 1 et l’entretoise est destinée à prendre appui contre l’autre platine, dite « seconde platine » 1312, de sorte à garantir une distance minimale entre les premières et seconde platines 1311 et 1312.
Un organe d’arrêt 135 en translation de la broche, tel qu’une rondelle, une goupille, un écrou bloqué en rotation par une goupille, du frein filet, etc., est agencé sur l’extrémité de la broche 132 opposée à la tête de broche de sorte à l’immobiliser entre les deux platines 131 1 et 1312. De cette façon, une liaison mécanique est réalisée entre l’élément de fuselage 100 et le fuselage 200 existant de l’aéronef. Préférentiellement, l’élément de fuselage 100 comporte un panneau mobile 140, visible sur la figure 3, lié à la traverse inférieure 1292 du cadre d’interface 129 et s’étendant d’un montant latéral 1293 à l’autre dudit cadre d’interface 129.
Le panneau mobile 140 est configuré pour pouvoir être mobile par rapport au cadre d'interface 129. Ainsi, en déplaçant ledit panneau mobile 140, il est possible d’accéder au système de fixation 129 afin par exemple de réaliser des opérations de maintenances.
Le panneau mobile 140 présente des trous traversants (non représentés) ou des dimensions telles que lorsque l’élément de fuselage 100 est fixé au fuselage 200 de l’aéronef, une zone d’évacuation d’eau de condensation est ménagée.
Ce panneau mobile 140 permet d’accéder à la partie du système de fixation agencée sur le bord inférieur 1292 du cadre d’interface 129, par exemple pour fixer l’élément de fuselage 100 au fuselage 200 d’un aéronef ou pour réaliser des opérations de maintenance.
Le cadre d’interface 129 comprend, sur un flanc destiné à être agencé face au fuselage 200 de l’aéronef, un joint périphérique 150 disposé de sorte à assurer une étanchéité à l’air entre l’environnement intérieur de l’aéronef et l’environnement extérieur de l’aéronef. Ce joint périphérique 150 est maintenu contre le cadre d’interface 129 par collage ou par la fixation d’une pièce d’appui 151 exerçant un effort de serrage dudit joint périphérique 150 contre ledit cadre d’interface 129.
Ce joint périphérique 150 est réalisé en matériau élastomère et est prévu pour être comprimé entre le cadre d’interface 129 et le fuselage 200 de l’aéronef lorsque l’élément de fuselage 100 obture la baie.
Chaque panneau vitré 110 comprend au moins deux vitrages fixés l’un à l’autre et agencés en face à face. Les deux vitrages sont préférentiellement disposés à distance l’un de l’autre dans le sens où ils sont séparés par une lame d’air ou par une couche de matériau transparent, par exemple une couche de polyuréthane Parmi les deux vitrages de chaque panneau vitré 110, l’un est appelé ci-après « vitrage externe » 160 et est destiné à être agencé au regard de l’environnement extérieur de l’aéronef et l’autre est appelé ci-après « vitrage interne » 161 et est destiné à être agencé en vis-à-vis de l’environnement interne de l’aéronef, matérialisé ici par le volume de la soute de l’aéronef.
Dans le présent texte, tout élément dit « interne » ou « intérieur » est un élément destiné à être disposé en regard ou destiné à être dirigée vers l’environnement intérieur de l’aéronef, et tout élément dit « externe » ou « extérieur » est un élément destiné à être disposé en regard ou destiné à être dirigée vers l’environnement extérieur de l’aéronef.
Préférentiellement, chacun des vitrages externe et interne 160 et 161 est dimensionné de sorte à résister aux contraintes mécaniques susceptibles d’être générées sur le fuselage 200 de l’aéronef.
Le vitrage externe 160 présente en outre préférentiellement un vitrage de protection 162 dimensionné de sorte à résister aux impacts, par exemple causés par des débris de quelques centimètres. Le vitrage de protection 162 est donc avantageusement destiné à assurer une fonction de protection contre les divers impacts ou chocs que pourrait subir le vitrage interne.
Le vitrage de protection 162 est préférentiellement disposé à distance du vitrage externe 160. Plus particulièrement, ces vitrages sont séparés par une lame d’air ou par une couche de matériau transparent, par exemple une couche de polyuréthane. Les vitrages externe et interne 160 et 161 et le vitrage de protection 162 peuvent être réalisés en verre, en matériau polymère, tel qu’en polyméthacrylate de méthyle (aussi connu sous le nom commercial « Plexiglas », marque déposée), ou en polycarbonate.
Chaque panneau vitré 1 10 est configuré de sorte que, lorsqu’il est enchâssé dans le châssis 120, son vitrage externe 160 est maintenu contre la surface interne du panneau de structure 122, comme l’illustrent les figures 6 et 7. À cet effet, le panneau de structure 122 présente donc des dimensions telles qu’il forme, sur la périphérie de chaque ouverture, un épaulement avec chaque encadrement périphérique 121.
Préférentiellement, chaque panneau vitré 1 10 est maintenu contre l’épaulement par une couronne 163 périphérique appliquant une action de serrage contre le vitrage interne 161. Chaque couronne 163 périphérique est rigidement fixée à la première branche des cadres 123 et/ou des longerons 124 et comprime avantageusement un joint 164 périphérique interposé entre le vitrage interne et ladite couronne 163. Plus particulièrement, les couronnes 163 présentent une section droite de la forme d’un L, dont une branche est prévue pour prendre appui contre le joint 164 et dont l’autre branche est prévue pour être fixée aux cadres 123 et/ou longerons 124. Alternativement ou additionnellement, chaque panneau vitré 1 10 enchâssé dans le châssis 120 peut être agencé en appuis contre tout ou partie de l’encadrement périphérique 121 , de sorte que chaque panneau 110 soit lié mécaniquement par ajustement serré à un encadrement périphérique 121.
Dans une autre forme de réalisation de l’invention représentée par les figures 9 à 11 , l’élément de fuselage 100 peut présenter un unique panneau vitré 1 10’ comprenant au moins deux vitrages fixés l’un à l’autre et agencés en face à face, à distance l’un de l’autre.
Plus particulièrement, le panneau vitré 1 10’ comprend un vitrage appelé « vitrage externe » 160’, destiné à être agencé au regard de l’environnement extérieur de l’aéronef, et un vitrage appelé « vitrage interne » 161’ destiné à être agencé en vis- à-vis de l’environnement interne de l’aéronef, matérialisé ici par le volume de la soute de l’aéronef.
Préférentiellement, le vitrage externe 160’ présente deux parois vitrées, dont une paroi intérieure 1601 présentant une épaisseur dimensionnée de sorte que ledit vitrage externe 160’ soit apte à résister aux contraintes mécaniques générées sur le fuselage 200 de l’aéronef. Le vitrage externe 160’ présente en outre une paroi extérieure, dite « paroi de protection » 1602, présentant une épaisseur dimensionnée de sorte à résister aux impacts de débris de petites dimensions. La paroi de protection 1602 est avantageusement destinée à assurer une fonction de protection contre les divers impacts ou chocs que pourrait subir le vitrage interne.
On comprend ici que l’épaisseur de la paroi intérieure 1601 du vitrage externe 160’ est plus importante que celle de sa paroi de protection 1602.
Dans un exemple de réalisation de l’invention, la paroi de protection 1602 est collée à la paroi intérieure 1601 du vitrage externe 160’, par exemple par une couche de polyuréthane.
Le vitrage interne 161’ comporte deux parois, dont une paroi extérieure 161 1 présentant une épaisseur dimensionnée de sorte que ledit vitrage interne soit apte à résister aux contraintes mécaniques générées sur le fuselage 200 de l’aéronef. Le vitrage interne 161’ comporte préférentiellement également une paroi intérieure, dite « paroi de protection » 1612, destinée à assurer une fonction de protection contre les divers impacts ou chocs auxquels pourrait être soumis le vitrage interne. On comprend ici que l’épaisseur de la paroi extérieure 161 1 du vitrage interne 161’ est plus importante que celle de sa paroi de protection 1612.
De façon analogue au vitrage externe 160’, dans un exemple de réalisation de l’invention, la paroi de protection est collée à la paroi extérieure du vitrage interne, par exemple par une couche de polyuréthane.
Comme le montrent les figures 10 et 11 , la paroi intérieure 1601 du vitrage externe 160’ est destinée à être en vis-à-vis de la paroi extérieure 161 1 du vitrage interne 161’.
Les vitrages interne 161’ et externe 160’ sont maintenus fixement par un châssis 120’ interposé entre lesdits vitrages interne 161’ et externe 160’.
Le châssis 120’ est délimité par un cadre d’interface 129’ présentant une traverse supérieure 1291’ et une traverse inférieure 1292’ jointes l’une à l’autre par deux montants latéraux 1293’ opposés l’un à l’autre. Préférentiellement, le panneau vitré 110’ présente des dimensions sensiblement égales aux dimensions des traverses supérieure et inférieure 1291’ et 1292’ et des montants latéraux 1293’, de sorte que sa périphérie coïncide sensiblement avec lesdites traverses et montants. Un mastic d’interposition est disposé à l’interface entre le cadre d’interface 129’ et les vitrages interne et externe.
Ainsi, les vitrages interne 161’ et externe 160’, les montants latéraux 1293’ et les traverses supérieure 1291’ et inférieure 1292’ délimitent un volume intercalaire hermétiquement fermé.
De façon analogue à la forme préférée de réalisation de l’invention décrite ci-avant, le cadre d’interface 129’ comprend, sur un flanc destiné à être agencé face au fuselage 200 de l’aéronef, un joint périphérique 150 disposé de sorte à assurer une étanchéité à l’air entre l’environnement intérieur de l’aéronef et l’environnement extérieur de l’aéronef. Ce joint périphérique est maintenu contre le cadre d’interface 129’ par collage ou par la fixation d’une pièce périphérique 151 d’appui exerçant un effort de serrage dudit joint contre ledit cadre d’interface 129’.
Le châssis 120 comprend une pluralité de profilés appelés ci-après par abus de langages « cadres » 123’ et « longerons » 124’ agencés préférentiellement de sorte à former des rangées s’étendant selon des directions sensiblement orthogonales de sorte à former un quadrillage. Ce quadrillage forme des ouvertures de la forme d’un parallélogramme, en particulier de la forme d’un parallélogramme rectangle, dans l’exemple de réalisation représenté par les figures 9 à 11.
Alternativement, le quadrillage peut être de forme géodésique (les ouvertures étant de forme triangulaire) ou en nid d’abeille (les ouvertures étant de forme hexagonales).
Les cadres 123’ du châssis 120 sont destinés à s’étendre selon une direction sensiblement parallèle à celle des montants latéraux 1293’, et sont préférentiellement destinés à prolonger les cadres du fuselage 200 de l’aéronef dans lequel l’élément de fuselage 100 est destiné à être inséré.
Les cadres 123’ sont par exemple régulièrement répartis entre les montants latéraux 1293’ et sont fixés aux traverses supérieure 1291’ et inférieure 1292’ par leurs extrémités.
De manière analogue à la forme préférée de réalisation de l’invention, les cadres 123’ et les montants latéraux du châssis 120 sont cintrés de sorte à présenter une convexité telle que la courbure de la section droite de l’élément de fuselage 100 est sensiblement égale à celle de la partie inférieure du fuselage 200 dans laquelle il est destiné à s’intégrer. Comme le montre la figure 10, les longerons 124’ sont fixés aux cadres 123’, par exemple par des cornières 125’. Ces longerons 124’ sont par exemple régulièrement répartis entre les traverses supérieur et inférieur 1291’ et 1292’ et sont fixés aux montants latéraux 1293’ par leurs extrémités.
Les longerons 124’ sont destinés à s’étendre selon une direction sensiblement parallèle à celle des traverses supérieure et inférieure 1291’ et 1292’, et sont préférentiellement destinés à prolonger les longerons du fuselage 200 de l’aéronef dans lequel l’élément de fuselage 100 est destiné à être inséré, lorsque l’élément de fuselage 100 obture la baie dudit fuselage 200.
Les cadres 123’ et les longerons 124’, ainsi que les montants latéraux 1293’ et les traverses supérieure et inférieure 1291’ et 1292’, sont préférentiellement formés par des profilés métalliques de section pleine, par exemple en « U », en « I », en « Z », etc.
Toutefois, comme le montre la figure 10, les cadres 123’ et longerons 124’ présentent des orifices traversants de sorte à favoriser la circulation d’air dans l’ensemble du volume intercalaire.
Préférentiellement, le vitrage externe 160’ comprend une pluralité de parois de protection 1602 agencées contre la paroi intérieure 1601 , les unes à distance des autres, chaque paroi de protection étant disposée au regard de chaque ouverture. Plus particulièrement, chaque paroi de protection 1602 présente sensiblement la même forme que celles des ouvertures et présente des dimensions sensiblement égales ou supérieures à celles desdites ouvertures, de sorte qu’une paroi de protection 1602 recouvre chaque ouverture.
Contre chaque montant latéral 1293’, traverse supérieure et inférieure 129T et 1292’, cadre 123’ et longeron 124’, est fixée une bande métallique 170 s’étendant de la traverse supérieure 129T à la traverse inférieure 1292’ et d’un montant latéral 1293’ à l’autre. Préférentiellement, deux bandes métalliques sont fixées de part et d’autre de chaque montant latéral 1293’, traverse supérieure et inférieure 129T et 1292’, cadre 123’ et longeron 124’, comme le montrent notamment les figures 10 et 11.
Préférentiellement, chaque bande métallique 170 présente une largeur sensiblement égale à une distance définie entre les deux parois de protection 1602 voisines entre lesquelles elle est interposée, de sorte à être attenante à chaque paroi de protection 1602, comme l’illustrent les vues de détail des figures 10 et 1 1. En outre, les bandes métalliques 170 et les parois de protection 1602 sont configurées de sorte à présente une même épaisseur de sorte que la face extérieure desdites bandes affleure la face extérieure desdites parois de protection.
Ainsi, l’élément de fuselage 100 présente une surface extérieure unie, sans aspérité, et préserve donc les caractéristiques aérodynamiques du fuselage 200 de l’aéronef dans lequel il s’intégre.
Les bandes métalliques 170 permettent d’uniformiser le potentiel électrique de l’élément de fuselage 100 et plus généralement de l’aéronef dans lequel il s’intégre, et ainsi de prévenir tout risque lié à la foudre.
Avantageusement, l’élément de fuselage 100 garanti l’étanchéité au gaz, et permet d’éviter toute fuite d’air pouvant résulter d’un différentiel de pression entre la pression de la cabine Pc et celle Pe régnant à l’extérieure de l’aéronef lorsqu’il est en vol.
Il y a lieu de noter que la pression Pe régnant à l’extérieur de l’aéronef est matérialisée par la pression atmosphérique, à l’altitude à laquelle est située l’aéronef.
Dans le but d’optimiser le dimensionnement des vitrages externe et interne 160’ et 161’, et notamment de la paroi intérieure 1601 du vitrage externe 160’ et de la paroi extérieure 161 1 du vitrage interne 161’, l’élément de fuselage 100 comporte des premiers et seconds moyens de régulation 180 et 181 de la pression Pw du volume intercalaire.
Les premiers moyens de régulation 180 permettent, lors d’une phase de montée en altitude de l’aéronef, dans laquelle la pression Pe diminue continuellement, jusqu’à une phase de vol de croisière, dans laquelle la pression Pe est stable, l’évacuation de l’air contenu dans le volume intercalaire, c’est-à-dire le déchargement de la pression Pw, jusqu’à ce que ladite pression Pw atteigne une valeur cible Pw1.
À titre préférentiel, la valeur cible Pw1 est définie de sorte qu’elle soit sensiblement égale à la moyenne des valeurs des pressions Pe et Pc. En d’autres termes, les premiers moyens de régulation 180 sont configurés de sorte à réduire la pression Pw lors de la phase de montée en altitude de l’aéronef jusqu’à la phase de vol de croisière, jusqu’à ce que Pw = Pw1. Préférentiellement, dans la forme de réalisation de l’invention représentée par les figures 9 à 1 1 , les premiers moyens de régulation 180 sont formés par des valves, préférentiellement avec clapets anti-retours, et sont tarées à une valeur choisie selon la valeur Pw1. Ces valves sont par exemple agencées sur le bord inférieur du cadre d’interface 129’, de sorte à pouvoir drainer de l’eau de condensation vers l’environnement extérieur.
Pour des raisons de sécurité, de façon à assurer une redondance, les premiers moyens de régulation 180 sont préférentiellement formés par deux valves agencées sur le bord inférieure du cadre d’interface 129’ et une valve agencée sur le bord supérieur dudit cadre.
Les seconds moyens de régulation 181 sont configurés de sorte que, lors de la descente en altitude de l’aéronef, dans laquelle la pression Pe augmente continuellement, jusqu’à l’atterrissage de l’aéronef, le volume intercalaire est chargé en pression Pw jusqu’à atteindre une valeur cible Pw2.
Préférentiellement, la valeur cible Pw2 est définie de sorte à être sensiblement égale à la pression Pe. En d’autres termes, les seconds moyens de régulation 181 sont configurés de sorte à augmenter la pression Pw lors de la descente en altitude de l’aéronef jusqu’à l’atterrissage, jusqu’à ce que la pression Pw atteigne une valeur identique à celle de la pression extérieure Pe.
Préférentiellement, dans cette forme de réalisation de l’invention représentée par les figures, les seconds moyens de régulation 181 sont formés par des valves, préférentiellement avec clapets anti-retours, et sont tarées à une valeur choisie selon la valeur Pw2. Ces valves sont par exemple agencées sur le bord inférieur du cadre d’interface 129’.
Pour des raisons de sécurité, de façon à assurer une redondance, les seconds moyens de régulation 181 sont préférentiellement formés par deux valves agencées sur le bord inférieure du cadre d’interface 129’ et une valve agencée sur le bord supérieur dudit cadre.
En outre, l’élément de fuselage 100 comprend avantageusement des éléments de sécurité 183 configurés pour émettre un signal lorsque la valeur de la pression Pw est égale à une valeur Pw3 inférieure à la moyenne des valeurs des pressions Pe et Pc. Les éléments de sécurité 183 sont formés par au moins une valve, préférentiellement trois valves, pour des raisons de sécurité. Ces valves sont agencées sur le vitrage interne 161’, en vis-à-vis de l’environnement intérieur de l’aéronef et sont tarées de sorte que leur ouverture est provoquée lorsque la pression Pw atteint une valeur Pw3. Les valves sont avantageusement configurées pour émettre un signal sonore lorsqu’elles sont ouvertes.
Cette caractéristique permet d’indiquer tout défaut d’étanchéité entre le volume intercalaire et l’environnement extérieur, par exemple dû à un endommagement potentiel du vitrage interne 161’.
Dans cette forme de réalisation, le système de fixation permettant à l’élément de fuselage 100 d’être assemblé au fuselage 200 de l’aéronef est identique au système de fixation de la forme préférée de réalisation décrite ci-avant.
Comme le montre la figure 10, l’élément de fuselage 100 comporte un panneau mobile 140, de manière analogue à la forme de réalisation préférée précédemment décrite.
Avantageusement, la présente invention porte également sur un a aéronef comportant au moins un élément de fuselage 100 tel que précédemment décrit, obturant une baie de son fuselage 200.
De manière plus générale, il est à noter que les modes de mise en œuvre et de réalisation de l’invention considérés ci-dessus ont été décrits à titre d’exemples non limitatifs et que d’autres variantes sont par conséquent envisageables.
Notamment, l’invention a été décrite en considérant principalement deux formes de réalisation. Rien n’exclut cependant, dans d’autres types de réalisation, de considérer d’autres types de formes de réalisation par exemple en combinant les deux formes de réalisation décrites l’une avec l’autre.
Par exemple, il est envisageable de considérer un élément de fuselage selon la forme préférée de réalisation de l’invention comprenant en outre un vitrage interne selon l’autre forme de réalisation décrite.

Claims

Revendications
Revendication 1. Élément de fuselage (100) destiné à être inséré dans une baie existante d’un fuselage (200) d’un aéronef et à obturer cette baie, ledit élément de fuselage (100) comprenant :
- une pluralité de panneaux vitrés (110), chaque panneau vitré (110) comportant au moins deux vitrages (160, 161),
- un châssis (120) dans lequel sont enchâssés les panneaux vitrés (110), ledit châssis (120) comprenant :
- un cadre d’interface (129) comportant un système de fixation au fuselage (200) de l’aéronef permettant de lier mécaniquement l’élément de fuselage (100) au fuselage (200) de l’aéronef tout en obturant la baie dudit fuselage (200),
- un panneau de structure (122) pourvu d’ouvertures traversantes, chaque panneau vitré (110) étant agencé en regard d’une ouverture traversante,
- une pluralité d’encadrements périphériques (121) fixés d’une part, au panneau de structure (122), et d’autre part, les uns aux autres, un encadrement périphérique (121) étant agencé autour de chaque panneau vitré (110).
Revendication 2. Élément de fuselage (100) selon la revendication 1 , dans lequel le châssis (120) comprend des éclisses (125) configurées de sorte à fixer rigidement ensemble au moins deux encadrements périphériques (121) adjacents.
Revendication 3. Élément de fuselage (100) selon la revendication 2, dans lequel les éclisses (125) présentent une forme d’étoile et comportent au moins trois branches (126), chaque branche (126) de l’éclisse (125) étant agencée entre deux encadrements périphériques (121) adjacents.
Revendication 4. Élément de fuselage (100) selon l’une des revendications 2 ou 3, dans lequel les encadrements périphériques (121) présentent des nervures (127), lesdits encadrements périphériques (121) étant configurés de sorte que les nervures (127) de deux encadrements périphériques (121) adjacents soient en regard les unes des autres, des éclisses plates (128) liant mécaniquement chacune des nervures (127) en vis-à-vis. Revendication s. Élément de fuselage (100) selon la revendication 1 , comprenant avantageusement un cadre d’interface (129) fixé de la périphérie du panneau de structure (122), encadrant l’ensemble des encadrements périphériques (121), le cadre d’interface (129) étant configuré pour être fixé à la baie de fuselage (200) de l’aéronef, le système de fixation étant agencé sur ledit cadre d’interface (129).
Revendication 6. Élément de fuselage (100) selon l’une des revendications 1 à
5, dans lequel le système de fixation est réversible dans le sens où il est adapté à lier mécaniquement de façon amovible le cadre d’interface (129) au fuselage (200) de l’aéronef.
Revendication 7. Élément de fuselage (100) selon l’une des revendications 1 à
6, dans lequel le système de fixation est du type chape/tenon.
Revendication s. Élément de fuselage (100) selon la revendication 1 , comprenant un panneau mobile (140) par rapport au cadre d’interface (129) auquel il est lié, agencé de sorte à être en vis-à-vis d’au moins une partie du système de fixation par une surface interne et de sorte à affleurer une surface externe du panneau de structure (122) par une surface externe.
Revendication 9. Aéronef caractérisé en ce qu’il comporte au moins un élément de fuselage (100) selon l’une des revendications 1 à 8, obturant une baie de son fuselage (200).
Revendication 10. Aéronef selon la revendication 9, dans lequel la baie obturée par l’élément de fuselage (100) est une baie de porte de soute.
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