WO2021165268A1 - Procede de fabrication d'une structure aerodynamique d'aeronef et structure aerodynamique d'aeronef ainsi obtenue - Google Patents

Procede de fabrication d'une structure aerodynamique d'aeronef et structure aerodynamique d'aeronef ainsi obtenue Download PDF

Info

Publication number
WO2021165268A1
WO2021165268A1 PCT/EP2021/053786 EP2021053786W WO2021165268A1 WO 2021165268 A1 WO2021165268 A1 WO 2021165268A1 EP 2021053786 W EP2021053786 W EP 2021053786W WO 2021165268 A1 WO2021165268 A1 WO 2021165268A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
panel
face
aerodynamic structure
shape
branch
Prior art date
Application number
PCT/EP2021/053786
Other languages
English (en)
Inventor
Benjamin TRARIEUX
Harleen Kaur
Stéphane DAURE
Brice Albert
Original Assignee
Airbus Operations (S.A.S.)
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations (S.A.S.) filed Critical Airbus Operations (S.A.S.)
Priority to EP21706530.9A priority Critical patent/EP4107061A1/fr
Priority to CN202180014880.6A priority patent/CN115103799A/zh
Priority to US17/799,954 priority patent/US20230062638A1/en
Publication of WO2021165268A1 publication Critical patent/WO2021165268A1/fr

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/32—Air braking surfaces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/10—Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor

Definitions

  • the present application relates to a method of manufacturing an aerodynamic structure of an aircraft, mobile or fixed, as well as to an aerodynamic structure of an aircraft, mobile or fixed, thus obtained.
  • a mobile aerodynamic structure 10 such as an airbrake for example, comprises first and second panels 12, 14 connected by a plurality ribs 16 to form a box structure.
  • the mobile aerodynamic structure 10 comprises several connecting elements 18 forming part of an articulation as well as a connecting element 20 configured to connect an actuator to the mobile aerodynamic structure 10.
  • the ribs 16 are arranged to ensure optimum transmission of forces. between the connecting elements 18, 20 and the first or second panel 12, 14 in contact with an aerodynamic flow in operation.
  • the first and second panels 12, 14 and the ribs 16 are produced independently of each other and then are assembled.
  • This first production process is not satisfactory because it requires managing a large number of parts, which tends to increase the duration and the manufacturing costs.
  • the first panel 12 and the ribs 16 are made in one piece from a block of material machined to hollow out the cells between the ribs 16.
  • This second manufacturing process does not is not satisfactory because it generates a lot of waste. In addition, it leads to significant costs and manufacturing time for each structure.
  • the mobile aerodynamic structure obtained from the first and second manufacturing methods of the prior art has a relatively large mass.
  • the present invention aims to remedy all or part of the drawbacks of the prior art.
  • the invention relates to a method of manufacturing an aerodynamic structure comprising a first panel having first and second faces, the first face forming an aerodynamic face, as well as a second reinforced panel having first and second sides, the second side of the second panel being oriented towards the second face of the first panel.
  • the manufacturing method comprises a step of shaping the second panel, during which the second panel is stamped to obtain at least one relief shape, recessed at the level of the second face, as well as a step junction of the first and second panels by pressing their second face against each other outside the (or more) shape (s) in relief.
  • the method of the invention makes it possible to obtain an aerodynamic structure from a small number of parts, which tends to reduce the duration and costs of manufacture.
  • the fact of creating ribs on the second panel by stamping allows, with equal mechanical characteristics, to reduce the mass of the aerodynamic structure compared to the prior art.
  • the method comprises a step of inserting an intermediate panel between the first and second panels, the intermediate panel comprising first and second faces, the first face being oriented towards the second face of the first panel and the second face being oriented towards the second face of the second panel.
  • the insertion of an intermediate panel allows to have a second generic panel for different aerodynamic structures, while the first panel is specific to an aerodynamic structure;
  • the second face of the second panel and the second face of the intermediate panel are pressed against each other outside of the shape (s) in relief, and the second face of the first panel and the first face of the intermediate panel are pressed against each other; vs.
  • the manufacturing process comprises, before the step of shaping the second panel, a step of shaping the first and second panels identically according to a desired aerodynamic profile; e. after the step of shaping the second panel, the manufacturing process comprises a step of fixing at least one connecting element on the second panel at the level of the relief shape.
  • the aerodynamic structure thus obtained is therefore a mobile aerodynamic structure.
  • the invention also relates to an aerodynamic structure comprising a first panel having first and second faces, the first face forming an aerodynamic face, and a second reinforced panel having first and second faces, the second face of the second panel being oriented towards the second face of the first panel, the second panel comprising at least one relief shape, recessed at the level of the second face, the second faces of the first and second panels being interconnected apart from the relief shape (s).
  • the aerodynamic structure also comprises an intermediate panel arranged between the first and second panels.
  • the aerodynamic structure comprises first and second longitudinal edges, first and second lateral edges as well as at least one main or secondary connecting element positioned near the first longitudinal edge.
  • the relief shape comprises at least one main cavity to which is connected at least one of the main and secondary connecting elements. This aerodynamic structure is therefore a mobile aerodynamic structure.
  • the main cavity extends parallel to the first longitudinal edge, over a length greater than or equal to at least one third of a distance separating the first and second lateral edges.
  • the main cavity has a maximum depth in line with a main connecting element, this depth decreasing as it approaches the first and second lateral edges.
  • the relief shape comprises at least one branch which extends in the direction of at least one of the first and second longitudinal and lateral edges, from a first end connected to the main cavity up to a second end.
  • the intermediate panel comprises at least one branch of shape substantially identical to a shape of the branch of the relief shape or to a peripheral shape of part of the cavity.
  • the second end of each branch of the relief shape is distant from the first and second longitudinal and lateral edges.
  • each branch of the relief form comprises a section which decreases between the first end and the second end.
  • each connecting element comprises at least one plate having an edge which matches the shape of the second panel to the right of a main cavity.
  • the edge is connected to the second panel outside the relief shape as well as to a bottom and a side wall of the main cavity.
  • the main cavity or at least one branch of the relief form comprises a reinforcing rib.
  • the aerodynamic structure comprises at least one plate arranged between the main or secondary connecting element and the first panel. More precisely, according to one characteristic, the aerodynamic structure comprises at least one plate arranged between the main or secondary connecting element and the second panel. According to another characteristic, the aerodynamic structure comprises at least one plate arranged between the second panel and the first panel. According to another characteristic, the aerodynamic structure comprises at least one plate arranged between the second panel and the intermediate panel.
  • the second face of the first panel has an extra thickness, and the second face of the second panel is conformed to said extra thickness.
  • This extra thickness of the first panel makes it possible to integrate an aerodynamic function into the second face of the second panel.
  • the subject of the invention is also an aircraft comprising at least one aerodynamic structure according to one of the preceding characteristics.
  • Figure 1 is a top view of an aircraft
  • Figure 2 is a side view of a mobile aerodynamic structure illustrating an embodiment of the prior art
  • Figure 3 is a perspective view of a first part of the mobile aerodynamic structure visible in Figure 2,
  • FIG. 4 is a diagram of the different parts of a mobile aerodynamic structure before and after an assembly step illustrating an embodiment of the invention
  • Figure 5 is a perspective view, from a first angle of view, of a panel of a mobile aerodynamic structure illustrating an embodiment of the invention
  • Figure 6 is a perspective view , from a second angle of view, of the panel visible in FIG. 5,
  • Figure 7 is a perspective view, from a first angle of view, of a panel of an aerodynamic structure illustrating another embodiment of the invention
  • Figure 8 is a partial view of top of a panel of an aerodynamic structure illustrating another embodiment of the invention
  • Figure 9 is a section along the line IX-IX of Figure 8,
  • Figure 10 is a section along the line X-X of Figure 8,
  • Figure 11 is a perspective view of a mobile aerodynamic structure illustrating an embodiment of the invention.
  • Figure 12 is a section along the line XII-XII of Figure 11,
  • Figure 13 is a perspective view of a mobile aerodynamic structure illustrating another embodiment of the invention.
  • Figure 14 is a front view of the mobile aerodynamic structure visible in Figure 13,
  • Figure 15 is a perspective view of a mobile aerodynamic structure illustrating another embodiment of the invention.
  • Figure 16 is a front view of the mobile aerodynamic structure visible in Figure 15,
  • Figure 17 is a top view of a panel of an aerodynamic structure illustrating an embodiment of the invention.
  • Figure 18 is an enlarged view of box E of Figure 17,
  • Figure 19 is a top view of a panel of an aerodynamic structure illustrating an embodiment of the invention.
  • Figure 20 is a perspective view of an aerodynamic structure illustrating another embodiment of the invention.
  • Figure 21 is a perspective view of a panel of an aerodynamic structure illustrating an embodiment of the invention.
  • Figure 22 is a section along the line XXII-XXII of Figure 21,
  • Figure 23 is a sectional and perspective view of a panel of an aerodynamic structure illustrating an embodiment of the invention
  • Figure 24 is a perspective view of a panel of an aerodynamic structure illustrating another embodiment of the invention
  • Figure 25 is a sectional and perspective view of an aerodynamic structure illustrating an embodiment of the invention.
  • an aircraft comprises two wings 30 arranged on either side of the fuselage 32 and each equipped with five movable flaps 34.1, 34.2, called airbrakes.
  • the invention is not limited to speed brakes. More broadly, the invention relates to all mobile aerodynamic structures 34 having at least one aerodynamic face F34 in contact with a flow of air circulating around the aircraft when the latter is moving.
  • the movable aerodynamic structure is an aircraft hatch.
  • the invention also relates to all fixed aerodynamic structures having at least one aerodynamic face in contact with a flow of air circulating around the aircraft when the latter is moving.
  • the invention is mainly described for a mobile aerodynamic structure 34.
  • the characteristics of the mobile aerodynamic structure 34 described also apply to a fixed aerodynamic structure.
  • each mobile aerodynamic structure 34 is connected by at least one articulation 36 (symbolized by an axis in FIG. 4) to the rest of the aircraft and its position is controlled by at least one actuator 38 (shown so schematic in Figure 4).
  • the mobile aerodynamic structure 34 comprises at least one main connecting element 40 to which G actuator 38 is connected and / or at least one secondary connecting element 41 forming part of the articulation 36.
  • the aerodynamic structure 34 comprises a first panel 42 having a first face 42.1 forming the aerodynamic face F34 and a second face 42.2 opposite the first face 42.1 as well as a second panel 44, reinforced, having first and second faces 44.1 , 44.2, the second face 44.2 being oriented towards the second face 42.2 of the first panel 42, the first and second panels 42, 44 being connected to one another to form the aerodynamic structure 34.
  • the first panel 42 is shaped according to a desired aerodynamic profile. It can be flat or slightly curved. This first panel 42 can be metallic or made of a composite material.
  • the second panel 44 has at least one relief shape 46 obtained by stamping, forming at least one rib.
  • the relief shape 46 forms a box structure.
  • the second panel 44 is made from at least one sheet or metal plate or a long-fiber thermoplastic composite material having a substantially constant thickness before stamping.
  • the second panel 44 is stamped so that the relief shape 46 is hollow at the level of the second face 44.2, oriented towards the second face 42.2 of the first panel 42 and protruding at the level of the first face 44.1.
  • the second panel 44 is made of metallic material, the second panel 44 is stamped, or stamped, so as to form the relief shape 46.
  • the second panel 44 is made of thermoplastic composite material, the second panel 44 is stamped to form the relief shape 46.
  • the second panel 44 is flat or slightly curved outside the relief shape (or shapes) 46. Outside the relief shape (s) 46, the second panel 44 is shaped like the first panel 42. Thus, apart from the shape (s) in relief 46, the first and second panels 42, 44 are closely pressed against one another.
  • the first and second panels 42, 44 are interconnected by welding, gluing, by co-firing or any other assembly process.
  • the first and second panels 42, 44 are welded using an electron beam.
  • the first and second panels 42, 44 are joined together by welding, the first and second panels are made of metallic material or of composite material.
  • the geometry and the arrangement of the relief shapes 46 will be determined as a function of the stresses applied to the aerodynamic structure.
  • the aerodynamic structure 34 has an approximately rectangular shape and comprises first and second longitudinal edges 48.1, 48.2 approximately parallel to each other as well as first and second lateral edges 50.1, 50.2 approximately parallel to each other.
  • first longitudinal edge 48.1 is positioned parallel to and close to the articulation 36 and the first lateral edge 50.1 is closer to the fuselage 32 than the second lateral edge 50.2.
  • the main connecting element 40 is positioned near the first longitudinal edge 48.1. It is not positioned equidistant from the first and second side edges 50.1, 50.2 but slightly offset towards the second side edge 50.2.
  • the secondary connecting elements 41 are arranged near the first longitudinal edge 48.1, on either side of the main connecting element 40.
  • the aerodynamic structure 34 mobile comprises two secondary connecting elements 41 arranged on either side of the main connecting element 40.
  • the mobile aerodynamic structure 34 comprises four secondary connecting elements 41 , two on either side of the main connecting element 40.
  • Each relief shape 46 comprises at least one main cavity 52 having a bottom 54.1 and side walls 54.2.
  • the side walls 54.2 of the main cavity 52 describe a square or a rectangle with rounded corners.
  • the main cavity 52 forms a longitudinal rib, approximately parallel to the first longitudinal edge 48.1, which extends over a length greater than or equal to at least one third of the length of the aerodynamic structure, the length corresponding to the distance between the first and second lateral edges 50.1, 50.2.
  • the main connecting element 40 and at least some secondary connecting elements 41 are connected to the main cavity 52.
  • the main cavity 52 has a depth P (distance between the bottom 54.1 and the first panel 42 when it is connected to the second panel 44) which is not constant.
  • the main cavity 52 has a maximum depth at the level of the implantation of the main connecting element 40, this depth decreasing as it approaches the first and second side edges 50.1, 50.2.
  • the depth can vary in stages, as illustrated in Figures 5 to 8, or continuously.
  • the main cavity 52 has a maximum depth to the right of the implantation area of the main connecting element 40 and a depth less than the maximum depth to the right of the implantation zones of the secondary connecting elements 41.
  • the main cavity 52 has a width (dimension taken perpendicular to the first longitudinal edge 48.1) constant over its entire length (dimension taken parallel to the first longitudinal edge 48.1).
  • the main cavity 52 has an evolving width, this width being maximum in line with the implantation zone of the main connecting element 40 and decreasing as it approaches the first and second lateral edges 50.1, 50.2. This change in width can be done in stages or continuously.
  • the main cavity 52 comprises a section, namely a width and / or a depth, which changes in stages or continuously.
  • the relief form 46 comprises several main cavities, a first main cavity 52 intended for the main connecting element 40, second and third main cavities 52 ', 52 ”, arranged on either side of the first main cavity 52, intended for the secondary connecting elements 41.
  • the relief form 46 comprises at least one branch 56.
  • the relief form 46 comprises several branches 56, each s' extending from a main cavity 52 towards at least one of the first and second longitudinal and lateral edges 48.1, 48.2, 50.1, 50.2.
  • Each branch 56 comprises an end distant from the first and second longitudinal and lateral edges 48.1, 48.2, 50.1, 50.2.
  • the branches 56 are rectilinear.
  • at least one so-called main branch 56 comprises at least one branch and is divided into at least two secondary branches 58.
  • the secondary branches 58 form an angle of approximately 60 ° between them.
  • each branch 56 has arrangements and / or geometries so that they are distributed approximately homogeneously near each main cavity 52. As illustrated in detail in Figures 8 to 10, each branch 56 comprises a bottom 60.1 as well as two side walls 60.2 delimiting, with the first panel 42 when it is connected to the second panel 44, a section S (hatched on figure 9).
  • Each branch 56 has a first end 56.1 connected to the main cavity 52 or closest to the latter as well as a second end 56.2 furthest from the main cavity 52.
  • each branch 56 comprises a section which decreases between the first end 56.1 and the second end 56.2 (along the Z axis shown in Figure 8).
  • a first branch 56 comprises a section which gradually decreases continuously from the first end 56.1 to the second end 56.2.
  • a branch 56 ’ comprises a section which decreases in stages.
  • a branch 56 ’’ comprises a section which decreases in stages and gradually continuously.
  • a branch 56 has a constant width (distance between the side walls 60.2) and a depth (distance between the bottom 60.1 and the first panel 42 when it is connected to the second panel 44) which gradually decreases by continuously and / or in stages from the first end 56.1 to the second end 56.2.
  • a branch 56 ′ has a constant depth and a width which gradually decreases continuously and / or in stages from the first end 56.1 to the second end 56.2.
  • a branch 56 has a depth and a width which gradually decreases continuously and / or in stages from the first end 56.1 to the second end 56.2.
  • the stepwise reduction of the section of the branches 56 or of the main cavities 52 is obtained by means of one or more bending (double folding).
  • the second panel 44 has a thickness of the order of 5 mm.
  • the main cavity 52 has a width of the order of 200 mm and a depth varying from 30 mm to 100 mm, and in particular from 70 mm to 100 mm.
  • the branches 56 are spaced from the longitudinal and lateral edges 48.1, 48.2, 50.1, 50.2 by a distance greater than or equal to approximately 150 mm. They have a width of between 30 mm and 50 mm.
  • the side walls 54.2, 60.2 of the main cavity 52 or branches 56 are interconnected, with the bottom 54.1 or with the rest of the second panel 44 by rounded angles having a radius of curvature of the order of 27 mm.
  • Each main or secondary connecting element 40, 41 comprises at least one plate 62 having an edge 64 connected to the aerodynamic structure 34 mobile.
  • the edge 64 is connected to the first panel 42. According to another embodiment, the edge 64 is connected to the second panel 44 outside the relief shape 46.
  • the edge 64 is connected to the bottom 54.1 and / or to a side wall 54.2 of a main cavity 52 as well as to the second panel 44 in apart from the relief shape 46.
  • the edge 64 has a profile allowing it to match the shape of the second panel 44 to the right of a main cavity 52.
  • the edge 64 comprises a first section 64.1 in contact with the second panel 44 outside the relief shape 46, a second section 64.2 in contact with the side wall 54.2 of the main cavity 52 and a third section 64.3 in contact with the bottom 54.1 of the main cavity 52.
  • the plate 62 of each main or secondary connecting element 40, 41 is connected to the aerodynamic structure 34 movable by welding.
  • the second panel 44 consists only of the (or) shape (s) in relief 46. In other words, the second panel is limited to the (or) shape (s) in relief 46.
  • the relief form 46 comprises a main cavity 52 and a plurality of main branches 56.
  • the relief form 46 could include several main cavities 52 and a plurality of main branches 56, as well as 'a plurality of secondary branches 58.
  • the or each relief shape 46 is surrounded, in part, by at least one sole 66. More precisely, the main cavity (s) 52, each branch 56 and each secondary branch 58 is surrounded by at least one sole 66.
  • the side walls 54.2 of the main cavity 52 are arranged obliquely with respect to the bottom 54.1 and with respect to the sole (s) 66.
  • the side walls 60.2 of the branches 56 are arranged obliquely with respect to the bottom 60.1 and with respect to the sole (s) 66.
  • the side walls 54.2, 60.2 can be arranged perpendicular to the bottom 54.1, 60.1 and to the soles 66.
  • the side walls 54.2, 60.2 respectively connect the bottom 54.1, 60.1 to the soles 66.
  • the sole (s) 66 constitute the second face 44.2 of the second panel 44.
  • the sole (s) 66 are flat or slightly curved.
  • the sole (s) 66 are shaped like the first panel 42. Thus, apart from the raised shape (s) 46, the sole (s) 66 of the second panel 44 are intimately pressed against the first panel 42.
  • the second panel 44 comprises at least one reinforcing rib 68 arranged on the bottom 60.1 of a branch 56 of the relief form 46.
  • the main cavity 52 may comprise at least one such reinforcing rib 68 arranged on its bottom 54.1.
  • one, more, or each secondary branch 58 can comprise at least one such reinforcing rib 68 arranged on its bottom. The reinforcing rib 68 makes it possible to stiffen the branch 56 at the bottom of which it is arranged.
  • the reinforcing rib 68 is rectilinear and extends substantially parallel to the side walls 60.2 of the branches 56.
  • the reinforcing rib 68 has a bottom wall 70 and side walls 72 which connect the bottom wall 70 to the bottom 60.1 .
  • the bottom wall 70 is substantially parallel to the bottom 60.1.
  • the side walls 72 are arranged obliquely with respect to the bottom 60.1 and with respect to the bottom wall 70.
  • the reinforcing rib 68 is recessed at the level of the first face 44.1 of the second panel 44 and protrudes at the level of the second side 44.2.
  • the aerodynamic structure 34 comprises an intermediate panel 74.
  • the intermediate panel 74 is made of a metallic material or of a composite material.
  • the intermediate panel 74 is produced by draping, or by injection, or by cutting a metal plate or a composite material.
  • the intermediate panel 74 is substantially flat.
  • the thickness of the intermediate panel 74 is substantially constant.
  • the intermediate panel 74 is intended to be arranged between the first panel 42 and the second panel 44.
  • the intermediate panel 74 has a first face 75.1 oriented towards the second face 42.2 of the first panel 42 and a second face 75.2 oriented towards the second face 44.2 of the second panel 44.
  • the intermediate panel 74 constitutes an interface between the first and second panels 42, 44, in particular at the level of the main 40 or secondary 41 connecting elements.
  • the intermediate panel 74 comprises a first branch 76, for example rectilinear, which extends longitudinally to the first longitudinal edge 48.1 when the intermediate panel 74 is arranged between the first and second panels 42, 44.
  • the first branch 76 has a shape substantially identical to the peripheral shape of part of the main cavity 52.
  • the first branch 76 can also be curved.
  • the first branch 76 is distant from the first longitudinal edge 48.1.
  • a first end 77.1 of the first branch 76 is near the first side edge 50.1, and a second end 77.2 of the first branch 76 is near the second side edge 50.2.
  • the first and second ends 77.1, 77.2 are spaced from the first and second side edges 50.1, 50.2.
  • the intermediate panel 74 also comprises a second branch 78, which has a shape substantially identical to the peripheral shape of a part of the main cavity 52.
  • the second branch 78 has rectilinear portions and / or curved portions.
  • the second branch 78 comprises first and second ends 80.1, 80.2 connected to the first branch 76.
  • the width of the second branch 78 is less than or equal to the width of the first branch 76.
  • the intermediate panel 74 also comprises a plurality of third branches 82, each having a shape substantially identical to the shape of a branch 56.
  • Each third branch 82 has a first end 84.1 connected to the second branch 78, as well as a second end 84.2 further away from the second branch 78.
  • Each third branch 82 extends from the second branch 78 towards at least one of the first and second lateral and longitudinal edges 48.1, 48.2, 50.1, 50.2.
  • the second end 84.2 of each third branch 82 is distant from the first and second lateral and longitudinal edges 48.1, 48.2, 50.1, 50.2.
  • the third branches 82 include rectilinear portions.
  • the third branches 82 can also include curved portions.
  • the third branches 82 have lengths (distance between the first and second ends 84.1, 84.2) that are different from each other.
  • the width of the third branches 82 is less than or equal to the width of the second branch 78.
  • the intermediate panel 74 also comprises a plurality of fourth branches 83, each having a shape substantially identical to the shape of a secondary branch 58.
  • Each fourth branch 83 has a first end 85.1 connected to the third branch 82, as well as 'a second end 85.2 more distant from the third branch 82.
  • a third branch 82 has at least one branch and is divided into at least two fourth branches 83.
  • Each fourth branch 83 extends from the third branch 82 towards at least one of the first and second lateral and longitudinal edges 48.1, 48.2, 50.1, 50.2.
  • the second end 85.2 of each fourth branch 83 is distant from the first and second lateral and longitudinal edges 48.1, 48.2, 50.1, 50.2.
  • the fourth branches 83 comprise rectilinear portions.
  • the fourth branches 83 can also include curved portions.
  • the fourth branches 83 have different lengths from one another.
  • the width of the fourth branches 83 is substantially equal to, or even less than, the width of the third branches 82.
  • the third and fourth branches 82, 83 have arrangements and / or geometries so that they are distributed approximately homogeneously around the second branch 78.
  • the width of the branch is substantially constant over its length.
  • the width of the branch 76, 78, 82, 83 could vary along said branch, and in particular be reduced from its first end 77.1, 80.1, 84.1, 85.1 towards its second end 77.2, 80.2, 84.2, 85.2.
  • the intermediate panel 74 has a peripheral shape similar to the peripheral shape of the relief shape 46. From a top view of the second panel 44, the intermediate panel 74 is substantially superimposed on the shape. embossed 46.
  • the intermediate panel 74 is inserted between the first and second panels 42, 44.
  • the second faces 42.2, 44.2 of the first and second panels 42, 44 are pressed against each other apart from the shape (s) in relief 46, the intermediate panel 74 being inserted between the first and second panels 42, 44, at the level of the shape (s) in relief 46.
  • the intermediate panel 74 has a peripheral shape similar to the peripheral shape of the relief shape 46, including the soles 66. From a top view of the second panel 44, the intermediate panel 74 is substantially superimposed on the relief form 46 and on the soles 66. According to this configuration, the intermediate panel 74 is inserted between the first and second panels 42, 44. In this configuration, the second face 42.2 of the first panel 42 is pressed against the first face 75.1 of the intermediate panel 74 and the second face 44.2 of the second panel 44 is pressed against the second face 75.2 of the intermediate panel 74 outside the ( or) relief shape (s) 46 (ie at the level of the soles 66).
  • an aerodynamic structure 34 comprising an intermediate panel 74 fits on different aircraft, or at different locations of the same aircraft.
  • a first aerodynamic structure 34.1 comprises a first panel 42 having a first aerodynamic surface of a first type, a second panel 44, and an intermediate panel 74 having a first shape
  • a second aerodynamic structure 34.2 comprises a first panel 42 having a first aerodynamic surface of a second type different from the first type, a second panel 44 identical to the second panel of the first aerodynamic structure 34.1, and an intermediate panel 74 having a second shape different from the first form.
  • the second panel 44 is generic for different aerodynamic structures 34, and the first panel 42 and the intermediate panel 74 are specific, that is to say adapted according to the desired aerodynamic surface, and therefore to the location of the aerodynamic surface. the aerodynamic structure in the aircraft.
  • the aerodynamic structure 34 comprises at least one plate 90 in the general shape of S.
  • the plate 90 is in excess of the second panel 44, on the second face 44.2.
  • the plate 90 is made of composite material or of metal. Plate 90 is welded to second panel 44.
  • Plate 90 has a substantially constant thickness.
  • the plate 90 comprises a first section 92.1 extending along a part of the bottom 54.1 of the main cavity 52, a second section 92.2 extending along a part of a side wall 54.2 of the main cavity 52 , and a third section 92.3 extending along a part of a sole 66 surrounding the main cavity 52.
  • the second section 92.2 connects together the first and third sections 92.1, 92.3.
  • the first section 92.1 is substantially parallel to the bottom 54.1 of the main cavity 52.
  • the third section 92.3 is substantially parallel to the sole 66 of the cavity main 52.
  • the second section 92.2 is substantially parallel to the side wall
  • the second panel 44 comprises a cavity 94 located on a sole 66 of the main cavity 52, along the longitudinal edge 48.1 of the aerodynamic structure 34.
  • the cavity 94 is located at least opposite the location of the third section 92.3 of the plate 90 on the second panel 44, so that when the first and second panels 42, 44 are assembled to form the aerodynamic structure 34; the third section 92.3 fills at least part of said cavity 94.
  • the plate 90 thus makes it possible to fill the cavity 94 which is defined in the second panel 44, and which remains between the first and second panels 42, 44 during assembly. of the aerodynamic structure 34.
  • the plate 90 is disposed inside the aerodynamic structure 34.
  • the plate 90 is centered in the cavity 94.
  • the plate 90 and the cavity 94 are arranged at a location corresponding to the location of the main 40 or secondary 41 connecting elements.
  • the plate 90 and the cavity 94 are arranged to the right of the implantation zone of the main 40 or secondary connecting elements 41.
  • the plate 90 is arranged to the right of the implantation zone of the Main connecting elements 40. The plate 90 thus makes it possible to reinforce the connection internally, at the level of the main 40 or secondary 41 connecting elements.
  • the aerodynamic structure 34 comprises at least one filler 88.
  • the filler element is in excess of the second panel 44, on the second face 44.2.
  • the filling element 88 is made of a short-fiber thermoplastic composite material. According to one configuration, the filling element 88 is deposited on the second face
  • a filling element 88 has a thickness between 1 and 5 mm, preferably between 3 and 4. , 5 mm. The thickness of the filler 88 varies along the length of the sole 66.
  • the filling element 88 is arranged in at least part of the cavity 94, in order to fill said cavity 94.
  • a filling element 88 is arranged. on each side of the plate 90.
  • the depth of the cavity 94 varies according to the variations in thickness of the filling element 88.
  • the depth of the filling element 88 is maximum in line with the plate 90, and decreases. moving away from plate 90.
  • each filling element 88 is arranged between the second panel 44 and the first panel 42 (shown in dotted lines).
  • a filling element 88 thus makes it possible to fill a cavity 94 which is defined in the second panel 44, and which remains between the first and second panels 42, 44 during the assembly of the aerodynamic structure 34.
  • the filling element (s) 88 and the plate 90 therefore make it possible to completely fill the cavity 94 of the second panel 44, which remains between the first and second panels 42, 44 during assembly of the aerodynamic structure 34.
  • the filling element (s) 88 and the plate 90 allow continuity of the contact surfaces between the first and second panels 42, 44.
  • each filling element 88 and the cavity 94 are arranged at a location corresponding to the location of the main 40 or secondary connecting elements 41.
  • each filling element 88 and the cavity 94 are arranged to the right of the implantation zone of the main 40 or secondary connecting elements 41.
  • each filling element 88 is arranged to the right of the implantation zone of the secondary connecting elements. 41.
  • the filling elements 88 thus make it possible to reinforce the connection internally, at the level of the main 40 or secondary connecting elements 4L.
  • the plate 90 and the filling element 88 are in excess on the second face 44.2 of the second panel 44; and the first panel 42 has a cavity.
  • This cavity of the first panel 42 is located opposite the location of the third section 92.3 of the plate 90 and of the filling element 88 on the second panel 44, so that when the first and second panels 42, 44 are assembled to form the aerodynamic structure 34, the third section 92.3 and the filling element 88 completely fill said cavity.
  • the filling element 88 and the plate 90 make it possible to completely fill the cavity 94 of the second panel 44, which is defined between the second panel 44 and the intermediate panel 74 during the assembly of the aerodynamic structure 34.
  • the plate 90 and the filling element 88 are in excess on the second face 44.2 of the second panel 44; and the intermediate panel 74 has a cavity.
  • This cavity of the intermediate panel 74 is located opposite the location of the third section 92.3 of the plate 90 and of the filling element 88 on the second panel 44, so that when the aerodynamic structure 34 is assembled , the third section 92.3 and the filling element 88 completely fill said cavity.
  • the plate 90 is in excess of the second panel 44, on the first face 44.1.
  • the plate 90 of FIG. 23 is identical to the plate 90 of FIG. 21, but is arranged outside the aerodynamic structure 34. The plate 90 thus makes it possible to strengthen the connection externally, at the level of the main connecting elements 40. or secondary 4L
  • the aerodynamic structure 34 comprises at least one plate 96 in the general shape of a T.
  • the plate 96 is in excess of the second panel 44, on the second face 44.2.
  • the plate 96 is made of a composite material or of metal. According to one configuration, the plate 96 is welded to the second panel 44. According to another configuration, when the plate 96 is metallic, the plate 96 is conformed to the second panel 44, directly on the second panel 44. According to one configuration, the plate 96 has a constant thickness. According to another configuration, the thickness of the plate 96 varies.
  • the plate 96 comprises a first section 98.1 extending along a part of the bottom 54.1 of the main cavity 52, a second section (not visible in the figures) extending along a part of a side wall 54.2 of the main cavity 52, a third section 98.3 extending along a part of a sole 66 surrounding the main cavity 52, a fourth section 98.4 extending along a part of a sole 66 surrounding the main cavity 52 from the third section 98.3 and towards the side edge 50.1 and a fifth section 98.5 extends along a part of a sole 66 surrounding the main cavity 52 from the third section 98.3 and in the direction from the side edge 50.2.
  • the second section connects together the first and third sections 98.1, 98.3.
  • the first section 98.1 is substantially parallel to the bottom 54.1 of the main cavity 52.
  • the third section 98.3 is substantially parallel to the sole 66 of the main cavity 52.
  • the second section is substantially parallel to the side wall 54.2 of the main cavity 52, and is arranged obliquely with respect to the first and third sections 98.1, 98.3.
  • the third section 98.3 connects together the fourth and fifth sections 98.4, 98.5.
  • the fourth and fifth sections 98.4, 98.5 are substantially parallel to the sole 66 of the main cavity 52.
  • the cavity 94 of the second panel 44 is located opposite the location of the third, fourth and fifth sections 98.3, 98.4, 98.5 of the plate 96 on the second panel 44, so that when the first and second panels 42 , 44 are assembled to form the aerodynamic structure 34; the third, fourth and fifth sections 98.3, 98.4, 98.5 fill said cavity 94.
  • the plate 96 thus makes it possible to completely fill the cavity 94 which is defined in the second panel 44, and which remains between the first and second panels 42, 44 during of the assembly of the aerodynamic structure 34.
  • the plate 96 is disposed inside the aerodynamic structure 34. The plate 96 thus allows continuity of the contact surfaces between the first and second panels 42, 44.
  • the plate 96 and the cavity 94 are arranged at a location corresponding to the location of the main 40 or secondary connecting elements 4L In other words, the plate 96 and the cavity 94 are arranged to the right of the implantation zone of the main 40 or 4L secondary connecting elements The plate 96 thus makes it possible to reinforce the connection internally, at the level of the main 40 or secondary 4L connecting elements.
  • the plate 96 is extra thick on the second face 44.2 of the second panel 44, and the first panel 42 has a cavity.
  • This cavity of the first panel 42 is located opposite the location of the third, fourth and fifth sections 98.3, 98.4, 98.5 of the plate 96 on the second panel 44, so that when the first and second panels 42, 44 are assembled to form the aerodynamic structure 34, the third, fourth and fifth sections 98.3, 98.4, 98.5 completely fill said cavity.
  • the plate 96 makes it possible to completely fill the cavity 94 of the second panel 44, which is defined between the second panel 44 and the intermediate panel 74 during assembly of the aerodynamic structure 34.
  • the plate 96 is increased in thickness on the second face 44.2 of the second panel 44, and the intermediate panel 74 comprises a cavity.
  • This cavity of the intermediate panel 74 is located opposite the location of the third, fourth and fifth sections 98.3, 98.4, 98.5 of the plate 96 on the second panel 44, so that when the aerodynamic structure 34 is assembled , the third, fourth and fifth sections 98.3, 98.4, 98.5 of the plate 96 completely fill said cavity.
  • the first panel 42 comprises an extra thickness 100, on its second face 42.2, near its trailing edge 102.
  • the extra thickness 100 is formed integrally with the first panel 42.
  • the extra thickness 100 varies along the first panel 42.
  • the extra thickness 100 comprises a first portion 104.1 the thickness of which increases from the trailing edge 102 towards the rest of the first panel 42, followed by a second portion 104.2 whose thickness is constant, and a third portion 104.3 whose thickness decreases from the second portion 104.2 towards the rest of the first panel 42.
  • the ends of the sole (s) 66 of the second panel 44 are curved, so as to be pressed against the extra thickness 100 of the first panel 42.
  • the ends of the sole (s) 66 are curved in the direction of the first face 44.1, that is to say in the direction of the relief shapes 46 and in the direction opposite to the extra thickness 100.
  • the shape of the soles 66 is adapted, more precisely conformed, to the extra thickness 100 of the first panel 42, so that the first and second panels 42, 44 are intimately pressed against one another.
  • the extra thickness 100 of the first panel 42 makes it possible to transfer the forces undergone by the second panel 44 to said first panel 42, at the level of the trailing edge 102.
  • the curvature of the sole (s) 66 to the end of the second panel 44 makes it possible to integrate an aerodynamic function in the second panel 44, at the level of the trailing edge 102 of the first panel 42.
  • the extra thickness 100 of the first panel 42 and the curvature of the sole (s) (s) 66 of the second panel 44 ensure aerodynamic continuity at the trailing edge 102 of the first panel 42.
  • a method of manufacturing an aerodynamic structure of an aircraft comprises a step of shaping the second panel 44 by stamping so as to obtain the relief shape 46.
  • the method can comprise a step of conformation of the first and second panels 42 and 44 in the same manner according to a desired aerodynamic profile.
  • the method comprises a step of joining by welding the first and second panels 42, 44, by pressing their second face 42.2, 44.2 against each other outside the (or) relief shape (s) 46.
  • the method comprises a step of inserting the intermediate panel 74 between the first and second panels 42, 44, before the junction of the first and second panels 42, 44 together.
  • the second face 44.2 of the second panel 44 and the second face 45.2 of the intermediate panel 74 are pressed against each other outside the (or ) shape (s) in relief 46, and the second face 42.2 of the first panel 42 and the first face 75.1 of the intermediate panel 74 are pressed against each other.
  • the first and second panels 42, 44 are joined together by welding, via the intermediate panel 74.
  • the method comprises a step of fixing by welding at least one connecting element 40, 41 on the second panel 44, at the level of the relief shape 46, after the step of shaping the second panel 44, before or after the step of joining the first and second panels 42, 44 together.
  • the method of the invention makes it possible to obtain an aerodynamic structure from a small number of parts, which tends to reduce manufacturing time and costs.

Abstract

L'invention a pour objet un procédé de fabrication d'une structure aérodynamique (34) comportant un premier panneau (42) présentant une face aérodynamique (F34) ainsi qu'un deuxième panneau (44) renforcé, caractérisé en ce que le procédé de fabrication comprend une étape d'estampage du deuxième panneau (44) pour obtenir au moins une forme en relief (46), en creux au niveau de la deuxième face (44.2), ainsi qu'une étape de jonction des premier et deuxième panneaux (42, 44) en les plaquant l'un contre l'autre en dehors de la (ou des) forme(s) en relief (46). L'invention a également pour objet une structure aérodynamique obtenue à partir de ce procédé.

Description

Procédé de fabrication d’une structure aérodynamique d’aéronef et structure aérodynamique d’aéronef ainsi obtenue
[0001] La présente demande se rapporte à un procédé de fabrication d’une structure aérodynamique d’aéronef, mobile ou fixe, ainsi qu’à une structure aérodynamique d’aéronef, mobile ou fixe, ainsi obtenue.
[0002] Selon un mode de réalisation connu d’après le document EP2862798, visible sur les figures 2 et 3, une structure aérodynamique mobile 10 telle qu’un aérofrein par exemple, comprend des premier et deuxième panneaux 12, 14 reliés par une pluralité de nervures 16 afin de former une structure en caisson. La structure aérodynamique mobile 10 comprend plusieurs éléments de liaison 18 formant une partie d’une articulation ainsi qu’un élément de liaison 20 configuré pour relier un actionneur à la structure aérodynamique mobile 10. Les nervures 16 sont agencées pour assurer une transmission optimale des efforts entre les éléments de liaison 18, 20 et le premier ou deuxième panneau 12, 14 en contact avec un flux aérodynamique en fonctionnement.
[0003] Selon un premier procédé de fabrication, les premier et deuxième panneaux 12, 14 ainsi que les nervures 16 sont réalisés indépendamment les uns des autres puis sont assemblés. Ce premier procédé de réalisation n’est pas satisfaisant car il nécessite de gérer un grand nombre de pièces, ce qui tend à augmenter la durée et les coûts de fabrication.
[0004] Selon un deuxième procédé de fabrication, le premier panneau 12 et les nervures 16 sont réalisés d’un seul tenant à partir d’un bloc de matière usiné pour évider les alvéoles entre les nervures 16. Ce deuxième procédé de fabrication n’est pas satisfaisant car il génère énormément de déchets. De plus, il conduit à des coûts et une durée de fabrication importants pour chaque structure.
[0005] Selon un autre inconvénient, la structure aérodynamique mobile obtenue à partir des premier et deuxième procédés de fabrication de l’art antérieur présente une masse relativement importante.
[0006] La présente invention vise à remédier à tout ou partie des inconvénients de l’art antérieur.
[0007] A cet effet, l’invention a pour objet un procédé de fabrication d’une structure aérodynamique comportant un premier panneau présentant des première et deuxième faces, la première face formant une face aérodynamique, ainsi qu’un deuxième panneau renforcé présentant des première et deuxième faces, la deuxième face du deuxième panneau étant orientée vers la deuxième face du premier panneau. Selon l’invention, le procédé de fabrication comprend une étape de conformation du deuxième panneau, au cours de laquelle le deuxième panneau est estampé pour obtenir au moins une forme en relief, en creux au niveau de la deuxième face, ainsi qu’une étape de jonction des premier et deuxième panneaux en plaquant leur deuxième face l’une contre l’autre en dehors de la (ou des) forme(s) en relief.
[0008] Le procédé de l’invention permet d’obtenir une structure aérodynamique à partir d’un nombre restreint de pièces, ce qui tend à réduire la durée et les coûts de fabrication. De plus, le fait de créer des nervures sur le deuxième panneau par estampage permet, à caractéristiques mécaniques égales, de réduire la masse de la structure aérodynamique par rapport à l’art antérieur.
[0009] Selon d’autres caractéristiques prises isolément ou en combinaison : a. avant l’étape de jonction, le procédé comprend une étape d’insertion d’un panneau intermédiaire entre les premier et deuxième panneaux, le panneau intermédiaire comprenant des première et deuxième faces, la première face étant orientée vers la deuxième face du premier panneau et la deuxième face étant orientée vers la deuxième face du deuxième panneau. L’insertion d’un panneau intermédiaire permet d’avoir un deuxième panneau générique pour différentes structures aérodynamiques, tandis que le premier panneau est spécifique à une structure aérodynamique ; b. lors de l’étape de jonction, la deuxième face du deuxième panneau et la deuxième face du panneau intermédiaire sont plaquées l’une contre l’autre en dehors de la (ou des) forme(s) en relief, et la deuxième face du premier panneau et la première face du panneau intermédiaire sont plaquées l’une contre l’autre ; c. lors de l’étape de jonction, les premier et deuxième panneaux sont reliés par soudage ; d. le procédé de fabrication comprend, avant l’étape de conformation du deuxième panneau, une étape de conformation des premier et deuxième panneaux de manière identique selon un profil aérodynamique souhaité ; e. après l’étape de conformation du deuxième panneau, le procédé de fabrication comprend une étape de fixation d’au moins un élément de liaison sur le deuxième panneau au niveau de la forme en relief. La structure aérodynamique ainsi obtenue est par conséquent une structure aérodynamique mobile.
[0010] L’invention a également pour objet une structure aérodynamique comportant un premier panneau présentant des première et deuxième faces, la première face formant une face aérodynamique, ainsi qu’un deuxième panneau renforcé présentant des première et deuxième faces, la deuxième face du deuxième panneau étant orientée vers la deuxième face du premier panneau, le deuxième panneau comprenant au moins une forme en relief, en creux au niveau de la deuxième face, les deuxièmes faces des premier et deuxième panneaux étant reliées entre elles en dehors de la (ou des) forme(s) en relief. Selon l’invention, la structure aérodynamique comprend également un panneau intermédiaire agencé entre les premier et deuxième panneaux.
[0011] La présence d’un panneau intermédiaire entre les premier et deuxième panneaux permet d’avoir un deuxième panneau générique pour différentes structures aérodynamiques, tandis que le premier panneau et le panneau intermédiaire sont spécifiques à une structure aérodynamique.
[0012] Selon une autre caractéristique, la structure aérodynamique comprend des premier et deuxième bords longitudinaux, des premier et deuxième bords latéraux ainsi qu’au moins un élément de liaison principal ou secondaire positionné à proximité du premier bord longitudinal. En complément, la forme en relief comprend au moins une cavité principale à laquelle est relié au moins un des éléments de liaison principal et secondaire. Cette structure aérodynamique est par conséquent une structure aérodynamique mobile.
[0013] Selon une autre caractéristique, la cavité principale s’étend parallèlement au premier bord longitudinal, sur une longueur supérieure ou égale à au moins un tiers d’une distance séparant les premier et deuxième bords latéraux.
[0014] Selon une autre caractéristique, la cavité principale présente une profondeur maximale au droit d’un élément de liaison principal, cette profondeur diminuant en se rapprochant des premier et deuxième bords latéraux.
[0015] Selon une autre caractéristique, la forme en relief comprend au moins une branche qui s’étend en direction d’au moins un des premiers et deuxièmes bords longitudinaux et latéraux, d’une première extrémité reliée à la cavité principale jusqu’à une deuxième extrémité.
[0016] Selon une autre caractéristique, le panneau intermédiaire comprend au moins une branche de forme sensiblement identique à une forme de la branche de la forme en relief ou à une forme périphérique d’une partie de la cavité.
[0017] Selon une autre caractéristique, la deuxième extrémité de chaque branche de la forme en relief est distante des premiers et deuxièmes bords longitudinaux et latéraux.
[0018] Selon une autre caractéristique, chaque branche de la forme en relief comprend une section qui diminue entre la première extrémité et la seconde extrémité. [0019] Selon une autre caractéristique, chaque élément de liaison comprend au moins une plaque présentant un chant qui épouse la forme du deuxième panneau au droit d’une cavité principale.
[0020] Selon une autre caractéristique, le chant est relié au deuxième panneau en dehors de la forme en relief ainsi qu’à un fond et une paroi latérale de la cavité principale.
[0021] Selon une autre caractéristique, la cavité principale ou au moins une branche de la forme en relief comporte une nervure de renfort.
[0022] Selon une autre caractéristique, la structure aérodynamique comporte au moins une plaque agencée entre l’élément de liaison principal ou secondaire et le premier panneau. Plus précisément, selon une caractéristique, la structure aérodynamique comporte au moins une plaque agencée entre l’élément de liaison principal ou secondaire et le deuxième panneau. Selon une autre caractéristique, la structure aérodynamique comporte au moins une plaque agencée entre le deuxième panneau et le premier panneau. Selon une autre caractéristique, la structure aérodynamique comporte au moins une plaque agencée entre le deuxième panneau et le panneau intermédiaire.
[0023] Selon une autre caractéristique, la deuxième face du premier panneau comporte une surépaisseur, et la deuxième face du deuxième panneau est conformée à ladite surépaisseur. Cette surépaisseur du premier panneau permet d’intégrer une fonction aérodynamique à la deuxième face du deuxième panneau.
[0024] L’invention a également pour objet un aéronef comportant au moins une structure aérodynamique selon l’une des caractéristiques précédentes.
[0025] D'autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description de l’invention qui va suivre, description donnée à titre d'exemple uniquement, en regard des dessins annexés parmi lesquels :
[0026] La figure 1 est une vue de dessus d’un aéronef,
[0027] La figure 2 est une vue latérale d’une structure aérodynamique mobile illustrant un mode de réalisation de l’art antérieur,
[0028] La figure 3 est une vue en perspective d’une première partie de la structure aérodynamique mobile visible sur la figure 2,
[0029] La figure 4 est un schéma des différentes parties d’une structure aérodynamique mobile avant et après une étape d’assemblage illustrant un mode de réalisation de l’invention, [0030] La figure 5 est une vue en perspective, selon un premier angle de vue, d’un panneau d’une structure aérodynamique mobile illustrant un mode de réalisation de l’invention, [0031] La figure 6 est une vue en perspective, selon un deuxième angle de vue, du panneau visible sur la figure 5,
[0032] La figure 7 est une vue en perspective, selon un premier angle de vue, d’un panneau d’une structure aérodynamique illustrant un autre mode de réalisation de l’invention, [0033] La figure 8 est une vue partielle de dessus d’un panneau d’une structure aérodynamique illustrant un autre mode de réalisation de l’invention,
[0034] La figure 9 est une coupe selon la ligne IX-IX de la figure 8,
[0035] La figure 10 est une coupe selon la ligne X-X de la figure 8,
[0036] La figure 11 est une vue en perspective d’une structure aérodynamique mobile illustrant un mode de réalisation de l’invention,
[0037] La figure 12 est une coupe selon la ligne XII-XII de la figure 11,
[0038] La figure 13 est une vue en perspective d’une structure aérodynamique mobile illustrant un autre mode de réalisation de l’invention,
[0039] La figure 14 est une vue de face de la structure aérodynamique mobile visible sur la figure 13,
[0040] La figure 15 est une vue en perspective d’une structure aérodynamique mobile illustrant un autre mode de réalisation de l’invention,
[0041] La figure 16 est une vue de face de la structure aérodynamique mobile visible sur la figure 15,
[0042] La figure 17 est une vue de dessus d’un panneau d’une structure aérodynamique illustrant un mode de réalisation de l’invention,
[0043] La figure 18 est une vue agrandie de l’encadré E de la figure 17,
[0044] La figure 19 est une vue de dessus d’un panneau d’une structure aérodynamique illustrant un mode de réalisation de l’invention,
[0045] La figure 20 est une vue en perspective d’une structure aérodynamique illustrant un autre mode de réalisation de l’invention,
[0046] La figure 21 est une vue en perspective d’un panneau d’une structure aérodynamique illustrant un mode de réalisation de l’invention,
[0047] La figure 22 est une coupe selon la ligne XXII-XXII de la figure 21,
[0048] La figure 23 est une vue en coupe et en perspective d’un panneau d’une structure aérodynamique illustrant un mode de réalisation de l’invention, [0049] La figure 24 est une vue en perspective d’un panneau d’une structure aérodynamique illustrant un autre mode de réalisation de l’invention, et
[0050] La figure 25 est une vue en coupe et en perspective d’une structure aérodynamique illustrant un mode de réalisation de l’invention.
[0051] Selon un mode de réalisation visible sur la figure 1, un aéronef comprend deux ailes 30 disposées de part et d’autre du fuselage 32 et équipées chacune de cinq volets 34.1, 34.2 mobiles, appelés aérofreins.
[0052] Bien entendu, l’invention n’est pas limitée aux aérofreins. Plus largement, l’invention concerne toutes les structures aérodynamiques 34 mobiles présentant au moins une face aérodynamique F34 en contact avec un flux d’air circulant autour de l’aéronef lorsque ce dernier se déplace. Par exemple, la structure aérodynamique mobile est une trappe d’un aéronef.
[0053] L’invention concerne également toutes les structures aérodynamiques fixes présentant au moins une face aérodynamique en contact avec un flux d’air circulant autour de l’aéronef lorsque ce dernier se déplace.
[0054] Dans la suite de la description, l’invention est principalement décrite pour une structure aérodynamique 34 mobile. Les caractéristiques de la structure aérodynamique 34 mobile décrites s’applique également à une structure aérodynamique fixe.
[0055] En fonctionnement, chaque structure aérodynamique 34 mobile est reliée par au moins une articulation 36 (symbolisée par un axe sur la figure 4) au reste de l’aéronef et sa position est contrôlée par au moins un actionneur 38 (représenté de manière schématique sur la figure 4). A cet effet, la structure aérodynamique 34 mobile comprend au moins un élément de liaison principal 40 auquel est relié G actionneur 38 et/ou au moins un élément de liaison secondaire 41 formant une partie de l’articulation 36.
[0056] La structure aérodynamique 34 comprend un premier panneau 42 présentant une première face 42.1 formant la face aérodynamique F34 et une deuxième face 42.2 opposée à la première face 42.1 ainsi qu’un deuxième panneau 44, renforcé, présentant des première et deuxième faces 44.1, 44.2, la deuxième face 44.2 étant orientée vers la deuxième face 42.2 du premier panneau 42, les premier et deuxième panneaux 42, 44 étant reliés l’un à l’autre pour former la structure aérodynamique 34. [0057] Le premier panneau 42 est conformé selon un profil aérodynamique souhaité. Il peut être plat ou légèrement courbe. Ce premier panneau 42 peut être métallique ou en matériau composite.
[0058] Selon une caractéristique de l’invention, le deuxième panneau 44 présente au moins une forme en relief 46 obtenue par estampage, formant au moins une nervure. Lorsque les premier et deuxième panneaux 42, 44 sont reliés, la forme en relief 46 forme une structure en caisson.
[0059] Le deuxième panneau 44 est réalisé à partir d’au moins une feuille ou plaque métallique ou en matériau composite thermoplastique à fibres longues ayant une épaisseur sensiblement constante avant estampage. Le deuxième panneau 44 est estampé de manière à ce que la forme en relief 46 soit en creux au niveau de la deuxième face 44.2, orientée vers la deuxième face 42.2 du premier panneau 42 et en saillie au niveau de la première face 44.1.
[0060] Lorsque le deuxième panneau 44 est réalisé en matériau métallique, le deuxième panneau 44 est estampé, ou embouti, de manière à former la forme en relief 46. Lorsque le deuxième panneau 44 est réalisé en matériau composite thermoplastique, le deuxième panneau 44 est estampé de manière à former la forme en relief 46.
[0061] Selon un mode de réalisation, le deuxième panneau 44 est plat ou légèrement courbe en dehors de la (ou des) forme(s) en relief 46. En dehors de la (ou des) forme(s) en relief 46, le deuxième panneau 44 est conformé comme le premier panneau 42. Ainsi, en dehors de la (ou des) forme(s) en relief 46, les premier et deuxième panneaux 42, 44 sont intimement plaqués l’un contre l’autre.
[0062] Selon un mode de réalisation, les premier et deuxième panneaux 42, 44 sont reliés entre eux par soudage, par collage, par co-cuisson ou tout autre procédé d’assemblage. A titre d’exemple, les premier et deuxième panneaux 42, 44 sont soudés à l’aide d’un faisceau d’ électrons. Lorsque les premier et deuxième panneaux 42, 44 sont reliés entre par soudage, les premier et deuxième panneaux sont réalisés en matériau métallique ou en matériau composite.
[0063] La géométrie et l’agencement des formes en relief 46 seront déterminés en fonction des contraintes appliquées à la structure aérodynamique.
[0064] Selon une configuration, la structure aérodynamique 34 a une forme approximativement rectangulaire et comprend des premier et deuxième bords longitudinaux 48.1, 48.2 approximativement parallèles entre eux ainsi que des premier et deuxième bords latéraux 50.1, 50.2 approximativement parallèles entre eux. En fonctionnement, pour une structure aérodynamique 34 mobile, le premier bord longitudinal 48.1 est positionné parallèlement et à proximité de l’articulation 36 et le premier bord latéral 50.1 est plus proche du fuselage 32 que le deuxième bord latéral 50.2.
[0065] Selon un mode de réalisation, l’élément de liaison principal 40 est positionné à proximité du premier bord longitudinal 48.1. Il n’est pas positionné à équidistance des premier et deuxième bords latéraux 50.1, 50.2 mais légèrement décalé vers le deuxième bord latéral 50.2. Les éléments de liaison secondaires 41 sont disposés à proximité du premier bord longitudinal 48.1, de part et d’autre de l’élément de liaison principal 40. Selon un mode de réalisation visible sur les figures 4 et 13 à 16, la structure aérodynamique 34 mobile comprend deux éléments de liaison secondaires 41 disposés de part et d’autre de l’élément de liaison principal 40. Selon un autre mode de réalisation visible sur les figures 5 et 6, la structure aérodynamique 34 mobile comprend quatre éléments de liaison secondaires 41, deux de part et d’autre de l’élément de liaison principal 40.
[0066] Chaque forme en relief 46 comprend au moins une cavité principale 52 présentant un fond 54.1 et des parois latérales 54.2. Selon une configuration, les parois latérales 54.2 de la cavité principale 52 décrivent un carré ou un rectangle avec des angles arrondis.
[0067] Selon des modes de réalisation visibles sur les figures 5 à 7, la cavité principale 52 forme une nervure longitudinale, approximativement parallèle au premier bord longitudinal 48.1, qui s’étend sur une longueur supérieure ou égale à au moins un tiers de la longueur de la structure aérodynamique, la longueur correspondant à la distance séparant les premier et deuxième bords latéraux 50.1, 50.2.
[0068] Selon ces modes de réalisation, l’élément de liaison principal 40 et au moins certains éléments de liaison secondaires 41 sont reliés à la cavité principale 52.
[0069] Selon une configuration, la cavité principale 52 présente une profondeur P (distance séparant le fond 54.1 et le premier panneau 42 lorsqu’il est relié au deuxième panneau 44) qui n’est pas constante. Ainsi, la cavité principale 52 présente une profondeur maximale au niveau de l’implantation de l’élément de liaison principal 40, cette profondeur diminuant en se rapprochant des premier et deuxième bords latéraux 50.1, 50.2.
[0070] La profondeur peut varier par paliers, comme illustré sur les figures 5 à 8, ou de manière continue. [0071] Selon les modes de réalisation visibles sur les figures 5 à 7, la cavité principale 52 présente une profondeur maximale au droit de la zone d’implantation de l’élément de liaison principal 40 et une profondeur inférieure à la profondeur maximale au droit des zones d’implantation des éléments de liaison secondaires 41. La cavité principale 52 présente une largeur (dimension prise perpendiculairement au premier bord longitudinal 48.1) constante sur toute sa longueur (dimension prise parallèlement au premier bord longitudinal 48.1). En variante, la cavité principale 52 présente une largeur qui évolue, cette largeur étant maximale au droit de la zone d’implantation de l’élément de liaison principal 40 et diminuant en se rapprochant des premier et deuxième bords latéraux 50.1, 50.2. Cette évolution de la largeur peut se faire par paliers ou de manière continue. En variante, la cavité principale 52 comprend une section, à savoir une largeur et/ou une profondeur, qui évolue par paliers ou de manière continue.
[0072] Selon un mode de réalisation visible sur les figures 13 et 14, la forme en relief 46 comprend plusieurs cavités principales, une première cavité principale 52 destinée à l’élément de liaison principal 40, des deuxième et troisième cavités principales 52’, 52”, disposées de part et d’autre de la première cavité principale 52, destinées aux éléments de liaison secondaires 41.
[0073] En plus de la (ou des) cavité(s) principale(s) 52, la forme en relief 46 comprend au moins une branche 56. Selon différentes configurations, la forme en relief 46 comprend plusieurs branches 56, chacune s’étendant à partir d’une cavité principale 52 en direction d’au moins un des premiers et deuxièmes bords longitudinaux et latéraux 48.1, 48.2, 50.1, 50.2. Chaque branche 56 comprend une extrémité distante des premiers et deuxièmes bords longitudinaux et latéraux 48.1, 48.2, 50.1, 50.2.
[0074] Selon un mode de réalisation visible sur les figures 5 et 6, les branches 56 sont rectilignes. Selon un mode de réalisation visible sur la figure 7, au moins une branche 56 dite principale comprend au moins une ramification et se divise en au moins deux branches secondaires 58. Au niveau de la ramification, les branches secondaires 58 forment un angle d’environ 60° entre elles.
[0075] Les branches 56 présentent des agencements et/ou des géométries afin qu’elles soient réparties de manière approximativement homogène à proximité de chaque cavité principale 52. [0076] Comme illustré en détails sur les figures 8 à 10, chaque branche 56 comprend un fond 60.1 ainsi que deux parois latérales 60.2 délimitant, avec le premier panneau 42 lorsqu’il est relié au deuxième panneau 44, une section S (hachurée sur la figure 9).
[0077] Chaque branche 56 présente une première extrémité 56.1 reliée à la cavité principale 52 ou la plus proche de cette dernière ainsi qu’une seconde extrémité 56.2 la plus écartée de la cavité principale 52.
[0078] Selon une configuration, chaque branche 56 comprend une section qui diminue entre la première extrémité 56.1 et la seconde extrémité 56.2 (le long de l’axe Z représenté sur la figure 8). Selon un mode de réalisation visible sur la figure 8, une première branche 56 comprend une section qui diminue progressivement de manière continue de la première extrémité 56.1 jusqu’à la deuxième extrémité 56.2. En variante, une branche 56’ comprend une section qui diminue par paliers. Selon une autre variante, une branche 56’ ’ comprend une section qui diminue par paliers et progressivement de manière continue.
[0079] Selon une configuration, une branche 56 présente une largeur (distance entre les parois latérales 60.2) constante et une profondeur (distance entre le fond 60.1 et le premier panneau 42 lorsqu’il est relié au deuxième panneau 44) qui diminue progressivement de manière continue et/ou par paliers de la première extrémité 56.1 jusqu’à la deuxième extrémité 56.2.
[0080] Selon une autre configuration, une branche 56’ présente une profondeur constante et une largeur qui diminue progressivement de manière continue et/ou par paliers de la première extrémité 56.1 jusqu’à la deuxième extrémité 56.2.
[0081] Selon une autre configuration, une branche 56’ ’ présente une profondeur et une largeur qui diminuent progressivement de manière continue et/ou par paliers de la première extrémité 56.1 jusqu’à la deuxième extrémité 56.2.
[0082] Selon un mode de réalisation, la réduction par paliers de la section des branches 56 ou des cavités principales 52 est obtenue grâce à un ou plusieurs soyages (double pliage).
[0083] Selon une configuration, le deuxième panneau 44 présente une épaisseur de l’ordre de 5 mm. La cavité principale 52 présente une largeur de l’ordre de 200 mm et une profondeur variant de 30 mm à 100 mm, et notamment de 70 mm à 100 mm. Les branches 56 sont distantes des bords longitudinaux et latéraux 48.1, 48.2, 50.1, 50.2 d’une distance supérieure ou égale à environ 150 mm. Elles présentent une largeur comprise entre 30 mm et 50 mm. Les parois latérales 54.2, 60.2 de la cavité principale 52 ou des branches 56 sont reliées entre elles, avec le fond 54.1 ou avec le reste du deuxième panneau 44 par des angles arrondis ayant un rayon de courbure de l’ordre de 27 mm.
[0084] Chaque élément de liaison principal ou secondaire 40, 41 comprend au moins une plaque 62 présentant un chant 64 relié à la structure aérodynamique 34 mobile.
[0085] Selon un premier mode de réalisation, le chant 64 est relié au premier panneau 42. Selon un autre mode de réalisation, le chant 64 est relié au deuxième panneau 44 en dehors de la forme en relief 46.
[0086] Selon d’autres modes de réalisation visibles sur les figures 5, 11 à 16, le chant 64 est relié au fond 54.1 et/ou à une paroi latérale 54.2 d’une cavité principale 52 ainsi qu’au deuxième panneau 44 en dehors de la forme en relief 46. Ces modes de réalisation assurent une meilleure transmission des efforts entre la structure aérodynamique 34 mobile et l’élément de liaison principal ou secondaire 40, 41.
[0087] Selon une configuration visible sur la figure 12, le chant 64 présente un profil lui permettant d’épouser la forme du deuxième panneau 44 au droit d’une cavité principale 52. Ainsi, le chant 64 comprend un premier tronçon 64.1 en contact avec le deuxième panneau 44 en dehors de la forme en relief 46, un deuxième tronçon 64.2 en contact avec la paroi latérale 54.2 de la cavité principale 52 et un troisième tronçon 64.3 en contact avec le fond 54.1 de la cavité principale 52.
[0088] Selon un mode de réalisation, la plaque 62 de chaque élément de liaison principal ou secondaire 40, 41 est reliée à la structure aérodynamique 34 mobile par soudage.
[0089] Selon un mode de réalisation représenté sur la figure 17, le deuxième panneau 44 est constitué uniquement de la (ou des) forme(s) en relief 46. Autrement dit, le deuxième panneau est limité à la (ou aux) forme(s) en relief 46.
[0090] Sur la figure 17, la forme en relief 46 comporte une cavité principale 52 et une pluralité de branches principales 56. Bien entendu, la forme en relief 46 pourrait comporter plusieurs cavités principales 52 et une pluralité de branches principales 56, ainsi qu’une pluralité de branches secondaires 58.
[0091] La ou chaque forme en relief 46 est entourée, en partie, d’au moins une semelle 66. Plus précisément, la (ou les) cavité(s) principale(s) 52, chaque branche 56 et chaque branche secondaire 58 est entourée d’au moins une semelle 66. Les parois latérales 54.2 de la cavité principale 52 sont agencées de façon obliques par rapport au fond 54.1 et par rapport à la (ou aux) semelle(s) 66. De même, les parois latérales 60.2 des branches 56 sont agencées de façon obliques par rapport au fond 60.1 et par rapport à la (ou aux) semelle(s) 66. Les parois latérales 54.2, 60.2 peuvent être agencées perpendiculairement au fond 54.1, 60.1 et aux semelles 66. Les parois latérales 54.2, 60.2 relient respectivement le fond 54.1, 60.1 aux semelles 66.
[0092] La (ou les) semelle(s) 66 constituent la deuxième face 44.2 du deuxième panneau 44. La (ou les) semelle(s) 66 sont plates ou légèrement courbes. La (ou les) semelle(s) 66 sont conformées comme le premier panneau 42. Ainsi, en dehors de la (ou des) forme(s) en relief 46, la (ou les) semelle(s) 66 du deuxième panneau 44 sont intimement plaquées contre le premier panneau 42.
[0093] Selon un mode de réalisation représenté sur les figures 17 et 18, le deuxième panneau 44 comprend au moins une nervure de renfort 68 agencée sur le fond 60.1 d’une branche 56 de la forme en relief 46. Bien entendu, une, plusieurs, ou chaque branche 56 peut comprendre une telle nervure de renfort 68. De même, bien que non représenté, la cavité principale 52 peut comprendre au moins une telle nervure de renfort 68 agencée sur son fond 54.1. De même, bien que non représenté, une, plusieurs, ou chaque branche secondaire 58 peut comprendre au moins une telle nervure de renfort 68 agencée sur son fond. La nervure de renfort 68 permet de rigidifier la branche 56 au fond de laquelle elle est agencée.
[0094] La nervure de renfort 68 est rectiligne et s ’ étend sensiblement parallèlement aux parois latérales 60.2 des branches 56. La nervure de renfort 68 comporte une paroi de fond 70 et des parois latérales 72 qui relient la paroi de fond 70 au fond 60.1. La paroi de fond 70 est sensiblement parallèle au fond 60.1. Les parois latérales 72 sont agencées de façon obliques par rapport au fond 60.1 et par rapport à la paroi de fond 70. La nervure de renfort 68 est en creux au niveau de la première face 44.1 du deuxième panneau 44 et en saillie au niveau de la deuxième face 44.2.
[0095] Selon un mode de réalisation représenté aux figures 19 et 20, la structure aérodynamique 34 comprend un panneau intermédiaire 74. Le panneau intermédiaire 74 est réalisé en matériau métallique ou en matériau composite. Le panneau intermédiaire 74 est réalisé par drapage, ou par injection, ou par découpage d’une plaque métallique ou en matériau composite. Le panneau intermédiaire 74 est sensiblement plan. L’épaisseur du panneau intermédiaire 74 est sensiblement constante.
[0096] Comme représenté sur la figure 20, le panneau intermédiaire 74 est destiné à être agencé entre le premier panneau 42 et le deuxième panneau 44. Le panneau intermédiaire 74 présente une première face 75.1 orientée vers la deuxième face 42.2 du premier panneau 42 et une deuxième face 75.2 orientée vers la deuxième face 44.2 du deuxième panneau 44. Le panneau intermédiaire 74 constitue une interface entre les premier et deuxième panneaux 42, 44, notamment au niveau des éléments de liaison principaux 40 ou secondaires 41.
[0097] Le panneau intermédiaire 74 comporte une première branche 76, par exemple rectiligne, qui s’étend longitudinalement au premier bord longitudinal 48.1 lorsque le panneau intermédiaire 74 est agencé entre les premier et deuxième panneaux 42, 44. La première branche 76 a une forme sensiblement identique à la forme périphérique d’une partie de la cavité principale 52. La première branche 76 peut également être courbe. La première branche 76 est distante du premier bord longitudinal 48.1. Une première extrémité 77.1 de la première branche 76 est à proximité du premier bord latéral 50.1, et une deuxième extrémité 77.2 de la première branche 76 est à proximité du deuxième bord latéral 50.2. Les première et deuxième extrémités 77.1, 77.2 sont distantes des premier et deuxième bords latéraux 50.1, 50.2.
[0098] Le panneau intermédiaire 74 comporte également une deuxième branche 78, qui a une forme sensiblement identique à la forme périphérique d’une partie de la cavité principale 52. La deuxième branche 78 comporte des portions rectilignes et/ou des portions courbes. La deuxième branche 78 comporte des première et deuxième extrémités 80.1, 80.2 reliées à la première branche 76. La largeur de la deuxième branche 78 est inférieure ou égale à la largeur de la première branche 76.
[0099] Le panneau intermédiaire 74 comporte également une pluralité de troisièmes branches 82, chacune ayant une forme sensiblement identique à la forme d’une branche 56. Chaque troisième branche 82 comporte une première extrémité 84.1 reliée à la deuxième branche 78, ainsi qu’une deuxième extrémité 84.2 plus écartée de la deuxième branche 78. Chaque troisième branche 82 s’étend à partir de la deuxième branche 78 en direction d’au moins un des premier et deuxième bords latéraux et longitudinaux 48.1, 48.2, 50.1, 50.2. La deuxième extrémité 84.2 de chaque troisième branche 82 est distante des premier et deuxième bords latéraux et longitudinaux 48.1, 48.2, 50.1, 50.2. Comme représenté sur la figure 19, les troisièmes branches 82 comportent des portions rectilignes. Les troisièmes branches 82 peuvent également comprendre des portions courbes. Les troisièmes branches 82 ont des longueurs (distance entre les première et deuxième extrémités 84.1, 84.2) différentes entre elles. La largeur des troisièmes branches 82 est inférieure ou égale à la largeur de la deuxième branche 78. [0100] Le panneau intermédiaire 74 comporte également une pluralité de quatrièmes branches 83, chacune ayant une forme sensiblement identique à la forme d’une branche secondaire 58. Chaque quatrième branche 83 comporte une première extrémité 85.1 reliée à la troisième branche 82, ainsi qu’une deuxième extrémité 85.2 plus écartée de la troisième branche 82. En particulier, une troisième branche 82 comporte au moins une ramification et se divise en au moins deux quatrièmes branches 83. Chaque quatrième branche 83 s’étend à partir de la troisième branche 82 en direction d’au moins un des premier et deuxième bords latéraux et longitudinaux 48.1, 48.2, 50.1, 50.2. La deuxième extrémité 85.2 de chaque quatrième branche 83 est distante des premier et deuxième bords latéraux et longitudinaux 48.1, 48.2, 50.1, 50.2. Comme représenté sur la figure 19, les quatrièmes branches 83 comportent des portions rectilignes. Les quatrièmes branches 83 peuvent également comprendre des portions courbes. Les quatrièmes branches 83 ont des longueurs différentes entre elles. La largeur des quatrièmes branches 83 est sensiblement égale, voire inférieure, à la largeur des troisièmes branches 82.
[0101] Les troisième et quatrième branches 82, 83 présentent des agencements et/ou des géométries afin qu’elles soient réparties de manière approximativement homogène autour de la deuxième branche 78.
[0102] Pour chaque première, deuxième, troisième et quatrième branches 76, 78, 82, 83, la largeur de la branche est sensiblement constante sur sa longueur. Bien entendu, la largeur de la branche 76, 78, 82, 83 pourrait varier le long de ladite branche, et notamment se réduire depuis sa première extrémité 77.1, 80.1, 84.1, 85.1 en direction de sa deuxième extrémité 77.2, 80.2, 84.2, 85.2.
[0103] Selon une configuration, le panneau intermédiaire 74 a une forme périphérique similaire à la forme périphérique de la forme en relief 46. A partir d’une vue de dessus du deuxième panneau 44, le panneau intermédiaire 74 se superpose sensiblement sur la forme en relief 46.
[0104] Selon cette configuration, le panneau intermédiaire 74 est inséré entre les premier et deuxième panneaux 42, 44. Dans cette configuration, les deuxièmes faces 42.2, 44.2 des premier et deuxième panneaux 42, 44 sont plaquées l’une contre l’autre en dehors de la (ou des) forme(s) en relief 46, le panneau intermédiaire 74 étant inséré entre les premier et deuxième panneaux 42, 44, au niveau de la (ou des forme(s) en relief 46.
[0105] Selon une autre configuration, le panneau intermédiaire 74 a une forme périphérique similaire à la forme périphérique de la forme en relief 46, en incluant les semelles 66. A partir d’une vue de dessus du deuxième panneau 44, le panneau intermédiaire 74 se superpose sensiblement sur la forme en relief 46 et sur les semelles 66. Selon cette configuration, le panneau intermédiaire 74 est inséré entre les premier et deuxième panneaux 42, 44. Dans cette configuration, la deuxième face 42.2 du premier panneau 42 est plaquée contre la première face 75.1 du panneau intermédiaire 74 et la deuxième face 44.2 du deuxième panneau 44 est plaquée contre la deuxième face 75.2 du panneau intermédiaire 74 en dehors de la (ou des) forme(s) en relief 46 (i.e. au niveau des semelles 66).
[0106] Avantageusement, une structure aérodynamique 34 comprenant un panneau intermédiaire 74 s’adapte sur différents aéronefs, ou à différents emplacements d’un même aéronef. En particulier, une première structure aérodynamique 34.1 comporte un premier panneau 42 ayant une première surface aérodynamique d’un premier type, un deuxième panneau 44, et un panneau intermédiaire 74 ayant une première forme ; et une deuxième structure aérodynamique 34.2 comporte un premier panneau 42 ayant une première surface aérodynamique d’un deuxième type différend du premier type, un deuxième panneau 44 identique au deuxième panneau de la première structure aérodynamique 34.1, et un panneau intermédiaire 74 ayant une deuxième forme différente de la première forme. Ainsi, le deuxième panneau 44 est générique pour différentes structures aérodynamiques 34, et le premier panneau 42 et le panneau intermédiaire 74 sont spécifiques, c’est-à-dire adaptés en fonction de la surface aérodynamique souhaitée, et donc de l’emplacement de la structure aérodynamique dans l’aéronef.
[0107] Selon un mode de réalisation représenté sur les figures 21 et 22, la structure aérodynamique 34 comporte au moins une plaque 90 en forme générale de S. La plaque 90 est en surépaisseur du deuxième panneau 44, sur la deuxième face 44.2. La plaque 90 est réalisée en matériau composite ou en métal. La plaque 90 est soudée sur le deuxième panneau 44. La plaque 90 a une épaisseur sensiblement constante. La plaque 90 comporte un premier tronçon 92.1 s’étendant le long d’une partie du fond 54.1 de la cavité principale 52, un deuxième tronçon 92.2 s’étendant le long d’une partie d’une paroi latérale 54.2 de la cavité principale 52, et un troisième tronçon 92.3 s’étendant le long d’une partie d’une semelle 66 entourant la cavité principale 52. Le deuxième tronçon 92.2 relie ensemble les premier et troisième tronçons 92.1, 92.3. Le premier tronçon 92.1 est sensiblement parallèle au fond 54.1 de la cavité principale 52. Le troisième tronçon 92.3 est sensiblement parallèle à la semelle 66 de la cavité principale 52. Le deuxième tronçon 92.2 est sensiblement parallèle à la paroi latérale
54.2 de la cavité principale 52, et est agencé de manière oblique par rapport aux premier et troisième tronçons 92.1, 92.3.
[0108] Le deuxième panneau 44 comporte une cavité 94 située sur une semelle 66 de la cavité principale 52, le long du bord longitudinal 48.1 de la structure aérodynamique 34. La cavité 94 est située au moins en regard de l’emplacement du troisième tronçon 92.3 de la plaque 90 sur le deuxième panneau 44, de sorte que lorsque les premier et deuxième panneaux 42, 44 sont assemblés pour former la structure aérodynamique 34 ; le troisième tronçon 92.3 comble au moins une partie de ladite cavité 94. La plaque 90 permet ainsi de remplir la cavité 94 qui est définie dans le deuxième panneau 44, et qui subsiste entre les premier et deuxième panneaux 42, 44 lors de l’assemblage de la structure aérodynamique 34. La plaque 90 est disposée à l’intérieur de la structure aérodynamique 34.
[0109] La plaque 90 est centrée dans la cavité 94. Selon une configuration, pour une structure aérodynamique 34 mobile, la plaque 90 et la cavité 94 sont agencées à un emplacement correspondant à l’emplacement des éléments de liaison principaux 40 ou secondaires 41. Autrement dit, la plaque 90 et la cavité 94 sont agencées au droit de la zone d’implantation des éléments de liaison principaux 40 ou secondaires 41. Sur la figure 21, la plaque 90 est agencée au droit de la zone d’implantation des éléments de liaison principaux 40. La plaque 90 permet ainsi de renforcer intérieurement la liaison, au niveau des éléments de liaison principaux 40 ou secondaires 41.
[0110] Selon un mode de réalisation représenté sur la figure 22, la structure aérodynamique 34 comporte au moins un élément de remplissage 88. L’élément de remplissage est en surépaisseur du deuxième panneau 44, sur la deuxième face 44.2. L’élément de remplissage 88 est réalisé en matériau composite thermoplastique à fibres courtes. Selon une configuration, l’élément de remplissage 88 est déposé sur la deuxième face
44.2 du deuxième panneau 44, puis le matériau composite constituant l’élément de remplissage est polymérisé. Selon une autre configuration, l’élément de remplissage 88 est préalablement réalisé, puis est collé sur la deuxième face 44.2 du deuxième panneau 44. Un élément de remplissage 88 présente une épaisseur comprise entre 1 et 5 mm, de préférence comprise entre 3 et 4,5 mm. L’épaisseur de l’élément de remplissage 88 varie sur la longueur de la semelle 66.
[0111] L’élément de remplissage 88 est agencé dans au moins une partie de la cavité 94, afin de combler ladite cavité 94. Sur la figure 22, un élément de remplissage 88 est agencé de chaque côté de la plaque 90. La profondeur de la cavité 94 varie en suivant les variations d’épaisseur de l’élément de remplissage 88. La profondeur de l’élément de remplissage 88 est maximale au droit de la plaque 90, et diminue en s’éloignant de la plaque 90.
[0112] Comme représenté sur la figure 22, chaque élément de remplissage 88 est agencé entre le deuxième panneau 44 et le premier panneau 42 (représenté en pointillés). Un élément de remplissage 88 permet ainsi de remplir une cavité 94 qui est définie dans le deuxième panneau 44, et qui subsiste entre les premier et deuxième panneaux 42, 44 lors de l’assemblage de la structure aérodynamique 34.
[0113] Le (ou les) élément(s) de remplissage 88 et la plaque 90 permettent donc de combler intégralement la cavité 94 du deuxième panneau 44, qui subsiste entre les premier et deuxième panneaux 42, 44 lors de l’assemblage de la structure aérodynamique 34. Le (ou les) élément(s) de remplissage 88 et la plaque 90 permettent une continuité des surfaces de contact entre les premier et deuxième panneaux 42, 44.
[0114] Selon une configuration, pour une structure aérodynamique 34 mobile, chaque élément de remplissage 88 et la cavité 94 sont agencés à un emplacement correspondant à l’emplacement des éléments de liaison principaux 40 ou secondaires 41. Autrement dit, chaque élément de remplissage 88 et la cavité 94 sont agencés au droit de la zone d’implantation des éléments de liaison principaux 40 ou secondaires 41. Sur la figure 22, chaque élément de remplissage 88 est agencé au droit de la zone d’implantation des éléments de liaison secondaires 41. Les éléments de remplissage 88 permettent ainsi de renforcer intérieurement la liaison, au niveau des éléments de liaison principaux 40 ou secondaires 4L
[0115] Selon une configuration non représentée, la plaque 90 et l’élément de remplissage 88 sont en surépaisseur sur la deuxième face 44.2 du deuxième panneau 44 ; et le premier panneau 42 comporte une cavité. Cette cavité du premier panneau 42 est située en regard de l’emplacement du troisième tronçon 92.3 de la plaque 90 et de l’élément de remplissage 88 sur le deuxième panneau 44, de sorte que lorsque les premier et deuxième panneaux 42, 44 sont assemblés pour former la structure aérodynamique 34, le troisième tronçon 92.3 et l’élément de remplissage 88 comblent entièrement ladite cavité.
[0116] Selon une configuration non représentée, lorsque la structure aérodynamique 34 comporte un panneau intermédiaire 74, l’élément de remplissage 88 et la plaque 90 permettent de combler intégralement la cavité 94 du deuxième panneau 44, qui est définie entre le deuxième panneau 44 et le panneau intermédiaire 74 lors de l’assemblage de la structure aérodynamique 34.
[0117] Selon une configuration non représentée, la plaque 90 et l’élément de remplissage 88 sont en surépaisseur sur la deuxième face 44.2 du deuxième panneau 44 ; et le panneau intermédiaire 74 comporte une cavité. Cette cavité du panneau intermédiaire 74 est située en regard de l’emplacement du troisième tronçon 92.3 de la plaque 90 et de l’élément de remplissage 88 sur le deuxième panneau 44, de sorte que lorsque lors de l’assemblage de la structure aérodynamique 34, le troisième tronçon 92.3 et l’élément de remplissage 88 comblent entièrement ladite cavité.
[0118] Selon un mode de réalisation représenté sur la figure 23, la plaque 90 est en surépaisseur du deuxième panneau 44, sur la première face 44.1. La plaque 90 de la figure 23 est identique à la plaque 90 de la figure 21, mais est disposée à l’extérieur de la structure aérodynamique 34. La plaque 90 permet ainsi de renforcer extérieurement la liaison, au niveau des éléments de liaison principaux 40 ou secondaires 4L
[0119] Selon un mode de réalisation représenté sur la figure 24, la structure aérodynamique 34 comporte au moins une plaque 96 en forme générale de T. La plaque 96 est en surépaisseur du deuxième panneau 44, sur la deuxième face 44.2. La plaque 96 est réalisée en matériau composite ou en métal. Selon une configuration, la plaque 96 est soudée sur le deuxième panneau 44. Selon une autre configuration, lorsque la plaque 96 est métallique, la plaque 96 est conformée au deuxième panneau 44, directement sur le deuxième panneau 44. Selon une configuration, la plaque 96 a une épaisseur constante. Selon une autre configuration, l’épaisseur de la plaque 96 varie. La plaque 96 comporte un premier tronçon 98.1 s’étendant le long d’une partie du fond 54.1 de la cavité principale 52, un deuxième tronçon (non visible sur les figures) s’étendant le long d’une partie d’une paroi latérale 54.2 de la cavité principale 52, un troisième tronçon 98.3 s’étendant le long d’une partie d’une semelle 66 entourant la cavité principale 52, un quatrième tronçon 98.4 s’étend le long d’une partie d’une semelle 66 entourant la cavité principale 52 à partir du troisième tronçon 98.3 et en direction du bord latéral 50.1 et un cinquième tronçon 98.5 s’étend le long d’une partie d’une semelle 66 entourant la cavité principale 52 à partir du troisième tronçon 98.3 et en direction du bord latéral 50.2. Le deuxième tronçon relie ensemble les premier et troisième tronçons 98.1, 98.3. Le premier tronçon 98.1 est sensiblement parallèle au fond 54.1 de la cavité principale 52. Le troisième tronçon 98.3 est sensiblement parallèle à la semelle 66 de la cavité principale 52. Le deuxième tronçon est sensiblement parallèle à la paroi latérale 54.2 de la cavité principale 52, et est agencé de manière oblique par rapport aux premier et troisième tronçons 98.1, 98.3. Le troisième tronçon 98.3 relie ensemble les quatrième et cinquième tronçons 98.4, 98.5. Les quatrième et cinquième tronçons 98.4, 98.5 sont sensiblement parallèles à la semelle 66 de la cavité principale 52.
[0120] La cavité 94 du deuxième panneau 44 se situe en regard de l’emplacement des troisième, quatrième et cinquième tronçons 98.3, 98.4, 98.5 de la plaque 96 sur le deuxième panneau 44, de sorte que lorsque les premier et deuxième panneaux 42, 44 sont assemblés pour former la structure aérodynamique 34 ; les troisième, quatrième et cinquième tronçons 98.3, 98.4, 98.5 comblent ladite cavité 94. La plaque 96 permet ainsi de remplir entièrement la cavité 94 qui est définie dans le deuxième panneau 44, et qui subsiste entre les premier et deuxième panneaux 42, 44 lors de l’assemblage de la structure aérodynamique 34. La plaque 96 est disposée à l’intérieur de la structure aérodynamique 34. La plaque 96 permet ainsi une continuité des surfaces de contact entre les premier et deuxième panneaux 42, 44.
[0121] La plaque 96 et la cavité 94 sont agencées à un emplacement correspondant à l’emplacement des éléments de liaison principaux 40 ou secondaires 4L Autrement dit, la plaque 96 et la cavité 94 sont agencées au droit de la zone d’implantation des éléments de liaison principaux 40 ou secondaires 4L La plaque 96 permet ainsi de renforcer intérieurement la liaison, au niveau des éléments de liaison principaux 40 ou secondaires 4L
[0122] Selon une configuration non représentée, la plaque 96 est en surépaisseur sur la deuxième face 44.2 du deuxième panneau 44, et le premier panneau 42 comporte une cavité. Cette cavité du premier panneau 42 est située en regard de l’emplacement des troisième, quatrième et cinquième tronçons 98.3, 98.4, 98.5 de la plaque 96 sur le deuxième panneau 44, de sorte que lorsque les premier et deuxième panneaux 42, 44 sont assemblés pour former la structure aérodynamique 34, les troisième, quatrième et cinquième tronçons 98.3, 98.4, 98.5 comblent entièrement ladite cavité.
[0123] Selon une configuration non représentée, lorsque la structure aérodynamique 34 comporte un panneau intermédiaire 74, la plaque 96 permet de combler intégralement la cavité 94 du deuxième panneau 44, qui est définie entre le deuxième panneau 44 et le panneau intermédiaire 74 lors de l’assemblage de la structure aérodynamique 34.
[0124] Selon une configuration non représentée, la plaque 96 est en surépaisseur sur la deuxième face 44.2 du deuxième panneau 44, et le panneau intermédiaire 74 comporte une cavité. Cette cavité du panneau intermédiaire 74 est située en regard de l’emplacement des troisième, quatrième et cinquième tronçons 98.3, 98.4, 98.5 de la plaque 96 sur le deuxième panneau 44, de sorte que lorsque lors de l’assemblage de la structure aérodynamique 34, les troisième, quatrième et cinquième tronçons 98.3, 98.4, 98.5 de la plaque 96 comblent entièrement ladite cavité.
[0125] Selon un mode de réalisation représenté sur la figure 25, le premier panneau 42 comprend une surépaisseur 100, sur sa deuxième face 42.2, à proximité de son bord de fuite 102. La surépaisseur 100 est formée en une seule pièce avec le premier panneau 42. La surépaisseur 100 varie le long du premier panneau 42. En particulier, la surépaisseur 100 comporte une première portion 104.1 dont l’épaisseur augmente depuis le bord de fuite 102 en direction du reste du premier panneau 42, suivie d’une deuxième portion 104.2 dont l’épaisseur est constante, et une troisième portion 104.3 dont l’épaisseur diminue depuis la deuxième portion 104.2 en direction du reste du premier panneau 42.
[0126] Les extrémités de la (ou les) semelle(s) 66 du deuxième panneau 44 sont courbes, de manière à être plaquées sur la surépaisseur 100 du premier panneau 42. Les extrémités de la (ou des) semelle(s) 66 sont courbées en direction de la première face 44.1, c’est- à-dire dans la direction des formes en relief 46 et dans la direction opposée à la surépaisseur 100. Ainsi, la forme des semelles 66 est adaptée, plus précisément conformée, à la surépaisseur 100 du premier panneau 42, pour que les premier et deuxième panneaux 42, 44 soient intimement plaqués l’un contre l’autre.
[0127] La surépaisseur 100 du premier panneau 42 permet de transférer les efforts subis par le deuxième panneau 44 audit premier panneau 42, au niveau du bord de fuite 102. La courbure de la (ou des) semelle(s) 66 à l’extrémité du deuxième panneau 44 permet d’intégrer une fonction aérodynamique dans le deuxième panneau 44, au niveau du bord de fuite 102 du premier panneau 42. En effet, la surépaisseur 100 du premier panneau 42 et la courbure de la (ou des) semelle(s) 66 du deuxième panneau 44 permettent d’assurer une continuité aérodynamique au niveau du bord de fuite 102 du premier panneau 42.
[0128] Selon un mode de réalisation, un procédé de fabrication d’une structure aérodynamique d’aéronef comprend une étape de conformation du deuxième panneau 44 par estampage de manière à obtenir la forme en relief 46. Préalablement, le procédé peut comprendre une étape de conformation des premier et deuxième panneaux 42 et 44 de la même manière selon un profil aérodynamique souhaitée. [0129] Après la conformation du deuxième panneau 44 par estampage, le procédé comprend une étape de jonction par soudage des premier et deuxième panneaux 42, 44, en plaquant leur deuxième face 42.2, 44.2 l’une contre l’autre en dehors de la (ou des) forme(s) en relief 46.
[0130] Selon un mode de réalisation, le procédé comprend une étape d’insertion du panneau intermédiaire 74 entre les premier et deuxième panneaux 42, 44, avant la jonction des premier et deuxième panneaux 42, 44 ensemble.
[0131] Selon un mode de réalisation, lors de l’étape de jonction, la deuxième face 44.2 du deuxième panneau 44 et la deuxième face 45.2 du panneau intermédiaire 74 sont plaquées l’une contre l’autre en dehors de la (ou des) forme(s) en relief 46, et la deuxième face 42.2 du premier panneau 42 et la première face 75.1 du panneau intermédiaire 74 sont plaquées l’une contre l’autre. Les premier et deuxième panneaux 42, 44 sont joints l’un à l’autre par soudage, via le panneau intermédiaire 74.
[0132] Enfin, pour une structure aérodynamique 34 mobile, le procédé comprend une étape de fixation par soudage d’au moins un élément de liaison 40, 41 sur le deuxième panneau 44, au niveau de la forme en relief 46, après l’étape de conformation du deuxième panneau 44, avant ou après l’étape de jonction des premier et deuxième panneaux 42, 44 entre eux.
[0133] Le procédé de l’invention permet d’obtenir une structure aérodynamique à partir d’un nombre restreint de pièces, ce qui tend à réduire la durée et les coûts de fabrication.
[0134] Le fait de créer des nervures sur le deuxième panneau 44 par estampage permet, à caractéristiques mécaniques égales, de réduire la masse de la structure aérodynamique 34 par rapport à l’art antérieur.

Claims

Revendications
1. Procédé de fabrication d’une structure aérodynamique (34) comportant un premier panneau (42) présentant des première et deuxième faces (42.1, 42.2), la première face (42.1) formant une face aérodynamique (F34), ainsi qu’un deuxième panneau (44) renforcé présentant des première et deuxième faces (44.1, 44.2), la deuxième face (44.2) du deuxième panneau (44) étant orientée vers la deuxième face (42.1) du premier panneau (42), caractérisé en ce que le procédé de fabrication comprend une étape de conformation du deuxième panneau (44), au cours de laquelle le deuxième panneau (44) est estampé pour obtenir au moins une forme en relief (46), en creux au niveau de la deuxième face (44.2), ainsi qu’une étape de jonction des premier et deuxième panneaux (42, 44) en plaquant leur deuxième face (42.2, 44.2) l’une contre l’autre en dehors de la (ou des) forme(s) en relief (46).
2. Procédé de fabrication selon la revendication 1, caractérisé en ce que, avant l’étape de jonction, le procédé comprend une étape d’insertion d’un panneau intermédiaire (74) entre les premier et deuxième panneaux (42, 44), le panneau intermédiaire (74) comprenant des première et deuxième faces (45.1, 45.2), la première face (45.1) étant orientée vers la deuxième face
(42.2) du premier panneau (42) et la deuxième face (45.2) étant orientée vers la deuxième face
(44.2) du deuxième panneau (44).
3. Procédé de fabrication selon la revendication 2, caractérisé en ce que, lors de l’étape de jonction, la deuxième face (44.2) du deuxième panneau (44) et la deuxième face (45.2) du panneau intermédiaire (74) sont plaquées l’une contre l’autre en dehors de la (ou des) forme(s) en relief (46), et la deuxième face (42.2) du premier panneau (42) et la première face (75.1) du panneau intermédiaire (74) sont plaquées l’une contre l’autre.
4. Procédé de fabrication selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que lors de l’étape de jonction, les premier et deuxième panneaux (42, 44) sont reliés par soudage.
5. Procédé de fabrication selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’après l’étape de conformation du deuxième panneau (44), le procédé de fabrication comprend une étape de fixation d’au moins un élément de liaison (40, 41) sur le deuxième panneau (44) au niveau de la forme en relief (46).
6. Structure aérodynamique (34) comportant un premier panneau (42) présentant des première et deuxième faces (42.1, 42.2), la première face (42.1) formant une face aérodynamique (F34), ainsi qu’un deuxième panneau (44) renforcé présentant des première et deuxième faces (44.1, 44.2), la deuxième face (44.2) du deuxième panneau (44) étant orientée vers la deuxième face (42.1) du premier panneau (42), le deuxième panneau (44) comprenant au moins une forme en relief (46), en creux au niveau de la deuxième face (44.2), les deuxièmes faces (42.2, 44.2) des premier et deuxième panneaux (42, 44) étant reliées entre elles en dehors de la (ou des) forme(s) en relief (46), caractérisée en ce que la structure aérodynamique (34) comprend un panneau intermédiaire (74) agencé entre les premier et deuxième panneaux (42, 44).
7. Structure aérodynamique (34) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la structure aérodynamique comprend des premier et deuxième bords longitudinaux (48.1, 48.2), des premier et deuxième bords latéraux (50.1, 50.2) ainsi qu’au moins un élément de liaison principal ou secondaire (40, 41) positionné à proximité du premier bord longitudinal (48.1) et en ce que la forme en relief (46) comprend au moins une cavité principale (52) à laquelle est relié au moins un des éléments de liaison principal ou secondaire (40, 41).
8. Structure aérodynamique (34) selon la revendication 7, caractérisée en ce que la forme en relief (46) comprend au moins une branche (56) qui s’étend en direction d’au moins un des premiers et deuxièmes bords longitudinaux et latéraux (48.1, 48.2, 50.1, 50.2), d’une première extrémité (56.1) reliée à la cavité principale (52) jusqu’à une deuxième extrémité (56.2), la deuxième extrémité (56.2) de chaque branche (56) étant distante des premiers et deuxièmes bords longitudinaux et latéraux (48.1, 48.2, 50.1, 50.2).
9. Structure aérodynamique (34) selon la revendication 8, caractérisée en ce que le panneau intermédiaire (74) comprend au moins une branche (76, 78, 82) de forme sensiblement identique à une forme de la branche (56) de la forme en relief (46) ou à une forme périphérique d’une partie de la cavité (52).
10. Structure aérodynamique (34) selon l’une des revendications 8 ou 9, caractérisée en ce que la cavité principale (52) ou au moins une branche (56) de la forme en relief (46) comporte une nervure de renfort (58).
11. Structure aérodynamique (34) selon l’une des revendications 7 à 10, caractérisée en ce que la structure aérodynamique (34) comporte au moins une plaque (90, 96) agencée entre l’élément de liaison principal ou secondaire (40, 41) et le premier panneau (42).
12. Structure aérodynamique (34) selon l’une des revendications 6 à 11, caractérisée en ce que la deuxième face (42.2) du premier panneau (42) comporte une surépaisseur (100), et en ce que la deuxième face (44.2) du deuxième panneau (44) est conformée à ladite surépaisseur (100).
13. Structure aérodynamique (34) selon l’une des revendications 7 à 11 ou selon la revendication 12 en combinaison avec la revendication 7, caractérisée en ce que chaque élément de liaison (40, 41) comprend au moins une plaque (62) présentant un chant (64) qui épouse la forme du deuxième panneau (44) au droit d’une cavité principale (52).
14. Structure aérodynamique (34) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que le chant (64) est relié au deuxième panneau (44) en dehors de la forme en relief (46) ainsi qu’à un fond (54.1) et une paroi latérale (54.2) de la cavité principale (52).
15. Aéronef comportant au moins une structure aérodynamique (34) selon l’une des revendications 6 à 14.
PCT/EP2021/053786 2020-02-18 2021-02-16 Procede de fabrication d'une structure aerodynamique d'aeronef et structure aerodynamique d'aeronef ainsi obtenue WO2021165268A1 (fr)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP21706530.9A EP4107061A1 (fr) 2020-02-18 2021-02-16 Procede de fabrication d'une structure aerodynamique d'aeronef et structure aerodynamique d'aeronef ainsi obtenue
CN202180014880.6A CN115103799A (zh) 2020-02-18 2021-02-16 用于制造飞行器空气动力学结构的方法和由此获得的飞行器空气动力学结构
US17/799,954 US20230062638A1 (en) 2020-02-18 2021-02-16 Method for manufacturing an aerodynamic aircraft structure and aerodynamic aircraft structure thus obtained

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2001597A FR3107254A1 (fr) 2020-02-18 2020-02-18 Procédé de fabrication d’une structure aérodynamique mobile d’aéronef et structure aérodynamique mobile d’aéronef ainsi obtenue
FR2001597 2020-02-18

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2021165268A1 true WO2021165268A1 (fr) 2021-08-26

Family

ID=70614132

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/EP2021/053786 WO2021165268A1 (fr) 2020-02-18 2021-02-16 Procede de fabrication d'une structure aerodynamique d'aeronef et structure aerodynamique d'aeronef ainsi obtenue

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20230062638A1 (fr)
EP (1) EP4107061A1 (fr)
CN (1) CN115103799A (fr)
FR (1) FR3107254A1 (fr)
WO (1) WO2021165268A1 (fr)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2927686A1 (fr) * 2008-02-20 2009-08-21 Eads Socata Sa Panneau composite monolithique auto-raidi et pivotant, notamment pour une partie mobile d'aeronef.
EP2862798A2 (fr) 2013-08-29 2015-04-22 Airbus Operations Limited Structure d'aéronef et procédé de fabrication
US20170233061A1 (en) * 2014-08-11 2017-08-17 Facc Ag Control surface element for an airplane
EP3309059A1 (fr) * 2016-10-12 2018-04-18 The Boeing Company Ailes d'aéronef, aéronef et procédés associés
WO2018211232A1 (fr) * 2017-05-18 2018-11-22 Bae Systems Plc Structure de raidissement pour une porte ou un panneau d'aéronef

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2927686A1 (fr) * 2008-02-20 2009-08-21 Eads Socata Sa Panneau composite monolithique auto-raidi et pivotant, notamment pour une partie mobile d'aeronef.
EP2862798A2 (fr) 2013-08-29 2015-04-22 Airbus Operations Limited Structure d'aéronef et procédé de fabrication
US20170233061A1 (en) * 2014-08-11 2017-08-17 Facc Ag Control surface element for an airplane
EP3309059A1 (fr) * 2016-10-12 2018-04-18 The Boeing Company Ailes d'aéronef, aéronef et procédés associés
WO2018211232A1 (fr) * 2017-05-18 2018-11-22 Bae Systems Plc Structure de raidissement pour une porte ou un panneau d'aéronef

Also Published As

Publication number Publication date
CN115103799A (zh) 2022-09-23
EP4107061A1 (fr) 2022-12-28
FR3107254A1 (fr) 2021-08-20
US20230062638A1 (en) 2023-03-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2702908C (fr) Structure d'avion comportant des jonctions d'arrets de raidisseurs
EP2209712B1 (fr) Avion comportant des jonctions d'arrêts de raidisseurs et procédé de fabrication d'un tel avion
EP1564141B1 (fr) Rail de siège pour cabine d'aéronef et procédé de fabrication d'un tel rail
EP2665597B1 (fr) Ferrure multi-branche en materiau composite et procede de fabrication d'une telle ferrure multi-branche
EP2404824A2 (fr) Procede de realisation d'une structure d'aeronef et structure ainsi obtenue
EP3476740B1 (fr) Structure primaire de mât de support d'un groupe propulseur d'aéronef en caisson formée par assemblage de deux demi-coquilles
EP1466769B1 (fr) Joint d'étanchéité destiné à être monté sur le pourtour d'une porte de véhicule à moteur présentant au moins un angle à faible rayon de courbure
FR2939404A1 (fr) Plancher modulaire pour aeronef
EP2264324A1 (fr) Procédé de fabrication d'une bielle pour la construction aéronautique
EP3492368A1 (fr) Nervure de jonction voilure-caisson de voilure pour aeronef et procede de fabrication d'un aeronef au moyen d'une telle nervure
WO2010079282A1 (fr) Jonction longitudinale pour panneaux de fuselage d'aeronef en materiaux composites
WO2021165268A1 (fr) Procede de fabrication d'une structure aerodynamique d'aeronef et structure aerodynamique d'aeronef ainsi obtenue
WO2010008260A1 (fr) Bassin, en particulier de piscine, forme d'une pluralite de modules
FR2962384A1 (fr) Glissiere de siege de vehicule
WO2013150228A1 (fr) Glissière pour siège de véhicule automobile et procédé de réalisation d'une glissière
FR2786447A1 (fr) Structure pour siege de vehicule
EP0888955B1 (fr) Elément de paroi de véhicule à palplanches et véhicule ayant une paroi à palplanches
EP3315377B1 (fr) Structure de caisse pour un véhicule sur rails et procédé de fabrication d'une telle structure de caisse
EP1978325A1 (fr) Joue avec zone d`affaiblissement pour un echangeur de chaleur
EP3090903B1 (fr) Paroi de véhicule automobile comportant deux peaux munies d'excroissances et prenant en sandwich une âme
FR3140303A1 (fr) roue de véhicule renforcée
WO2021239644A1 (fr) Element d'armatures pour paroi moulee muni d'un porte-joint d'etancheite
FR3090425A1 (fr) Ensemble de pièces en tôle assemblées montrant au moins un relief de retenue d’un matériau d’étanchéité au niveau de leur zone de jonction et procédé d’assemblage d’un tel ensemble
CA3035512A1 (fr) Ancre dynamique renforcee de levage, de relevage, de retournement d'un element de construction
FR2688489A1 (fr) Corps de boite parallelepipedique en carton a fond de type americain, et flan correspondant.

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 21706530

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2021706530

Country of ref document: EP

Effective date: 20220919