WO2023066934A1 - Système de protection thermique pour un aéronef, et procédé de fixation d'un tel système - Google Patents

Système de protection thermique pour un aéronef, et procédé de fixation d'un tel système Download PDF

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WO2023066934A1
WO2023066934A1 PCT/EP2022/078970 EP2022078970W WO2023066934A1 WO 2023066934 A1 WO2023066934 A1 WO 2023066934A1 EP 2022078970 W EP2022078970 W EP 2022078970W WO 2023066934 A1 WO2023066934 A1 WO 2023066934A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
thermal protection
protection system
aircraft
transparent
fixing
Prior art date
Application number
PCT/EP2022/078970
Other languages
English (en)
Inventor
Alexandre BERNIERE
Cynthia GERARDIN
Manon DUBERNET
Jérôme GUERRERO
Original Assignee
Thales
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 Thales filed Critical Thales
Publication of WO2023066934A1 publication Critical patent/WO2023066934A1/fr

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Classifications

    • 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
    • B64F1/00—Ground or aircraft-carrier-deck installations
    • B64F1/005—Protective coverings for aircraft not in use
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60J—WINDOWS, WINDSCREENS, NON-FIXED ROOFS, DOORS, OR SIMILAR DEVICES FOR VEHICLES; REMOVABLE EXTERNAL PROTECTIVE COVERINGS SPECIALLY ADAPTED FOR VEHICLES
    • B60J11/00—Removable external protective coverings specially adapted for vehicles or parts of vehicles, e.g. parking covers
    • B60J11/06—Removable external protective coverings specially adapted for vehicles or parts of vehicles, e.g. parking covers for covering only specific parts of the vehicle, e.g. for doors
    • B60J11/08—Removable external protective coverings specially adapted for vehicles or parts of vehicles, e.g. parking covers for covering only specific parts of the vehicle, e.g. for doors for windows or windscreens

Definitions

  • TITLE Thermal protection system for an aircraft, and method of attaching such a system.
  • the present invention relates to a thermal protection system for an aircraft.
  • the present invention also relates to a method for attaching such a protection system.
  • the ambient temperature and solar radiation When parking an aircraft outdoors in hot countries, the ambient temperature and solar radiation generate a significant increase in the temperature inside the cockpit or the entire front part of the aircraft which may contain equipment sensitive to high temperatures (electronics, mechanical deformation and/or expansion, etc.).
  • the rise in temperature generates premature ageing, even breakdowns of on-board electronic equipment or anomalies of mechanical elements.
  • hangars require significant deployment time and structures.
  • hangars imply significant congestion in aircraft parking points.
  • the object of the present invention is to remedy these drawbacks of the state of the art and in particular to propose a thermal protection system for an aircraft which can be deployed quickly, regardless of the reception infrastructures used.
  • reception infrastructures can be formed by an unprepared track, without equipment or electricity.
  • the protection system according to the invention is easily transportable and particularly compact in its undeployed state.
  • the total mass of such a protection system may be less than 10 kg and the system is designed to be deployed quickly (for example in about 5 min or even 2 min in some cases by a maximum of two people or by a single in the event of adequate wind conditions.
  • the protection system does not require complex training of the person(s) deploying it.
  • the protection system according to the invention is particularly advantageous when the installation of 'conventional protection such as a tarpaulin for example, is not possible because of the constraints due to the aircraft. These constraints include in particular the height of the cockpit of the aircraft which is generally not accessible to a man without specific equipment, in particular a ladder or a basket.
  • the invention relates to a thermal protection system for an aircraft comprising a cockpit, the cockpit comprising a plurality of transparent surfaces, at least two transparent surfaces being openable.
  • the protection system includes:
  • a flexible thermal protection deployable from the cockpit via the transparent opening surfaces and configured to cover at least one transparent surface of the exterior of the aircraft and/or a front part of the aircraft;
  • At least one fixing device deployable from the cockpit via the transparent opening surfaces and configured to cooperate with an outer surface of the aircraft to fix said thermal protection on the or each corresponding transparent surface and/or on the front part of the 'aircraft.
  • the protection system comprises one or more of the following characteristics, taken separately or in all technically possible combinations:
  • the thermal protection comprises a fabric layer
  • the thermal protection is composed of a plurality of protective elements capable of being connected together, each protective element being associated with a transparent surface or with the front part of the aircraft, and being configured to cover this transparent surface or that front part of the exterior of the aircraft;
  • - at least one fixing device is a suction cup device
  • the suction cup device includes: - a base comprising an adhesion surface intended to adhere to the outer surface of the aircraft by creating a vacuum and an attachment surface opposite the adhesion surface;
  • a fixing part intended to fix the cover part to the base to fix the thermal protection between the cover part and this base;
  • the fixing part is intended to pass through the thermal protection when fixing the cover part to the base, advantageously the fixing part comprising a ball pin or a screw;
  • the base further comprises a locking mechanism capable of locking the adhesion surface in an adhered position
  • the base further comprises an actuator intended to pass through an opening formed in the cover part and an opening formed in the thermal protection to be visible and operable from outside the aircraft, the actuator being able to actuate the mechanism locking;
  • the actuator comprising a locking state and/or negative pressure state indicator visible from outside the aircraft;
  • At least one fixing device is an inflation device comprising two inflatable parts extending at least partially along a peripheral zone of the thermal protection and intended to be inflated on either side of a frame the corresponding transparent surface to fix the thermal protection in this frame;
  • the attachment straps of said pair of attachment straps are configured to attach to a protruding part of the fuselage of the aircraft, such as a landing gear.
  • the present invention also relates to a method for fixing the thermal protection system as defined above comprising the following steps:
  • the attachment method further comprises a step of attaching the thermal protection at least partially around the fuselage of the aircraft with the attachment straps.
  • Figure 1 is a schematic view of a thermal protection system according to a first embodiment of the invention, the thermal protection system comprising in particular at least one suction cup device;
  • Figure 2 is a schematic exploded perspective view of one of the suction cup devices of Figure 1;
  • Figure 3 is a sectional view of the suction cup fastening device of Figure 2;
  • Figure 4 is a schematic view of the implementation of a method of fixing the thermal protection system of Figure 1;
  • Figure 5 is a schematic perspective view of a thermal protection system according to a second embodiment of the invention.
  • Figure 6 is a schematic view illustrating an opening in the thermal protection system of Figure 1;
  • Figure 7 is another schematic view illustrating the thermal protection system of Figure 5.
  • FIG. 1 illustrates a thermal protection system 10 according to a first embodiment of the invention.
  • the thermal protection system 10 is intended to be deployed on an exterior part of an aircraft, in particular on the exterior of the cockpit of the aircraft and possibly on a front part of the aircraft, to protect electronic/mechanical equipment arranged in these parts of the aircraft.
  • such an aircraft can be represented by an airplane, in particular an airliner, a cargo airplane or else a military airplane, or a helicopter.
  • the cockpit of such an aircraft is equipped with a plurality of transparent surfaces allowing the pilot or any other operator to look outside the aircraft during its piloting, for example.
  • the cockpit comprises a frontal transparent surface 12 and two lateral transparent surfaces 14 and 16.
  • the cockpit also comprises at least one transparent frontal surface symmetrical to the front transparent surface 12 and at least two side transparent surfaces symmetrical to the side transparent surfaces 14, 16.
  • each of the transparent surfaces 12 to 16 is glazed.
  • each of these transparent surfaces 12 to 16 has a glazed part then protecting the interior space of the cockpit of the aircraft.
  • At least one transparent surface is an opening transparent surface insofar as the glazed part of this transparent surface can be removed for example when parking the aircraft .
  • the opening of the opening transparent surface 14 is for example carried out according to methods known per se.
  • this opening transparent surface 14 has a frame receiving the glazed part of this transparent surface which is fixed thereto for example by hinges.
  • the frame is for example fixed to the fuselage of the aircraft.
  • Figure 1 also shows a front part 18 of the aircraft which is not glazed but which is protected by fuselage elements thereof.
  • fuselage elements can be formed by composite materials.
  • the front part 18 for its part may correspond to a part of the fuselage extending to the radome receiving various aircraft navigation equipment and the frontal transparent surfaces 12.
  • the front part 18 can also correspond to any other part arranged upstream of the frontal transparent surface 12 for example below the latter, receiving at least certain electronic/mechanical equipment of the aircraft.
  • This equipment includes, for example, thermal cameras.
  • the forward portion 18 also at least partially includes the radome.
  • the thermal protection system 10 comprises a flexible thermal protection 22, a plurality of fastening devices 24 of this thermal protection 22 and advantageously, at least one pair of fastening straps 25.
  • the thermal protection 22 is intended to cover at least one of the transparent surfaces 12 to 16 and/or the front part 18 of the aircraft.
  • the thermal protection 22 is intended to cover each of the transparent surfaces 12 to 16 as well as the front part 18 of the aircraft.
  • the thermal protection 22 comprises at least one fabric layer comprising, for example, preformed folds making it possible to reproduce at least partially the external shape of the transparent surfaces 12 to 16 and of the front part 18.
  • the thermal protection 22 may also comprise one or more protective layers making it possible to provide better thermal protection and/or better reflection of solar radiation.
  • the thermal protection 22 comprises an outer layer formed of a reflective material making it possible to reflect solar radiation.
  • thermal shield 22 further includes an inner insulating layer made of any suitable insulating material to enhance thermal shielding.
  • the thermal protection 22 comprises at least two layers, for example of fabric, joined together with ribs, for example also of fabric. These ribs may be unobturated at their ends and thus form air channels inside the thermal protection 22. This makes it possible to ensure double thermal insulation. Furthermore, the ribs can be oriented so that when the thermal protection 22 is deployed, the air channels formed by these ribs extend substantially vertically. Thus, when the air in the channels heats up, it can produce a movement of this air by the phenomenon of convection which extracts the hot air upwards and replaces it with "cool” air coming from the bottom. .
  • the ribs are inflatable.
  • the ribs are flexible and can be bent between corresponding layers when thermal shield 22 is not deployed.
  • air channels are formed on the heat shield 22 by any other suitable means.
  • Thermal protection 22 has an outer surface advantageously greater than 6 m 2 .
  • the thermal protection 22 can be made in one piece or else have different protection elements.
  • thermal protection 22 When the thermal protection 22 is made in one piece, it can for example form: - A general "T" shape when it is designed to simultaneously cover the front part 18 and the transparent surfaces 12 to 16;
  • thermal protection 22 has a plurality of separate protection elements, these elements can then together form one of the aforementioned general shapes.
  • the thermal protection 22 is in the form of three protection elements, one of the elements covering the front transparent surfaces 12 and the front part 18 of the aircraft and the other two covering each pair of transparent side surfaces 14 and 16. These protective elements then together form a general "T" shape in which the central part covers the transparent front surfaces 12 and the front part 18, and the side flaps cover the transparent side surfaces 14 and 16.
  • the protective elements can be interconnected, for example by weaving, or else have separate elements.
  • the thermal protection 22 is configured to be deployed from the transparent opening surface 14 of the aircraft.
  • the dimensions of the thermal protection 22 in a folded state allow the pilot or any other operator to fold this thermal protection 22 from the transparent opening surface 14 in order to cover the corresponding transparent surfaces and/or the front part 18.
  • the thermal protection 22 further comprises at least one opening allowing the pilot or the operator to pass his chest through the protection to facilitate its installation.
  • This opening can for example be closed with a zipper or Velcro.
  • This opening also allows communication between the various operators as well as good visibility of the placement of the thermal protection 22, during the deployment of the thermal protection system 10.
  • the thermal protection 22 may also comprise a marking making it possible to facilitate its positioning.
  • this marking can indicate the side of the cockpit, namely the right side or the left side, for which the zone of the thermal protection 22 comprising such a marking is intended.
  • marking can indicate the internal or external face of the thermal protection 22.
  • thermal protection 22 is in the form of a plurality of protection elements
  • these protection elements can be deployed separately from one another or simultaneously.
  • each attachment strap 25 of the or each pair extend on either side of the thermal protection 22 to attach it at least partially around the fuselage of the aircraft.
  • each attachment strap 25 defines a proximal end fixed to the thermal protection 22 and a distal end intended to be fixed below the fuselage.
  • the proximal ends of the attachment straps 25 are for example arranged or fixed in the corners of the thermal protection 22 extending along the front part 18 of the aircraft. As a variant or in addition, the proximal ends of the attachment straps 25 are arranged or fixed in the corners of the thermal protection 22 extending between the front part 18 of the aircraft and the front transparent surface 12.
  • the distal ends of the different attachment straps 25 attach to each other using suitable fastening means.
  • These attachment means may also have tightening means making it possible to tighten the attachment straps 25 around the fuselage.
  • the distal ends of the tether straps 25 attach to a projecting part of the fuselage when the aircraft is parked.
  • a protruding part is formed by a landing gear.
  • the distal ends of the attachment straps 25 can attach to each other and then be tightened against the protruding part.
  • the thermal protection system 10 includes at least two pairs of tether straps 25.
  • the tether straps 25 of one pair may attach to each other and the tether 25 of the other pair can be fixed to the projecting part of the fuselage or clamped against the projecting part.
  • fastening straps 25 are also possible.
  • each fixing device 24 has a suction cup device 24.
  • a suction cup device 24 is illustrated in detail in Figures 2 and
  • the suction cup device 24 comprises a base 31 making it possible to fix the suction cup device 24 on an exterior surface of the aircraft, a cover piece 32 fixing the thermal protection 22 to the base 31, a fixing part 33 making it possible to fix the covering part 32 to the base 31 and an intermediate part 34 cooperating with the fixing part 33 and the base 31 to allow the fixing of the covering part 32.
  • the base 31 comprises an adhesion surface 35 intended to adhere to the outer surface of the aircraft by creating a vacuum and an attachment surface 36 opposite to the adhesion surface 35.
  • the adhesion surface 35 can be formed of any flexible material such as a resin for example.
  • the shape of this adhesion surface 35 is adapted to expel air when the suction cup device 24 is actuated, thus creating a vacuum (at least partial) between this adhesion surface 35 and the outer surface of the aircraft. thus allowing the adhesion of the device 24 to the outer surface.
  • the tear-resistant mechanical strength of this adhesion surface 35 is for example at least 500 N.
  • the adhesion surface 35 is adapted to cooperate with external surfaces of different natures and in particular, of different roughnesses.
  • the adhesion surface 35 is adapted to cooperate indifferently with an outer surface formed by a window or by a fuselage element of the aircraft.
  • the adhesion surface 35 as well as the general shape of the base 31 can be adapted to the external shape of the external surface of the aircraft for which the suction cup device 24 is designed.
  • the adhesion surface 35 may have a curved shape when the corresponding suction cup device 24 is intended to be fixed on a fuselage element forming the front part 18 of the aircraft.
  • the base 31 further comprises a locking mechanism 41 for locking the adhesion surface 35 in an adhered position and an actuator 42 extending from the attachment surface 36 and allowing to actuate the locking mechanism 41.
  • the locking mechanism 41 comprises for example a pressure element making it possible to exert pressure on the adhesion surface 35 in order to expel the air contained between this adhesion surface 35 and the outer surface of the corresponding aircraft. , when this pressure element is actuated by the actuator 42.
  • the locking mechanism 41 may also comprise a blocking element allowing the pressure element to be blocked when the latter is actuated by the actuator 42, and a spring allowing the adhesion surface 35 to return to its non-adhered state. .
  • the actuator 42 is able to actuate the locking mechanism 41 to lock or unlock the adhesion surface 35.
  • the actuator 42 includes a visual indicator 44 indicating the locked state and/or negative pressure state.
  • the indicator 44 can for example be connected to a spring mechanism making it possible to detect the absence of adhesion between the adhesion surface 35 and the corresponding outer surface of the aircraft.
  • the indicator 44 is for example visible from outside the aircraft during the deployment of the protection system 10.
  • the actuator 42 can take the form, for example, of a lever passing through the thermal protection 22 and the cover piece 32 as will be explained in detail later.
  • the actuator 42 also allows easy and safe gripping by the pilot or the operator deploying the protection system 10.
  • the actuating device 42 can for example have a suitable ergonomic shape.
  • the intermediate piece 34 has a cylindrical or conical surface projecting from the fixing surface 36 of the base 31.
  • the intermediate piece 34 is for example integral with the base 31 .
  • the intermediate piece 34 is intended to be fixed on the base 31, for example by screwing.
  • the intermediate part 34 defines a cavity for receiving the fixing part 33. This cavity extends for example substantially parallel to the fixing surface 36.
  • the cover piece 32 has for example a shape complementary to that of the fixing surface 36 of the base 31 .
  • the thermal protection 22 when the thermal protection 22 is fixed by the cover piece 32 against the fixing surface 36 of the base 31, the thermal protection 22 deforms relatively little while remaining close to the corresponding outer surface.
  • the cover piece 32 includes at least one opening for the actuator 42 of the base 31 and another opening for the intermediate piece 34.
  • the cover piece 32 is fixed to the thermal protection 22.
  • the thermal protection 22 can form a pocket into which it is inserted and attaches the cover piece 32.
  • This attachment allows for example a quick replacement of the cover piece 32 and includes for example for this purpose a hook-and-loop closure system.
  • the cover piece 32 When the protection is deployed, the cover piece 32 is protected by the pocket and avoids the risk of damaging the coating of the aircraft.
  • This cover piece 32 is also placed in a pocket to allow quick access to the cover piece, without having to unstitch it to access it.
  • the fixing piece 33 is intended to be inserted into the receiving cavity of the intermediate piece 34 to fix the cover piece 32 to the base 31 .
  • This fixing piece 33 can then comprise a screw or a ball pin which is adapted to be received and fixed in the receiving cavity of the intermediate piece 34, for example in a substantially perpendicular manner.
  • the fixing piece 33 may further comprise a locking mechanism making it possible to lock this fixing piece 33 when it is received in the cavity for receiving the intermediate piece 34. This mechanism is also suitable for unlocking the fixing piece 33 when necessary.
  • the base 31, the cover part 32 and the fixing part 33 are linked together, for example by a chain or a rope.
  • the suction cup device 24 also comprises a flame holder 37 making it possible to attach, for example, a safety warning of the “Remove before flight” type.
  • the thermal protection 22 comprises at least one opening 46 visible in Figure 2 allowing the passage of the part 33 and the actuator 42 of the base 31. This opening 46 can also form a pocket for fixing the cover piece 32 as explained above.
  • the fixing method can for example be carried out with one hand of the pilot or of the operator, the other hand being used to enable him to maintain himself for safety reasons because the installation is carried out at height.
  • the pilot or the operator places, from the transparent opening surface 14, the bases 31 of the suction cup devices 24 in predetermined places on the outer surface of the aircraft.
  • These predetermined places are chosen according to the shape of the thermal protection 22, the parts of the aircraft to be covered, and for example the duration for which the protection system 10 must be deployed.
  • the pilot or the operator places more suction cup devices 24 to ensure a more solid hold of the fastening system, especially in the event of strong winds or gusts of up to 100 Km /h.
  • the places for fixing the suction cup devices 24 as well as their number can be chosen according to the climatic conditions in the place of parking of the aircraft.
  • the pilot or the operator positions the bases 31 of the suction cup devices 24 in the two extreme corners of the side transparent surface 16 and in the two corners close to the frontal transparent surface 12.
  • the pilot or the operator positions the bases 31 of the suction cup devices 24 on the outer side of the transparent surfaces. This avoids any interaction of the suction cup devices 24 with the outer surface of the fuselage which may have specific coverage.
  • Some of these bases 31 can be positioned either on the glazed part of the corresponding transparent surfaces or on the fuselage elements of the aircraft.
  • the pilot or the operator actuates the actuator 42 to lock the adhesion surface 35 of the corresponding base 31 in the adhered position.
  • the visual indicator 44 of the actuator 42 allows the pilot or the operator to ensure that the adhesion surface 35 is properly locked.
  • the pilot or the operator deploys from the transparent opening surface 14 the thermal protection 22.
  • the pilot or the operator passes the thermal protection 22 in a folded state through the opening of the opening transparent surface 14.
  • the pilot or the operator unfolds the thermal protection 22 outside the aircraft.
  • the pilot or the operator can for example extend the two arms from the transparent opening surface 14 to unfold the two flaps of the thermal protection 22 intended to be placed on the transparent side surfaces 14, 16 of the cockpit.
  • the attachment straps 25 are for example freely placed on the fuselage.
  • the pilot or the operator possibly with the help of another pilot or operator working from the opposite opening transparent surface, for example first deploys the central part of the thermal protection 22 and fixes it on the bases 31 of the suction cup devices 24 placed on the frontal transparent surfaces 12.
  • the passage of the thermal protection 22 from one transparent surface to the other can be done via an extension, in particular a strap, if the size of the aircraft is large and the passage from hand to hand is not possible.
  • the extension advantageously comprises a weighted end. The weighted end allows in case of wind to ensure an easier passage of the extension.
  • the weighted end is protected by a fabric so as not to risk damaging the surface of the plane.
  • the thermal protection 22 may include a pocket suitable for the strap and closed in particular by a Velcro fastener.
  • the pilot or the operator or, each of the pilots/operators inserts the actuator 42 of each suction cup device 24 into the hole 46 of the thermal protection 22 provided for this purpose. Then, the or each pilot or operator positions the cover piece 32 of each suction cup device 24 with the thermal protection 22 while inserting the actuator 42 and the intermediate piece 34 into the openings provided for this purpose in the cover piece 32
  • the intermediate piece 34 can serve as a guide when inserting the cover piece 32.
  • the or each pilot or operator fixes the cover piece 32 on the base 31 using the fixing piece 33.
  • the or each pilot or operator fixes the flaps of the thermal protection 22 on the suction cup devices 24 placed on the transparent side surfaces 16.
  • This fixing can for example be done using the opening formed in the protection 22.
  • the or each pilot or operator works from the ground to attach the tether straps 25 around the fuselage.
  • a pair of attachment straps can for example be tightened around the fuselage and the other pair tightened against the protruding part such as a landing gear.
  • the dismantling of the protection system 10 is carried out by implementing the same steps of the method but in the opposite direction.
  • the protection system 10 according to the invention can be deployed particularly quickly, for example in five minutes by a maximum of two people.
  • This system can also be transported in a simple manner because its total mass is low (for example less than 10 kg).
  • the protection system can be deployed independently of the reception structure of the aircraft or can be adapted to the different meteorological conditions of the parking place of the aircraft.
  • This protection system 110 comprises a thermal protection 122 which is similar to the protection 22 explained in relation to the first embodiment of the invention.
  • the protection system 110 also comprises at least one fixing device 124 allowing the fixing of the thermal protection 122 to cover at least one transparent surface 12 to 16 or the front part 18 of the aircraft.
  • the protection system 110 can also comprise at least one pair of fastening straps 125 similar to the fastening straps 25 described above.
  • the protection system 110 differs from the protection system 10 described in relation to the first embodiment of the invention mainly by the fastening device used therewith.
  • the fixing device 124 is in the form of an inflation device fixed to the thermal protection 122 or integrated therein.
  • the fixing device 124 comprises two inflatable parts extending at least partially over a peripheral zone of the thermal protection 122.
  • Each of these inflatable parts has for example a bead or a double bead.
  • Each of the inflatable parts can be permanently attached to the corresponding area of thermal protection 122.
  • these inflatable parts can be sewn into the corresponding area.
  • the inflatable parts in an uninflated state are intended to be arranged on either side of the frame of the corresponding transparent surface, when this transparent surface is openable (such as for example the lateral transparent surface 14).
  • this transparent surface is openable (such as for example the lateral transparent surface 14).
  • a first bead is placed on the external surface of the frame of the transparent surface and a second bead is placed on the internal surface of this frame.
  • these inflatable parts can be inflated by a suitable inflation system.
  • the inflation system is for example manual or electric and comprises a pressure sensor and a control unit capable of limiting the pressure in the inflatable parts.
  • the inflatable parts are thus adapted to temperature variations and retain their mechanical properties at low and high temperatures.
  • the internal pressure of the inflatable parts can be adapted to temperature variations ranging for example from 10° C. (corresponding for example to a night temperature) up to 80° C. (corresponding for example to a temperature under solar radiation) and this , with an average temperature of for example 25°C.
  • a thermal amplitude can for example correspond to an internal pressure amplitude of less than 25%.
  • control unit can be connected to a sensor able to measure the external temperature and/or can comprise a database with amplitudes of thermal variations in the parking place of the aircraft.
  • control unit is able to determine an optimal pressure at the time of inflation.
  • the protection system 110 also includes a safety device comprising, for example, a safety valve capable of deflating at least some of the inflatable parts in the event of overpressure, for example following exposure to radiation. of the sun.
  • a safety device comprising, for example, a safety valve capable of deflating at least some of the inflatable parts in the event of overpressure, for example following exposure to radiation. of the sun.
  • the control unit is able to control the pressure using the pressure sensor and to actuate deflation in the event of overpressure.
  • the inflation device 124 can extend not only in the peripheral zone of the thermal protection 122 but also in a central zone of the latter.
  • the thermal protection 122 comprises a tarpaulin covering the fuselage while leaving a gap between the fuselage and the tarpaulin. The gap allows the circulation of a volume of air between the fuselage and the cover where natural convection can take place.
  • inflatable parts are also attached to a part of the fuselage other than the transparent surface allowing the attachment of the protection system without having recourse to the attachment straps 125.
  • FIG. 7 This is particularly visible in FIG. 7, in which inflatable parts are integrated into the thermal protection 122.
  • inflatable parts are integrated into the thermal protection 122.
  • over at least the outer periphery of the thermal protection 122 extends a part of the inflation device 124.
  • a part of the device inflation is also visible on a transparent front surface 12. This makes it possible to maintain the thermal protection 122 in position by providing it with rigidity after inflation. This also provides better wind resistance and reduces the risk of the thermal protection 122 flying away.
  • the method of attaching the protection system 110 is substantially similar to that described in relation to the first embodiment with the exception of the steps relating to the positioning of the inflation device 124.
  • the inflation device 124 can be positioned simultaneously with the positioning of the thermal protection 122.
  • the inflation device 124 is inflated to ensure the fixing of the thermal protection 122.
  • the protection system 110 comprises one or more one-way valves located between the various inflatable parts of the fixing device 124, to allow their inflation but not their deflation.
  • Such one-way valves are suitable for allowing the passage of fluid from one of the parts, for example that disposed adjacent to the internal surface of the frame, to any other part, for example that disposed adjacent to the external surface of the frame and/or on a part of the fuselage other than the opening transparent surface.
  • the one-way valves are suitable for allowing the passage of fluid from the parts arranged in the frame of the transparent surface to any other part on a part of the fuselage other than the opening transparent surface.
  • valve system is replaced or supplemented by a collet system.
  • the collet has several open positions and one closed position. The closed position prevents any fluid from circulating between the different inflatable parts.
  • One of the opening positions is suitable for allowing the passage of fluid from one of the parts, for example that disposed adjacent to the internal surface of the frame, to any other part, for example that disposed adjacent to the external surface of the frame and /or on a part of the fuselage other than the opening transparent surface.
  • the clamps are suitable for allowing the passage of fluid from the parts arranged in the frame of the transparent surface to any other part on a part of the fuselage other than the opening transparent surface.
  • the different opening positions allow you to adjust the inflation or deflation rate of the different inflatable parts.
  • the clamps are accessible from the cockpit.
  • the safety device as explained above is advantageously combined with the valve system or the clamp system.
  • suction cup devices 24 on the side transparent surface 16 and possibly on the frontal transparent surface 12 and/or on the front part 18 of the aircraft.
  • the inflation devices 124 can for their part be arranged, for example, only around the transparent opening surfaces 14.

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Abstract

La présente invention concerne un système de protection thermique (10) pour un aéronef comprenant un cockpit, le cockpit comprenant une pluralité de surfaces transparentes (12, 14,16), au moins deux surfaces transparentes (14) étant ouvrantes. Le système de protection (10) comprend : - une protection thermique (22) flexible déployable à partir du cockpit via les surfaces transparentes ouvrantes (14) et configurée pour couvrir au moins une surface transparente (12, 14, 16) de l'extérieur de l'aéronef et/ou une partie avant (18) de l'aéronef; - au moins un dispositif de fixation (14) déployable à partir du cockpit via les surfaces transparentes ouvrantes (14) et configurée pour coopérer avec une surface extérieure de l'aéronef pour fixer ladite protection thermique sur la ou chaque surface transparente (12, 14, 16) correspondante et/ou sur la partie avant (18) de l'aéronef.

Description

DESCRIPTION
TITRE : Système de protection thermique pour un aéronef, et procédé de fixation d’un tel système.
La présente invention concerne un système de protection thermique pour un aéronef.
La présente invention concerne également un procédé de fixation d’un tel système de protection.
Lors du stationnement d’un aéronef en extérieur dans les pays chauds, la température ambiante et le rayonnement solaire génèrent une augmentation significative de la température à l’intérieur du cockpit ou de toute la partie avant de l’aéronef pouvant contenir des équipements sensibles aux températures élevées (électroniques, déformations et/ou dilatation mécaniques, etc...).
L’élévation de température génère un vieillissement prématuré, voire des pannes d’équipements électroniques embarqués ou des anomalies d’éléments mécaniques.
Il est donc important de mettre en œuvre une protection thermique permettant de réduire la température ambiante de la partie avant de l’aéronef et en particulier du cockpit, lors du stationnement de l’aéronef.
Dans l’état de la technique, plusieurs solutions existent déjà pour pallier ce problème.
En particulier, l’état de la technique propose l’utilisation de hangars permanents ou gonflables.
Toutefois, il est clair que l’utilisation de hangars nécessite un temps de déploiement et des structures conséquents. De plus, les hangars impliquent un encombrement important dans les points de stationnement des aéronefs.
Il est possible également d’utiliser des bâches de protection pour protéger les aéronefs lors de leur stationnement. Ces bâches sont destinées à une protection de longue durée et nécessitent un temps de déploiement et de repli très important.
La présente invention a pour but de remédier à ces inconvénients de l’état de la technique et notamment, de proposer un système de protection thermique pour un aéronef qui peut être déployé rapidement et cela quelles que soient les infrastructures d’accueil utilisées. En particulier, de telles infrastructures d’accueil peuvent être formées par une piste non-préparée, sans équipement ni électricité. De plus, le système de protection selon l’invention est facilement transportable et particulièrement compact dans son état non déployé. Par exemple, la masse totale d’un tel système de protection peut être inférieure à 10 kg et le système est conçu par être déployé rapidement (par exemple en 5 min environ ou même 2 min dans certains cas par deux personnes maximum ou par une seule en cas de conditions de vent adéquates. Enfin, le système de protection ne nécessite pas de formation complexe de la ou des personne(s) le déployant. En outre, le système de protection selon l’invention est particulièrement avantageux lorsque l’installation d’une protection conventionnelle telle qu’une bâche par exemple, n’est pas possible à cause des contraintes dues à l’aéronef. Ces contraintes comprennent notamment la hauteur du cockpit de l’aéronef qui n’est généralement pas accessible à un homme sans équipement spécifique, notamment une échelle ou une nacelle.
À cet effet, l’invention concerne un système de protection thermique pour un aéronef comprenant un cockpit, le cockpit comprenant une pluralité de surfaces transparentes, au moins deux surfaces transparentes étant ouvrantes.
Le système de protection comprend :
- une protection thermique flexible déployable à partir du cockpit via les surfaces transparentes ouvrantes et configurée pour couvrir au moins une surface transparente de l’extérieur de l’aéronef et/ou une partie avant de l’aéronef ;
- au moins un dispositif de fixation déployable à partir du cockpit via les surfaces transparentes ouvrantes et configurée pour coopérer avec une surface extérieure de l’aéronef pour fixer ladite protection thermique sur la ou chaque surface transparente correspondante et/ou sur la partie avant de l’aéronef.
Suivant d’autres aspects avantageux de l’invention, le système de protection comprend une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prise(s) isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles :
- la protection thermique comprend une couche en tissu ;
- la protection thermique est composée d’une pluralité d’éléments de protection aptes à être reliés entre eux, chaque élément de protection étant associé à une surface transparente ou à la partie avant de l’aéronef, et étant configuré pour couvrir cette surface transparente ou cette partie avant de l’extérieur de l’aéronef ;
- au moins un dispositif de fixation au moins pour chaque couple d’éléments de protection adjacents, avantageusement pour chaque élément de protection, pour fixer cet ou ces éléments de protection ;
- au moins un dispositif de fixation est un dispositif à ventouse ;
- le dispositif à ventouse comprend : - une base comprenant une surface d’adhésion destinée à adhérer à la surface extérieure de l’aéronef en créant du vide et une surface de fixation opposée à la surface d’adhésion ;
- une pièce de couverture destinée à couvrir la surface de fixation de la base;
- une pièce de fixation destinée à fixer la pièce de couverture à la base pour fixer la protection thermique entre la pièce de couverture et cette base ;
- la pièce de fixation est destinée à traverser la protection thermique lors de la fixation de la pièce de couverture à la base, avantageusement la pièce de fixation comprenant une broche à bille ou une vis ;
- la base comprend en outre un mécanisme de verrouillage apte à verrouiller la surface d’adhésion dans une position adhérée ;
- la base comprend en outre un actionneur destiné à traverser une ouverture formée dans la pièce de couverture et une ouverture formée dans la protection thermique pour être visible et actionnable depuis l’extérieur de l’aéronef, l’actionneur étant apte à actionner le mécanisme de verrouillage ;
- avantageusement l’actionneur comprenant un indicateur d’état de verrouillage et/ou d’état de pression négative visible de l’extérieur de l’aéronef ;
- au moins un dispositif de fixation est un dispositif à gonflage comprenant deux parties gonflables s’étendant au moins partiellement le long d’une zone périphérique de la protection thermique et destinées à être gonflées d’une part et d’autre d’un cadre de la surface transparente correspondante pour fixer la protection thermique dans ce cadre ;
- au moins une paire de sangles d’attache s’étendant de part et d’autre de la protection thermique pour l’attacher au moins partiellement autour du fuselage de l’aéronef ;
- les sangles d’attache de ladite paire de sangles d’attaches sont configurées pour s’attacher à une partie saillante du fuselage de l’aéronef, telle qu’un train d’atterrissage.
La présente invention a également pour objet un procédé de fixation du système de protection thermique tel que défini ci-dessus comprenant les étapes suivantes :
- déploiement de la protection thermique à partir du cockpit via la surface transparente ouvrante ;
- déploiement d’au moins une partie du dispositif de fixation à partir du cockpit via la surface transparente ouvrante pour fixer la protection thermique.
Suivant d’autres aspects avantageux de l’invention, le procédé de fixation comprend en outre une étape d’attache de la protection thermique au moins partiellement autour du fuselage de l’aéronef avec les sangles d’attache. Ces caractéristiques et avantages de l’invention apparaitront à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins annexés, sur lesquels :
- [Fig 1] la figure 1 est une vue schématique d’un système de protection thermique selon un premier mode de réalisation de l’invention, le système de protection thermique comprenant notamment au moins un dispositif à ventouse ;
- [Fig 2] la figure 2 est une vue schématique en perspective éclatée de l’un des dispositifs à ventouse de la figure 1 ;
- [Fig 3] la figure 3 est une vue en coupe du dispositif de fixation à ventouse de la figure 2 ;
- [Fig 4] la figure 4 est une vue schématique de la mise en œuvre d’un procédé de fixation du système de protection thermique de la figure 1 ;
- [Fig 5] la figure 5 est une vue schématique en perspective d’un système de protection thermique selon un deuxième mode de réalisation de l’invention ;
- [Fig 6] la figure 6 est une vue schématique illustrant une ouverture dans le système de protection thermique de la figure 1 ; et
- [Fig 7] la figure 7 est une autre vue schématique illustrant le système de protection thermique de la figure 5.
On a en effet illustré sur la figure 1 un système de protection thermique 10 selon un premier mode de réalisation de l’invention.
Ainsi, comme cela est illustré sur cette figure 1 , le système de protection thermique 10 selon l’invention est destiné à être déployé sur une partie extérieure d’un aéronef, en particulier sur l’extérieur du cockpit de l’aéronef et éventuellement sur une partie avant de l’aéronef, pour protéger des équipements électroniques/mécaniques disposés dans ces parties l’aéronef.
Dans le texte qui suit, par aéronef, on entend tout engin volant disposant d’un cockpit à partir duquel le pilotage de cet aéronef est effectué.
Par exemple, un tel aéronef peut être représenté par un avion, notamment un avion de ligne, un avion cargo ou alors un avion militaire, ou un hélicoptère.
De manière connue en soi, le cockpit d’un tel aéronef est équipé d’une pluralité de surfaces transparentes permettant au pilote ou à tout autre opérateur de regarder à l’extérieur de l’aéronef lors par exemple de son pilotage.
Dans l’exemple de la figure 1 , seule une moitié du cockpit de l’aéronef est représentée. L’autre moitié est par exemple sensiblement symétrique à la moitié représentée. Ainsi, dans l’exemple de cette figure, le cockpit comprend une surface transparente frontale 12 et deux surfaces transparentes latérales 14 et 16. Bien entendu, dans un cas général, le cockpit comprend en outre, au moins, une surface transparente frontale symétrique à la surface transparente frontale 12 et au moins deux surfaces transparentes latérales symétriques aux surfaces transparentes latérales 14, 16.
Par ailleurs, dans l’exemple de cette figure, chacune des surfaces transparentes 12 à 16 est vitrée. Autrement dit, chacune de ces surfaces transparentes 12 à 16 dispose d’une partie vitrée protégeant alors l’espace intérieur du cockpit de l’aéronef.
Parmi ces surfaces transparentes 12 à 16, au moins une surface transparente, par exemple la surface transparente latérale 14, est une surface transparente ouvrante dans la mesure où la partie vitrée de cette surface transparente peut être enlevée par exemple lors du stationnement de l’aéronef.
L’ouverture de la surface transparente ouvrante 14 est par exemple réalisée selon des méthodes connues en soi. Par exemple, cette surface transparente ouvrante 14 dispose d’un cadre recevant la partie vitrée de cette surface transparente qui est fixée à celui-ci par exemple par des charnières. Le cadre est par exemple fixé sur le fuselage de l’aéronef.
La figure 1 fait également apparaître une partie avant 18 de l’aéronef qui n’est pas vitrée mais qui est protégée par des éléments de fuselage de celui-ci. Par exemples, ces éléments de fuselage peuvent être formés par des matériaux composites.
La partie avant 18 quant à elle peut correspondre à une partie de fuselage s’étendant au radôme recevant différents équipements de navigation de l’aéronef et les surfaces transparentes frontales 12.
La partie avant 18 peut correspondre également à toute autre partie disposée en amont de la surface transparente frontale 12 par exemple au-dessous de celle-ci, recevant au moins certains équipements électroniques/mécaniques de l’aéronef. Ces équipements comprennent par exemple des caméras thermiques. Dans certains exemples, la partie avant 18 inclut également au moins partiellement le radôme.
Comme cela est visible sur la figure 1 , le système de protection thermique 10 comprend une protection thermique flexible 22, une pluralité de dispositifs de fixation 24 de cette protection thermique 22 et avantageusement, au moins une paire de sangles d’attache 25.
La protection thermique 22 est destinée à couvrir au moins l’une des surfaces transparentes 12 à 16 et/ou la partie avant 18 de l’aéronef. En particulier, dans l’exemple de la figure 1, la protection thermique 22 est destinée à couvrir chacune des surfaces transparentes 12 à 16 ainsi que la partie avant 18 de l’aéronef.
Pour ce faire, la protection thermique 22 comprend au moins une couche en tissu comprenant par exemple des plis préformés permettant de reproduire au moins partiellement la forme extérieure des surfaces transparentes 12 à 16 et de la partie avant 18.
La protection thermique 22 peut comprendre en outre une ou plusieurs couches de protection permettant d’assurer une meilleure protection thermique et/ou une meilleure réflexion du rayonnement solaire.
Par exemple, selon un mode de réalisation, la protection thermique 22 comprend une couche extérieure formée d’un matériau réfléchissant permettant de réfléchir le rayonnement solaire.
Dans certains modes de réalisation, la protection thermique 22 comprend en outre une couche intérieure isolante faite de tout matériau isolant approprié afin d’améliorer la protection thermique.
Dans certains modes de réalisation, la protection thermique 22 comprend au moins deux couches, par exemple en tissu, reliées entre elles avec des nervures, par exemple également en tissu. Ces nervures peuvent être non-obturées à leurs extrémités et forment ainsi des canaux d’air à l’intérieur de la protection thermique 22. Ceci permet d’assurer une double isolation thermique. En outre, les nervures peuvent être orientées de sorte que lorsque la protection thermique 22 est déployée, les canaux d’air formés par ces nervures s’étendent sensiblement verticalement. Ainsi, lorsque l’air dans les canaux se chauffe, il peut se produire un mouvement de cet air par le phénomène de convection ce qui extrait l’air chaud vers le haut et le remplace par de l’air « frais » venant du bas.
Dans certains exemples, les nervures sont gonflables.
Dans certains exemples, les nervures sont flexibles et peuvent être pliées entre les couches correspondantes lorsque la protection thermique 22 n’est pas déployée.
Dans certains exemples, des canaux d’air sont formés sur la protection thermique 22 par tout autre moyen convenable.
La protection thermique 22 a une surface extérieure avantageusement supérieure à 6 m2.
La protection thermique 22 peut être faite d’un seul tenant ou alors présenter des éléments de protection différents.
Lorsque la protection thermique 22 est faite d’un seul tenant, elle peut par exemple former : - une forme générale en « T » lorsqu’elle est conçue pour couvrir simultanément la partie avant 18 et les surfaces transparentes 12 à 16 ;
- une forme générale en « C » ou en « II » lorsqu’elle est conçue pour couvrir uniquement les surfaces transparentes 12 à 16 ;
- une forme générale en « I » lorsqu’elle est conçue pour couvrir uniquement les surfaces transparentes frontales 12 à 16 et éventuellement la partie avant 18.
Lorsque la protection thermique 22 présente une pluralité d’éléments de protection distincts, ces éléments peuvent alors former ensemble l’une des formes générales précitées.
Dans l’exemple de la figure 1 , la protection thermique 22 se présente sous la forme de trois éléments de protection, l’un des éléments couvrant les surfaces transparentes frontales 12 et la partie avant 18 de l’aéronef et les deux autres couvrant chaque pair des surfaces transparentes latérales 14 et 16. Ces éléments de protection forment alors ensemble une forme générale en « T » dans laquelle la partie centrale couvre les surfaces transparentes frontales 12 et la partie avant 18, et les volets latérales couvrent les surfaces transparentes latérales 14 et 16.
Selon les différents modes de réalisation de l’invention, les éléments de protection peuvent être reliés entre eux par exemple par un tissage ou alors présenter des éléments séparés.
Selon tous les modes de réalisation de l’invention, la protection thermique 22 est configurée pour être déployée à partir de la surface transparente ouvrante 14 de l’aéronef.
En particulier, les dimensions de la protection thermique 22 dans un état plié permettent au pilote ou à tout autre opérateur de replier cette protection thermique 22 de la surface transparente ouvrante 14 afin de couvrir les surfaces transparentes correspondantes et/ou la partie avant 18.
Dans certains exemples de réalisation, la protection thermique 22 comprend en outre au moins une ouverture permettant au pilote ou à l’opérateur de passer son buste à travers la protection pour faciliter sa mise en place. Cette ouverture peut être par exemple fermée à l’aide d’une fermeture éclair ou alors de scratchs.
Une telle ouverture est illustrée dans la figure 6, avec le buste de l’opérateur traversant ladite protection thermique 22.
Cette ouverture permet en outre la communication entre les différents opérateurs ainsi qu’une bonne visibilité du placement de la protection thermique 22, lors du déploiement du système de protection thermique 10.
Dans certains exemples de réalisation, la protection thermique 22 peut comprendre également un marquage permettant de faciliter son positionnement. Par exemple, ce marquage peut indiquer le côté du cockpit, à savoir côté droit ou côté gauche, pour lequel la zone de la protection thermique 22 comportant un tel marquage est destiné.
De plus, un tel marquage peut indiquer la face interne ou externe de la protection thermique 22.
Lorsque la protection thermique 22 se présente sous la forme d’une pluralité d’éléments de protection, ces éléments de protection peuvent être déployés séparément l’un de l’autre ou simultanément.
Dans l’exemple de la figure 1 , deux sangles d’attache 25 appartenant aux paires différentes sont visibles. De manière générale, les sangles d’attache 25 de la ou de chaque paire s’étendent de part et d’autre de la protection thermique 22 pour l’attacher au moins partiellement autour du fuselage de l’aéronef. En particulier, chaque sangle d’attache 25 définit une extrémité proximale fixée sur la protection thermique 22 et une extrémité distale destinée à être fixée au-dessous du fuselage.
Les extrémités proximales des sangles d’attache 25 sont par exemple disposées ou fixées dans les coins de la protection thermique 22 s’étendant le long de la partie avant 18 de l’aéronef. En variante ou en complément, les extrémités proximales des sangles d’attache 25 sont disposées ou fixées dans les angles de la protection thermique 22 s’étendant entre la partie avant 18 de l’aéronef et la surface transparente frontale 12.
Au moins selon certains modes de réalisation, les extrémités distales des sangles d’attache 25 différentes s’attachent entre elles en utilisant des moyens de fixation adaptés. Ces moyens de fixation peuvent aussi avoir des moyens de serrage permettant de serrer les sangles d’attache 25 autour du fuselage.
Au moins selon certains autres modes de réalisation, les extrémités distales des sangles d’attache 25 se fixent sur une partie saillante du fuselage lorsque l’aéronef est en stationnement. Par exemple, une telle partie saillante est formée par un train d’atterrissage. Alternativement, comme dans le précédent exemple, les extrémités distales des sangles d’attache 25 peuvent s’attacher entre elles et puis, être serrées contre la partie saillante.
Dans certains modes de réalisation, le système de protection thermique 10 comprend au moins deux paires de sangles d’attache 25. Dans ce cas, les sangles d’attache 25 d’une paire peuvent s’attacher entre elles et les sangles d’attache 25 de l’autre paire peuvent être fixées à la partie saillante du fuselage ou serrées contre la partie saillante.
D’autres modes de réalisation des sangles d’attache 25 sont également possibles.
Selon le premier mode de réalisation de l’invention, chaque dispositif de fixation 24 présente un dispositif à ventouse 24. En exemple d’un tel dispositif à ventouse 24 est illustré en détail sur les figures 2 et
3.
Ainsi, comme cela est illustré sur ces figures 2 et 3, le dispositif à ventouse 24 comprend une base 31 permettant de fixer le dispositif à ventouse 24 sur une surface extérieure de l’aéronef, une pièce de couverture 32 fixant la protection thermique 22 à la base 31 , une pièce de fixation 33 permettant de fixer la pièce de couverture 32 à la base 31 et une pièce intermédiaire 34 coopérant avec la pièce de fixation 33 et la base 31 pour permettre la fixation de la pièce de couverture 32.
Dans l’exemple de réalisation des figures 2 et 3, la base 31 comprend une surface d’adhésion 35 destinée à adhérer à la surface extérieure de l’aéronef en créant du vide et une surface de fixation 36 opposée à la surface d’adhésion 35.
La surface d’adhésion 35 peut être formée de tout matériau flexible tel qu’une résine par exemple. La forme de cette surface d’adhésion 35 est adaptée pour expulser de l’air lorsque le dispositif à ventouse 24 est actionné en créant ainsi du vide (au moins partiel) entre cette surface d’adhésion 35 et la surface extérieure de l’aéronef permettant ainsi l’adhésion du dispositif 24 à la surface extérieure.
La tenue mécanique résistant à l’arrachement de cette surface d’adhésion 35 est par exemple d’au moins 500 N.
De plus, la surface d’adhésion 35 est adaptée pour coopérer avec des surfaces extérieures de natures différentes et notamment, de rugosités différentes. Par exemple, la surface d’adhésion 35 est adaptée pour coopérer indifféremment avec une surface extérieure formée par une vitre ou par un élément de fuselage de l’aéronef.
En outre, la surface d’adhésion 35 ainsi que la forme générale de la base 31 peuvent être adaptées à la forme extérieure de la surface extérieure de l’aéronef pour laquelle le dispositif à ventouse 24 est conçu. Par exemple, la surface d’adhésion 35 peut avoir une forme courbée lorsque le dispositif à ventouse 24 correspondant est destiné à être fixé sur un élément de fuselage formant la partie avant 18 de l’aéronef.
Dans l’exemple des figures 2 et 3, la base 31 comprend en outre un mécanisme de verrouillage 41 permettant de verrouiller la surface d’adhésion 35 dans une position adhérée et un actionneur 42 s’étendant à partir de la surface de fixation 36 et permettant d’actionner le mécanisme de verrouillage 41.
Le mécanisme de verrouillage 41 comprend par exemple un élément de pression permettant d’exercer une pression sur la surface d’adhésion 35 afin d’expulser de l’air contenu entre cette surface d’adhésion 35 et la surface extérieure de l’aéronef correspondante, lorsque cet élément de pression est actionné par l’actionneur 42. Le mécanisme de verrouillage 41 peut comprendre également un élément de blocage permettant de bloquer l’élément de pression lorsque celui-ci est actionné par l’actionneur 42, et un ressort permettant à la surface d’adhésion 35 de revenir dans son état non adhéré.
L’actionneur 42 est apte à actionner le mécanisme de verrouillage 41 pour verrouiller ou déverrouiller la surface d’adhésion 35.
Avantageusement, l’actionneur 42 comprend un indicateur visuel 44 indiquant l’état de verrouillage et/ou d’état de pression négative. Dans ce dernier cas, l’indicateur 44 peut par exemple être relié à un mécanisme à ressort permettant de détecter l’absence d’adhésion entre la surface d’adhésion 35 et la surface extérieure de l’aéronef correspondante.
L’indicateur 44 est par exemple visible depuis l’extérieur de l’aéronef lors du déploiement du système de protection 10. Pour ce faire, l’actionneur 42 peut se présenter par exemple sous la forme d’un levier traversant la protection thermique 22 et la pièce de couverture 32 comme cela sera expliqué en détail par la suite.
L’actionneur 42 permet également une préhension facile et sûre par le pilote ou l’opérateur déployant le système de protection 10.
À cet effet, l’actionner 42 peut par exemple présenter une forme ergonomique adaptée.
La pièce intermédiaire 34 présente une surface cylindrique ou conique faisant saillie par rapport à la surface de fixation 36 de la base 31. La pièce intermédiaire 34 est par exemple solidaire avec la base 31 . Selon l’exemple de la figure 2, la pièce intermédiaire 34 est destinée à être fixée sur la base 31 , par exemple par vissage. À l’extrémité opposée à la surface de fixation 36, la pièce intermédiaire 34 définit une cavité de réception de la pièce de fixation 33. Cette cavité s’étend par exemple sensiblement parallèlement à la surface de fixation 36.
La pièce de couverture 32 présente par exemple une forme complémentaire à celle de la surface de fixation 36 de la base 31 .
Ainsi, lorsque la protection thermique 22 est fixée par la pièce de couverture 32 contre la surface de fixation 36 de la base 31 , la protection thermique 22 se déforme relativement peu tout en restant près de la surface extérieure correspondante.
La pièce de couverture 32 comprend au moins une ouverture pour l’actionneur 42 de la base 31 et une autre ouverture pour la pièce intermédiaire 34.
Avantageusement, la pièce de couverture 32 est fixée à la protection thermique 22. Par exemple, dans l’endroit de la protection thermique 22 destiné à recevoir la pièce de couverture 32, la protection thermique 22 peut former une poche dans laquelle s’insère et se fixe la pièce de couverture 32. Cette fixation permet par exemple un remplacement rapide de la pièce de couverture 32 et comprend par exemple à cet effet un système de fermeture autoagrippante.
Cette solution évite d’avoir une pièce isolée pouvant tomber ou être perdue.
Lors du déploiement de la protection, la pièce de couverture 32 est protégée par la poche et évite de risquer d’abimer le revêtement de l’avion.
Cette pièce de couverture 32 est également placée dans une poche pour permettre un accès rapide à la pièce de couverture, sans avoir besoin de découdre pour y accéder.
La pièce de fixation 33 est destinée à être insérée dans la cavité de réception de la pièce intermédiaire 34 pour fixer la pièce de couverture 32 à la base 31 .
Cette pièce de fixation 33 peut alors comprendre une vis ou une broche à bille qui est adaptée pour être reçue et fixée dans la cavité de réception de la pièce intermédiaire 34, par exemple de manière sensiblement perpendiculaire.
La pièce de fixation 33 peut comprendre en outre un mécanisme de verrouillage permettant de verrouiller cette pièce de fixation 33 lorsqu’elle est reçue dans la cavité de réception de la pièce intermédiaire 34. Ce mécanisme est adapté en outre pour déverrouiller la pièce de fixation 33 lorsque cela est nécessaire.
En outre, afin d’éviter la perte de différents composants du dispositif à ventouse 24, la base 31 , la pièce de couverture 32 et la pièce de fixation 33 sont reliées entre elles par exemple par une chaîne ou une corde.
Dans certains modes de réalisation, le dispositif à ventouse 24 comprend en outre une accroche flamme 37 permettant de fixer par exemple un avertissement de sécurité de type « Remove before flight » (« Retirer avant le vol » en français).
Enfin, il est clair que pour assurer la fixation de la protection thermique 22 par le dispositif à ventouse 24, la protection thermique 22 comprend au moins une ouverture 46 visible sur la figure 2 permettant le passage de la pièce 33 et de l’actionneur 42 de la base 31. Cette ouverture 46 peut également former une poche de fixation de la pièce de couverture 32 comme expliqué précédemment.
Le procédé de fixation du système de protection 10 selon le premier mode de réalisation sera désormais expliqué en référence à la figure 4 présentant les étapes principales de celui-ci.
Le procédé de fixation peut par exemple être réalisé d’une seule main du pilote ou de l’opérateur, l’autre main étant utilisée pour lui permettre de se maintenir pour des raisons de sécurité car l’installation s’effectue en hauteur. Lors d’une première étape, le pilote ou l’opérateur dispose à partir de la surface transparente ouvrante 14, les bases 31 des dispositifs à ventouse 24 dans des endroits prédéterminés de la surface extérieure de l’aéronef.
Ces endroits prédéterminés sont choisis en fonction de la forme de la protection thermique 22, des parties de l’aéronef devant être couvertes, et par exemple de la durée pour laquelle le système de protection 10 doit être déployé.
Par exemple, pour un stationnement de longue durée, le pilote ou l’opérateur place davantage de dispositifs à ventouse 24 pour assurer un maintien plus solide du système de fixation, notamment en cas de forts vents ou de rafales pouvant aller jusqu’à 100 Km/h.
Bien entendu, indépendamment de la durée du stationnement, les endroits de fixation des dispositifs à ventouse 24 ainsi que leur nombre peuvent être choisis en fonction des conditions climatiques dans le lieu du stationnement de l’aéronef.
Dans l’exemple de la figure 4, le pilote ou l’opérateur positionne les bases 31 des dispositifs à ventouse 24 dans les deux coins extrêmes de la surface transparente latérale 16 et dans les deux coins proches de la surface transparente frontale 12.
De manière générale, avantageusement, le pilote ou l’opérateur positionne les bases 31 des dispositifs à ventouse 24 sur le côté extérieur des surfaces transparentes. Cela évite toute interaction des dispositifs à ventouse 24 avec la surface externe du fuselage qui peut avoir une couverture spécifique.
Certaines de ces bases 31 peuvent être positionnées indifféremment sur la partie vitrée des surfaces transparentes correspondantes ou alors sur les éléments de fuselage de l’aéronef.
Lors du positionnement de chacune des bases 31 , le pilote ou l’opérateur actionne I’actionneur 42 pour verrouiller la surface d’adhésion 35 de la base 31 correspondante dans la position adhérée.
Par ailleurs, l’indicateur visuel 44 de l’actionneur 42 permet au pilote ou à l’opérateur de s’assurer du bon verrouillage de la surface d’adhésion 35.
Lors d’une deuxième étape du procédé de fixation, le pilote ou l’opérateur déploie depuis la surface transparente ouvrante 14 la protection thermique 22.
Pour ce faire, le pilote ou l’opérateur fait passer la protection thermique 22 dans un état plié à travers l’ouverture de la surface transparente ouvrante 14.
Lors d’une troisième étape le pilote ou l’opérateur déplie la protection thermique 22 à l’extérieur de l’aéronef.
Pour ce faire, le pilote ou l’opérateur peut par exemple sortir les deux bras depuis la surface transparente ouvrante 14 pour déplier les deux volets de la protection thermique 22 destinés à être déposés sur les surfaces transparentes latérales 14, 16 du cockpit. Lors de cette étape, les sangles d’attache 25 sont par exemple librement posées sur le fuselage.
Lors d’une quatrième étape, le pilote ou l’opérateur éventuellement avec l’aide d’un autre pilote ou opérateur travaillant à partir de la surface transparente ouvrante opposée, déploie par exemple d’abord la partie centrale de la protection thermique 22 et la fixe sur les bases 31 des dispositifs à ventouse 24 placés sur les surfaces transparentes frontales 12.
Le passage de la protection thermique 22 d’une surface transparente à l’autre peut se faire via une extension notamment une sangle, si la taille de l’aéronef est grande et que le passage de main en main n’est pas possible. L’extension comporte avantageusement une extrémité lestée. L’extrémité lestée permet en cas de vent d’assurer un passage de l’extension plus facile.
L’extrémité lestée est protégée par un tissu afin de ne pas risquer d’endommager la surface de l’avion.
La protection thermique 22 peut comporter une poche adaptée pour la sangle et fermée notamment par une fermeture autoagrippante.
En particulier, selon le premier mode de réalisation, le pilote ou l’opérateur ou, chacun des pilotes/opérateurs, insère l’actionneur 42 de chaque dispositif à ventouse 24 dans le trou 46 de la protection thermique 22 prévu à cet effet. Puis, le ou chaque pilote ou opérateur positionne la pièce de couverture 32 de chaque dispositif à ventouse 24 avec la protection thermique 22 tout en insérant l’actionneur 42 et la pièce intermédiaire 34 dans les ouvertures prévues à cet effet dans la pièce de couverture 32. Dans ce contexte, la pièce intermédiaire 34 peut servir de guide lors de l’insertion de la pièce de couverture 32.
Puis, le ou chaque pilote ou opérateur fixe la pièce de couverture 32 sur la base 31 à l’aide de la pièce de fixation 33.
Lors d’une cinquième étape, le ou chaque pilote ou opérateur fixe les volets de la protection thermique 22 sur les dispositifs à ventouse 24 placés sur les surfaces transparentes latérales 16.
Cette fixation peut par exemple se faire à l’aide de l’ouverture formée dans la protection 22.
À la fin du procédé, lors d’une sixième étape, le ou chaque pilote ou opérateur travaille à partir du sol pour attacher les sangles d’attache 25 autour du fuselage. En particulier, comme expliqué précédemment, une paire de sangles d’attache peut par exemple être serrée autour du fuselage et l’autre paire serrée contre la partie saillante telle qu’un train d’atterrissage. Le démontage du système de protection 10 s’effectue en mettant en œuvre les mêmes étapes du procédé mais dans le sens inverse.
Il est donc clair que le système de protection 10 selon l’invention peut être déployé de manière particulièrement rapide, par exemple en cinq minutes par deux personnes maximum.
Ce système peut par ailleurs être transporté de manière simple car sa masse totale est peu élevée (par exemple inférieure à 10 kg).
Il est clair également, que le système de protection peut être déployé indépendamment de la structure d’accueil de l’aéronef ou peut être adapté à des différentes conditions météorologiques de l’endroit de stationnement de l’aéronef.
Le système de protection 1 10 selon le deuxième mode de réalisation sera désormais expliqué en référence à la figure 5 ou à la figure 7.
Ce système de protection 1 10 comprend une protection thermique 122 qui est similaire à la protection 22 expliquée en relation avec le premier mode de réalisation de l'invention.
Le système de protection 1 10 comprend également au moins un dispositif de fixation 124 permettant la fixation de la protection thermique 122 pour couvrir au moins une surface transparente 12 à 16 ou la partie avant 18 de l’aéronef. Selon différents exemples, le système de protection 110 peut également comprendre au moins une paire de sangles d’attache 125 similaires aux sangles d’attache 25 décrites précédemment.
Le système de protection 110 diffère du système de protection 10 décrit en relation avec le premier mode de réalisation de l’invention principalement par le dispositif de fixation utilisé avec celui-ci.
En particulier, selon le deuxième mode de réalisation de l’invention, le dispositif de fixation 124 se présente sous la forme d’un dispositif à gonflage fixé à la protection thermique 122 ou intégré dans celle-ci.
Pour ce faire, le dispositif de fixation 124 comprend deux parties gonflables s’étendant au moins partiellement sur une zone périphérique de la protection thermique 122. Chacune de ces parties gonflables présente par exemple un boudin ou un double boudin.
Chacune des parties gonflables peut être fixée de manière permanente sur la zone correspondante de la protection thermique 122. Par exemple, ces parties gonflables peuvent être cousues dans la zone correspondante.
Pour fixer la protection thermique 122, les parties gonflables dans un état non-gonflé sont destinées à être disposées d’une part et d’autre du cadre de la surface transparente correspondante, lorsque cette surface transparente est ouvrante (comme par exemple la surface transparente latérale 14). En particulier, dans un tel cas, un premier boudin est placé sur la surface externe du cadre de la surface transparente et un deuxième boudin est placé sur la surface interne de ce cadre.
Puis, ces parties gonflables peuvent être gonflées par un système de gonflage adapté. Le système de gonflage est par exemple manuel ou électrique et comporte un capteur de pression et une unité de commande propre à limiter la pression dans les parties gonflables. Les parties gonflables sont ainsi adaptées aux variations de température et conservent leurs propriétés mécaniques par basse et haute température.
En particulier, la pression interne des parties gonflables peut être adaptée aux variations de température allant par exemple de 10°C (correspondant par exemple une température nocturne) jusqu’à 80°C (correspondant par exemple à une température sous rayonnement solaire) et cela, avec une température moyenne par exemple de 25°C. Une telle amplitude thermique peut par exemple correspondre à une amplitude de pression interne inférieure à 25%.
Pour ce faire, l’unité de commande peut être raccordée à un capteur apte à mesurer la température externe et/ou peut comprendre une base de données avec des amplitudes de variations thermiques dans l’endroit de stationnement de l’aéronef. Ainsi, en analysant ces données et/ou mesures ainsi que l’heure du gonflage, l’unité de commande est apte à déterminer une pression optimale au moment du gonflage.
Dans un mode de réalisation, le système de protection 110 comporte également un dispositif de sécurité comprenant par exemple une soupape de sécurité apte à dégonfler au moins certaines des parties gonflables dans le cas d’une surpression, par exemple suite à l’exposition aux rayons du soleil. En variante, l’unité de commande est propre à contrôler la pression à l’aide du capteur de pression et à actionner un dégonflage dans le cas d’une surpression.
De plus, dans certains exemples de réalisation, le dispositif à gonflage 124 peut s’étendre non seulement dans la zone périphérique de la protection thermique 122 mais également dans une zone centrale de celle-ci.
Cela est notamment visible sur la figure 5, sur laquelle au moins une partie du dispositif à gonflage 124 s’étend entre les parties de la protection thermique 122 couvrant la surface transparente frontale 12 et la surface transparente ouvrante 14. Dans ce cas, deux dispositifs à gonflage 124 peuvent par exemple être utilisés dans les surfaces transparentes ouvrantes 14 opposées et la protection thermique 122 peut s’étendre dans ces surfaces transparentes ouvrantes 14 et entre elles en couvrant ainsi les surfaces transparentes frontales 12. Dans un exemple de réalisation, la protection thermique 122 comporte une bâche recouvrant le fuselage tout en laissant un écart entre le fuselage et la bâche. L’écart permet la circulation d’un volume d’air entre le fuselage et la bâche où une convection naturelle peut avoir lieu.
Dans un exemple de réalisation, des parties gonflables sont également fixées sur une partie du fuselage autre que la surface transparente permettant la fixation du système de protection sans avoir recours aux sangles d’attache 125.
Cela est notamment visible sur la figure 7, sur laquelle des parties gonflables sont intégrées dans la protection thermique 122. Notamment, sur au moins le pourtour extérieur de la protection thermique 122 s’étend une partie du dispositif à gonflage 124. Une partie du dispositif de gonflage est également visible sur une surface transparente frontale 12. Cela permet de maintenir en position la protection thermique 122 en lui apportant une rigidité après le gonflage. Cela apporte également une meilleure tenue au vent et réduit le risque que la protection thermique 122 s’envole.
Le procédé de fixation du système de protection 1 10 est sensiblement analogue à celui décrit en relation avec le premier mode de réalisation à l’exception des étapes concernant le positionnement du dispositif à gonflage 124.
En particulier, selon le deuxième mode de réalisation, le dispositif à gonflage 124 peut être positionné simultanément avec le positionnement de la protection thermique 122.
Puis, lorsque le positionnement est fait, le dispositif à gonflage 124 est gonflé pour assurer la fixation de la protection thermique 122.
Dans un mode de réalisation, le système de protection 110 comporte une ou plusieurs valves unidirectionnelles situées entre les différentes parties gonflables du dispositif de fixation 124, pour permettre leur gonflage mais pas leur dégonflage. De telles valves unidirectionnelles sont propres à permettre le passage de fluide de l’une des parties, par exemple celle disposée adjacente à la surface interne du cadre, vers toute autre partie, par exemple celle disposée adjacente à la surface externe du cadre et/ou sur une partie du fuselage autre que la surface transparente ouvrante. En variante, les valves unidirectionnelles sont propres à permettre le passage de fluide des parties disposées dans le cadre de la surface transparente vers toute autre partie sur une partie du fuselage autre que la surface transparente ouvrante.
Dans un tel cas, pour enlever le système de protection thermique, il est possible de dégonfler à partir du cockpit uniquement la ou les parties disposées adjacentes à la surface transparente ouvrante puis à partir du sol, les autres parties gonflées.
En variante, le système de valves est remplacé ou complété par un système de pinces de serrage. La pince de serrage comporte plusieurs positions d’ouverture et une position de fermeture. La position de fermeture empêche tout fluide de circuler entre les différentes parties gonflables. Une des positions d’ouverture est propre à permettre le passage de fluide de l’une des parties, par exemple celle disposée adjacente à la surface interne du cadre, vers toute autre partie, par exemple celle disposée adjacente à la surface externe du cadre et/ou sur une partie du fuselage autre que la surface transparente ouvrante. En variante, les pinces de serrage sont propres à permettre le passage de fluide des parties disposées dans le cadre de la surface transparente vers toute autre partie sur une partie du fuselage autre que la surface transparente ouvrante.
Les différentes positions d’ouverture permettent de régler le débit de gonflage ou dégonflage des différentes parties gonflables. Les pinces de serrage sont accessibles à partir du cockpit.
Dans un mode de réalisation, le dispositif de sécurité tel qu’il a été expliqué précédemment, est avantageusement combiné avec le système de valves ou le système de pinces de serrage.
Bien entendu, il est possible de combiner les deux modes de réalisation précités, en utilisant simultanément des dispositifs de fixation 24, 124 selon les deux modes de réalisation.
Ainsi, il est possible par exemple de disposer les dispositifs à ventouse 24 sur la surface transparente latérale 16 et éventuellement, sur la surface transparente frontale 12 et/ou sur la partie avant 18 de l’aéronef.
Les dispositifs à gonflage 124 peuvent quant à eux être disposés par exemple seulement autour des surfaces transparentes ouvrantes 14.

Claims

REVENDICATIONS
1. Système de protection thermique (10 ; 110) pour un aéronef comprenant un cockpit, le cockpit comprenant une pluralité de surfaces transparentes (12, 14,16), au moins deux surfaces transparentes (14) étant ouvrantes ; le système de protection (10 ; 110) comprenant :
- une protection thermique (22 ; 122) flexible déployable à partir du cockpit via les surfaces transparentes ouvrantes (14) et configurée pour couvrir au moins une surface transparente (12, 14, 16) de l’extérieur de l’aéronef et/ou une partie avant (18) de l’aéronef ;
- au moins un dispositif de fixation (14 ; 124) déployable à partir du cockpit via les surfaces transparentes ouvrantes (14) et configurée pour coopérer avec une surface extérieure de l’aéronef pour fixer ladite protection thermique sur la ou chaque surface transparente (12, 14, 16) correspondante et/ou sur la partie avant (18) de l’aéronef.
2. Système de protection thermique (10 ; 110) selon la revendication 1 , dans lequel la protection thermique (22, 122) comprend une couche en tissu ou en polymère notamment en polyamide.
3. Système de protection thermique (10 ; 1 10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la protection thermique (22 ; 122) est composée d’une pluralité d’éléments de protection aptes à être reliés entre eux, chaque élément de protection étant associé à une ou plusieurs surfaces transparentes (12, 14, 16) et/ou à la partie avant (18) de l’aéronef.
4. Système de protection thermique (10 ; 110) selon la revendication 3, comprenant au moins un dispositif de fixation (14 ; 124) au moins pour chaque couple d’éléments de protection adjacents, avantageusement pour chaque élément de protection, pour fixer cet ou ces éléments de protection.
5. Système de protection (10 ;110) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la protection thermique (22) comprend en outre au moins une ouverture permettant à un pilote ou à un opérateur de passer son buste à travers la protection (22) pour faciliter sa mise en place.
6. Système de protection thermique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel au moins un dispositif de fixation (24) est un dispositif à ventouse.
7. Système de protection thermique (10) selon la revendication 6, dans lequel ledit dispositif à ventouse (24) comprend :
- une base (31 ) comprenant une surface d’adhésion (35) destinée à adhérer à la surface extérieure de l’aéronef en créant du vide et une surface de fixation (36) opposée à la surface d’adhésion (35) ;
- une pièce de couverture (32) destinée à couvrir la surface de fixation (36) de la base (31 ) ;
- une pièce de fixation (33) destinée à fixer la pièce de couverture (32) à la base (31 ) pour fixer la protection thermique entre la pièce de couverture (32) et cette base (31 ).
8. Système de protection thermique (10) selon la revendication 7, dans lequel la pièce de fixation (33) est destinée à traverser la protection thermique (22) lors de la fixation de la pièce de couverture (32) à la base (31 ), avantageusement la pièce de fixation (33) comprenant une broche à bille ou une vis.
9. Système de protection thermique (10) selon la revendication 7 ou 8, dans lequel la base (31 ) comprend en outre un mécanisme de verrouillage apte à verrouiller la surface d’adhésion (35) dans une position adhérée.
10. Système de protection thermique (10) selon la revendication 9, dans lequel la base (31 ) comprend en outre un actionneur (42) destiné à traverser une ouverture formée dans la pièce de couverture (32) et une ouverture (46) formée dans la protection thermique (22) pour être visible et actionnable depuis l’extérieur de l’aéronef, l’actionneur (42) étant apte à actionner le mécanisme de verrouillage ; avantageusement l’actionneur (42) comprenant un indicateur (44) d’état de verrouillage et/ou d’état de pression négative visible de l’extérieur de l’aéronef.
11. Système de protection thermique (10) selon l’une quelconque des revendications de 7 à 10, dans lequel la pièce de couverture (32) est intégrée dans une poche formée dans la protection thermique (22).
12. Système de protection thermique (1 10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel au moins un dispositif de fixation (124) est un dispositif à gonflage comprenant deux parties gonflables s’étendant au moins partiellement le long d’une zone périphérique de la protection thermique (22) et destinées à être gonflées d’une part et d’autre d’un cadre de la surface transparente (12, 14, 16) correspondante pour fixer la protection thermique (122) dans ce cadre.
13. Système de protection thermique (1 10) selon la revendication 12, dans lequel au moins certaines des parties gonflables sont destinées en outre à être intégrées dans la protection thermique (122), notamment sur le pourtour de la protection thermique (122).
14. Système de protection thermique (110) selon l’une quelconque des revendications 12 ou 13, dans lequel le système de protection thermique (1 10) comporte une ou plusieurs valves unidirectionnelles situées entre les différentes parties gonflables du dispositif de fixation (124), les valves étant propres à permettre le passage de fluide de l’une des parties vers au moins une autre partie.
15. Système de protection thermique (110) selon l’une quelconque des revendications 12 ou 14, dans lequel le système de protection thermique (1 10) comporte une ou plusieurs pinces d’attache situées entre les différentes parties gonflables du dispositif de fixation (124), les pinces étant propres à permettre le passage de fluide de l’une des parties vers au moins une autre partie.
16. Système de protection thermique (110) selon l’une quelconque des revendications 12 à 15, dans lequel le système de protection thermique (1 10) comporte en outre un dispositif de sécurité apte à dégonfler au moins certaines des parties gonflables dans le cas d’une surpression.
17. Système de protection thermique (110) selon l’une quelconque des revendications de 12 à 16, dans lequel la protection thermique (122) comporte une bâche recouvrant le fuselage, la bâche étant séparée du fuselage par un volume d’air.
18. Système de protection thermique (110) selon l’une quelconque des revendications 12 à 17, dans lequel le système de protection thermique (1 10) comporte un capteur de pression situé dans les parties gonflables et une unité de commande propre à limiter la pression dans les parties gonflables. 21
19. Système de protection thermique (10 ; 110) selon l’une quelconque des revendications précédentes, comprenant en outre au moins une paire de sangles d’attache (25 ; 125) s’étendant de part et d’autre de la protection thermique (22 ; 122) pour l’attacher au moins partiellement autour du fuselage de l’aéronef.
20. Système de protection thermique (10 ; 1 10) selon la revendication 19, dans lequel les sangles d’attache (25 ; 125) de ladite paire de sangles d’attaches sont configurées pour s’attacher à une partie saillante du fuselage de l’aéronef, telle qu’un train d’atterrissage.
21. Procédé de fixation du système de protection thermique (10 ; 1 10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, comprenant les étapes suivantes :
- déploiement de la protection thermique (22 ; 122) à partir du cockpit via la surface transparente ouvrante (14) ;
- déploiement d’au moins une partie du dispositif de fixation (24 ; 124) à partir du cockpit via la surface transparente ouvrante (14) pour fixer la protection thermique (22 ;122).
22. Procédé de fixation selon la revendication 21 , dans lequel le système de protection thermique (10 ; 110) comprend en outre une paire de sangles d’attache (25 ; 125) s’étendant de part et d’autre de la protection thermique (22 ; 122) ; le procédé comprenant en outre une étape d’attache de la protection thermique (22 ; 122) au moins partiellement autour du fuselage de l’aéronef avec les sangles d’attache (25 ; 125).
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