FR2940785A1

FR2940785A1 - Jonction longitudinale pour panneaux de fuselage d'aeronef en materiaux composites

Info

Publication number: FR2940785A1
Application number: FR0950087A
Authority: FR
Inventors: Patrick Bernard; Sebestien Riva
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2009-01-08
Filing date: 2009-01-08
Publication date: 2010-07-09
Anticipated expiration: 2029-01-08
Also published as: US20120025023A1; EP2373539A1; CN102317153A; WO2010079282A1; FR2940785B1

Abstract

L'invention concerne une structure de fuselage d'aéronef comportant au moins un premier et un deuxième panneaux (1, 2) en matériaux composites, placés côte-à-côte le long d'une jointure (6) et assemblés l'un à l'autre par l'intermédiaire d'au moins une jonction longitudinale (20), ladite jonction longitudinale consistant en une double lisse en Ω comportant : - un premier et un second éléments en Ω (21, 22) comprenant chacun une tête (21 a, 22a) et deux âmes (21 b, 21 c, 22b, 22c), - une première semelle latérale (24) située dans la continuité de la première âme (21 b) du premier élément en Ω, - une deuxième semelle latérale (25) située dans la continuité de la dernière âme (22c) du second élément en Ω, et - une semelle centrale (23) reliant la deuxième âme (21 c) du premier élément en Ω avec la première âme (22b) du second élément en Ω et recouvrant la jointure entre les deux panneaux.

Description

JONCTION LONGITUDINALE POUR PANNEAUX DE FUSELAGE D'AERONEF EN MATERIAUX COMPOSITES

Domaine de l'invention L'invention concerne une jonction d'assemblage longitudinal de deux panneaux de fuselage d'aéronef en matériau composite. Cette jonction longitudinale intègre des lisses en oméga particulièrement adaptées aux structures en matériaux composites.

L'invention trouve des applications dans le domaine de l'assemblage de panneaux de fuselage d'aéronef et, en particulier, dans le domaine de l'assemblage de panneaux en matériaux composites utilisant, comme raidisseurs, des lisses en oméga.

Etat de la technique Un fuselage d'aéronef est une structure comportant généralement plusieurs tronçons sensiblement cylindriques aboutés les uns aux autres suivant des lignes de jonction, appelées jonctions circonférentielles, définissant des plans perpendiculaires à l'axe longitudinal du fuselage.

Chaque tronçon est généralement constitué de plusieurs panneaux assemblés les uns aux autres suivant des lignes de jonction, ou lignes de jointure, orientées sensiblement suivant des génératrices du fuselage. Ces deux types de jonctions sont des zones de fragilité du fuselage qu'il convient de renforcer pour résister aux fortes sollicitations auxquelles le fuselage est soumis en vol. Les panneaux d'un tronçon sont assemblés le long d'une ligne de jointure au moyen de jonctions longitudinales. Ces jonctions longitudinales peuvent être réalisées selon différentes techniques en fonction, notamment, du type de structure de l'aéronef. Par exemple, dans une structure de fuselage métallique, où tous les panneaux sont en métal, les jonctions longitudinales peuvent être réalisées en bout-à-bout, au moyen de lisses installées le long de la jointure des panneaux à assembler. Les lisses sont des pièces profilées utilisées dans une structure de fuselage de l'aéronef pour raidir la peau et certaines zones spécifiques telles que les encadrements de portes et de hublots. Les lisses peuvent avoir des sections de formes différentes, par exemple en T, en Z, en L, etc.

Sur la figure 1, on a représenté un exemple de structure de fuselage d'aéronef métallique dans laquelle la jonction longitudinale est réalisée au moyen d'une lisse en T. Dans cet exemple, la structure comporte un panneau 1 (intégrant un hublot 3) et un panneau 2, à assembler l'un avec l'autre. Le panneau 2 est raidi par l'intermédiaire d'une pluralité de lisses en Z, référencées 4. Les panneaux 1 et 2 sont reliés par l'intermédiaire d'une lisse en T. Sur la figure 2, on a représenté un exemple de jonction longitudinale, selon une vue en coupe, réalisée au moyen d'une lisse en T. Dans cet exemple, les panneaux 1 et 2 sont raidis chacun par des lisses 4 en Z et assemblés l'un avec l'autre par une lisse 5 en T. Cette lisse en T forme la jonction longitudinale le long de la jointure 6 des panneaux 1 et 2 à assembler. La lisse en T est fixée, comme montré sur la figure 2, par sa semelle horizontale 51, sur chacun des panneaux 1 et 2. L'âme 52 de la lisse en T permet la reprise d'autres éléments de la structure. Sur ces figures, et en particulier sur la figure 1, on voit que le pas entre deux lisses, en Z ou en T, est régulier. Dans un environnement composite, c'est-à-dire dans un aéronef à fuselage au moins partiellement composite, les lisses utilisées sont généralement des lisses en oméga (ou lisses en 0), de préférence aux lisses en Z ou en L. En effet, les lisses en Q offrent une meilleure stabilité et une meilleure tenue à la pression interne. On a représenté, sur la figure 3 un exemple d'une structure composite raidie par des lisses en Q référencées 8. Toutefois, de par sa forme non pleine, la lisse en Q ne peut être utilisée comme jonction longitudinale. En effet, le positionnement d'une lisse en Q sur la jointure entre les panneaux à assembler ne permettrait pas un recouvrement de ladite jointure. Aussi, pour réaliser une jonction longitudinale en bout-à-bout, dans une structure composite, il a été envisagé d'utiliser une lisse en T. Un exemple de jonction longitudinale par une lisse en T est représenté sur la figure 4. Comme expliqué précédemment, la lisse 5 en T est fixée par sa semelle sur chacun des panneaux 1 et 2. Des lisses 8 en Q sont fixées de part et d'autre de la jointure 6 pour raidir la structure. Cependant, l'introduction d'une lisse 5 en T au milieu de lisses 8 en Q a un impact important sur le lissage, car les lisses en T viennent perturber la distribution des lisses en 0. Le pas entre lisses n'est plus uniforme et régulier, comme montré sur la figure 3. En effet, de par leur conception, les pas entre deux lisses en Q et deux lisses en T sont différents. En conséquence, l'introduction d'une lisse en T pour former une jonction longitudinale modifie le pas entre lisses, à proximité de la jointure des deux panneaux. Le lissage ne peut alors pas être optimisé du fait de la présence de la lisse en T. Une autre technique a été envisagée pour réaliser une jonction longitudinale dans une structure composite raidie par des lisses en 0. Cette technique consiste à utiliser une lisse 9 en U comme jonction longitudinale, comme montré sur la figure 5. Cependant, cette lisse en U apporte également une perturbation sur la distribution du lissage car elle ne permet pas d'avoir un lissage uniforme et régulier entre les lisses 8 en Q et la lisse 9 en U. Une autre technique de jonction longitudinale est une technique par recouvrement de panneaux. Cette technique de jonction par recouvrement de panneaux consiste à placer les extrémités des deux panneaux à assembler en recouvrement. Pour cela, un des panneaux est placé au-dessus de l'autre, formant à la jointure une surépaisseur. Le recouvrement est réalisé de sorte que le panneau extérieur est installé dans le sens de l'écoulement aérodynamique du fuselage afin de ne pas générer de pénalité sur les performances de l'aéronef. Un exemple d'une telle jonction longitudinale par recouvrement est représenté sur la figure 6. Sur cette figure, les panneaux 1 et 2 sont placés partiellement l'un sur l'autre. Pour assurer l'assemblage des deux panneaux au niveau de leur jointure, une zone d'un des panneaux est déformée. Dans l'exemple de la figure 6, l'extrémité 1 a, 1 b du panneau 1 est déformée afin de s'insérer sous le panneau 2. La zone 1 a du panneau 1 est déformée de façon à être placée sous l'extrémité du panneau 2. La zone 1 b du panneau 1 est déformée de façon à assurer la continuité du panneau entre la zone 1 a et la zone l c non déformée.

Dans cet exemple, les panneaux 1 et 2 sont raidis par des lisses en 0. La lisse 8 en Q du panneau 2 est fixée par des éléments de fixation 7 à travers les deux épaisseurs de panneaux, c'est-à-dire à travers le panneau 2 et à travers la zone 1 a du panneau 1. Toutefois, la réalisation de la zone déformée du panneau est relativement onéreuse. En effet, elle nécessite un moule de fabrication du panneau en matériau composite spécifique avec une formation de plis pour réaliser la déformation. De plus, dans la zone déformée, la lisse en Q se trouve inclinée ce qui empêche d'avoir un lissage uniforme et régulier entre l'ensemble des lisses en 0. En effet, avec une telle technique, les lisses en Q ne sont pas toutes sur le même plan circonférentiel du fait de la déformation de l'extrémité d'un panneau. Toutes les techniques évoquées précédemment ne permettent pas d'obtenir un lissage optimum de la structure composite. En effet, la technique de jonction utilisant une lisse en T ou une lisse en U nécessite de connaître, au préalable, la position exacte de la lisse de jonction (lisse en T ou en U) pour pouvoir effectuer un lissage en Q de la structure, le moins dégradé possible (c'est-à-dire le plus régulier possible). Quant à la technique de jonction par recouvrement de panneaux, elle nécessite de connaître la position exacte de la jonction pour pouvoir réaliser le panneau en conséquence.

Avec de telles techniques, il est essentiel de connaitre la position de la jonction avant de réaliser la structure. Il n'est donc pas possible de modifier la forme d'un panneau de fuselage en utilisant un découpage de panneau déjà existant. Ainsi, pour effectuer un découpage de panneaux différent, nécessitant une nouvelle jonction longitudinale 10, comme montré sur la figure 7, il est nécessaire de modifier entièrement le lissage des panneaux situés autour de cette jonction longitudinale, toute intégration d'une nouvelle jonction longitudinale ayant nécessairement des impacts sur le lissage des panneaux de fuselage.

Exposé de l'invention L'invention a justement pour but de remédier aux inconvénients des techniques exposées précédemment. A cette fin, l'invention propose une jonction longitudinale, de type bord à bord, permettant d'assembler deux panneaux de fuselage en matériau composite tout en conservant un pas régulier entre les lisses. Cette jonction longitudinale est constituée d'une double lisse en Q comportant une semelle centrale recouvrant la jointure entre les deux panneaux. Cette jonction longitudinale permet un assemblage bord à bord de panneaux avec un lissage uniforme et régulier en oméga. De façon plus précise, l'invention concerne une structure de fuselage d'aéronef comportant au moins un premier et un deuxième panneaux en matériau composite, placés côte-à-côte le long d'une jointure et assemblés l'un à l'autre par l'intermédiaire d'au moins une jonction longitudinale, caractérisée en ce que la jonction longitudinale consiste en une double lisse en Q comportant : - un premier et un second éléments en 0, comprenant chacun une 5 tête et deux âmes, - une première semelle latérale située dans la continuité de la première âme du premier élément en 0, - une deuxième semelle latérale située dans la continuité de la dernière âme du second élément en 0, et 10 - une semelle centrale reliant la deuxième âme du premier élément en Q avec la première âme du second élément en Q et recouvrant la jointure entre les deux panneaux. L'invention peut comporter une ou plusieurs des caractéristiques suivantes : 15 - la semelle centrale a une longueur double de celle de la première ou de la deuxième semelle latérale. - la semelle centrale est réalisée d'une seule pièce avec les éléments en Q et les première et deuxième semelles latérales. - la semelle centrale est fixée sur chaque panneau au moyen 20 d'éléments de fixations placés de part et d'autre de la jointure. - la jonction longitudinale comporte une troisième lisse montée sur la semelle centrale. - la troisième lisse est une lisse en T. - la jonction longitudinale comporte une bride interne ou externe 25 montée sur la semelle centrale. - la jonction longitudinale comporte une surépaisseur intégrée dans la semelle centrale. L'invention concerne aussi un fuselage d'aéronef comportant au moins deux tronçons assemblés par une jonction circonférentielle, 30 caractérisé en ce que chaque tronçon comporte une structure telle que décrite précédemment. L'invention concerne également un aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte au moins une structure telle que décrite précédemment. 35 Brève description des dessins La figure 1, déjà décrite, représente un exemple de structure de fuselage métallique à jonction longitudinale réalisée par une lisse en T. La figure 2, déjà décrite, représente une vue en coupe d'une jonction longitudinale à lisse en T, sur une structure métallique. La figure 3, déjà décrite, représente une section de lissage en oméga d'une structure en matériau composite. La figure 4, déjà décrite, représente une vue en coupe d'une jonction longitudinale à lisse en T, sur une structure en matériau composite.

La figure 5, déjà décrite, représente une vue en coupe d'une jonction longitudinale à lisse en U, sur une structure en matériau composite. La figure 6, déjà décrite, représente une vue en coupe d'une jonction longitudinale par recouvrement de panneaux. La figure 7, déjà décrite, représente un exemple de tronçon d'aéronef dans lequel une nouvelle jonction longitudinale doit être intégrée. La figure 8 représente une vue en coupe d'une jonction longitudinale selon l'invention. Les figures 9, 10 et 11 représentent des exemples de jonctions longitudinales selon l'invention, avec insertion d'une lisse en T, d'une bride supplémentaire ou d'une surépaisseur de la lisse.

Description détaillée de modes de réalisation de l'invention La jonction longitudinale de l'invention comporte une double lisse en Q avec semelle centrale, apte à être fixée sur une jointure entre deux panneaux de fuselage. Un exemple d'une telle jonction longitudinale est représenté sur la figure 8. Cette jonction 20 à double lisse en Q comporte un premier élément en 0, référencé 21, et un second élément en 0, référencé 22, reliés par une semelle centrale 23. Chacun de ces éléments en Q comprend une tête, respectivement 21a et 22a, et deux âmes, respectivement, 21b, 21c et 22b, 22c. La tête de chacun de ces éléments en 0, 21, 22, est apte à reprendre des éléments de la structure. La jonction 20 comporte également une première semelle 24 située dans la continuité de la première âme 21b du premier élément en 0, 21, ainsi qu'une deuxième semelle 25 située dans la continuité de la deuxième âme 22c du second élément en 0, 22.

Les éléments en Q et les semelles latérales 24 et 25 sont identiques à l'élément en Q et à la semelle d'une lisse en Q classique telle que décrite précédemment. La jonction 20 de l'invention comporte en outre une semelle centrale 23 reliant la deuxième âme 21c du premier élément en Q 21 avec la première âme 22b du second élément en Q 22 et recouvrant la jointure 6 entre les deux panneaux 1 et 2. La semelle centrale 23 a une longueur double d'une semelle de lisse en Q classique. La semelle centrale 23 et les semelles latérales 24 et 25 sont fixées sur les panneaux 1 et 2 par des éléments de fixation classiques. Plus précisément, la semelle 24 est fixée sur le panneau 1 et la semelle 25 est fixée sur le panneau 2. La semelle centrale 23 est fixée à la fois sur le panneau 1 et sur le panneau 2. On comprend, de la description qui précède, que la jonction longitudinale de l'invention a une dimension totale correspondant à celle de deux lisses en Q placées bout à bout. Elle présente ainsi l'avantage d'offrir un pas régulier entre les lisses en Q et la jonction longitudinale. En effet, la jonction longitudinale 20 ayant une longueur double de celle d'une lisse en 0, la juxtaposition de lisses en Q et de jonctions longitudinales 20 est régulière. Le lissage peut donc être uniforme malgré la présence de jonctions longitudinales. Avec une telle technique, le lissage est relativement simple à effectuer car la jonction à double lisse en Q peut être placée à la jointure des deux panneaux tout en conservant le lissage précédent puisque le pas entre deux lisses en Q est conservé. Il est ainsi facile de modifier une découpe de panneaux en insérant une nouvelle jonction longitudinale puisqu'il suffit de remplacer deux lisses en Q classiques par une jonction à double lisses. La jonction longitudinale 20 permet, en outre, que des éléments supplémentaires soient insérés sur la semelle centrale 23 afin d'offrir des fonctions supplémentaires, suivants les besoins, à ladite jonction. Sur la figure 9, on a représenté une vue en coupe d'une jonction longitudinale selon l'invention intégrant une lisse en T. Dans cet exemple, une lisse en T, référencée 30, a été montée sur la semelle centrale 23 de la jonction 20 pour permettre une éventuelle reprise d'autres éléments. Cette lisse en T peut être fixée sur la semelle centrale 23 par les mêmes éléments de fixation 7 que ceux fixant la semelle centrale sur les panneaux 1 et 2. On comprendra que, dans ce mode de réalisation, le pas de lissage reste identique à celui d'un lissage en 0, car la lisse 30 en T est simplement installée au-dessus de la jonction longitudinale. Ce mode de réalisation de la jonction longitudinale a été décrit pour une lisse en T. Il est bien entendu que d'autres types de lisses, par exemple une lisse en U, peuvent être installés à la place de la lisse en T. Sur la figure 10, on a représenté une vue en coupe d'une jonction longitudinale de l'invention intégrant une bride, appelé aussi strap. Dans cet exemple, un strap interne est positionné au-dessus de la semelle centrale 23 et fixé, via la semelle centrale 23, aux panneaux 1 et 2. Un strap est un élément de renfort apte à renforcer une structure. Un strap peut être interne, comme sur la figure 10, c'est-à-dire installé sur une face interne de la structure. Il peut aussi être externe, c'est-à-dire installé sur la face externe de la structure.

Sur la figure 11, on a représenté une vue en coupe d'une jonction longitudinale de l'invention intégrant une surépaisseur. Dans cet exemple, une surépaisseur est insérée dans la semelle centrale 23. Cette surépaisseur 50 peut être réalisée en matériau composite, au moyen d'un pli supplémentaire permettant de renforcer la jonction longitudinale 20 à proximité de la jointure 6. La semelle centrale est alors réalisée de façon à être plus épaisse, ce qui lui permet d'assurer des fonctions supplémentaires ou bien de renforcer la jonction entre les panneaux en cas de transfert de forces particulièrement important. On remarquera que, dans tous les exemples des figures 8 à 10, on a représenté les éléments de fixation 7 de la jonction longitudinale répartis sur l'ensemble des semelles latérales et centrale. Par contre, dans l'exemple de la figure 11, on a représenté uniquement les éléments de fixation des semelles centrale 23 et latérale 25. Dans cet exemple, la première semelle latérale 24 ne comporte pas d'élément de fixation ; elle est co-bondée avec le panneau 1. En effet, la jonction 20 telle qu'elle vient d'être décrite est réalisée d'une seule et même pièce, suivant les techniques conventionnelles de fabrication de lisses en Q ; seule la forme du moule de fabrication change afin d'obtenir la forme en double 0. Il est donc possible de co-bonder une des semelles latérales de la jonction à double lisse en oméga sur un des panneaux, ce qui permet de supprimer une rangée d'éléments de fixation et donc de diminuer la masse globale de l'aéronef. Ce mode de réalisation entraine, en outre, un gain de temps lors de l'assemblage des panneaux. La jonction longitudinale que vient d'être décrite permet de réaliser l'assemblage longitudinal en bout à bout de tous les panneaux du fuselage, quel que soit la section de fuselage considérée. En effet, mêmes les sections du fuselage fortement coniques ou celle comportant des jonctions orbitales peuvent être réalisées, avec la jonction longitudinale de l'invention, sans nécessiter de cales biaises.10

Claims

REVENDICATIONS1 - Structure de fuselage d'aéronef comportant au moins un premier et un deuxième panneaux (1,
2) en matériaux composites, placés côte-à-côte le long d'une jointure (6) et assemblés l'un à l'autre par l'intermédiaire d'au moins une jonction longitudinale (20), caractérisée en ce que la jonction longitudinale consiste en une double lisse en Q comportant : - un premier et un second éléments en 0 (21, 22) comprenant chacun une tête (21 a, 22a) et deux âmes (21 b, 21 c, 22b, 22c), - une première semelle latérale (24) située dans la continuité de la première âme (21 b) du premier élément en 0, - une deuxième semelle latérale (25) située dans la continuité de la dernière âme (22c) du second élément en 0, et - une semelle centrale (23) reliant la deuxième âme (21c) du premier élément en Q avec la première âme (22b) du second élément en Q et recouvrant la jointure entre les deux panneaux. 2 - Structure selon la revendication 1, caractérisée en ce que la semelle centrale (23) a une longueur double de celle de la première (24) ou de la deuxième (25) semelle latérale.
3 - Structure selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que la semelle centrale (23) est réalisée d'une seule pièce avec les éléments en Q (21, 22) et les première et deuxième semelles latérales (24, 25).
4 - Structure selon la revendication 1 à 3, caractérisée en ce que la semelle centrale (23) est fixée sur chaque panneau au moyen d'éléments de fixations (7) placés de part et d'autre de la jointure.
5 - Structure selon la revendication 1 à 4, caractérisée en ce que la jonction longitudinale comporte une troisième lisse (30) montée sur la semelle centrale. 35
6 - Structure selon la revendication 5, caractérisée en ce que la troisième lisse (30) est une lisse en T.30
7 - Structure selon la revendication 1 à 5, caractérisée en ce que la jonction longitudinale comporte une bride (40) interne ou externe montée sur la semelle centrale.
8 - Structure selon la revendication 1 à 5, caractérisée en ce que la jonction longitudinale comporte une surépaisseur (50) intégrée dans la semelle centrale. 10 9 ù Fuselage d'aéronef comportant au moins deux tronçons assemblés par une jonction circonférentielle, caractérisé en ce que chaque tronçon comporte une structure selon l'une quelconque des revendications 1 à 8. 15 10 - Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte au moins une structure selon l'une quelconque des revendications 1 à 8.5