SECHE D'UN AERONEF

DOMAINE TECHNIQUE

La présente invention concerne une porte d'accès au réservoir de carburant ou à une zone sèche d'un aéronef. L'invention trouve une application particulièrement avantageuse lorsque le réservoir de carburant ou la zone sèche est disposé dans la voilure composite d'un aéronef et que l'accès permet à un opérateur de pénétrer dans le réservoir ou la zone sèche pour effectuer une maintenance ou un contrôle.

A IE E-PLAN DE L'INVENTION

Les aéronefs présentent des compartiments dédiés au stockage du carburant utilisé au cours du vol. Ces compartiments sont des réservoirs disposés dans des segments spécifiques de l'aéronef, par exemple dans les ailes. Ces réservoirs comportent une porte d'accès destinée à obturer une ouverture de passage réalisée dans l'aéronef pour permettre aux équipes de maintenance d'inspecter les parois internes des réservoirs. La porte d'accès permet d'accéder au réservoir depuis l'extérieur de l'aéronef

Cette porte d'accès assure une double fonction d'étanchéité et de résistance à toutes les contraintes extérieures tel que les chocs, la chaleur, le poids de l'homme, etc .). Pour vérifier la résistance à la chaleur, la porte d'accès peut subir un test de résistance normalisé, consistant à employer un brûleur positionné à quelques dizaines de centimètres de la porte d'accès à l'extérieur de l'aéronef dont le réservoir contient du carburant ou du gaz. Le brûleur applique une température de l'ordre de 1100°C pendant 5 minutes. S'agissant des performances mécaniques, un aéronef s'étend de plusieurs centimètres en vol et les extrémités des ailes subissent un déplacement de plusieurs mètres par rapport à leurs états au sol. Ainsi, les matériaux constitutifs des ailes subissent des fortes contraintes de résistance en traction et en cisaillement. Pour répondre à ces contraintes, il est connu du document EP 2 746 150 d'utiliser une porte d'accès pour un réservoir d'un aéronef comportant un panneau interne et un panneau externe. Les deux panneaux sont montés en pincement autour du revêtement de l'aéronef

A cet effet, le panneau interne comporte au moins une pièce taraudée apte à recevoir au moins une vis pénétrant à travers un alésage du panneau externe de sorte à solidariser le panneau externe avec le panneau interne, en serrant ainsi le pourtour de l'ouverture. En outre, le mode de réalisation de la Figure 4 du document EP 2 746 150 illustre un panneau externe présentant deux pièces en aluminium à l'intérieur desquels une mousse est disposée.

L'utilisation du montage en pincement des deux panneaux autour du revêtement de l'aéronef est particulièrement efficace pour répondre aux contraintes de résistance en traction et en cisaillement. En outre, les deux pièces en aluminium du panneau externe répondent aux contraintes de résistance aux chocs et à la chaleur alors que le panneau interne répond aux contraintes d'étanchéité.

Cependant, l'utilisation d'une pièce métallique au contact du revêtement composite de la voilure de l'aéronef nécessite de traiter spécifiquement l'état de la surface de la pièce métallique afin que les frottements répétés de la pièce métallique sur le revêtement ne détériorent pas le revêtement. En outre, l'utilisation de deux pièces métalliques impacte négativement le poids de l'aéronef Un problème technique de l'invention est d'obtenir une porte d'accès au réservoir de carburant ou à une zone sèche d'un aéronef formée de deux panneaux supprimant les inconvénients de l'art antérieur tout en répondant aux contraintes de résistance mécanique aux chocs et de dissipation de la chaleur. EXPOSE DE L'INVENTION

La présente invention propose de répondre à ce problème technique en utilisant les propriétés intrinsèques des matériaux composites et du titane. Une pièce en titane assure la résistance mécanique aux chocs et la dissipation de la chaleur tandis qu'une pièce en matériau composite permet de limiter le volume et le poids du panneau externe tout en présentant une zone de contact privilégiée avec un revêtement composite d'une voilure d'un aéronef. A cet effet, l'invention concerne une porte d'accès au réservoir de carburant ou à une zone sèche d'un aéronef, la porte d'accès comportant :

- un panneau externe destiné à être disposé à l'extérieur de l'aéronef et en appui sur une première face d'un revêtement de l'aéronef, et

- un panneau interne destiné à être disposé à l'intérieur du réservoir de l'aéronef et en appui sur une seconde face, opposée à la première face, du revêtement de l'aéronef,

- le panneau interne comportant au moins une pièce taraudée apte à recevoir au moins une vis pénétrant à travers un alésage du panneau externe de sorte à solidariser le panneau externe avec le panneau interne.

Le panneau externe comporte deux pièces distinctes :

- une pièce inférieure réalisée en titane, et destinée à venir à l'extérieur de la porte d'accès, et

- une pièce supérieure réalisée à partir d'un matériau composite à matrice thermoplastique, et venant en regard du panneau interne,

- les deux pièces étant liées entre elles par un composé polysoufré réticulé en présence d'oxyde métallique ou d'époxy, ce composé étant apte à fixer les deux pièces entre elles tout en présentant une capacité de déformation suffisante pour maintenir la fixation entre les pièces lors d'une élongation ou lors d'un rétrécissement d'une des pièces dans une situation de vol d'un aéronef. La pièce inférieure en titane permet de répondre aux contraintes de résistance à la chaleur et de résistance aux impacts. Par exemple, la pièce inférieure en titane est particulièrement efficace pour résister aux chocs de débris du moteur lorsqu'un moteur de l'aéronef explose. Ainsi, l'invention limite fortement les risques d'explosion du carburant contenu dans la voilure en cas d'explosion du moteur. En outre, le titane assure une conduction électrique avantageuse pour évacuer les charges électriques en cas d'impact de foudre et il facilite la pose d'une peinture sur le panneau externe.

En complément, l'utilisation d'un matériau composite sur la pièce supérieure permet de le transfert de chaleur pour les risques de feu, mais aussi limiter le volume et le poids du panneau externe tout en présentant une zone de contact privilégiée avec un revêtement composite d'une voilure d'un aéronef.

Selon un mode de réalisation, la pièce supérieure présente un gaufrage s 'étendant dans la cavité formée entre les deux panneaux lorsque les deux panneaux sont fixés l'un avec l'autre pour former la porte d'accès au réservoir. Ce mode de réalisation permet de limiter le volume de la cavité et d'augmenter la résistance mécanique de la porte. Selon un mode de réalisation, le panneau interne est réalisé par deux pièces distinctes :

- une pièce inférieure réalisée à partir d'un matériau composite à matrice thermoplastique, et

- une pièce supérieure réalisée à partir d'un matériau composite à matrice thermoplastique.

Ce mode de réalisation permet de former une double barrière étanche entre la cavité et le réservoir de l'aéronef. En outre, l'utilisation de matériaux composites permet de limiter le volume et le poids du panneau interne. Selon un mode de réalisation, la pièce inférieure présente un gaufrage s'étendant dans une cavité formée entre les deux panneaux lorsque les deux panneaux sont fixés l'un avec l'autre pour former la porte d'accès au réservoir. Ce mode de réalisation permet de limiter le volume de la cavité et d'augmenter la résistance mécanique de la porte.

Selon un mode de réalisation, la porte d'accès comporte au moins un raidisseur disposé dans le volume du gaufrage. Ce mode de réalisation permet d'améliorer la résistance mécanique du panneau.

Selon un mode de réalisation, le gaufrage présente une ouverture dans la cavité. Ce mode de réalisation permet de limiter la pression entre les deux pièces au niveau des gaufrages. Selon un mode de réalisation, le matériau composite à matrice thermoplastique est réalisé à partir d'une préforme fibreuse en carbone. Ce mode de réalisation permet de profiter des propriétés conductrices du carbone, et ainsi de transmettre les charges électriques générées par le frottement du carburant sur le panneau interne. Selon un mode de réalisation, la préforme fibreuse comporte un pli de verre associé à plusieurs plis de carbones. Ce mode de réalisation permet de créer un écran isolant électrique à l'intérieur du matériau composite.

Selon un mode de réalisation, le matériau composite à matrice thermoplastique est réalisé avec une matrice à base d'un composant compris dans le groupe comprenant : le polysulfure de phénylène (PPS), le polyétherarylcétones (PEAK), le polyéthercétonecétone (PEK ), ou leurs dérivés. Ce mode de réalisation est particulièrement efficace pour répondre à contraintes mécaniques et chimiques subies par le matériau composite. Selon un mode de réalisation, le matériau composite est auto-extinguible. Ce mode de réalisation permet, lors des tests de chaleur avec un brûleur, de limiter la propagation de la chaleur lorsque le brûleur est éteint. En outre, du fait de son caractère métallique, la pièce inférieure en titane a pour effet de maintenir la résistance de l'ensemble du composite et évite les fuites de carburant.

DESCRIPTION SOMMAIRE DES FIGURES

La manière de réaliser l'invention ainsi que les avantages qui en découlent, ressortiront bien du mode de réalisation qui suit, donné à titre indicatif mais non limitatif, à l'appui des figures annexées dans lesquelles les figures 1 à 10 représentent :

- Figure 1 : une vue en perspective partielle d'une porte d'accès au réservoir de carburant d'un aéronef selon un premier mode de réalisation de l'invention ;

- Figure 2 : une vue en perspective partielle de dessus d'un panneau externe selon un second mode de réalisation ;

- Figure 3 : une vue en perspective partielle de dessus d'un panneau externe selon un troisième mode de réalisation ;

- Figure 4 : une vue en perspective partielle de dessus du panneau interne de la Figure 1 ;

- Figure 5 : une vue en perspective partielle de dessous du panneau interne de la Figure 1 ;

- Figure 6 : une vue en perspective partielle de dessus d'un panneau interne selon un second mode de réalisation ;

- Figure 7 : une vue en perspective partielle de dessus d'un panneau interne selon un troisième mode de réalisation ;

- Figure 8 : une vue en perspective partielle de dessous du panneau interne de la Figure 7 ; et

- Figure 9 : une vue en coupe représentant schématiquement une porte d'accès au réservoir de carburant d'un aéronef selon un second mode de réalisation de l'invention lors d'un phénomène de décharge électrique; et

- Figure 10 : une vue en coupe représentant schématiquement la porte de la Figure 9 lors d'un phénomène de transmission de la foudre. DESCRIPTION DÉTAILLÉE DE L'INVENTION

La Figure 1 illustre une porte d'accès au réservoir de carburant d'un aéronef. La porte d'accès comporte un panneau externe 10 relié à un panneau interne 11 de sorte à enserrer un revêtement 12 d'une voilure d'un aéronef. De préférence, la porte d'accès est disposée au niveau du revêtement inférieur de la voilure. En variante, le réservoir peut être disposé hors de la voilure d'un aéronef sans changer l'invention.

Dans la suite de la description, les pièces supérieures et inférieures font référence à la position des éléments de la porte d'accès lorsque celle-ci est montée sur un revêtement 12 inférieur de la voilure d'un aéronef et lorsque l'aéronef est posé au sol. Dans cette configuration, le panneau interne 11 se trouve au-dessus du panneau externe 10. La porte d'accès peut être disposée à d'autres endroits d'un aéronef, la dénomination supérieure ou inférieure des pièces n'ayant alors plus d'effet.

Le panneau externe 10 est solidarisé avec le panneau interne 11 au moyen d'au moins une vis 44 pénétrant dans un alésage 40 du panneau externe 10 et vissée dans un filetage d'un insert 20 fixé sur le panneau interne 11. De préférence, le panneau externe 10 est relié avec le panneau interne 11 au moyen d'un nombre de vis 44 et d'inserts 20 compris entre 8 et 30.

Le panneau externe 10 comporte deux pièces distinctes : une pièce inférieure 26 destinée à venir à l'extérieur de l'aéronef et une pièce supérieure 27 destinée à s'étendre dans une cavité 50 formée entre les deux panneaux 10, 11.

La pièce inférieure 26 est réalisée en titane permettant ainsi de répondre aux contraintes de résistance à la chaleur et de résistance aux impacts. Par exemple, la pièce inférieure 26 en titane est particulièrement efficace pour résister aux chocs de débris du moteur lorsqu'un moteur de l'aéronef explose. Ainsi, l'explosion d'un moteur n'entraine pas l'explosion du carburant contenu dans la voilure. En outre, le titane assure une conduction électrique pour la foudre et facilite la pose d'une peinture sur le panneau externe 10. De préférence, la pièce inférieure 26 est plane pour répondre aux contraintes d' aérodynamisme. La pièce supérieure 27 est réalisée à partir d'un matériau composite à matrice thermoplastique. L'utilisation d'un matériau composite pour la pièce supérieure 27 du panneau externe 10 permet de réaliser un gaufrage 28 s 'étendant dans la cavité 50 de sorte à réduire le volume de la cavité 50. Le gaufrage 28 présente une ou plusieurs gorges en forme de U ou Ω dont la base inférieure permet de fixer les deux pièces 26, 27 entre elles.

En outre, l'utilisation d'un matériau composite permet de limiter le volume et le poids du panneau externe 10 tout en présentant une zone de contact privilégiée avec un revêtement 12 composite d'une voilure d'un aéronef. En effet, lorsqu'une pièce métallique est positionnée au contact d'un revêtement 12 composite, l'état de la surface de la pièce métallique doit subir un traitement spécifique pour éviter que les aspérités de la pièce métallique ne dégradent le revêtement 12 composite. Lorsque la porte d'accès subit un test de résistance à la chaleur, un brûleur est positionné à quelques dizaines de centimètres de la porte d'accès à l'extérieure de l'aéronef dont le réservoir contient du carburant ou du gaz. Le brûleur applique une température de l'ordre de 1100°C pendant 5 minutes. Du fait de son caractère métallique, et de sa résistance thermique, la pièce inférieure 26 en titane a pour effet de maintenir l'étanchéité de la pièce intérieur de la voilure. De préférence, le matériau composite de la pièce supérieure 27 sera choisi parmi les matériaux auto-extinguibles de sorte à limiter la propagation de la chaleur lorsque le brûleur est éteint.

Les deux pièces 26, 27 sont liées entre elles par un composé polysoufré réticulé en présence d'oxyde métallique ou d'époxy. Parmi les composés polysoufrés réticulés en présence d'oxyde métallique, le PR- 780, le PR-1422, le PR-1425 ou le PR 1436 sont des produits en deux composants à base de caoutchouc liquide polysulfure. Après mélange avec l'oxyde métallique, le caoutchouc polymérise à température ambiante, sans retrait, en donnant un caoutchouc ferme et flexible ayant une excellente adhérence sur le titane de la pièce inférieure 26 et sur le matériau composite de la pièce supérieure 27. De même, le PR-1440 et le PR-1750 sont des produits composés de caoutchouc liquide polysulfure et d'un accélérateur à base de manganèse. Parmi les composés polysoufrés réticulés en présence d'époxy, le PR-1826 est un mastic bicomposant à base de polymère liquide polythioéther. Après mélange avec l'époxy, le polythioéther polymérise à température ambiante en donnant un matériau flexible ayant une excellente adhérence sur le titane de la pièce inférieure 26 et sur le matériau composite de la pièce supérieure 27.

En outre, le composé est choisi de sorte à garantir la fixation entre les deux pièces 26, 27 tout en présentant une capacité de déformation suffisante pour maintenir la fixation entre les pièces 26, 27 lors d'une élongation ou lors d'un rétrécissement d'une des pièces 26, 27 dans une situation de vol d'un aéronef. Pour répondre aux contraintes de fixation entre les pièces 26, 27, la résistance à la rupture en cisaillement du composé doit être supérieure à 1,5 MPa. Pour répondre aux contraintes de déformation des pièces 26, 27, le taux de déformation volumique du composé doit être compris entre 5% et 300%. En variante, tel qu'illustré sur la Figure 2, le gaufrage 28 de la pièce supérieure 27 correspond à un rebord annulaire formant un chapeau dont les bords externes sont destinés à fixer les deux pièces 26, 27 entre elles. Des raidisseurs 41 en forme de U ou Ω sont disposés entre le volume interne du chapeau et la pièce inférieure 26 de sorte à augmenter la résistance mécanique du panneau externe 10. Ce mode de réalisation permet de limiter le volume de la cavité 50 formée entre les deux panneaux 10, 11 notamment lorsque la voilure présente une épaisseur importante.

En variante, tel qu'illustré sur la Figure 3, le gaufrage 28 de la pièce supérieure 27 présente une structuration complexe au moyen de facettes 42 dont la forme est déterminée pour augmenter la résistance mécanique du panneau externe 10 tout en limitant le volume de la cavité 50 formée entre les deux panneaux 10, 11.

Le panneau interne 11 comporte deux pièces distinctes : une pièce supérieure 13 destinée à venir au contact du carburant du réservoir et une pièce inférieure 14 destinée à s'étendre dans la cavité 50 formée entre les deux panneaux 10, 11. De préférence, les deux pièces 13, 14 sont réalisées à partir d'un matériau composite à matrice thermoplastique. Les Figures 1, 4 et 5 illustrent une pièce supérieure 13 du panneau interne 11 sensiblement plane. La face plane de la pièce supérieure 13 permet de ne pas retenir de carburant dans la paroi interne 11 lorsque le réservoir est vidé et qu'un opérateur ouvre la porte d'accès. En outre, l'utilisation de matériaux composites pour la pièce supérieure 13 du panneau interne 11 permet d'augmenter localement l'épaisseur de la pièce supérieure 13 afin de créer des raidisseurs mécaniques.

En variante, tel qu'illustré sur les modes de réalisation des Figures 6 à 10, la pièce supérieure 13 présente une partie terminale s'étendant en direction de la pièce inférieure 14. Dans les modes de réalisation des Figures 1 à 8, la pièce inférieure 14 présente un palier intermédiaire 31 et une gorge 17 disposées à son extrémité terminale. La partie supérieure de la gorge 17 s'étend sensiblement au niveau de la partie inférieure de la pièce supérieure 13. Ainsi, dans le mode de réalisation de la Figure 1, la partie terminale de la pièce supérieure 13 est soudée sur la partie supérieure de la gorge 17. En variante, dans les modes de réalisation des Figures 6 à 8, la partie terminale de la pièce supérieure 13 est soudée sur le palier intermédiaire 31. Dans le mode de réalisation des Figures 9 et 10, la pièce inférieure 14 ne comporte pas de palier intermédiaire 31 et la position de la gorge 17 est inférieure à la position de la face plane de la pièce supérieure 13. Ainsi, la partie terminale de la pièce supérieure 13 s'étend en direction de la pièce inférieure 14 pour être soudée sur la gorge 17. L'utilisation de matériaux composites pour les pièces 13, 14 permet ainsi de moduler la forme des pièces en fonction de contraintes.

L'utilisation de matériaux composites pour la pièce inférieure 14 du panneau interne 11 permet de réaliser un gaufrage 15 s'étendant dans la cavité 50. Le gaufrage 15 présente une ou plusieurs gorges en forme de U ou Ω dont l'extrémité supérieure permet de fixer les deux pièces 13, 14 entre elles. La Figure 5 illustre que les gaufrages 15 présentent des ouvertures 39 destinées à limiter la pression entre les deux pièces 13, 14 au niveau des gaufrages 15. Les deux pièces 13, 14 sont préférentiellement liées entre elles par une soudure par induction ou par une soudure thermique, ou par collage. En outre, l'utilisation d'un matériau composite permet de limiter le volume et le poids du panneau interne 11. Le panneau externe 10 est monté directement au contact du revêtement 12 ce qui engendre des défauts d'étanchéité en vol de manière à évacuer la pression de la cavité 50 entre les deux panneaux 10, 11. En outre, la présence d'air ou de gaz dans la cavité 50 entre les deux panneaux 10, 11, permet d'obtenir une barrière thermique limitant les échanges thermiques entre le réservoir et l'extérieur de l'aéronef. En revanche, le panneau interne 11 est monté sur le revêtement 12 par l'intermédiaire d'un joint d'étanchéité 16 monté en compression dans la gorge 17.

En outre, l'étanchéité est également assurée par une seconde barrière étanche formée par un écran 25 bi-matière composé de fibres de verre et d'élastomère. L'élastomère assure l'étanchéité de cette seconde barrière étanche formée par l'écran 25. De par son caractère isolant électrique, la fibre de verre évite la décharge électrostatique entre le panneau interne 11 et le revêtement 12. Ce phénomène est décrit en référence avec la Figure 9.

De préférence, l'écran 25 monté au niveau du palier intermédiaire 31 sur une cale 32 réalisée en élastomère ou mousse à cellules fermées. L'écran 25 est ainsi compressé entre le revêtement 12 de la voilure de l'aéronef et la pièce inférieure 14. La Figure 5 illustre un écran 25 présentant au moins un ergot s 'étendant entre deux gaufrages 15 de la pièce inférieure 14 de sorte à établir un point de fixation 38 entre l'écran 25 et la pièce inférieure 14. De préférence, l'écran 25 est composé de fibres de verre et d'élastomère.

De préférence, le joint d'étanchéité 16 comporte deux lèvres parallèles destinées à coopérer avec la face supérieure du revêtement 12 de la voilure de l'aéronef de sorte à assurer une étanchéité entre la cavité 50 et le réservoir. Si une lèvre venait à être défaillante, la seconde lèvre assure alors l'étanchéité. De préférence, le joint d'étanchéité 16 est réalisé en silicone fluoré pour ces propriétés de résistance chimique et thermique. La seconde pièce 14 porte également les inserts 20 présentant une face cylindrique interne munie d'un filetage destiné à coopérer avec les vis de fixation 44 du panneau externe 10. Les vis de fixation 44 sont préférentiellement réalisées en titane ou en acier inoxydable. Les inserts 20 sont préférentiellement réalisés en titane. Chaque insert 20 présente un corps cylindrique 24 surmonté par un disque 22.

Un surmoulage 21 est effectué autour du disque 22 de l'insert 20 de sorte à solidariser l'insert 20 avec la pièce inférieure 14. Le disque 22 comporte au moins un cran 23 qui coopère avec le surmoulage 21 pour bloquer l'insert 20 en rotation dans le surmoulage 21. La pièce inférieure 14 comporte également au moins un cran de sorte à bloquer le surmoulage 21 en rotation dans la pièce inférieure 14. En variante, tel qu'illustré sur les Figures 9 et 10, le disque 22 est disposé sur l'insert 20 en fonction de l'épaisseur de la voilure et s'étend radialement par rapport à l'insert 20. Dans le mode de réalisation des Figures 1, 6 et 9, le surmoulage 21 est effectué autour de l'intégralité du corps cylindrique 24. Dans le mode de réalisation des Figures 7 et 8, un écrou 35 est positionné autour de la partie inférieure du corps cylindrique 24 de l'insert 20 de sorte à limiter le volume du surmoulage 21. L'écrou 35 est préférentiellement réalisé par un matériau composite à matrice thermoplastique ou métallique. L'écrou 35 permet de fixer l'insert 20 sur pièce inférieure 14. En outre, la Figure 8 illustre que l'écrou 35 permet également de fixer l'écran 25 entre le surmoulage 21 et l'écrou 35. Ce mode de réalisation permet donc d'éliminer les points de fixation 38 de l'écran 25 du mode de réalisation de la Figure 1. De préférence, un joint d'usure 30 est disposé entre le surmoulage 21 et la pièce supérieure 27 du panneau externe 10. Le joint d'usure 30 est monté par collage ou pincement. Le joint d'usure 30 est préférentiellement réalisé par un matériau composite à matrice thermoplastique. Le joint d'usure 30 permet de transmettre la décharge électrostatique entre la pièce supérieure 27 du panneau externe 10 et le revêtement 12. Ce phénomène est décrit en référence avec la Figure 9. En outre, le joint d'usure 30 peut être utilisé pour compenser les variations d'épaisseur dues à la courbure de la pièce supérieure 27 du panneau externe 10. Le joint d'usure 30 constitue également une pièce d'usure facilement interchangeable et destinée à s'user à la place de la pièce supérieure 27 du panneau externe 10.

De manière générale, la vis 44 coopère directement avec l'alésage interne de Γ insert 20 pour fixer le panneau externe 10 avec le panneau interne 11. Cependant, lorsque l'alésage est usé, il est nécessaire d'usiner l'insert 20 et d'utiliser une vis 44 de plus grand diamètre pour fixer le panneau externe 10 avec le panneau interne 11. En variante, tel qu'illustré sur les Figures 9 et 10, un filet rapporté hélicoïdal 43 est disposé dans l'alésage interne de l'insert 20 de sorte à coopérer avec la vis 44. Ainsi, la vis 44 n'est plus en contact directement avec l'alésage de l'insert 20 limitant l'usure de l'alésage interne de l'insert 20. Lorsque le filet rapporté 43 est usé, il suffit d'extraire et de remplacer le filet rapporté 43.

De préférence, les matériaux composites formant les pièces 13, 14 du panneau interne, la pièce supérieure 27 du panneau externe 10, le surmoulage 21, l'écrou 35 et/ou le joint d'usure 30 sont des matériaux semi-cristallins afin de répondre aux contraintes mécaniques. Par exemple, ces matériaux composites peuvent être réalisés à partir d'une préforme fibreuse en carbone et avec une matrice en polysulfure de phénylène (PPS), en polyétheréthercétone (PEEK), en polyétherarylcétones (PEAK) ou en polyéthercétonecétone (PEK ).

De préférence, la préforme fibreuse des pièces 13, 14 du panneau interne et/ou de la pièce supérieure 27 du panneau externe 10 comporte au minimum quatre plis en fibres longues de carbone. De préférence, la préforme fibreuse du surmoulage 21, de l'écrou 35 et/ou du joint d'usure 30 comporte des fibres courtes de carbone, c'est-à- dire inférieure à 1 cm de longueur. De préférence, le carbone représente 30% du matériau du surmoulage 21, de l'écrou 35 et du joint d'usure 30. De préférence, la préforme fibreuse de la pièce supérieure 27 et de la pièce inférieure 14 comporte un pli de verre associé à plusieurs plis de carbones. Les matériaux des deux panneaux 10, 11 permettent de résister aux variations de pression et aux variations de température entre -54°C et +70°C. En outre, ces deux panneaux 10, 11 répondent aux contraintes de durée de vie, de décharge électrique et de résistance à la foudre d'un aéronef.

En ce qui concerne la décharge électrique, la Figure 9 illustre le chemin de conduction mis en œuvre pour transférer les charges électriques générée par le frottement du carburant sur la pièce supérieure 13 du panneau interne 11. En effet, une accumulation de ces charges risquent de créer une décharge électrique sous la forme d'un arc électrique qui pourrait faire exploser le réservoir. Pour évacuer ces charges au cours du temps, les charges électriques pénètrent dans les fibres de carbone conductrices de la pièce supérieure 13 du panneau interne 11. Les charges sont conduites jusqu'aux fibres de carbone conductrices de la pièce inférieure 14 du panneau interne 11. Le pli de verre 45 de la pièce inférieure 14 permet de limiter la propagation des charges en direction du revêtement 12. Ces charges s'évacuent donc vers les fibres de carbone conductrices du surmoulage 21, puis dans Γ insert 20 en titane. Les charges sont ensuite conduites à la vis 44 par l'intermédiaire du ressort hélicoïdal 43 métallique. La vis 44 étant au contact de la pièce supérieure 27 du panneau externe 10, les charges sont transmises aux fibres de carbone conductrices de la pièce supérieure 27. Le pli de verre 45 de la pièce supérieure 27 permet de limiter la propagation des charges en direction de la pièce inférieure 26. Pour finir, les charges sont transmises au revêtement 12 directement ou par l'intermédiaire de la structure carbonée du joint d'usure 30. Les charges sont ainsi évacuées au cours du temps limitant le risque de décharge électrique au niveau du réservoir.

Le second risque électrique concerne la foudre qui peut frapper l'aéronef au niveau de la voilure ou sur une vis 44 de la porte d'accès. Pour éviter la formation d'un arc électrique risquant de faire exploser le réservoir, il est nécessaire d'aménager un chemin de conduction électrique sur l'ensemble de la voilure. Les matériaux composites mis en œuvre pour la porte d'accès comportent une structure carbonée permettant de conduire des charges électriques, mais ils présentent une conduction trop faible pour transmettre la foudre. Ainsi, tel qu'illustré sur la Figure 10, lorsque la foudre frappe une vis 44, l'énergie électrique de la foudre est transmise depuis la vis 44 au revêtement 12 par l'intermédiaire de la pièce inférieure 26 en titane du panneau externe 10. De même, lorsque la foudre frappe le revêtement 12 ou est transmise au revêtement 12 par un autre élément de l'aéronef, l'énergie électrique de la foudre se propage à travers la porte d'accès par l'intermédiaire de la pièce inférieure 26 en titane du panneau externe 10. Dans les deux cas, la pièce supérieure 27 du panneau externe 10 et le surmoulage 21 en matériaux composites bloquent la propagation de la foudre vers le réservoir.