FABRICATION

L'invention concerne une structure de plancher d'aéronef, ainsi qu'un procédé de fabrication d'une telle structure.

On entend dans la présente description, par structure de plancher, la structure support des dalles ou panneaux de plancher proprement dits, cette structure se fixant, de façon classique, à la structure des tronçons de fuselage de l'aéronef.

Selon l'art antérieur, les structures de plancher d'aéronef sont formées d'un réseau de traverses et de longerons entrecroisés et assemblés les uns aux autres par des fixations structurales, de manière à former ensemble un treillis de réception des dalles de plancher. Ce type d'assemblage, souvent très complexe, met généralement en œuvre un nombre important de pièces, si bien qu'il est long et par conséquent coûteux à réaliser, les opérations d'assemblage étant de plus pour la plupart mises en œuvre à l'intérieur de l'aéronef. En outre, la structure est dimensionnée vis-à-vis de cas de charges importantes, tels que la dépressurisation rapide, les crashes, la pressurisation explosive, etc. Les zones de jonction constituent dans ces cas des points faibles de la structure.

La présente invention vise à remédier aux inconvénients des structures de plancher d'aéronefs existantes, notamment à ceux exposés ci- avant, en proposant une structure de plancher qui soit simple, rapide et moins coûteuse à fabriquer, par des opérations pouvant être mises en œuvre en grande majorité hors de l'aéronef, tout en présentant une tenue mécanique améliorée, y compris lorsque la structure est soumise à de fortes contraintes.

A cet effet, il est proposé selon la présente invention une structure support de panneau de plancher d'aéronef, qui se caractérise en ce qu'elle est constituée d'un treillis tridimensionnel formé d'une seule pièce en matériau composite à base d'une pluralité de plis de fibres longues, ces plis étant disposés sensiblement perpendiculairement à une face de réception du panneau de plancher que présente la structure, et de sorte à assurer une continuité des fibres entre des mailles du treillis voisines.

Dans toute la présente description, un matériau composite est défini comme constitué par l'assemblage de plusieurs matériaux ou composants élémentaires différents liés entre eux, plus particulièrement de fibres longues mécaniquement résistantes distribuées dans une matrice de résine organique polymère. Ces fibres peuvent être tissées ou non, minérales ou organiques, telles par exemple que des fibres d'un aramide, des fibres de carbone, des fibres de verres, ou un mélange de ces fibres. Elles peuvent être agencées en tissus de différents grammages et tissages, par exemple en taffetas, sergé, satin, etc., utilisés seuls ou en associations, ou en non tissés, dans lesquels les fibres sont toutes orientées dans la même direction. Le terme résine définit quant à lui un composé polymère, pouvant être du type thermoplastique ou thermodurcissable, qui joue le rôle d'une colle structurale dans laquelle les fibres sont dispersées de manière plus ou moins organisée.

Le treillis dimensionnel, c'est-à-dire présentant des dimensions dans trois directions, s'entend ici de façon classique comme formé d'une pluralité de mailles définissant chacune en son intérieur une alvéole de préférence traversante.

La structure selon l'invention se présente avantageusement sous forme d'une seule pièce monobloc, ce qui a pour conséquence de réduire considérablement le nombre de pièces intervenant dans la fabrication de la structure de plancher de l'aéronef. Les temps d'assemblage aussi bien hors qu'à l'intérieur de l'aéronef sont par conséquence avantageusement raccourcis.

La disposition des fibres longues, par un placement adéquat des plis servant de base à la constitution du matériau composite, assure avantageusement une continuité des fibres entre les mailles voisines du treillis, ce qui permet de transmettre les efforts subis par la structure d'une maille à l'autre, en assurant la continuité de la tenue mécanique sur toute la surface de la structure. Cette dernière présente de ce fait des propriétés mécaniques avantageuses, associées en outre à des propriétés en termes de masse et de volume également tout à fait avantageuses et liées au choix de l'utilisation de matériaux composites, et ce d'autant plus dans le domaine des aéronefs pour lequel un gain de masse et de volume des équipements est constamment recherché.

II convient de préciser que la continuité des fibres s'entend ici non pas en référence à chaque fibre individuelle, mais à l'ensemble du réseau de fibres comprises dans un même pli, ces fibres coopérant pour assurer ensemble une tenue mécanique sur toute la surface du pli.

Préférentiellement, dans chaque pli la majorité des fibres sont orientées à 0 degrés, de manière à présenter une meilleure résistance à l'effet de flexion subi par la structure selon l'invention lors de son utilisation.

L'utilisation de matériaux composites offre en outre l'avantage d'éviter les problèmes de corrosion rencontrés de façon classique avec les structures métalliques, notamment à base d'aluminium. Suivant une caractéristique avantageuse de l'invention, visant à conférer au treillis des propriétés de tenue mécanique élevée, chaque maille du treillis est de préférence formée à base d'au moins un pli continu sur toute sa circonférence.

Dans des modes de réalisation préférés de l'invention, les plis sont disposés de manière à assurer une continuité des fibres entre des mailles voisines principalement selon une direction transversale de la structure, c'est- à-dire entre des bords latéraux de cette dernière destinés à être disposés respectivement en vis-à-vis de bords latéraux de l'aéronef dans la position opérante de la structure dans ce dernier.

Préférentiellement, des plis sont disposés dans la structure de manière à assurer une continuité des fibres sur l'intégralité d'une largeur de la structure, entre les bords latéraux de cette dernière.

Suivant une caractéristique avantageuse de l'invention, la structure présente de préférence une épaisseur, entre la face de réception des panneaux de plancher et une face opposée, qui est dégressive en partant des bords latéraux vers le centre de la structure. La dégressivité d'épaisseur de la structure s'effectue préférentiellement dans les mêmes proportions que les efforts tranchants dus à la flexion de la structure dans sa direction transversale, lorsque celle-ci est soumise à des charges en opération dans l'aéronef, cette dégressivité pouvant être déterminée par des calculs du ressort de l'homme du métier. De tels modes de réalisation, qui sont permis par l'effet de la transmission des efforts d'une maille du treillis à l'autre, obtenu conformément à l'invention, s'avèrent tout à fait avantageux en ce qu'ils permettent de libérer sur et/ou sous la structure de l'espace pour des volumes utiles, par exemple pour l'installation des systèmes, le volume de la cabine ou de la soute de l'aéronef.

Dans des modes de réalisation préférés de l'invention, la structure est formée en une seule pièce avec un panneau de plancher de l'aéronef, qui est également constitué en matériau composite, cette pièce globale unique étant fabriquée par une unique opération, ce qui simplifie encore avantageusement le nombre de pièces à assembler, à l'extérieur et/ou à l'intérieur de l'aéronef, pour l'obtention d'un plancher complet.

L'invention concerne également un procédé de fabrication d'une structure support de panneau de plancher d'aéronef telle que définie ci-avant, qui comprend les étapes successives suivantes : - la formation de préformes individuelles, chacune par enroulement d'au moins un pli de fibres longues sur tout le contour d'un outillage définissant la forme d'une alvéole du treillis,

- la juxtaposition de préformes ainsi formées,

- un traitement pour former le matériau composite à proprement parler,

- et l'extraction de l'outillage de manière à libérer chacune des alvéoles du treillis ainsi formé.

L'outillage se présente notamment sous forme d'un mandrin.

Les différentes préformes sont ainsi disposées côte à côte de manière à couvrir toute la surface nécessaire au plancher. Des fibres sont agencées d'une préforme à l'autre de manière à assurer une continuité dans la tenue mécanique globale de la pièce.

Dans des modes de réalisation préférés de l'invention, le procédé comprend le dépôt de plis de fibres supplémentaires entre au moins une partie des préformes juxtaposées.

Préférentiellement, le procédé comprend en troisième étape la formation de modules de préformes par enroulement d'au moins un pli de fibres autour d'un ensemble de préformes juxtaposées.

Dans des modes de réalisation préférés de l'invention, en fonction de la taille de la structure et des charges et efforts qu'elle est destinée à supporter, des modules peuvent également formés par enroulement d'au moins un pli de fibres autour d'un ensemble de modules juxtaposés, et/ou de module(s) et de préforme(s) individuelle(s) juxtaposés.

Ce procédé s'applique aussi bien en utilisant la technique de drapage de plis pré-imprégnés de résine, puis polymérisation de l'ensemble en autoclave de manière à former, de façon classique, le matériau composite, que par des techniques d'injection ou d'infusion de résine, notamment par la technique dite de RTM, pour l'anglais Resin Transfer Moulding, sur des plis de fibres sèches.

Un tel procédé est de préférence mis en œuvre de manière entièrement automatisée. Le cycle de production, et par voie de conséquence le coût de fabrication, sont avantageusement réduits par rapport aux procédés de fabrication de telles structures proposés par l'art antérieur. Le procédé selon l'invention comprend notamment de préférence des étapes automatisées de manutention et de convoyage des différents éléments à tous les stades de la fabrication, d'un poste de la chaîne de fabrication à un autre.

De façon schématique, le procédé selon l'invention comprend ainsi de préférence les étapes successives suivantes : enroulement d'un pli de fibres autour d'un outillage, de manière à former des préformes, convoyage de ces préformes, et leur juxtaposition, formation de modules de préformes par enroulement d'au moins un pli de fibres autour d'un groupe de préformes juxtaposées, convoyage de ces modules, et leur juxtaposition, suivie éventuellement de l'enroulement d'au moins un pli de fibres autour de groupes de modules juxtaposés, assemblage final avec, de préférence, interposition locale de plis de renforts entre certaines des préformes voisines, traitement de formation du matériau composite (par exemple incluant transfert dans un moule, cuisson, démoulage), puis déchargement de la structure ainsi formée après extraction de l'outillage hors des alvéoles.

La majeure partie des opérations de fabrication de la structure sont déportées hors de l'aéronef, les seules étapes d'assemblage restant à réaliser dans l'aéronef étant la fixation proprement dite de la structure de plancher selon l'invention à la structure de l'aéronef.

Ce procédé de fabrication peut en outre comprendre des étapes visant à l'intégration de fonctions de la structure.

L'invention sera maintenant plus précisément décrite dans le cadre de modes de réalisation préférés, qui n'en sont nullement limitatifs, représentés sur les figures 1 à 6, dans lesquelles :

- la figure 1 représente une structure support de plancher selon l'invention en vue en perspective ;

- la figure 2 illustre de façon schématique les différentes étapes d'un procédé de fabrication d'une structure selon l'invention ;

- la figure 3 représente de façon schématique, en vue de dessus, une partie d'une structure selon l'invention, avant polymérisation de la résine entrant dans la constitution du matériau composite ;

- la figure 4 montre une structure selon l'invention assemblée dans un aéronef ;

- la figure 5 représente, en coupe selon un plan transversal, une structure support selon l'invention formée en une seule pièce avec un panneau de plancher, en cours de fabrication ;

- et la figure 6 représente en vue en perspective une structure support selon l'invention formée en une seule pièce avec un panneau de plancher. Une structure de plancher 1 selon l'invention est représentée sur la figure 1 . Cette structure se présente sous la forme d'un treillis tridimensionnel, formé de mailles 2 de forme et de dimensions sensiblement similaires les unes aux autres, et définissant chacune en son intérieur une alvéole de préférence traversante 9.

Cette structure présente une largeur I, entre deux bords latéraux 3, 4 opposés qu'elle comporte, définis comme les bords destinés à être positionnés dans l'aéronef au niveau de bords latéraux de celui-ci dans la position opérante de la structure. Elle présente une longueur L, entre deux bords longitudinaux 5, 6 destinés à être positionnés dans la structure de l'aéronef à laquelle elle se fixe au niveau de bords longitudinaux de cette dernière.

L'épaisseur e de la structure, mesurée entre une face de réception d'un ou d'une pluralité de panneaux de plancher, dite face supérieure 7, et une face inférieure 8 opposée, est dégressive depuis les bords latéraux 3, 4 vers le centre de la structure, de préférence de façon sensiblement symétrique.

La structure de plancher selon l'invention est formée en une seule et unique pièce, en un matériau composite à base de fibres longues, à partir de plis de fibres, qui peuvent être initialement aussi bien secs que pré-imprégnés d'une résine polymère. Ces plis sont disposés dans la structure sensiblement, c'est-à-dire aux imprécisions de fabrication près, perpendiculairement à la face de réception 7 des panneaux de plancher, et de manière à assurer une continuité des fibres entre des mailles 2 du treillis voisines. Préférentiellement, une majorité des fibres de ces plis sont orientées sensiblement à 0 degrés, c'est-à-dire sensiblement parallèlement à la face de réception 7 des panneaux de plancher, de sorte à conférer à la structure une tenue mécanique importante aux efforts de flexion.

Son procédé de fabrication, dont un exemple simplifié sera décrit de façon détaillée ci-après en référence à la figure 2, peut être opéré de façon entièrement automatisée, et hors de l'aéronef.

En première étape de ce procédé de fabrication, une préforme 1 1 est formée par enroulement d'un pli de fibres longues 12 autour d'un outillage 13 reproduisant la forme d'une alvéole du treillis, par exemple d'un mandrin. Le pli 12 peut être constitué de fibres sèches, ou de fibres pré-imprégnées d'une résine polymère. Dans le cadre d'une fabrication automatisée, une nappe de fibres est déroulée automatiquement depuis une bobine 14, et enroulée successivement autour de mandrins 13 défilant par exemple sur un convoyeur classique en lui-même, de manière à former successivement chacune des préformes individuelles 1 1 par enroulement d'un pli 12 autour de l'intégralité du contour de chaque mandrin 13, comme indiqué en 15 sur la figure.

Les préformes 1 1 ainsi formées sont transférées, de préférence par des moyens de manutention et de convoyage automatisés classiques en eux- mêmes, entre les différents postes de mise en œuvre successive des étapes du procédé selon l'invention.

Tout d'abord, chacune des préformes 1 1 est amenée, comme indiqué en 16 sur la figure, jusqu'à un poste au sein duquel plusieurs préformes 1 1 sont disposées juxtaposées les unes aux autres, en groupes formés chacun d'une pluralité de préformes.

Dans l'exemple de mise en œuvre représenté sur la figure 2, ces groupes comprennent chacun deux préformes individuelles 1 1 . Tout autre nombre de préformes, et toute configuration géométrique du groupe, entrent également dans le cadre de l'invention, de même que toute forme des mandrins 13, définissant la forme ultérieure des alvéoles 9 du treillis.

Chaque groupe de préformes 1 1 ainsi formé est amené, de préférence toujours par des moyens automatisés, comme indiqué en 18 sur la figure, jusqu'à un poste de formation de modules de préformes. Au sein de ce poste, une nappe de fibres longues 19, qui peut être identique ou différente de la précédente, déroulée depuis une bobine 20, est enroulée en pli autour du groupe de préformes destiné à constituer le module 17, sur tout le contour de ce dernier. On assure ainsi une continuité des plis de fibres entre des mailles voisines du treillis en cours de formation.

A l'issue de cette étape, comme indiqué en 22, des modules 17 sont ainsi créés, qui comportent chacun une pluralité de préformes rendues solidaires les unes des autres par des plis de fibres. Ces modules 17 sont transférés, comme indiqué en 23, par des moyens de manutention et de convoyage de préférence automatisés, jusqu'à un poste de juxtaposition d'une pluralité de modules. Au sein de ce poste, une pluralité de modules 17 sont juxtaposés les uns aux autres de sorte à former une unité finale 21 .

A titre d'exemple, pour des raisons de clarté, on a représenté sur la figure 2 une unité finale 21 formée de quatre préformes, étant bien entendu que dans le cas d'une structure de plancher d'aéronef, le nombre de préformes entrant dans la constitution de la structure est largement supérieur, de manière à couvrir toute la surface de plancher de l'aéronef par les préformes disposées côte à côte.

Lors de la juxtaposition des différents modules et/ou préformes, il est de préférence interposé entre des modules voisins et/ou entre des modules et des préformes individuelles voisins, au moins un pli de fibres supplémentaire, dit pli de renfort (étapes non illustrées sur la figure).

En outre, le procédé selon l'invention peut également comprendre l'enroulement d'au moins un pli de fibres autour d'un ensemble de modules juxtaposés, en étape intermédiaire de la formation de l'unité finale 21 .

La géométrie d'arrangement des plis entre et autour des préformes et des modules est choisie, selon des calculs à la portée de l'homme du métier, en fonction de la géométrie finale souhaitée pour la structure de plancher, et des charges que cette dernière sera destinée à supporter.

Une fois l'unité finale 21 formée, elle est amenée, comme indiqué en 25, jusqu'à un poste au sein duquel elle est préparée puis soumise à un traitement visant à former le matériau composite, de manière classique en elle- même, incluant par exemple des opérations adéquates de préparation dans un moule, et de cuisson.

Dans le cas de plis initiaux de fibres préimprégnés, ce traitement consiste principalement à soumettre la résine à polymérisation/durcissement en autoclave, selon des techniques classiques en elles-mêmes.

Dans le cas de préformes initialement sèches, il est réalisé l'injection ou l'infusion de résine sur l'unité finale 21 , notamment par la technique dite de RTM, puis la polymérisation de la résine, selon un procédé également classique en lui-même.

Une fois ces opérations réalisées, après démoulage éventuel, on obtient une structure rigide monobloc 24. Les différents mandrins 13 sont ôtés de leurs logements respectifs, comme indiqué en 26, pour obtenir, selon 27, la structure de plancher 1 selon l'invention.

Tout dispositif automatisé de mise en œuvre du procédé de fabrication selon l'invention peut être utilisé dans le cadre de l'invention.

Un exemple, nullement limitatif de l'invention, d'arrangement de plis dans la structure 1 selon l'invention est représenté sur la figure 3, qui montre une partie d'une structure 1 en vue de dessus, et sur laquelle on a fait apparaître, pour plus de clarté de compréhension, les différents plis de fibres entrant dans la constitution des mailles du treillis. Ces plis sont, au stade final de la fabrication, noyés dans la résine durcie/polymérisée. Sur cette figure, on a en outre représenté les différents plis très espacés les uns des autres, alors qu'ils sont dans la réalité très rapprochés. Les différentes alvéoles 9, qui sont de ce fait représentées avec des tailles différentes sur la figure, sont dans la réalité de surface en section sensiblement équivalente les unes aux autres.

Les différents plis sont disposés dans la structure sensiblement perpendiculairement à la face 7 de réception de panneau de plancher que présente la structure, c'est-à-dire la face située dans le plan de la figure, si bien qu'il en résulte avantageusement une tenue mécanique élevée de la structure 1 par rapport aux efforts exercés transversalement à ce plan.

Dans des modes de réalisation préférés de l'invention, comme il apparaît sur la figure 3, il est assuré une continuité des plis de fibre 12 sur la circonférence de chacune des mailles du treillis 1 , autour de chaque alvéole 9.

La continuité des fibres entre des mailles voisines est quant à elle principalement assurée selon une direction transversale du treillis, c'est-à-dire selon la largeur I de ce dernier, de sorte à assurer une tenue mécanique satisfaisante sur toute la largeur de la structure, qui sera destinée à être fixée par ses bords latéraux 3, 4 au niveau de bords latéraux de l'aéronef, comme illustré sur la figure 4. Sur cette figure 4, on a représenté à titre d'exemple la structure de plancher 1 selon l'invention fixée à l'intérieur d'une structure 40 de fuselage d'avion. La structure de plancher 1 est fixée à l'aéronef par des moyens de fixation classiques en eux-mêmes, notamment par l'intermédiaire de poutres de fixation 43 solidaires de la structure de fuselage 40, et fixées à la structure de plancher 1 approximativement respectivement au niveau de chacun des bords latéraux 3, 4 de cette dernière. La fixation est de préférence réalisée de telle sorte que les bords latéraux 3, 4 de la structure de plancher 1 soient disposés chacun respectivement sensiblement contre un bord latéral 41 , 42 de la structure de fuselage 40. Une pluralité de poutres de fixation sont mises en œuvre sur toute la longueur L de la structure, sur chacun des bords 3, 4 de cette dernière, à intervalles réguliers les unes des autres.

Sur la figure 3, on retrouve dans la constitution des mailles 2 la forme des différentes préformes et des différents modules définis par les plis 12 et 19 ayant été enroulés respectivement autour des mandrins 13 et des modules 17.

Dans des modes de réalisation préférés de l'invention, des plis supplémentaires 31 sont en outre prévus entre des alvéoles 9 voisines, de préférence dans une direction longitudinale de la structure, de manière à renforcer la solidité de cette dernière sur sa longueur L.

Des plis 32 continus sur toute la largeur I de la structure sont également de préférence disposés entre chaque rangée d'alvéoles.

La structure de plancher 1 ainsi obtenue présente de hautes performances mécaniques en comparaison des structures de l'art antérieur. Ces performances s'expliquent notamment par l'absence d'assemblage au sein de la structure, c'est-à-dire l'absence de zones de jonction et de trous de fixation qui constituent des zones d'affaiblissement, ceci permettant une transmission des efforts directe sur toute la surface de la structure ; et le placement des plis et l'orientation des fibres, qui peuvent avantageusement être facilement optimisés en fonction des efforts qu'est destinée à subir la pièce. Dans une variante de réalisation, la structure de plancher selon l'invention est formée en une seule pièce avec un panneau de plancher de l'aéronef, également formé en matériau composite.

Le procédé de fabrication d'une telle structure globale est mis en œuvre comme décrit précédemment, à la différence que des plis de fibres supplémentaires sont déposés sur l'unité finale 21 , parallèlement à la face 7 de réception des panneaux de la structure, comme illustré sur la figure 5, préalablement au traitement de formation du matériau composite.

Le panneau 45 est formé de façon classique en soi, à partir de plis de fibres 46, par exemple séparés d'une peau stratifiée 48 par un séparateur 47, de manière à obtenir une structure dite sandwich.

On obtient alors la structure de plancher complète représentée sur la figure 6, qui se présente sous la forme d'une seule et unique pièce, et qu'il suffit alors de fixer, en un bloc, à l'intérieur de l'aéronef pour obtenir un plancher opérant.

La description ci-avant illustre clairement que par ses différentes caractéristiques et leurs avantages, la présente invention atteint les objectifs qu'elle s'était fixés. En particulier, elle fournit une structure de plancher d'aéronef formée en une seule et unique pièce, qui peut être fabriquée de manière rapide et entièrement automatisée à l'extérieur de l'aéronef, et assemblée également rapidement et facilement à l'intérieur de celui-ci. Cette structure présente une tenue mécanique élevée, et un encombrement inférieur à celui des structures proposées par l'art antérieur.

Bien que le domaine d'application préféré de l'invention concerne les planchers passagers des avions, la présente invention s'applique de manière similaire à tout plancher d'aéronef de façon plus générale, ainsi qu'à toute autre application nécessitant une structure alvéolaire plane ou courbe, devant répondre à des exigences en termes de tenue mécanique élevée et de masse réduite.