FUSELAGE D'AERONEF REALISE A PARTIR DE PANNEAUX

LONGITUDINAUX ET PROCEDE DE REALISATION

D'UN TEL FUSELAGE

Domaine de l'invention

L'invention concerne un fuselage d'aéronef dont le tronçon central est réalisé au moyen de panneaux longitudinaux assemblés directement les uns avec les autres, sans jonctions circonférentielles. Elle concerne également un procédé pour réaliser un tel fuselage. L'invention trouve des applications dans le domaine de l'aéronautique et, en particulier, dans le domaine de la fabrication de fuselages d'aéronefs. Etat de la technique

Le fuselage des aéronefs, notamment les aéronefs dédiés au transport de passagers ou de fret, est généralement réalisé à partir de plusieurs panneaux métalliques assemblés les uns avec les autres. Ces panneaux métalliques sont souvent des panneaux en aluminium. Ils sont fixés les uns avec les autres au moyen de jonctions circonférentielles et longitudinales. Ces panneaux sont assemblés de façon à former des tronçons de fuselage, eux-mêmes assemblés pour former le fuselage. Comme représenté sur la figure 1 , un fuselage d'aéronef comporte plusieurs tronçons, à savoir :

- le tronçon avant 1 , ou pointe avant, qui comporte notamment le poste de pilotage,

- le tronçon arrière 2, ou cône arrière, comportant généralement l'empennage, et

- le tronçon central 3, qui est la partie du fuselage reliant la pointe avant 1 avec le tronçon arrière 2. Le tronçon central 3 comporte généralement la cabine passagers et les soutes à bagages, pour un transport de passagers, ou les soutes à marchandises, pour un transport de fret. Le tronçon central est réalisé à partir de plusieurs éléments de tronçons, ou parties de tronçons, assemblés les uns avec les autres pour former le tronçon central reliant la pointe avant avec le cône arrière de l'aéronef. De nos jours, chaque partie du tronçon central 3, par exemple les parties 3a, 3b, 3c et 3d du fuselage représenté sur la figure 1 , est fabriquée séparément à partir de plusieurs panneaux métalliques.

Sur la figure 2, on a représenté un exemple de deux parties d'un tronçon central 3 tel que réalisé classiquement. Chacune de ces parties 3a et 3b comporte plusieurs panneaux métalliques assemblés les uns avec les autres. Par exemple, la partie de tronçon 3a comporte les panneaux 41 à 46 et la partie de tronçon 3b comporte les panneaux 47 à 52. Les différents panneaux d'une même partie de tronçon sont assemblés au moyen de jonctions longitudinales. On appelle «jonction longitudinale » un type de fixation qui consiste à placer les panneaux de façon à ce que deux panneaux consécutifs se chevauchent partiellement et à insérer des éléments de fixation, tels que des rivets, dans les zones où les panneaux se superposent.

Les parties de tronçon central sont ensuite assemblées les unes avec les autres. Deux parties de tronçon central consécutives sont assemblées au moyen de jonctions circonférentielles. On appelle «jonction circonférentielle » un moyen de fixation permettant d'assembler des parties de tronçon sur toute la circonférence de ces parties. En effet, deux parties de tronçons ne peuvent être assemblées directement l'une avec l'autre (par chevauchement) pour des raisons de tolérance, car il est impossible de réaliser deux parties de tronçon de façon à ce qu'elles s'emboîtent parfaitement l'une dans l'autre. Aussi, pour assembler deux parties de tronçon, on place généralement une virole entre les deux parties de tronçon. Une virole est une peau locale, interne au tronçon, qui assure un renfort à la zone de jonction des deux parties de tronçon. Elle permet de transférer les efforts d'un tronçon à l'autre. Cette virole est fixée, de part et d'autre, sur chaque partie de tronçon. En d'autres termes, une peau supplémentaire (réalisée à partir d'une seule ou de plusieurs pièces de peau montées sur un cadre) est placée à la jointure de deux parties de tronçon et fixée par des éléments de fixation, tels que des éclisses, sur chacune des parties de tronçon.

L'assemblage de différentes parties du tronçon central nécessite donc l'ajout de peaux supplémentaires et de différents éléments de fixation de ces peaux supplémentaires sur les panneaux métalliques. Ces peaux et ces éléments de fixation, généralement métalliques, sont autant des pièces qui augmentent la masse de l'aéronef.

De plus, la réalisation d'un tronçon central à partir d'autant de panneaux assemblés un par un est relativement longue à mettre en œuvre.

L'assemblage de ces nombreux panneaux constitue donc un facteur important dans la durée de fabrication d'un fuselage d'aéronef.

Avec l'arrivée des matériaux composites dans le domaine de l'aéronautique, les constructeurs d'aéronefs cherchent à réaliser un maximum d'éléments de fuselage en matériaux composites. En effet, les matériaux composites ont l'avantage d'être relativement léger par rapport au métal, ce qui permet d'alléger de façon significative la masse totale d'un aéronef. Pour cela, les constructeurs aéronautiques cherchent généralement à réaliser le tronçon central en matériau composite. Ils cherchent alors à reproduire une peau unique qui engloberait le tronçon central sur toute sa circonférence, soit sur 360° Autrement dit, ils ch erchent à réaliser un tronçon central d'une seule pièce. Comme il est difficile de réaliser un tel tronçon central, il a été prévu de réaliser des parties de tronçon d'une seule pièce à assembler les unes avec les autres pour former un tronçon central. Chaque partie de tronçon est donc un cylindre qui doit ensuite être assemblé avec les parties de tronçon consécutives. Cet assemblage est réalisé au moyen de jonctions circonférentielles, telles que décrites précédemment, et pour lesquelles les peaux supplémentaires sont en matériau composite.

Un exemple d'une telle réalisation de fuselage en matériau composite est décrit dans la demande de brevet PCT WO 2006/001860.

Or, comme expliqué précédemment, les jonctions circonférentielles sont coûteuses en masse. En outre, elles nécessitent un temps d'assemblage relativement élevé, d'autant plus qu'elles présentent des difficultés d'assemblage car le profil aérodynamique nécessite un ajustement parfait des différentes parties de tronçon et un ajustement de l'accostage de la sous-structure, lorsque des éléments de sous-structure sont montés dans les parties de tronçon. En outre, en plus des jonctions circonférentielles, de nombreuses pièces d'interfaces sont nécessaires pour fixer la peau supplémentaire sur les deux parties de tronçon. Par ailleurs, compte tenu du découpage actuel du tronçon central en différentes parties de tronçons, un fuselage d'aéronef est transporté, d'un site à un autre, partie de tronçon par partie de tronçon. Autrement dit, chaque partie de tronçon fait l'objet d'un transport particulier sur un véhicule de transport approprié.

Exposé de l'invention

L'invention a justement pour but de remédier aux inconvénients des techniques exposées précédemment. A cette fin, l'invention propose un fuselage d'aéronef dont le tronçon central est réalisé à partir de panneaux longitudinaux assemblés directement les uns avec les autres, c'est-à-dire sans peaux supplémentaires. Ainsi, le tronçon central ne nécessite pas l'utilisation de jonctions circonférentielles sur toute sa circonférence.

L'invention offre ainsi un gain de la masse totale du fuselage. En outre, l'assemblage des panneaux par jonctions longitudinales est plus simple que par jonctions circonférentielles, ce qui permet une mise en œuvre plus rapide.

De façon plus précise, l'invention concerne un fuselage d'aéronef comportant une pointe avant, un tronçon arrière et un tronçon central, caractérisé en ce que le tronçon central comporte des panneaux longitudinaux assemblés directement les uns avec les autres, au moins un de ces panneaux longitudinaux ayant une longueur correspondant à la distance entre la pointe avant et le tronçon arrière pour relier ladite pointe avant avec ledit tronçon arrière.

L'invention peut comporter également une ou plusieurs des caractéristiques suivantes :

- les panneaux longitudinaux sont réalisés en matériaux composites.

- l'assemblage direct d'un premier panneau avec un second panneau comporte une superposition partielle du premier et du second panneaux et des éléments de fixation traversant lesdits panneaux. - un panneau longitudinal a une longueur correspondant à la distance entre la pointe avant et un caisson central de voilure de l'aéronef.

- un panneau longitudinal a une longueur correspondant à la distance entre un caisson central de voilure et le tronçon arrière.

- un panneau longitudinal a une longueur correspondant à une largeur d'un caisson central de voilure.

- un panneau longitudinal intègre une sous-structure raidissante ou une structure de plancher.

- un panneau longitudinal intègre des renforts de peau.

- un panneau longitudinal correspond à une zone du fuselage à simple courbure.

- un panneau longitudinal correspond à une zone du fuselage à double courbure.

L'invention concerne également un procédé de réalisation d'un tel fuselage. Ce procédé comporte la fabrication d'une pointe avant, d'un tronçon arrière et d'un tronçon central. La fabrication du tronçon central se caractérise par les étapes suivantes :

- réalisation de panneaux longitudinaux, au moins un de ces panneaux longitudinaux ayant une longueur correspondant à la distance entre la pointe avant et le tronçon arrière, et - assemblage de ces panneaux longitudinaux directement les uns avec les autres.

Le procédé de l'invention peut comporter également une ou plusieurs des caractéristiques suivantes :

- les panneaux longitudinaux sont réalisés en matériaux composites. - l'assemblage direct d'un premier panneau avec un second panneau consiste à superposer partiellement le premier et le second panneaux et à fixer les deux panneaux au moyen d'éléments de fixation.

L'invention concerne également un aéronef comportant un fuselage tel que décrit précédemment. Elle concerne aussi un aéronef comportant un fuselage réalisé suivant le procédé tel que décrit précédemment.

Brève description des dessins

La figure 1 , déjà décrite, représente un exemple de fuselage d'aéronef de l'art antérieur composé de plusieurs tronçons.

La figure 2, déjà décrite, représente un exemple de parties de tronçon central selon l'art antérieur.

La figure 3 représente un exemple de tronçon central selon l'invention.

La figure 4 représente un autre exemple de tronçon central selon l'invention.

La figure 5 représente un exemple de tronçon central à simple courbure et tronçon arrière à double courbure, selon l'invention.

Description détaillée de modes de réalisation de l'invention

L'invention propose de réaliser le tronçon central d'un aéronef à partir de panneaux longitudinaux, c'est-à-dire de panneaux de grande longueur réalisés chacun d'une seule pièce. De préférence, la dimension de chacun de ces panneaux longitudinaux correspond, au maximum, à la distance entre

la pointe avant de l'aéronef et le tronçon arrière de l'aéronef et, au minimum, à la distance entre la pointe avant de l'aéronef et le caisson central de voilure ou entre le tronçon arrière de l'aéronef et le caisson central de voilure. Il est bien entendu que d'autres panneaux peuvent être montés entre des panneaux de grande longueur, comme par exemple, un panneau dont la longueur correspond à la largueur du caisson central de voilure. Au moins un panneau longitudinal relie la pointe avant de l'aéronef avec le tronçon arrière dudit aéronef.

Le fait de réaliser un tronçon central de fuselage à partir de plusieurs panneaux longitudinaux permet un assemblage plus aisé des panneaux entre eux. En effet, les panneaux longitudinaux peuvent être assemblés au moyen de jonctions longitudinales, c'est-à-dire en superposant partiellement un panneau sur un autre panneau et en fixant les deux panneaux l'un sur l'autre au moyen d'éléments de fixations traversant les deux panneaux dans leur zone de superposition ou bien en juxtaposant deux panneaux avec un doubleur interne (virole) pour assurer la continuité.

L'assemblage de deux panneaux longitudinaux se fait, ainsi, directement, sans nécessiter de renfort localement entre les deux panneaux. Selon l'invention, les panneaux peuvent être réalisés en matériaux composites. En effet, les matériaux composites permettent la réalisation de pièces de grandes dimensions, d'un seul tenant. Ces pièces peuvent être des panneaux dont la dimension est choisie en fonction de l'aéronef à construire et non en fonction des difficultés techniques de réalisation de ladite pièce. Lorsque les panneaux sont en matériaux composites, les éléments de fixation sont des éléments connus, adaptés à la fixation de ces matériaux.

Sur la figure 3, on a représenté un exemple de tronçon central de fuselage réalisé selon l'invention. Dans cet exemple, le tronçon central 3 comporte cinq panneaux longitudinaux 31 à 35, assemblés directement les uns avec les autres. En particulier, deux panneaux 31 et 32 sont assemblés pour former la partie supérieure du fuselage. Ces deux panneaux ont une longueur comprise entre la pointe avant et le cône arrière de l'aéronef. Les panneaux 33, 34 et 35 sont fixés chacun, d'une part, sur le panneau 31 et, d'autre part, sur le panneau 32. Le panneau 33 a une longueur correspondant à la distance entre la pointe avant de l'aéronef et le caisson

central de voilure. Le panneau 34 a une longueur correspondant à la distance entre le tronçon arrière de l'aéronef et le caisson central de voilure. Le panneau 35 a une longueur correspondant à la largeur du caisson central de voilure. Dans l'invention, l'assemblage est réalisé longitudinalement, c'est-à- dire suivant la longueur des panneaux. Les panneaux sont fixés les uns aux autres suivant l'axe longitudinal XX de l'aéronef. Seuls certains panneaux nécessitent un assemblage circonférentiel partiel, en plus de l'assemblage longitudinal. Par exemple, le panneau 35 doit être fixé, non seulement sur les panneaux 31 et 32 avec un assemblage de type longitudinal, mais également sur les panneaux 33 et 34. L'assemblage du panneau 35 avec les panneaux 33 et 34 est un assemblage de type partiellement circonférentiel ou semi- circonférentiel. Lorsque l'assemblage n'est pas circonférentiel sur la totalité de la circonférence du fuselage, un jeu est possible entre les deux panneaux à assembler.

On comprend alors que les panneaux formant le tronçon central sont assemblés uniquement par des jonctions longitudinales. Aucune jonction circonférentielle n'est nécessaire, excepté aux extrémités avant et arrière du tronçon central pour fixer ledit tronçon central avec la pointe avant et le cône arrière de l'aéronef. La masse totale du tronçon central est donc allégée de la masse correspondant aux jonctions circonférentielles et autres pièces d'interface.

La longueur des différents panneaux longitudinaux est adaptée à la forme du tronçon central de l'aéronef. Elle peut être adaptée également au mode de transport de ces panneaux longitudinaux. En effet, les panneaux longitudinaux peuvent être transportés de façon simplifiée, par rapport à une partie de tronçon central de l'art antérieur, car ils peuvent être placés les uns au-dessus des autres dans le véhicule de transport. Par exemple, les panneaux 31 et 32 de la figure 3 peuvent être placés l'un dans l'autre au fond du véhicule et les panneaux 34, 33 et 35 placés, les uns dans les autres, au- dessus des panneaux 31 et 32. En effet, le transport d'éléments de fuselage sous forme de panneaux longitudinaux permet de mieux occuper le volume de chargement mis à disposition. On peut ainsi transporter plusieurs tronçons centraux, décomposés en panneaux longs, dans un volume où l'on

ne pourrait transporter qu'un seul tronçon central, si ce dernier était découpé en tronçons.

En outre, l'assemblage des différents panneaux longitudinaux par chevauchement desdits panneaux est simplifié, par rapport à l'art antérieur, car le nombre de pièces de fixation est diminué de plus de la moitié. De plus, comme expliqué précédemment, les jonctions longitudinales sont plus tolérantes que les jonctions circonférentielles ; en effet, l'assemblage circonférentiel de deux parties de tronçon implique que les dimensions de ces deux parties de tronçon soient quasi identiques pour permettre une continuité dans le fuselage alors que cette contrainte n'existe pas avec un assemblage longitudinal.

Selon l'invention, les panneaux longitudinaux peuvent comporter des ouvertures et des sous-structures de l'aéronef. Dans l'exemple de la figure 3, les panneaux 31 et 32 comportent des ouvertures correspondant aux emplacements des hublots 5 et des portes passagers 4 et 6 de l'aéronef. Les panneaux 33 et 34 comportent des ouvertures 7 correspondant aux portes des cases de trappes d'atterrissage et aux portes des soutes. En effet, les techniques connues de réalisation de pièces en matériau composite permettent de fabriquer une pièce, notamment un panneau, dans laquelle des ouvertures de dimensions prédéterminées sont réalisées.

En outre, ces techniques permettent d'insérer un ou plusieurs éléments, en matériaux composites ou autres matériaux, dans un panneau en matériaux composites. Les panneaux longitudinaux peuvent donc intégrer une sous-structure raidissante de l'aéronef, telle que des lisses, des cadres, des encadrements de portes, des encadrements des hublots, voir même des amorces de structures ou des structures complètes de planchers. Ces différents panneaux peuvent également intégrer des renforts de peau tels que ceux situés au niveau des ouvertures ou proches des zones fortement chargées de l'aéronef. Dans d'autres exemples de tronçon central de fuselage réalisé selon l'invention, la partie du fuselage contenant le caisson central de voilure (correspondant au panneau 35 sur la figure 3) est réalisée dans les panneaux longitudinaux 31 , 32 ou dans les panneaux longitudinaux 33, 34. Le tronçon central 3 peut alors comporter uniquement quatre panneaux longitudinaux. Dans ces exemples, un seul assemblage circonférentiel partiel

peut être suffisant, voir aucun assemblage circonférentiel partiel. Toutes les jonctions assurant l'assemblage des différents panneaux entre eux peuvent être des jonctions longitudinales.

On comprend donc, à la lecture de ce qui précède, que la forme des panneaux longitudinaux et leur nombre peuvent varier en fonction de différents critères, tels que le type d'aéronef à construire et le transport prévu pour ces panneaux. En particulier, la longueur des panneaux peut varier de façon à inclure ou non certains éléments de l'aéronef. Par exemple, la longueur des panneaux 31 , 32 et 34, sur la figure 3, peut varier de façon à inclure ou non l'ouverture correspondant à la porte arrière 4. Sur la figure 4, on a représenté un exemple de tronçon central réalisé à partie de cinq panneaux et n'incluant pas l'ouverture de la porte arrière 4. Dans cet exemple, un panneau 37 forme le toit du tronçon central, deux panneaux 36 et 38, symétriques de part et d'autre du panneau 37, comportent les ouvertures des hublots 5, un panneau 33 comporte une porte de soute 7a et un panneau 39 comporte une porte de soute 7b ainsi que le caisson central 8.

Dans cet exemple de la figure 4, les panneaux longitudinaux sont destinés à former des zones de fuselage à simple courbure. On entend, par zone à simple courbure, une zone du fuselage dont le rayon de courbure est identique sur toute la longueur de la zone. Au contraire, on comprend par double courbure, une zone du fuselage dont le rayon de courbure diffère sur la longueur de la zone. Par exemple, le tronçon arrière d'un aéronef a une forme en cône. Cette zone en cône, typiquement, est une zone à double courbure. Au contraire, la partie centrale du tronçon central qui peut être cylindrique, bilobée, trilobée, ..., constitue une zone à simple courbure. D'un point vu industriel, il est plus simple de réaliser des panneaux à simple courbure, notamment en matériaux composites. En effet, les panneaux à simple courbure peuvent être réalisés avec une surface plane puis mis en forme au moment de la cuisson ou draper avec des machines de drapage automatisé spéciales car les zones à simple courbure sont développables, contrairement aux zones à double courbure. Au contraire, les panneaux à double courbure doivent être réalisés au moyen de machines relativement complexes, telles que des machines à placement de fibres pour obtenir une courbure du panneau évolutive, conforme à la forme du tronçon central

souhaitée. La fabrication de panneaux à simple courbure nécessite donc un outillage moins coûteux que la fabrication de panneaux à double courbure. En outre, l'assemblage des panneaux à simple courbure peut être fait en glissant les panneaux les uns sur les autres alors que l'assemblage des panneaux à double courbure nécessite un cavage spécifique des panneaux entre eux, ce qui implique des problèmes d'hyperstaticité.

Pour ces raisons, l'invention propose un mode de réalisation dans lequel les panneaux longitudinaux ne sont appliqués qu'en zone de fuselage à simple courbure. On peut ainsi réduire le coût de fabrication de ces panneaux et réduire les contraintes de positionnement des panneaux entre eux. Comme montré dans l'exemple de la figure 5, ce mode de réalisation propose de réaliser la zone du fuselage à double courbure de façon indépendante du tronçon central à simple courbure. La partie de fuselage représentée sur la figure 5 est une zone à double courbure. Au centre du tronçon central 3, le rayon de courbure est supérieur à celui du tronçon 9. Pour éviter la réalisation de panneaux longitudinaux pour des zones à double courbure, il peut être choisi de réaliser le tronçon 9 de façon indépendante. Le tronçon 9 est alors considéré comme formant le tronçon arrière de l'aéronef. Les panneaux longitudinaux 36, 37, 38, 33, 35 et 34 sont ainsi réalisés de façon à être tous appliqués uniquement dans des zones de fuselage à simple courbure. Dans cet exemple, le tronçon 9 peut être réalisée de façon classique, c'est-à-dire sous la forme d'un tronçon à 360° fixé sur le reste du tronçon central par une jonction circonférentielle classique.