La présente invention concerne un élément structural apte à reprendre des efforts de compression statique, plus particulièrement destiné à entrer dans la constitution d'une structure primaire d'aéronef.

De plus, l'élément est conçu pour absorber l'énergie dissipée lors d'un effort de compression brutal lorsqu'il est sollicité à des niveaux supérieurs à des charges statiques, en particulier lors d'un choc consécutif à un accident tel qu'un atterrissage ou un amerrissage brutal sollicitant la structure primaire de l'aéronef selon son axe vertical (crash à composante verticale).

Le fuselage d'un aéronef comprend principalement une structure constituée d'un revêtement renforcé intérieurement par des cadres de renfort et des lisses. Les cadres de renforts sont positionnés suivant des sections du fuselage sensiblement perpendiculaires à un axe longitudinal de celui-ci et les lisses s'étendent essentiellement suivant cet axe longitudinal. Les cadres de renfort supportent des traverses, généralement droites et s'étendant horizontalement, dans un repère aéronef, perpendiculairement à l'axe longitudinal, sur lesquelles sont fixés des planchers.

Lors d'un crash à composante principale verticale, la partie inférieure du fuselage est, en général, la première zone de l'aéronef soumise à des impacts et participe donc de manière essentielle à l'absorption de l'énergie cinétique initiale.

La certification des aéronefs, en particulier des avions de transport civil, impose des critères de comportement du fuselage dans différentes situations de crash, afin d'améliorer les chances de survie des passagers en cas d'accident.

Pour les aéronefs dont la structure du fuselage est réalisée à partir d'éléments structuraux (cadres de renfort, revêtement, lisses, traverses) en matériau métallique, une quantité importante de l'énergie cinétique initiale est absorbée par la déformation plastique des éléments de la structure métallique elle-même. Une solution connue consiste à affaiblir une zone de cadre afin de forcer une localisation d'absorption par plastification dans cette zone. La structure assure ainsi de manière passive la fonction d'absorption d'énergie du fait des caractéristiques intrinsèques des alliages métalliques mis en œuvre et d'une conception adaptée.

La structure peut comporter également des éléments structuraux, par exemple des rotules dites plastiques, entre le plancher et le cadre inférieur.

Vis à vis des sollicitations nominales, les éléments structuraux agissent comme des raidisseurs. En cas de sur-sollicitation, par exemple lors d'un accident, lesdits éléments structuraux se déclenchent et se dégradent générant ainsi une absorption d'énergie.

La partie inférieure du fuselage est donc conçue afin de répondre principalement aux sollicitations rencontrées lors de l'exploitation commerciale normale de l'aéronef.

L'amélioration constante de la performance des aéronefs stimule aujourd'hui la réalisation de plus en plus fréquente d'éléments structuraux en matériaux composites pour la structure du fuselage de l'aéronef, en raison de l'allégement de masse que ces matériaux composites permettent d'obtenir pour de telles structures.

Cependant, au contraire des éléments structuraux en matériaux métalliques qui disposent d'un important domaine de déformation plastique avant rupture, les matériaux composites n'ont pratiquement pas de domaine plastique avant rupture. En revanche, ils disposent, de par la nature de chacun de leurs constituants et de leur agencement, de propriétés non négligeables d'absorption d'énergie (par endommagement au sens large, tel que par exemple par délaminages, frottements, ...).

Une structure de fuselage (cadre de fuselage, peaux, lisses...), réalisée en matériau composite, se comporte donc très différemment d'une structure de fuselage en matériau métallique, vis à vis de l'absorption d'énergie et en fin de sollicitation, avant ou après une rupture. Un élément particulier nommé « Z-strut » ou « bielle » est fixé entre le plancher et un cadre inférieur par des fixations de type rivet. Cet élément initialement métallique participe également à l'absorption d'énergie en cas de crash par sa déformation plastique naturelle. Une solution mixte métallique/composite connue de bielle absorbante, telle que par exemple celle décrite dans la demande de brevet allemand DE 10 2006 056 440.5, consiste à fixer sur les bielles verticales en matériau composite, placées entre le plancher et les cadres inférieurs, un dispositif métallique dont la constitution permet de déclencher la ruine de la bielle sous une intensité de sollicitation prédéfinie supérieure à l'intensité de sollicitations nominales en service (cette fonction est assurée par l'utilisation de fixations métalliques calibrées pour rompre à un niveau de cisaillement donné). Les dispositifs sont conçus de sorte à usiner les bielles en matériau composite dans un socle métallique sur leur longueur et à absorber l'énergie libérée lors du crash.

Vis à vis des sollicitations nominales, les bielles verticales agissent comme des barres élastiques. En cas de sur-sollicitation, par exemple lors d'un accident, lesdits dispositifs métalliques se déclenchent et les bielles s'effondrent tout en se dégradant. Ce phénomène étant irréversible, celui-ci dissipe de l'énergie. Il s'effectue, du reste, à effort sensiblement constant excepté lors de l'initiation et en fin de course lorsque le plancher finit par heurter la partie inférieure du fuselage.

Cependant, ce phénomène progressif de destruction du matériau de la poutre, qui permet en théorie l'effondrement progressif sur lui-même est difficilement maîtrisable et prédictible, même dans des conditions de laboratoire. De plus le pic de déclenchement peut s'avérer être trop élevé pour respecter le passage des efforts statiques classiques, conduisant ainsi à une impossiblité de déclencher l'absorption ou encore à rompre. De plus, la présence de fixations calibrées devant supporter les efforts classiques d'un aéronef en service impose une calibration fine ou encore des marges forfaitaires pour réduire le risque d'activation prématurée.

D'autre part, le dispositif utilisé est métallique et rapporté sur la bielle, il est donc pénalisant en masse pour l'aéronef.

La mise en œuvre d'éléments intégrés au niveau de structures primaires d'aéronefs qui permet de concilier l'utilisation d'éléments structuraux (cadres de renforts, revêtement, lisses,...) en matériau composite pour les structures primaires et les exigences de tenue à un crash, en particulier vertical, en absorbant l'énergie est donc indispensable pour améliorer les chances de survie des passagers dans les aéronefs.

La présente invention concerne un élément structural apte à reprendre des efforts de compression statique selon un axe Z prépondérant. Ledit élément structural comporte deux profilés en matériau composite fibreux, s'étendant selon l'axe Z, et étant solidarisés entre eux à l'extrémité l'un de l'autre de sorte à se trouver sensiblement dans la continuité l'un de l'autre, au niveau d'une zone de jonction, par des fibres, dites fibres transversales, placées perpendiculairement à une interface entre lesdits deux profilés et perpendiculairement à l'axe Z, de sorte qu'un choc selon l'axe Z provoque un délaminage desdites fibres transversales afin d'absorber l'énergie.

Par matériau composite fibreux, on entend un matériau à base de fibres noyées dans une résine polymérisable.

L'élément structural est avantageusement fixé au niveau des extrémités à deux pièces structurales d'une structure primaire d'un fuselage d'avion, plus particulièrement entre un cadre de renfort et une traverse de plancher.

L'axe Z est orienté sensiblement suivant une direction des forces de compression devant être absorbées lors d'un choc. L'axe Z est par exemple sensiblement vertical sous le plancher, dans un repère aéronef.

L'élément structural permet d'assurer d'une part une fonction de transfert d'efforts entre les deux pièces structurales lorsque l'avion est en fonctionnement nominal et d'autre part une fonction d'absorption de l'énergie générée par le choc, en cas de crash.

L'énergie générée lors du choc est avantageusement dissipée par la destruction progressive de l'élément structural.

Dans un exemple de réalisation d'assemblage des deux profilés, les fibres transversales sont piquées perpendiculairement à travers les deux profilés de sorte à constituer une couture.

Dans un autre exemple de réalisation d'assemblage des deux profilés, les fibres transversales forment des clous traversant les deux profilés perpendiculairement à l'interface. L'assemblage par couture, cloutage ou par d'autres techniques connues permet un renforcement de l'élément structural dans son épaisseur afin d'assurer une maîtrise de la dissipation de l'énergie provoquée lors de la destruction dudit élément structural en cas de choc.

Dans une forme de réalisation de l'élément structural, ledit élément structural comporte :

- un profilé présentant, au moins dans la zone de jonction, une section transversale, dans un plan normal à l'axe longitudinal Z, en forme de H, formant deux formes en creux,

- un profilé présentant, au moins dans la zone de jonction, une section transversale en forme de C,

ledit profilé de section transversale en forme de C présentant des dimensions, en largeur et hauteur, adaptées pour s'imbriquer dans une des deux formes en creux du profilé de section transversale en forme de H.

Ainsi, lors d'un choc, l'élément structural se déclenche par arrachement progressif des fibres transversales solidarisant les deux profilés.

Dans une forme améliorée de l'élément structural, les deux profilés présentent conjointement, dans tout ou partie de la zone de jonction, une section transversale évolutive.

Ainsi, lors d'un choc, le glissement d'un profilé dans l'autre provoque son délaminage en plus de l'arrachement des fibres transversales, apportant ainsi une dissipation supplémentaire de l'énergie.

Dans une autre forme de réalisation de l'élément structural, ledit élément structural comporte :

- un profilé présentant, au moins dans la zone de jonction, une section transversale, dans un plan normal à l'axe longitudinal Z, en forme de H, formant deux formes en creux,

- deux pièces, présentant chacune, au moins dans la zone de jonction, une section transversale en forme de C, et s'imbriquant chacune dans une forme en creux du profilé de section transversale en forme de H, et deux ailes, l'ensemble pièces-ailes formant un profilé présentant, au moins dans la zone de jonction, une section transversale en forme de H. Ainsi, lors d'un choc, le glissement d'un profilé dans l'autre provoque son délaminage en plus de l'arrachement des fibres transversales, apportant une dissipation supplémentaire de l'énergie.

Dans un mode amélioré de réalisation de l'élément structural, un des deux profilés présente une forme en L. Cette forme en L permet le remplacement d'une traverse horizontale de plancher, dans le repère aéronef. Cette forme en L permet ainsi à l'élément structural d'intégrer à la fois un raidisseur vertical, de part ses deux profilés, et une traverse horizontale de plancher.

De préférence, les deux profilés de l'élément structural forment un ensemble monobloc réalisé en une seule pièce. De préférence, l'élément structural est réalisé à partir d'un procédé de transfert de résine, dit procédé RTM.

L'invention est également relative à une structure primaire d'un fuselage d'aéronef comportant un revêtement, au moins un cadre de renfort, au moins une traverse et au moins un élément structural comportant deux profilés s'étendant selon l'axe Z. L'élément structural est fixé à une première extrémité au cadre de renfort et à une deuxième extrémité à une traverse.

L'invention est également relative à une structure primaire d'un fuselage d'aéronef comportant un revêtement, au moins un cadre de renfort, au moins une traverse et au moins un élément structural, dont un des deux profilés présente une forme en L. L'élément structural est alors fixé à ses deux extrémités au même cadre de renfort et en son angle à une traverse.

Une description détaillée de modes de réalisation préférés de l'invention est faite ci-après, à simple titre illustratif, en référence aux figures 1 à 8 qui représentent :

Figure 1 , une vue en perspective représentant schématiquement un tronçon d'une structure primaire d'un fuselage d'aéronef comportant dix éléments structuraux sous un plancher réalisés conformément à un mode de réalisation de l'invention,

Figure 2a, un exemple d'assemblage entre deux profilés d'un élément structural par cloutage, Figure 2b, un exemple d'assemblage entre deux profilés d'un élément structural par couture,

Figure 3, une vue en perspective d'un premier exemple d'assemblage des deux profilés d'un élément structural selon un mode de réalisation de l'invention,

Figure 4a, une vue en perspective représentant schématiquement une portion d'une partie inférieure d'un tronçon d'une structure primaire d'un fuselage d'aéronef comportant trois éléments structuraux selon un deuxième exemple de réalisation,

Figure 4b, une vue de face d'un deuxième exemple d'assemblage des deux profilés d'un élément structural selon un mode de réalisation de l'invention,

Figure 4c, une vue de face du comportement de l'élément structural de la figure 4a lors d'un crash,

Figure 4d, un agrandissement de la figure 4c, vue de dos, au niveau d'une zone de jonction,

Figure 4e, un agrandissement de la figure 4d illustrant l'arrachement des fibres transversales,

Figure 5a, une vue en perspective d'un troisième exemple d'assemblage des deux profilés d'un élément structural selon un mode de réalisation de l'invention,

Figure 5b, une vue éclatée de l'élément structural de la figure 5a,

Figure 6, une vue en perspective représentant schématiquement une portion d'une partie inférieure d'un tronçon d'une structure primaire d'un fuselage d'aéronef comportant cinq éléments structuraux sous un plancher réalisés conformément à un mode amélioré de réalisation de l'invention,

Figure 7, une vue en perspective d'un exemple d'élément structural suivant le mode amélioré,

Figure 8, une vue de coté d'un autre exemple d'élément structural suivant le mode amélioré.

Une structure primaire d'un fuselage d'aéronef comporte, comme illustré sur la figure 1 , une ossature 1 , sensiblement cylindrique, sur laquelle est fixé un revêtement 1 1 renforcé par des lisses 12 s'étendant sensiblement suivant un axe longitudinal de la structure primaire du fuselage de l'aéronef.

L'ossature 1 de la structure primaire du fuselage d'aéronef est formée principalement de cadres de renfort 13. Lesdits cadres de renfort sont positionnés suivant des sections du fuselage sensiblement perpendiculaires à l'axe longitudinal du fuselage et sont régulièrement répartis sur toute la longueur du fuselage d'aéronef. Chacun d'entre eux présente une forme qui correspond sensiblement à la section locale du fuselage, le plus souvent circulaire, au moins localement, comme dans l'exemple de la figure 1 .

Sur chaque cadre de renfort 13 est fixée une traverse 14. Les traverses 14 sont avantageusement droites et horizontales, dans un repère aéronef, de sorte à pouvoir supporter un plancher (non représenté), tel que le plancher d'une soute de chargement ou d'une cabine de passagers.

En outre, l'ossature 1 comporte, dans une partie inférieure de la structure primaire du fuselage d'aéronef située entre les traverses 14 et les cadres de renfort 13, au moins un élément structural 2 apte à reprendre des efforts de compression.

L'invention est décrite en détail pour un élément structural. La mise en œuvre de l'invention peut être adaptée à tous les éléments structuraux 2 de l'ossature de l'aéronef.

Dans l'exemple de réalisation illustré sur la figure 1 , dix éléments structuraux 2 sont représentés, deux éléments structuraux par cadre de renfort.

Dans un mode de réalisation de l'élément structural, comme illustré sur les figures 1 à 5c, un élément structural 2 présente une forme allongée et est relié, d'une part en une première extrémité 23 à une traverse 14 et d'autre part en une deuxième extrémité 24, opposée à ladite première extrémité 23, à un cadre de renfort 13.

L'élément structural 2 a un axe longitudinal Z orienté sensiblement suivant la direction des forces de compression devant être absorbées lors d'un choc, par exemple sensiblement vertical, sous un plancher.

L'élément structural 2 comporte deux profilés, dénommé premier 21 et second 22 profilé, de même axe longitudinal Z, solidarisés entre eux, chacun sensiblement à une extrémité, au niveau d'une zone, dite zone de jonction 25. Les deux profilés 21 , 22 sont sensiblement dans la continuité l'un de l'autre. Le premier profilé 21 est relié, à une extrémité, dite première extrémité 21 1 , opposée à l'extrémité solidarisée au second profilé, dite deuxième extrémité 212, à la traverse 14. Le second profilé 22 est relié, à une extrémité, dite première extrémité 221 , opposée à l'extrémité solidarisée au premier profilé, dite deuxième extrémité 222, au cadre de renfort 13. La deuxième extrémité 212 du premier profilé 21 est reliée à la deuxième extrémité 222 du second profilé 22.

Les deux profilés 21 , 22 sont réalisés dans un matériau composite fibreux.

Le premier profilé 21 , respectivement le second profilé 22, est fixé sur la traverse 14, respectivement sur le cadre 13, par des moyens conventionnels, tels que par exemple des rivets.

Les deux profilés 21 , 22 sont solidarisés entre eux dans la zone de jonction 25, notamment par couture, comme illustré figure 2b, ou cloutage, comme illustré figure 2a, tout au moins par des fibres, dites fibres transversales 26, placées perpendiculairement à une interface 27 entre les deux profilés 21 , 22.

Le rôle de l'élément structural 2 est double. D'une part, l'élément structural 2 assure une fonction de transfert d'efforts entre la traverse 14 et le cadre de renfort 13, lorsque la structure du fuselage est soumise aux efforts normaux correspondant à des sollicitations rencontrées pendant l'exploitation normale de l'aéronef, majorées de facteurs de sécurité. D'autre part, l'élément structural 2 assure, grâce aux éléments qui le composent, la destruction du second profilé 22, de façon progressive, lorsque l'élément structural est soumis à un effort de compression majoritairement appliqué dans le sens de sa longueur, c'est à dire dans l'exemple illustré sensiblement verticalement, correspondant aux efforts rencontrés lors de cas de crash. La destruction progressive du second profilé 22 a pour effet d'absorber une partie de l'énergie générée lors de l'impact.

La destruction du second profilé 22 se déclenche au niveau de la zone de jonction et se propage par délaminage d'au moins un des profilés et ou par l'arrachement des fibres transversales 26 solidarisant les deux profilés.

Dans un premier exemple de réalisation de l'élément structural, illustré figure 3, le premier profilé 21 présente, au moins sur une certaine longueur à partir de sa deuxième extrémité 212 située du coté du second profilé 22, incluant la zone de jonction 25, une section droite dans un plan normal à l'axe longitudinal Z, dite section transversale, en forme de H et comporte une âme 213 et deux semelles 214 de part et d'autre de l'âme, formant deux formes en creux. Dans un exemple préféré, le premier profilé 21 présente sur toute sa longueur, une section transversale en forme de H.

Le second profilé 22 présente, au moins sur une certaine longueur à partir de sa deuxième extrémité 222 située du coté du premier profilé 21 , incluant la zone de jonction 25, une section transversale en forme de C et comporte une âme 223 et deux semelles 224 de part et d'autre de l'âme, sensiblement transversales par rapport à l'âme et disposées en regard l'une de l'autre. Dans un exemple préféré, le second profilé 22 présente sur toute sa longueur, une section transversale en forme de C.

Le second profilé 22 présente une dimension, en largeur et en hauteur, telle qu'il est imbriqué, au niveau des faces extérieures 225 dans une des deux formes en creux du premier profilé en H.

Les deux profilés 21 , 22 sont assemblés dans la zone de jonction 25, au niveau des âmes et des semelles, âme 213 contre âme 223 et semelles 214 contre semelles 224, par exemple par couture ou cloutage.

En fonctionnement nominal, c'est à dire lorsque les charges sont inférieures ou égales à des charges normales susceptibles d'être rencontrées en exploitation commerciale, majorées des facteurs de sécurité associés, l'élément structural 2 assure une fonction de transfert d'effort entre une traverse 14 et un cadre de renfort 13. Des efforts secondaires dans un sens transverse peuvent également être passés. La présence de l'élément structural 2 permet ainsi d'assurer le passage de ces efforts combinés.

En cas de crash, une augmentation de l'effort sur le second profilé 22 suivant l'axe vertical est générée. L'élément structural 2 se déclenche par arrachement progressif des fibres transversales 26 solidarisant les deux profilés 21 , 22.

Dans un exemple de réalisation, la densité de fibres transversales est évolutive dans la zone de jonction afin de permettre une absorption d'énergie évolutive.

Dans un deuxième exemple de réalisation de l'élément structural 2, illustré figure 4a à 4e, le premier profilé 21 présente, au moins sur une certaine longueur à partir de sa deuxième extrémité 212 située du coté du second profilé 22, incluant la zone de jonction 25, une section transversale, en forme de C et comporte une âme 213 et deux semelles 214 de part et d'autre de l'âme. Dans l'exemple illustré sur la figures 4a, le premier profilé 21 présente sur une certaine longueur, à partir de sa première extrémité 21 1 située du coté de la traverse 14, une section transversale en forme de H et sur une certaine longueur à partir de sa deuxième extrémité 212 située du coté du second profilé 22, incluant la zone de jonction 25, une section transversale, en forme de C.

Le premier profilé 21 présente, sur une certaine longueur de la zone de jonction 25, une section transversale décroissante vers le second profilé 22, par une diminution d'une largeur de l'âme 213, comme illustré sur la figure 4b.

Le second profilé 22 présente, au moins sur une certaine longueur à partir de la deuxième extrémité 222 située du coté du premier profilé 21 , incluant la zone de jonction 25, une section transversale en forme de H et comporte une âme 223 et deux semelles 224 de part et d'autre de l'âme et présentant deux formes en creux. Dans l'exemple illustré sur la figure 4a, le second profilé 22 présente sur une certaine longueur, à partir de sa deuxième extrémité 222, une section transversale en forme de H et sur une certaine longueur à partir de sa première extrémité 221 , une section transversale, en forme de C.

Le second profilé 22 présente, sur une certaine longueur de la zone de jonction, une section transversale croissante vers le premier profilé 21 par un élargissement de l'âme 213, comme illustré figure 4b.

Le premier profilé 21 présente une dimension, en largeur et en hauteur, telle qu'il est imbriqué, au niveau de faces extérieures 215 dans une des deux formes en creux du second profilé 22 en H.

Les deux profilés 21 , 22 sont assemblés dans la zone de jonction 25, au niveau des âmes et des semelles, âme 213 contre âme 223 et semelles 214 contre semelles 224, par exemple par couture ou cloutage.

En fonctionnement nominal, c'est à dire lorsque les charges sont inférieures ou égales à des charges normales susceptibles d'être rencontrées en exploitation commerciale, majorées des facteurs de sécurité associés, l'élément structural 2 assure une fonction de transfert d'effort entre une traverse 14 et un cadre de renfort 13.

En cas de crash, une augmentation de l'effort sur le second profilé 22 suivant l'axe vertical est générée.

Le second profilé 22 se déplace suivant son axe longitudinal Z. Le glissement du premier profilé 21 dans le second profilé 22 provoque l'écartement des semelles 224 du second profilé 22 par rapport à l'âme 223 et l'arrachement des fibres transversales 26 solidarisant les deux profilés 21 , 22, comme illustrés figure 4c à 4e. L'absorption de l'énergie est effectuée, à la fois par délaminage, par arrachement progressif des fibres transversales 26 solidarisant les deux profilés 21 , 22 entre les semelles 224 et l'âme 223 du second profilé 22, et par frottement.

Dans un troisième exemple de réalisation de l'élément structural 2, le premier profilé 21 présente, au moins sur une certaine longueur à partir de sa deuxième extrémité 212 située du coté du second profilé 22, incluant la zone de jonction 25, une section transversale, en forme de H et comporte une âme 213 et deux semelles 214 de part et d'autre de l'âme. Dans l'exemple illustré sur la figure 5a, le premier profilé 21 présente sur toute sa longueur une section transversale en forme de H.

Le second profilé 22 présente, au moins sur une certaine longueur, à partir de sa deuxième extrémité 222 située du coté du premier profilé 21 , incluant la zone de jonction 25, une section transversale en forme de H et comporte une âme 223 et deux semelles 224 de part et d'autre de l'âme. Dans l'exemple illustré sur la figure 5a, le second profilé 22 présente sur toute sa longueur, une section transversale en forme de H. Le second profilé 22 est en fait composé de :

- deux pièces 226 de section transversale en C, avec une âme et deux semelles, qui s'imbriquent chacune, au niveau de la zone de jonction, dans une forme en creux du premier profilé 21 en forme de H, et

- de deux ailes 227 formant les deux semelles 224 qui recouvrent, en largeur et au niveau de la jonction, les semelles 214 du premier profilé 21 .

Le second profilé 22 présente, au delà de la deuxième extrémité 212 du premier profilé 21 et sur une certaine longueur, une section transversale décroissante par diminution d'une largeur de l'âme et des semelles.

Dans la zone où le second profilé 22 présente une section décroissante, dite zone de rétrécissement, l'élément structural 2 comporte, entre les âmes des deux pièces 226 formant second profilé 22, et en prolongement de l'âme 213 du premier profilé 21 , un noyau 28 réalisé dans un matériau absorbant. Par exemple, le matériau du noyau 28 est une mousse de type ROHACELL ^® ou thermoplastique ou à base de graphite ou un matériau absorbant comportant des billes creuses ou des élastomères.

Dans la zone de rétrécissement, l'élément structural 2 comporte, en prolongement de chaque semelle 214 du premier profilé 21 , un élément coupant 29. Chaque élément coupant est pourvu d'une arête tranchante en forme de coin, parallèle à la largeur de l'aile et orientée vers le second profilé 22. L'élément coupant 29 a une longueur au plus égale, de préférence égale, à la largeur de l'aile 227 formant semelle 224 du second profilé 22.

L'arête tranchante de chaque élément coupant est de préférence réalisée en matériau métallique, avantageusement en alliage de titane, afin d'assurer une longévité de la coupe et un couplage galvanique compatible afin de ne pas générer de corrosion dans l'association métal-carbone.

Les deux profilés 21 , 22 sont assemblés de part et d'autre du noyau 28 et des éléments coupants 29, dans la zone de jonction 25, au niveau des âmes et des semelles, par exemple par couture ou cloutage.

En fonctionnement nominal, c'est à dire lorsque les charges sont inférieures ou égales à des charges normales susceptibles d'être rencontrées en exploitation commerciale, majorées des facteurs de sécurité associés, l'élément structural 2 assure une fonction de transfert d'effort entre une traverse 14 et un cadre de renfort 13.

En cas de crash, une augmentation de l'effort sur le second profilé 22 suivant l'axe vertical est générée.

Le second profilé 22 se déplace suivant son axe longitudinal Z. Le glissement du premier profilé 21 dans le second profilé 22 provoque l'écartement des ailes 227 formant semelles 224 du second profilé 22 par rapport à l'âme 224 par la découpe des fibres transversales 26 par les éléments coupants 29 ainsi que l'écartement des deux âmes des deux pièces formant le second profilé 22. La zone de rétrécissement constitue une zone de flambage de l'élément structural 2, dont le déclenchement est favorisé par la présence des éléments coupants 29. L'absorption de l'énergie est effectuée, à la fois par délaminage, par arrachement progressif des fibres transversales 26 solidarisant les deux profilés 21 , 22 entre les semelles 224 et l'âme 223 du second profilé 22 et entre les deux âmes des deux pièces 226 formant le second profilé 22, et par écrasement du noyau absorbant 28.

Dans un mode amélioré de l'élément structural 2, comme illustré sur les figures 6 à 8, le premier profilé 21 présente une forme générale en L inversé, avec une première branche dans l'axe longitudinal Z, précédemment décrite, et une seconde branche 216 sensiblement selon un axe horizontal dans un repère avion.

Cet élément structural 2 est particulièrement adapté à un plancher passage réalisé en trois parties : un plancher central et deux zones triangle, la seconde branche 216 permettant le remplacement d'une traverse située dans une zone triangle.

L'élément structural 2 est fixé, au niveau des extrémités au même cadre de renfort 13 et en son angle à la traverse 14.

Ce mode amélioré de réalisation de l'élément structural 2 offre une meilleure résistance à la flexion de la structure du plancher ainsi qu'une meilleure tenue aux efforts de pression interne du fuselage.

L'élément structural, en intégrant à la fois un raidisseur vertical et une traverse horizontale, offre ainsi un gain de temps lors de l'installation des différents éléments constitutifs de la structure primaire et le plancher d'un aéronef.

L'élément structural 2 peut par exemple être formé par un procédé conventionnel tel que le procédé par transfert de résine, dit procédé RTM, selon lequel on réalise par drapage de différents plis les uns sur les autres une préforme sèche, de caractéristiques et selon une forme adaptée à celle de la pièce en matériau composite à réaliser, puis on injecte dans l'ensemble des plis ainsi déposés une résine pouvant être thermoplastique ou thermodurcissable, et on provoque le durcissement de la résine.

Selon l'invention, la préforme est constituée d'un ensemble de préformes intermédiaires de formes simples, par exemple de type formes planes.

Chaque préforme est constituée d'une superposition de plis ou de tissus de fibres, sèches ou pré-imprégnées de résine.

Les plis ou tissus sont de préférence formés à partir de fibres de carbone. Le nombre et la nature des plis sont déterminés de manière à assurer les propriétés mécaniques finales souhaitées pour l'élément structural.

Tout ou partie des assemblages entre préformes intermédiaires peut être renforcée par exemple par des technologies de piquage ou de cloutage afin de permettre une meilleure maîtrise de la dissipation d'énergie lors de la destruction de l'élément structural.

Les différentes préformes intermédiaires sont assemblées entre elles sur une forme ou dans un moule dont la forme et le volume correspondent sensiblement à la forme et aux dimensions de la pièce finale à réaliser, pour réaliser la préforme complexe.

Dans une deuxième étape, la préforme complexe est imprégnée d'une résine, par exemple thermodurcissable, suivant le procédé RTM. La résine est par exemple une résine de type époxyde. La résine est injectée de sorte à se répandre uniformément dans l'espace interne délimité par le moule, en remplissant les zones de vide entre les constituants des différentes préformes intermédiaires. Enfin, la résine est durcie de manière à solidariser les différentes préformes intermédiaires et former un élément structural monobloc.

A l'issue de cette étape, la pièce est démoulée et soumise le cas échéant à des opérations de finition, par exemple des perçages ou des usinages en fonction de son utilisation prévue.

L'élément structural suivant l'invention, de part sa réalisation en matériau composite, se révèle ainsi moins pénalisant en terme de masse que les solutions de l'art antérieur, réalisées en matériau métallique ou par un mélange matériau composite-matériau métallique. L'énergie générée lors de l'impact est avantageusement dissipée par la destruction progressive d'au moins un profilé constitutif de l'élément structural.