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WO2011064519A2 - Aeronef comportant une cloison interne - Google Patents

Aeronef comportant une cloison interne Download PDF

Info

Publication number
WO2011064519A2
WO2011064519A2 PCT/FR2010/052577 FR2010052577W WO2011064519A2 WO 2011064519 A2 WO2011064519 A2 WO 2011064519A2 FR 2010052577 W FR2010052577 W FR 2010052577W WO 2011064519 A2 WO2011064519 A2 WO 2011064519A2
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
membrane
partition
aircraft
supports
structural
Prior art date
Application number
PCT/FR2010/052577
Other languages
English (en)
Other versions
WO2011064519A3 (fr
Inventor
Francis Dazet
Original Assignee
Airbus Operations
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations filed Critical Airbus Operations
Priority to CN201080062447.1A priority Critical patent/CN102741118B/zh
Priority to US13/511,853 priority patent/US8777160B2/en
Priority to CA2781777A priority patent/CA2781777C/fr
Publication of WO2011064519A2 publication Critical patent/WO2011064519A2/fr
Publication of WO2011064519A3 publication Critical patent/WO2011064519A3/fr

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/10—Bulkheads

Definitions

  • the invention relates to the structural parts of aircraft such as fuselages.
  • the partition must adapt appropriately to the dimensions of the fuselage that have not been designed to accommodate it.
  • An object of the invention is to allow the establishment of a simple and fast structural partition, especially in the second phase of industrialization.
  • an aircraft which comprises a structural part, such as a fuselage, a wing or a tail, comprising:
  • a wall separating the inside and the outside of the part and comprising portions delimiting between them an internal volume of the part, and at least one structural partition separating one from the other of the zones, for example front and rear, of the volume, the partition comprising at least one flexible membrane capable of deforming and at least two supports, preferably rigid, supporting the membrane discontinuously .
  • the membrane makes it possible to adapt the dimensions of the partition to the actual dimensions of the structural part already made and to the deformations suffered by the latter during the use of the aircraft.
  • the supports allow the partition to collect the necessary structural forces and transmit them to the structural part.
  • the partition can be installed in an existing aircraft in a short period of time, without long immobilizing the aircraft on the ground. This installation can take place relatively simply and inexpensively. It can be performed to make the bulkhead gas and / or liquid tight. If the partition according to the invention is particularly useful in the second industrialization phase, that is to say for the establishment of this partition within an existing aircraft or at least in a completed structural part, the invention remains exploitable in first industrialization, that is to say to fix such a partition during the construction of the aircraft.
  • the partition is fixed to the portion by removable means.
  • the partition is removable and can be disassembled easily and quickly if necessary.
  • This removable character is compatible with the structural character of the partition, where appropriate with its waterproof character.
  • the partition separates the two zones in a sealed manner.
  • the structural part preferably comprises at least one frame, at least one rail and a molded block forming a tight junction between the frame and the rail.
  • the partition comprises at least one door.
  • This door allows the passage of one or more men and / or equipment for example, when the invention is implemented in a fuselage.
  • the membrane comprises an armed elastomer.
  • the structural part comprises at least one transverse panel connecting the supports to the rest of the part.
  • the panel or panels are permanently attached to the structural part and not intended to be removable while the part of the partition fixed to the panels can be easily dismounted.
  • the panels are preferably at least two in number and such that the supports are connected to the part independently of the membrane exclusively by the panels.
  • each support comprises at least two beams connected to each other at a distance from their ends.
  • each support is non-rigidly connected to the portion.
  • the partition is made compatible with the deformations undergone by the structural part during the use of the aircraft.
  • each support has an end mounted to move relative to the wall in at least one direction perpendicular to the longitudinal direction of the structural part.
  • each support is non-rigidly connected to the other supports.
  • the supports may have relative to each other a certain mobility, allowing the structural partition here again to adapt to the deformations undergone by the structural part.
  • each support is connected to the other supports by its only ends.
  • the supports are vertical.
  • the supports extend on the same side of the membrane.
  • this membrane may be deformed and for example take an inverse curvature of its curvature originally provided, and this on a section of the membrane or on all of the latter, for example in case of pressure reversal differential prevailing on both sides of the partition.
  • each support carries a membrane section.
  • each support has at least one inclined face for supporting the membrane.
  • the membrane is formed in several disjoint parts.
  • the membrane is supported by each support having a curved shape, for example cylindrical and / or spherical and / or the membrane extends from one support to the other in a curved shape, for example cylindrical and / or spherical .
  • the membrane can better withstand the pressure that it is or could be caused to undergo a single side of the membrane, compared with a planar configuration of the membrane.
  • the membrane comprises several curved sectors arranged side by side.
  • the partition comprises:
  • ⁇ 2 arctan (tan * ⁇ ⁇ l 2 )
  • the structural portion is a fuselage.
  • a method is also provided according to the invention in which, in an aircraft comprising a wall of a structural part, such as a fuselage, a wing or a tail, separating the outside and the inside of the part and such that portions of the wall delimit between them an internal volume of the portion, there is installed at least one structural partition separating one of the other areas, for example front and rear, of the volume and comprising at least one flexible membrane adapted to deform and at least two supports supporting the membrane discontinuously, the installation taking place especially after the aircraft has flown.
  • a structural part such as a fuselage, a wing or a tail
  • the installation takes place by fixing the partition to the part by removable means.
  • the pieces are assembled on several parts of a mold.
  • a sealing material is injected into the mold.
  • sealing is effected by means of a sealed block molded in situ on the parts.
  • This seal will, if necessary, be compatible with a differential pressure prevailing on both sides of the block.
  • the method can be implemented easily on an existing aircraft, for example an aircraft that requires conversion with major structural modifications. It is economical and light to perform. It does not require the addition of parts remaining permanently, or the establishment of fasteners out of those necessary for the temporary maintenance of the mold.
  • the block produced is calibrated in volume. The process can be implemented repetitively while controlling the mass of the material thus installed. If necessary, the watertight junction can be removed and then carried out again if necessary, without any structural damage. This advantage is particularly important when a repair or inspection by visual inspection of the area is required in the aircraft.
  • This method can be implemented using a sufficiently flexible sealing material that takes into account the movements of the structural parts during use of the aircraft.
  • FIG. 1 is a longitudinal vertical axial sectional view of an aircraft according to the invention showing the principle of the configuration of the partition;
  • FIG. 2 is a rear view of the fuselage of Figure 1 showing the fixed elements supporting the partition;
  • FIG. 3 is a view similar to Figure 2 showing the central portion of the partition to be fixed to the fixed elements of Figure 2;
  • FIG. 4 is a view similar to FIG. 2 showing the principle of the arrangement of the supports of the membrane;
  • Figure 5 is a detail view similar to Figure 4.
  • FIG. 6 is a sectional view along the plane VI-VI of the partition of Figure 3;
  • FIG. 7 is an enlarged view of detail D of Figure 1 illustrating the attachment of the partition in the upper part;
  • Figure 8 is a view similar to Figure 7 showing the attachment of the sealing membrane in the upper part and its deformations;
  • FIG. 9 is an enlarged view of the detail E of Figure 1 showing the attachment of the partition in the lower part;
  • FIG. 10 is a sectional view along the X-X plane of the partition of Figure 5 showing its attachment in the side portion;
  • Figures 11 and 12 are enlarged views of the details F and G of Figures 6 and 11 respectively;
  • FIG. 13 is a perspective view of one of the sections of the membrane of FIG. 11;
  • FIGS. 16, 17 and 18 are cross-sectional views showing the use of a mold for producing a sealing block for the partition of the preceding figures, according to plans XVI-XVI, XVII-XVII and XVII-XVI 11 of Figures 17 and 16;
  • Figures 19 and 20 are sectional views illustrating the sealing of the mold parts, the section of Figure 19 being taken along the plane XIX-XIX of Figure 17;
  • Figure 21 is a sectional view along the XXI-XXI plane of the arrangement of Figure 17;
  • FIG. 22 is a view similar to Figure 11 showing the forces exerted by the membrane 60 on one of the beams of the partition when the partition is such that these forces are not balanced;
  • FIG. 23 is a view similar to Figure 22 wherein the partition is such that the forces are balanced.
  • FIG. 24 is another view on a larger scale of the detail G of FIG. 11.
  • the aircraft illustrated in FIG. 1 is an aerodyne and in this case an airplane 2. It comprises a fuselage 4 having a generally elongated cylindrical shape whose main axis is the horizontal axis 6. At the front of the fuselage extends the cockpit 8. The aircraft is provided with unrepresented wings forming a wing, with landing gear of which part is visible in FIG. 1 and with engines 12.
  • the orthogonal reference X, Y, Z is used in the following, in which the X and Y directions are horizontal and perpendicular to one another, the direction X being parallel to the axis 6, and the direction Z is vertical.
  • the fuselage comprises frames 14 of circular shape each extending generally in a plane perpendicular to the axis 6 and carrying the skin 28 of the fuselage.
  • the skin is reinforced by horizontal profiled rails 116 also attached to the frames.
  • the frames are arranged in planes parallel to each other and succeeding each other along the axis 6. It is assumed here that the partition is installed to extend generally in a plane perpendicular to the axis 6, the neighborhood of the frame numbered 30 in the succession of frames starting at the nose of the device.
  • the partition 20 a rigid subassembly 22, rigidly attached to the fuselage 4 and fixed permanently to the latter in this case. It extends in peripheral part of the partition. It comprises the left and right lateral sections of the frame 14, as well as the upper planar panels 24 and lower 26.
  • the panels are fixed directly to the skin 28.
  • the upper panel 24 extends continuously from the skin 28 of the fuselage to the height of a ceiling of a cabin of the plane.
  • the lower panel 26 extends continuously from the skin 28 to the height of the floor of the cabin.
  • These panels are attached to the main structure of the aircraft. They are each self-stiffened and provided in this case rectilinear vertical stiffeners 30, parallel and distant from each other.
  • the upper and lower panels 24, 26 may have openings 110 for the passage of various systems such as air ducts and liquid, for example water, electrical and computer cables, etc.
  • the partition 20 comprises a subassembly 32 attached to the subassembly 22 by means making it possible to dismount it easily and quickly.
  • This subassembly comprises a non-rigid reinforcement comprising rigid portions 34 and deformable flexible zones 36.
  • rigid portions 34 and deformable flexible zones 36 In the present example illustrated in detail in FIG. 5, there are five rigid portions 34 and five deformable flexible zones 36.
  • the rigid parts and the flexible zones in this case, succeed one another alternately from one side to the other of the fuselage, starting here on the left by a rigid part 34, as illustrated with the letters "R" and " S "in Figure 4.
  • Each part or each zone extends over the entire height of the subassembly 32.
  • Those in the central zone of this subassembly have a generally rectangular shape. There are six of them in FIGS. 3, 4 and 5, and extend from the top panel 24 to the bottom panel 26 to which they are each fixed in their own right.
  • Each of the rigid parts 34, or support comprises in this case two vertical rectilinear beams 40 extending at a distance from one another and for example spaced apart by 500 mm.
  • the beams are located in line with the longitudinal rails of the floor of the aircraft.
  • Each rigid portion comprises stabilizers in the form of intercostal crosspieces 42 rigidly connecting the two beams to one another.
  • the stabilizers are attached to the beams away from the ends of the latter being regularly spaced along the height of the beams and forming with the latter a ladder configuration.
  • the stabilizers 42 thus fixed to the beams make rigid each part 34.
  • each beam 40 is formed by a section whose section has a general shape of "H".
  • the rear plate 44 of the profile has a flat shape while the front plate shown in detail in Figure 12 has a general shape in "V" reversed so that the two wings 48 of the plate are inclined rearwardly.
  • Each wing thus has a flat vertical front face 50 inclined towards one side of the fuselage, for example by forming an angle of about 30 ° with the transverse direction Y.
  • Each stabilizer 42 has a generally planar shape and extends in a horizontal plane. It may have recesses 52 to reduce the mass. Its rear edge here is rectilinear while its front edge 54 has a concave curved shape, for example in an arc, such that the median portion of this edge is closer to the rear edge than its end portions. Stabilizer 42 is attached to ribs 56 of associated beams 40. The edge 54 also extends back wings 48 and therefore the front faces 50 thereof.
  • At least one of the rigid parts 34 can be arranged to accommodate a door 74 as shown in Figure 4 or a passage of another type allowing equipment or men to cross the partition.
  • the door can be equipped with a "Z" shaped frame with a gasket.
  • the door may include a self-stiffening skin, two horizontal fittings supporting hinges and door stops, an operating and locking mechanism and a visual security window.
  • Each rigid portion 34 carries a section of deformable flexible membrane 60 fixed to the beams 40 so as to be able to move and to deform.
  • This is in this case a layer of a non-metallic material such as an aramid resin in the form of fibers, for example a poly-para-phenylene terephthalamide marketed under the name of Kevlar.
  • This resin is embedded in a silicone layer by means of an injection method so that the membrane 60 is armed and can withstand a cabin pressure differential of the type that can be experienced by a plane flying at a stratospheric altitude.
  • the membrane 60 illustrated in particular in FIG. 13, has vertical rectilinear lateral edges 62 parallel to each other and by which it is fixed to the faces 50 of the two corresponding beams by being sandwiched between the fin 48 and a flange 64.
  • flange is fixed to the fin for example by means of screws 66, washers and captive nuts 68 extending in the rear part of the fin.
  • the membrane section 60 is fixed the beams having a non-planar shape from one to the other of the latter, in this case a convex shape with cylindrical horizontal section.
  • the membrane thus follows the front edge 54 of the stabilizer 42, remaining at a distance from the latter all along the latter.
  • the radius of curvature of the membrane will for example be less than or equal to 800 mm.
  • the membrane is mounted so as to be able to turn, that is to say, to invert its curvature so that its center of curvature extends not in front of the partition but behind it, as illustrated by the mixed line 60 '. This reversal can occur for example in case of depressurization of the cabin.
  • the membrane 70 of the membrane section have a curved configuration in two directions perpendicular to each other, in this case a spherical configuration.
  • the upper and lower edges 72 of the membrane are rectilinear and horizontal in this case.
  • the flexible zones 36 of the partition 20 are formed only by an armed membrane section 60. It is fixed to the fins 48 of the beams closest to the adjacent rigid parts 34 as illustrated in particular in FIG. 11. The shape and the attachment of the membrane section are the same as for the membrane section of each rigid part 34.
  • the partition 20 is thus formed by the armature and the membrane sections 60 that it carries.
  • FIG. 9 illustrates the attachment of one of the rigid parts 34 to the primary structure of the aircraft.
  • the lower panel 26 extends under the floor 76 of the aircraft, in contact with the underside of the latter. This floor is started to provide an opening 78 to the right of each beam 40.
  • a fitting 80 is fixed rigidly to the panel 26 behind the latter.
  • a lower end of the beam 40 has an extension 82 connected to the fitting 80 by means of a traditional connection by axis and ball joints.
  • this connection is adapted to resume efforts along the three directions X, Y and Z and to transmit displacements in the same directions.
  • the connection to the fitting is able to transmit forces only in the X and Z directions.
  • This seal 84 thus comprises a base portion 86 with a circular profile extending upwardly from its rear face by a sidewall 88.
  • This seal is protected at the front and at the rear by two flanges 90. sandwich between the seal and the front face of the beam 40, while the front flange 90 has an "S" shape matching that of the front face of the seal.
  • the seal 84 is thus protected against blunt objects that may be on the ground. To protect it during assembly and disassembly operations, it is advantageous for this seal to be pre-assembled with its two flanges before assembly.
  • each beam 40 and the primary structure of the aircraft is performed in this case by means of a rod 90.
  • Each of the rods 90 extends substantially in the direction Z.
  • the connecting rod 90 is connected to the frame 14 in the front part and to the beam in the rear part, the two links being joints along axes of rotation 92 parallel to the direction Y in the present example.
  • the rods extending in the direction Z, they can transmit efforts and displacements in this direction.
  • the beam 40 may have substantial displacements at least in the upper part relative to the primary structure of the aircraft.
  • the rod 90 has a fixed length while the rod 90 associated with the other beam is adjustable in length.
  • the seal between the partition 20 and the parts fixed to the fuselage, in the upper part and on the sides, is provided by a membrane 61 independent of the membrane 60 but made of the same material as the latter preferably.
  • the membrane 61 itself can undergo significant displacements, for example more or less 20 mm in the general plane of the partition along the Y and Z directions, and more or less 10 mm in the X direction.
  • FIG. 8 to reference 61 to the nominal configuration of the diaphragm, to reference 61 b to its position set back in direction X, to reference 61 c to its raised position in direction Z and finally to reference 61 to a configuration both raised and retreated.
  • FIG. 8 to reference 61 to the nominal configuration of the diaphragm, to reference 61 b to its position set back in direction X, to reference 61 c to its raised position in direction Z and finally to reference 61 to a configuration both raised and retreated.
  • FIG. 8 to reference 61 to the nominal configuration of the diaphragm, to
  • the upper end edge of the membrane 61 is fixed rigidly to a locally horizontal panel 100, itself fixed on the side of its upper face to frames 14. taking the membrane 61 sandwiched between this panel and a flange 102. If the partition 20 is disassembled, the membrane 61 can remain in place and be deployed rearward in a cylindrical configuration of axis 6 to have a dressing function . It will then have the configuration 61 e illustrated in Figure 8.
  • FIG. 14 illustrates the lower waterproof fastening of the membrane 60 a rigid portion 34.
  • the lower ends of the beams 40 carry a cross-member 102 having a vertical flat bottom face 104 and a medial flat face 106 which is parallel to the Y direction and inclined with respect to the X direction while being slightly turned towards the top.
  • the membrane 60 is sandwiched between this face and a flange 107 fixed rigidly to the cross member by appropriate means not shown.
  • the lower end edge of the membrane extends away from the upper edge of the seal 84 to a musical note.
  • the waterproof fastening of the membrane in the upper part is carried out analogously.
  • the partition is installed using the following method.
  • the rigid subassembly 22 intended to be fixed permanently, is installed during a conversion project where the aircraft is unloaded as is practiced for a major repair. While maintaining the integrity of the longitudinal stiffeners, then a seal is made between the fuselage and this subset as will be seen later. To this end, each of the smooth passages is sealed, as well as the passages for the various systems.
  • the removable rigid parts 34 are installed.
  • the membrane 60 is sealingly connected to the frame 14 by being sandwiched between a rear face of the frame and a flange 112 held rigidly in position on the frame by means of an assembly screw and nut prisoners.
  • the frame is attached to the skin 28 by means of its foot 122, except where the frame straddles the beam 116 so that the foot 122 bypasses the latter.
  • the frame and the rail are at this point locally perpendicular to each other.
  • the tightness of the junction of this side of the frame between the frame 14 and the beam 116 is performed by means of a block 118 of leakproof material molded in situ so as to seal the frame to the smooth and to the skin over the smooth.
  • Block 1 18 is made in this case of an elastomer such as silicone.
  • the molding is performed by means of a mold 124 in several parts 126 and 128.
  • the two parts 126 are solid, rigid and form plates. They are generally symmetrical to each other and disposed on either side of the plane of the core of the frame 14. They each have a notch 130 enabling them to span the beam 116 and to be in contact with each other. their foot 132 with the frame 14 and the skin 28. Each of these parts 124 makes a tight contact all along its contact surface with the frame, the skin and the outer surface of the bar. This seal is made for example with reference to Figure 19 by means of a flexible O-ring 134 housed in a groove 136 of the foot.
  • the foot 132 is provided with a series of baffles 138 succeeding following the width of the foot, none of these baffles receiving a seal.
  • the material of the portions 124 is chosen not to adhere to the injected elastomeric product. It will be for example PTFE (polytetrafluoroethylene) or polyamide1, 1 called rilsan, for example.
  • Each of the parts 124 has a cavity 140 into which the elastomeric material will be injected and intended to accommodate in particular the foot 122 of the frame. Above this cavity, the parts 124 have a face 142 through which they come into surface contact with the respective face of the frame 14.
  • the two parts 124 are clamped against each other by clamping means such as self-locking fasteners 144, 146 extending parallel to the beam 1 16.
  • clamping means 146 may be provided to have a "V" configuration and pass between the frame 14 and the beam 116, under the frame in direct contact with it. This clamping means bears against chamfered external faces 147 of parts 124.
  • the stringer 116 has a relatively simple shape, it can be satisfied to perform the molding by means of the two parts 126.
  • the stringer has an "S" shape open on one side. It is therefore preferable to use two other parts 128 for the mold. These parts are in this case strangulated bone-shaped plugs in the middle. These plugs are inserted into a housing formed by the bar, inside thereof, being held by means of a clamp 143 squeezing them perpendicular to the soul of the bar. Each of the caps may protrude above the rail as shown in Figure 21.
  • the Cork material is chosen to not adhere with the injected elastomeric product. It may be a closed cell polymer foam, for example.
  • blocks or rigid cores 149 of elastomer polymerized before injection of the rest of the material and that is installed directly in the housing of the bar 116 between its face 150 facing the skin and the latter.
  • two blocks 149 are used, one above the other, one bearing against the skin, the other bearing against this face of the arm. They are installed in line with the core of the frame 14 before closing the mold. These blocks improve the overall rigidity of the molded joint after solidification.
  • the injection is made from only one of the parts 126, by means of an injection hole 152 provided for this purpose, with a nozzle connected to the liquid elastomer reservoir.
  • the two parts 126 are provided with vent holes to ensure complete filling of the cavity.
  • the area to receive the elastomeric product is cleaned.
  • the two parts 126 of the mold are put in place at the front and at the rear of the frame with their clamping means.
  • the two plugs 128 are put in place by compressing them first manually, which is permitted by the section of the bar. They are then tightened with the clamp.
  • the injection of the liquid elastomeric material is carried out.
  • one or more of the baffles fill partially or completely with product.
  • the liquid comes in particular in contact with the blocks 149 which are embedded in it.
  • the two plugs 128 are removed, then the plates 126 by cutting the self-locking fasteners 144, 146. Once the parts 126 have been removed, the self-locking fasteners are again cut flush with the faces ( in particular the face 147) of the block 118 of solidified elastomer 118 from which they emerge. A section of these fasteners remains permanently inside the block.
  • the sealed junction thus produced hides no structural attachment so that the connection between the frame and the skin, the connection between the heald and the skin, and so on remain accessible.
  • FIG. 23 illustrates the diagram of the forces exerted on an intermediate beam 40 by the membrane sections 60 that it carries. We will see below how the partition is made so that these forces are balanced when the two closest beams 40 are not equidistant from this intermediate beam.
  • Figure 22 illustrates a contrario the case in which these forces would not be balanced.
  • the distance between the webs of the beams 40 supporting the membrane section located on the right is also designated by t 2 . It is assumed here that the distances l - and 1 2 are different from each other, the distance t 2 being for example here equal to approximately 1.5 times the distance
  • the beam 40 undergoes in a current horizontal section a force F- ⁇ exerted by the membrane section situated to its left and a force F 2 exerted by the section of membrane located on its right. We assume here that these forces extend in a horizontal plane.
  • the angle ⁇ designates the angle of the force F- ⁇ , which is exerted in the direction of the tangent to the membrane at the edge of the latter, with respect to the direction Y, and the angle ⁇ 2 the angle analogue relating to the force F 2 .
  • the two angles ⁇ and ⁇ 2 are equal. This is because the front faces 50 of the wings 48 also form with the Y direction respective angles ⁇ and ⁇ 2 equal, the wings being symmetrical to each other with respect to the plane of the soul of the beam 40.
  • the force F 2 has an intensity greater than the force Fi.
  • the beam 40 is therefore not loaded in a balanced or symmetrical way by the two sections 60. This resultant has for its point of application the front end of the horizontal section of the beam. It generates a twisting moment around a center of inertia 63 of the section, located in the soul of the beam halfway from its front and rear edges.
  • the distances i 1 and 1 2 are the same as in FIG. 22, but the angles ⁇ 1 and ⁇ 2 are different this time. They are chosen so that the resultant S forces F 1 and F 2 is included in the plane of the core of the beam 40 and therefore parallel to the direction X. This result is obtained by choosing the inclination of the front faces. 50 wings 48, which are no longer symmetrical, so that they form with the Y direction respective angles ⁇ and ⁇ 2 such that:
  • ⁇ 2 arctan (tan * ⁇ ⁇ l 2 )
  • the faces 50 against which the membrane sections are in surface contact have the same inclination ⁇ and ⁇ 2 respectively with respect to the direction Y.
  • the shape and / or the dimensions of each section are adapted to obtain this result. For example, it will be necessary to increase the radius of curvature of the right-hand section compared with the situation of FIG. 22. This results in a possible increase in mass and volume but which is insignificant and is negligible by compared to the total mass economy on the partition generated by this provision. There is no longer any parasitic result of torsion.
  • each section of membrane takes into account the actual geometry of the anchoring of this section on the beams which itself takes into account the spacing between the beams. It is therefore minimized the efforts that the membrane sections 60 print to the primary structures.
  • each membrane section is formed by a single layer of poly-para-phenylene terephthalamide impregnated with silicone.
  • the membrane can be given a mass of 0.5 kg / m 2 .
  • This choice of material makes it possible to minimize the mass of each membrane section and makes it equivalent in terms of resistance to an aluminum alloy membrane of 0.2 mm thickness. But such a product is not available, its installation is little conceivable because of its fragility, and should be given at least a thickness of 1 mm for manufacturing reasons and robustness to the human factor. A weight gain of approximately 500% is therefore achieved with respect to an equivalent aluminum alloy membrane. The robustness of the membrane is assured despite its low mass. Its reversal in case of differential pressure reversal is not a problem.
  • the membrane sections 60 resist not only simple pressure and depression but can also coexist with the uses and possible degradation of human origin.
  • the material of the membrane extends in double thickness at the place where the membrane is sandwiched between the flange 64 and the wing 48, knowing that this is an area where the membrane is particularly stressed.
  • This doubling of the thickness can be achieved by simply folding the material forming the membrane and placing in the hollow of the fold a reinforcing member such as a ring 67 avoiding crushing of the latter.
  • This ring 67 will for example have a diameter of between 2 and 3 mm. It is made in this case in a polyamide material. This ring extends away from the surface contact zone between the flange 64 and the wing 48 and is not sandwiched between them.
  • the rod 67 may be arranged in the mold for impregnating the resin with the elastomeric material.
  • the impregnated material forming a single layer, receives the rod and is folded on the latter before the polymerization of the elastomer.
  • the flange 64 has, facing the membrane section 60, on the same side as the center of curvature of the latter, a face 69 of cylindrical shape extending opposite the membrane and whose own center of curvature is located on the side of the face 69 opposite the membrane. In case of reversal of the membrane, this face accommodates the membrane that can support it without the risk of tearing.
  • the partition 20 described above has many advantages. It is possible to assemble and disassemble. Sealing is provided by means that take into account the structural deformations imposed by the use of the aircraft and the geometric imprecision of the various parts to be sealed, especially if the aircraft is already manufactured. The combination of fixed and rigid parts also allows such consideration. The number of fasteners to be installed and / or disassembled during assembly or dismounting in the fuselage is reduced.
  • the dismantling time of the partition will for example be less than 24 hours.
  • the mass of the entire partition will for example be about 800 kg.
  • the partition preferably extends over most of the cross-sectional area of the internal volume of the fuselage.
  • zone 109 located at the front of the partition and a zone 111 located at the rear.
  • Zone 109 may be subjected to cabin pressure unlike zone 111.
  • zone 111 may contain a liquid such as fuel unlike zone 109.
  • the upper panel 24 is stabilized by means of several skin-connecting fittings 28, these fittings extending for example along four consecutive frames. It can be provided that the lower panel 26 is stabilized likewise.
  • the rigid subassembly 22 may further comprise two special seal-holder profiles installed on the left and right sides of the frame.

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Abstract

L'aéronef comporte une partie structurale, telle qu'un fuselage, une voilure ou un empennage, comprenant; une paroi séparant l'intérieur et l'extérieur de la partie et comprenant des portions délimitant entre elles un volume interne de la partie, et au moins une cloison structurale (20) séparant l'une de l'autre des zones, par exemple avant (109) et arrière (111 ), du volume, la cloison comprenant au moins une membrane souple (60) apte à se déformer et au moins deux supports, de préférence rigides, supportant la membrane de façon discontinue.

Description

Aéronef comportant une cloison interne
L'invention concerne les parties structurales d'aéronefs telles que les fuselages.
Il est connu de réaliser à l'intérieur du fuselage d'un avion une cloison structurale séparant l'une de l'autre deux parties du volume interne. On cherche parfois à rendre une telle cloison étanche aux gaz ou aux liquides. Par exemple, l'une des zones délimitées par la cloison sera pressurisée au contraire de l'autre zone, ou encore l'une des zones servira de réservoir de carburant. La jonction de la cloison avec la paroi du fuselage est réalisée suivant un angle localement perpendiculaire à cette paroi et aux pièces de la structure primaire de l'avion, structure comprenant les cadres, les raidisseurs, les lisses, les poutres, etc.
L'installation d'une telle cloison à demeure peut avoir lieu lors de la fabrication de l'avion. Mais il peut s'avérer souhaitable de l'installer en phase de deuxième industrialisation, à savoir alors que l'avion n'avait pas été conçu à l'origine pour l'accueillir. C'est le cas notamment lorsque l'avion a déjà volé.
Or, la mise en place de cette cloison soulève différents problèmes.
S'agissant d'une cloison structurale, elle doit supporter les efforts requis. Il est connu pour cela de fixer cette cloison à la structure primaire au moyen d'éclisses s'étendant de part et d'autre de la cloison et impliquant au moins deux pièces et plusieurs fixations structurales. En effet, on préfère la fixer au fuselage sans entamer les pièces de la structure primaire afin de ne pas en menacer les propriétés mécaniques. Mais, lorsqu'on recherche un gain de masse, cet agencement s'avère trop lourd ou critique en fatigue. Dans ce cas, on réalise une étanchéité au moyen d'un mastic et d'une grande quantité de petites pièces de tôlerie fine dont la mise en place est longue, ce qui immobilise l'avion au sol pendant une longue période, et complexe, ce qui la rend onéreuse.
Par ailleurs, la cloison doit s'adapter convenablement aux dimensions du fuselage qui n'ont pas été prévues pour l'accueillir.
De plus, elle doit être compatible avec les déformations que subit le fuselage lors de l'utilisation de l'avion.
Un but de l'invention est de permettre la mise en place simple et rapide d'une cloison structurale, notamment en phase de deuxième industrialisation.
A cet effet, on prévoit selon l'invention un aéronef qui comporte une partie structurale, telle qu'un fuselage, une voilure ou un empennage, comprenant :
- une paroi séparant l'intérieur et l'extérieur de la partie et comprenant des portions délimitant entre elles un volume interne de la partie, et- au moins une cloison structurale séparant l'une de l'autre des zones, par exemple avant et arrière, du volume, la cloison comprenant au moins une membrane souple apte à se déformer et au moins deux supports, de préférence rigides, supportant la membrane de façon discontinue.
Ainsi, la membrane permet d'adapter les dimensions de la cloison aux dimensions effectives de la partie structurale déjà réalisée et aux déformations subies par cette dernière lors de l'utilisation de l'aéronef. Par ailleurs, les supports permettent à la cloison d'encaisser les efforts structuraux nécessaires et de les transmettre à la partie structurale. La cloison peut être installée dans un aéronef existant en un court laps de temps, sans donc immobiliser longtemps l'aéronef au sol. Cette installation peut avoir lieu de façon relativement simple et peu onéreuse. Elle peut être effectuée de façon à rendre la cloison étanche aux gaz et/ou aux liquides. Si la cloison selon l'invention est particulièrement utile en phase de deuxième industrialisation, c'est-à-dire pour la mise en place de cette cloison au sein d'un aéronef existant ou au moins dans une partie structurale achevée, l'invention demeure exploitable en première industrialisation, c'est-à-dire pour fixer une telle cloison lors de la construction de l'aéronef.
De préférence, la cloison est fixée à la partie par des moyens démontables. Ainsi, la cloison est amovible et peut être démontée facilement et rapidement au besoin. Ce caractère amovible est compatible avec le caractère structural de la cloison, le cas échéant avec son caractère étanche.
Avantageusement, la cloison sépare les deux zones de façon étanche.
La partie structurale comporte de préférence au moins un cadre, au moins une lisse et un bloc moulé formant une jonction étanche entre le cadre et la lisse.
Avantageusement, la cloison comprend au moins une porte.
Cette porte permet le passage d'un ou plusieurs hommes et/ou de matériel par exemple, lorsque l'invention est mise en œuvre dans un fuselage.
Avantageusement, la membrane comprend un élastomère armé.
De préférence, la partie structurale comprend au moins un panneau transversal reliant les supports au reste de la partie.
Ainsi, on pourra prévoir que le ou les panneaux sont fixés à demeure à la partie structurale et non prévus pour être démontables tandis que la partie de la cloison fixée aux panneaux peut être facilement démontée.
Les panneaux sont de préférence au moins au nombre de deux et tels que les supports sont reliés à la partie indépendamment de la membrane exclusivement par les panneaux.
On prévoit avantageusement que chaque support comprend au moins deux poutres reliées l'une à l'autre à distance de leurs extrémités.
De préférence, chaque support est relié de façon non rigide à la partie.
Ainsi, on rend la cloison compatible avec les déformations subies par la partie structurale lors de l'utilisation de l'aéronef.
Avantageusement, chaque support présente une extrémité montée mobile par rapport à la paroi suivant au moins une direction perpendiculaire à la direction longitudinale de la partie structurale.
De préférence, chaque support est relié de façon non rigide aux autres supports.
Ainsi, les supports peuvent présenter les uns par rapport aux autres une certaine mobilité, permettant à la cloison structurale ici encore de s'adapter aux déformations subies par la partie structurale.
Avantageusement, chaque support est relié aux autres supports par ses seules extrémités.
Avantageusement, les supports sont verticaux.
Avantageusement, les supports s'étendent d'un même côté de la membrane. Ainsi, cette membrane pourra se déformer et par exemple prendre une courbure inverse de sa courbure prévue à l'origine, et ce sur un tronçon de la membrane ou sur l'intégralité de cette dernière, par exemple en cas d'inversion de la pression différentielle régnant des deux côtés de la cloison.
Avantageusement, chaque support porte un tronçon de membrane.
Avantageusement, chaque support présente au moins une face inclinée pour l'appui de la membrane.
On ménage ainsi un contact surfacique suivant une bonne orientation entre le support et la membrane afin d'éviter d'endommager cette dernière.
Avantageusement, la membrane est formée en plusieurs parties disjointes. Avantageusement, la membrane est supportée par chaque support en ayant une forme bombée, par exemple cylindrique et/ou sphérique et/ou la membrane s'étend d'un support à l'autre suivant une forme bombée, par exemple cylindrique et/ou sphérique.
Ainsi, la membrane peut mieux supporter la pression qu'elle est ou pourrait être amenée à subir d'un seul côté de la membrane, par comparaison avec une configuration plane de la membrane.
Avantageusement, la membrane comprend plusieurs secteurs bombés disposés côte à côte.
De préférence, la cloison comporte :
- au moins deux tronçons de membrane ; et - au moins trois organes de support des tronçons, se succédant suivant une direction transversale, l'organe intermédiaire dans la succession portant les deux tronçons, les tronçons étant disposés de sorte que :
θ2 = arctan (tan * Ι Ι l 2)
où :
- G,, avec i = 1 ou 2, désigne un angle non nul entre la direction transversale et une tangente au tronçon i, à sa jonction avec l'organe intermédiaire ; et
- 1, désigne une distance entre des âmes des organes portant la membrane i, étant différent de l2.
Ainsi, en présence d'un écartement irrégulier des organes de support, on fait en sorte que les sollicitations sur l'organe intermédiaire soient équilibrées. Il n'est donc pas utile de renforcer cet organe pour qu'il résiste à un déséquilibre particulier. On peut ainsi obtenir une cloison de poids réduit.
Dans un mode de réalisation, la partie structurale est un fuselage.
On prévoit également selon l'invention un procédé dans lequel, dans un aéronef comprenant une paroi d'une partie structurale, telle qu'un fuselage, une voilure ou un empennage, séparant l'extérieur et l'intérieur de la partie et telle que des portions de la paroi délimitent entre elles un volume interne de la partie, on installe au moins une cloison structurale séparant l'une de l'autre des zones, par exemple avant et arrière, du volume et comprenant au moins une membrane souple apte à se déformer et au moins deux supports supportant la membrane de façon discontinue, l'installation ayant lieu notamment après que l'aéronef ait volé.
De préférence, l'installation a lieu en fixant la cloison à la partie par des moyens démontables.
De préférence, pour réaliser une jonction étanche entre des pièces de l'aéronef, allongées et s'étendant localement suivant des directions principales non parallèles entre elles :
- on assemble sur les pièces plusieurs parties d'un moule ; et
- on injecte un matériau d'étanchéité dans le moule.
Ainsi, on réalise l'étanchéité au moyen d'un bloc étanche moulé in situ sur les pièces. Cette étanchéité sera, si nécessaire, compatible avec une pression différentielle régnant de part et d'autre du bloc. Le procédé peut être mis en œuvre facilement sur un avion existant, par exemple un avion qui nécessite une reconversion avec des modifications structurales majeures. Il est économique et léger à effectuer. Il ne nécessite pas l'apport de pièces restant à demeure, ni la mise en place de fixations hors celles nécessaires au maintien temporaire du moule. Le bloc réalisé est calibré en volume. Le procédé peut être mis en œuvre de façon répétitive tout en maîtrisant la masse du matériau ainsi installé. Si besoin, la jonction étanche peut être enlevée puis réalisée à nouveau si nécessaire, sans aucun dommage structural. Cet avantage est particulièrement important lorsqu'une réparation ou un contrôle par inspection visuelle de la zone est nécessaire dans l'aéronef. Ce procédé peut être mis en œuvre en utilisant un matériau d'étanchéité suffisamment souple qui tient compte des mouvements des pièces structurales lors de l'utilisation de l'aéronef.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront encore dans la description suivante d'un mode de réalisation donné à titre d'exemple non limitatif en référence aux dessins annexés sur lesquels :
- la figure 1 est une vue en coupe axiale verticale longitudinale d'un aéronef selon l'invention montrant le principe de la configuration de la cloison ;
- la figure 2 est une vue arrière du fuselage de la figure 1 montrant les éléments fixes supportant la cloison ;
- la figure 3 est une vue analogue à la figure 2 montrant la partie centrale de la cloison destinée à être fixée aux éléments fixes de la figure 2 ;
- la figure 4 est une vue analogue à la figure 2 montrant le principe de l'agencement des supports de la membrane ;
- la figure 5 est une vue de détail analogue à la figure 4 ;
- la figure 6 est une vue en coupe suivant le plan VI-VI de la cloison de la figure 3 ;
- la figure 7 est une vue à plus grande échelle du détail D de la figure 1 illustrant la fixation de la cloison en partie supérieure ;
- la figure 8 est une vue analogue à la figure 7 montrant la fixation de la membrane d'étanchéité en partie supérieure et ses déformations ;
- la figure 9 est une vue à plus grande échelle du détail E de la figure 1 montrant la fixation de la cloison en partie inférieure ;
- la figure 10 est une vue en coupe suivant le plan X-X de la cloison de la figure 5 montrant sa fixation en partie latérale ;
- les figures 11 et 12 sont des vues à plus grande échelle des détails F et G des figures 6 et 11 respectivement ;
- la figure 13 est une vue en perspective d'un des tronçons de la membrane de la figure 11 ;
- la figure 14 montre la réalisation de l'étanchéité de la paroi en partie inférieure en coupe ;
- la figure 15 montre la réalisation de l'étanchéité de la cloison à d'autres endroits ; - les figures 16, 17 et 18 sont des vues en coupe montrant l'utilisation d'un moule pour la réalisation d'un bloc d'étanchéité pour la cloison des figures précédentes, respectivement suivant les plans XVI-XVI, XVII-XVII et XVII l-XVI 11 des figures 17 et 16 ;
- les figures 19 et 20 sont des vues en coupe illustrant l'étanchéité des parties de moule, la coupe de la figure 19 étant prise suivant le plan XIX-XIX de la figure 17 ;
- la figure 21 est une vue en coupe suivant le plan XXI-XXI de l'agencement de la figure 17;
- la figure 22 est une vue analogue à la figure 11 montrant les forces exercées par la membrane 60 sur l'une des poutres de la cloison lorsque la cloison est telle que ces forces ne sont pas équilibrées ;
- la figure 23 est une vue analogue à la figure 22 dans laquelle la cloison est telle que les forces sont équilibrées ; et
- la figure 24 est une autre vue à plus grande échelle du détail G de la figure 11 .
L'aéronef illustré à la figure 1 est un aérodyne et en l'espèce un avion 2. Il comprend un fuselage 4 ayant une forme générale cylindrique allongée ayant pour axe principal l'axe horizontal 6. A l'avant du fuselage s'étend le poste de pilotage 8. L'avion est muni d'ailes non représentées formant une voilure, de trains d'atterrissage dont une partie 10 est visible sur la figure 1 et de moteurs 12.
On utilise dans la suite le repère orthogonal X, Y, Z dans lequel les directions X et Y sont horizontales et perpendiculaires entre elles, la direction X étant parallèle à l'axe 6, et la direction Z est verticale.
On suppose ici que la fabrication de l'avion 2 est achevée, voire qu'il a déjà volé. Il s'agit de mettre en place une cloison structurale étanche amovible au cours d'une phase de deuxième industrialisation. Cette cloison est destinée à être étanche à la pression cabine qui régnera seulement d'un côté de la cloison, en avant de cette dernière. On cherche aussi à faire en sorte que cette cloison puisse être installée rapidement et si besoin enlevée rapidement, à savoir en quelques heures.
Le fuselage comprend des cadres 14 de forme circulaire s'étendant chacun généralement dans un plan perpendiculaire à l'axe 6 et portant la peau 28 du fuselage. La peau est renforcée par des lisses profilées horizontales 116 également fixées aux cadres. Les cadres sont disposés dans des plans parallèles entre eux et se succédant le long de l'axe 6. On suppose ici que la cloison est installée pour s'étendre généralement dans un plan perpendiculaire à l'axe 6, au voisinage du cadre numéroté 30 dans la succession de cadres démarrant au nez de l'appareil.
On prévoit pour supporter la cloison 20 un sous-ensemble rigide 22, rigidement fixé au fuselage 4 et fixé à demeure à ce dernier en l'espèce. Il s'étend en partie périphérique de la cloison. Il comprend les tronçons latéraux gauche et droite du cadre 14, ainsi que des panneaux plans supérieur 24 et inférieur 26. Les panneaux sont fixés directement à la peau 28. Le panneau supérieur 24 s'étend continûment depuis la peau 28 du fuselage jusqu'à la hauteur d'un plafond d'une cabine de l'avion. Le panneau inférieur 26 s'étend continûment depuis la peau 28 jusqu'à la hauteur du plancher de la cabine. Ces panneaux sont fixés à la structure principale de l'avion. Ils sont chacun auto-raidis et munis en l'espèce de raidisseurs allongés rectilignes verticaux 30, parallèles et distants les uns des autres. Les panneaux supérieur et inférieur 24, 26 pourront présenter des ouvertures 110 servant pour le passage de différents systèmes tels que des conduits d'air et de liquide, par exemple d'eau, des câbles électriques et informatique, etc.
En référence à la figure 3, la cloison 20 comprend un sous-ensemble 32 fixé au sous-ensemble 22 par des moyens rendant possible de le démonter facilement et rapidement. Ce sous-ensemble comprend une armature non-rigide comportant des parties rigides 34 et des zones souples déformables 36. Dans le présent exemple illustré en détail à la figure 5, on compte cinq parties rigides 34 et cinq zones souples déformables 36.
Les parties rigides et les zones souples, en l'espèce, se succèdent en alternance d'un côté à l'autre du fuselage, en commençant ici sur la gauche par une partie rigide 34, comme illustré avec les lettres « R » et « S » à la figure 4. Chaque partie ou chaque zone s'étend sur toute la hauteur du sous-ensemble 32. Celles se trouvant dans la zone médiane de ce sous-ensemble ont une forme générale rectangulaire. Elles sont ici au nombre de six sur les figures 3, 4 et 5, et s'étendent depuis le panneau supérieur 24 jusqu'au panneau inférieur 26 auxquels elles sont chacune fixées en propre.
Chacune des parties rigides 34, ou support, comprend en l'espèce deux poutres rectilignes verticales 40 s'étendant à distance l'une de l'autre et par exemple espacées de 500 mm. De préférence, les poutres sont situées au droit des rails longitudinaux du plancher de l'aéronef. Chaque partie rigide comprend des stabilisateurs sous la forme de traverses intercostales 42 reliant rigidement les deux poutres l'une à l'autre. Les stabilisateurs sont fixés aux poutres à distance des extrémités de ces dernières en étant régulièrement espacés suivant la hauteur des poutres et formant avec cette dernière une configuration en échelle. Les stabilisateurs 42 ainsi fixés aux poutres rendent rigide chaque partie 34.
En référence aux figures 11 et 12, chaque poutre 40 est formée par un profilé dont la section a une forme générale de « H ». La platine arrière 44 du profilé a une forme plane tandis que la platine avant illustrée en détail à la figure 12 a une forme générale en « V » renversé de sorte que les deux ailes 48 de la platine sont inclinées vers l'arrière. Chaque aile présente ainsi une face avant plane verticale 50 inclinée vers un côté du fuselage, par exemple en formant un angle d'environ 30° avec la direction transversale Y.
Chaque stabilisateur 42 a une forme générale plane et s'étend dans un plan horizontal. Il peut présenter des évidements 52 pour en réduire la masse. Son bord arrière est ici rectiligne tandis que son bord avant 54 présente une forme incurvée concave, par exemple en arc de cercle, telle que la partie médiane de ce bord est plus proche du bord arrière que ses parties d'extrémités. Le stabilisateur 42 est fixé à des nervures 56 des poutres 40 associées. Le bord 54 s'étend également en retrait des ailes 48 et donc des faces avant 50 de ces dernières.
Au moins l'une des parties rigides 34 peut être aménagée pour accueillir une porte 74 comme illustré à la figure 4 ou un passage d'un autre type permettant à du matériel ou à des hommes de traverser la cloison. On pourra doter la porte d'un encadrement à profil en forme de « Z » avec un joint d'étanchéité. La porte pourra comprendre une peau auto-raidie, deux ferrures horizontales supportant des charnières et des butées de la porte, un mécanisme de manœuvre et de verrouillage et un hublot de sécurité visuelle.
Chaque partie rigide 34 porte un tronçon de membrane souple déformable 60 fixé aux poutres 40 de façon à pouvoir se déplacer et se déformer. Il s'agit en l'espèce d'une couche d'un matériau non métallique tel qu'une résine aramide sous la forme de fibres, par exemple un poly-para-phénylène téréphtalamide commercialisé sous le nom de kevlar. Cette résine est noyée dans une couche de silicone au moyen d'un procédé par injection de sorte que la membrane 60 est armée et peut résister à un différentiel de pression cabine du type de celui que peut subir un avion volant à une altitude stratosphérique.
La membrane 60, illustrée notamment à la figure 13, présente des bords latéraux rectilignes verticaux 62 parallèles entre eux et par lesquels elle est fixée aux faces 50 des deux poutres correspondantes en étant pris en sandwich entre l'ailette 48 et une bride 64. La bride est fixée à l'ailette par exemple au moyen de vis 66, de rondelles et d'écrous prisonniers 68 s'étendant en partie arrière de l'ailette.
Comme illustré notamment à la figure 11 , le tronçon de membrane 60 est fixé aux poutres en ayant une forme non plane de l'une à l'autre de ces dernières, en l'espèce une forme bombée à section horizontale cylindrique. La membrane suit ainsi le bord avant 54 du stabilisateur 42, en demeurant à distance de ce dernier tout le long de ce dernier. Le rayon de courbure de la membrane sera par exemple inférieur ou égal à 800 mm. La membrane est montée de façon à pouvoir se retourner, c'est-à-dire à inverser sa courbure de sorte que son centre de courbure s'étende non plus en avant de la cloison mais en arrière de celle-ci, comme illustré par le trait mixte 60'. Ce retournement peut survenir par exemple en cas de dépressurisation de la cabine.
Comme illustré à la figure 13, les parties d'extrémités supérieure et inférieure
70 du tronçon de membrane ont une configuration bombée dans deux directions perpendiculaires entre elles, en l'espèce une configuration sphérique. Les bords supérieur et inférieur 72 de la membrane sont en l'espèce rectilignes et horizontaux.
Les zones souples 36 de la cloison 20 sont formées seulement par un tronçon de membrane armée 60. Il est fixé aux ailettes 48 des poutres les plus proches des parties rigides adjacentes 34 comme illustré notamment à la figure 11 . La forme et la fixation du tronçon de membrane sont les mêmes que pour le tronçon de membrane de chaque partie rigide 34.
La cloison 20 est ainsi formée par l'armature et les tronçons de membrane 60 qu'elle porte.
On a illustré à la figure 9 la fixation d'une des parties rigides 34 à la structure primaire de l'avion. Le panneau inférieur 26 s'étend sous le plancher 76 de l'avion, en contact avec la face inférieure de ce dernier. Ce plancher est entamé pour ménager une ouverture 78 au droit de chaque poutre 40. Pour chaque poutre, une ferrure 80 est fixée rigidement au panneau 26 en arrière de ce dernier. Une extrémité inférieure de la poutre 40 présente un prolongement 82 lié à la ferrure 80 au moyen d'une liaison traditionnelle par axe et rotules. Sur l'une des poutres de la partie rigide 34, cette liaison est apte à reprendre des efforts suivant les trois directions X, Y et Z et à transmettre des déplacements suivant les mêmes directions. Sur l'autre des poutres, la liaison à la ferrure est apte à transmettre des efforts uniquement suivant les directions X et Z.
Au niveau du plancher 76, l'étanchéité avec chaque poutre 40 est effectuée en l'espèce au moyen d'un joint à configuration en note de musique. Ce joint 84 comprend ainsi une partie base 86 à profil circulaire se prolongeant vers le haut à partir de sa face arrière par un flanc 88. Ce joint est protégé en partie avant et en partie arrière par deux brides 90. La bride arrière est prise en sandwich entre le joint et la face avant de la poutre 40, tandis que la bride avant 90 a une forme en « S » épousant celle de la face avant du joint. Le joint 84 est ainsi protégé à l'égard des objets contondants pouvant se trouver sur le sol. Pour le protéger lors des opérations de montage et de démontage, il est avantageux que ce joint soit pré- assemblé avec ses deux brides avant montage.
En référence à la figure 7, en partie supérieure, la liaison entre chaque poutre 40 et la structure primaire de l'avion est effectuée en l'espèce au moyen d'une bielle 90. Chacune des bielles 90 s'étend essentiellement suivant la direction Z. La bielle 90 est reliée au cadre 14 en partie avant et à la poutre en partie arrière, les deux liaisons étant des articulations suivant des axes de rotation 92 parallèles à la direction Y dans le présent exemple. Les bielles s'étendant suivant la direction Z, elles ne peuvent transmettre des efforts et des déplacements que suivant cette direction. Ainsi, on prévoit que la poutre 40 peut avoir des déplacements substantiels au moins en partie supérieure par rapport à la structure primaire de l'avion. Dans chaque partie rigide 34, pour l'une des poutres, la bielle 90 a une longueur fixe tandis que la bielle 90 associée à l'autre poutre est réglable en longueur. Bien qu'on constitue ici un montage hyperstatique de degré 1 , les imprécisions géométriques de l'ensemble et la possibilité de réglage de l'une des bielle permettent de s'en accommoder.
L'étanchéité entre la cloison 20 et les pièces fixées au fuselage, en partie supérieure et sur les côtés, est assurée par une membrane 61 indépendante de la membrane 60 mais réalisée dans le même matériau que cette dernière de préférence. La membrane 61 elle-même pourra subir des déplacements importants, par exemple de plus ou moins 20 mm dans le plan général de la cloison suivant les directions Y et Z, et de plus ou moins 10 mm suivant la direction X. On a ainsi illustré à la figure 8 à la référence 61 a la configuration nominale de la membrane, à la référence 61 b sa position reculée suivant la direction X, à la référence 61 c sa position levée suivant la direction Z et enfin à la référence 61 d une configuration à la fois levée et reculée. Comme on le voit à la figure 8, le bord d'extrémité supérieure de la membrane 61 est fixé rigidement à un panneau 100 localement horizontal, lui-même fixé du côté de sa face supérieure à des cadres 14. Cette fixation est ici effectuée en prenant la membrane 61 en sandwich entre ce panneau et une bride 102. Si la cloison 20 est démontée, la membrane 61 peut rester en place et être déployée vers l'arrière suivant une configuration cylindrique d'axe 6 pour avoir une fonction d'habillage. Elle aura alors la configuration 61 e illustrée à la figure 8.
On a illustré à la figure 14 la fixation inférieure étanche de la membrane 60 d'une partie rigide 34. Les extrémités inférieures des poutres 40 portent une traverse 102 présentant une face inférieure plane verticale 104 et une face plane médiane 106 qui est parallèle à la direction Y et inclinée par rapport à la direction X en étant légèrement tournée vers le haut. La membrane 60 est prise en sandwich entre cette face et une bride 107 fixée rigidement à la traverse par des moyens appropriés non illustrés. Le bord d'extrémité inférieure de la membrane s'étend à distance du bord supérieur du joint 84 en note de musique. La fixation étanche de la membrane en partie supérieure est effectuée de façon analogue.
Pour les liaisons au niveau d'une partie souple comme illustré à la figure 15, c'est la bride arrière 90 du joint en note de musique qui présente la face 106 et porte la membrane 60. A ce niveau, le joint vient seulement en appui contre une face reliée au fuselage.
La cloison est installée au moyen du procédé suivant.
On ôte la totalité des habillages de cabine et des systèmes sur une distance d'environ 500 mm de chaque côté de la cloison à installer. Ceux-ci seront remis en place à la fin de la pose des structures.
On installe le sous-ensemble rigide 22, destiné à être fixé à demeure, lors d'un chantier de conversion où l'avion est délesté comme cela se pratique pour une grande réparation. Tout en conservant l'intégrité des raidisseurs longitudinaux, on réalise alors une étanchéité entre le fuselage et ce sous-ensemble comme on le verra plus loin. A cette fin, chacun des passages de lisses est rendu étanche, de même que les passages pour les divers systèmes.
On installe les parties rigides démontables 34.
Puis on installe les parties souples démontables 32.
On pourra prévoir de fixer les tronçons de membrane 60 des parties rigides 34 à ces dernières avant que ces parties soient rapportées au fuselage.
Enfin, on complète l'étanchéité par la pose de plusieurs joints du type de la membrane 61 ou de type note de musique au niveau des zones où les déplacements sont maîtrisés.
En référence à la figure 10, en partie latérale, la membrane 60 est reliée de façon étanche au cadre 14 en étant prise en sandwich entre une face arrière du cadre et une bride 112 maintenue rigidement en position sur le cadre au moyen d'un assemblage à vis et écrou prisonniers.
Le cadre est fixé à la peau 28 au moyen de son pied 122, sauf à l'endroit où le cadre enjambe la lisse 116 de sorte que le pied 122 contourne cette dernière. Le cadre et la lisse sont à cet endroit localement perpendiculaires l'un à l'autre. L'étanchéité de la jonction de ce côté du cadre entre le cadre 14 et la lisse 116 est effectuée au moyen d'un bloc 118 en matériau étanche moulé in situ de façon à relier de façon étanche le cadre à la lisse et à la peau par-dessus la lisse. Le bloc 1 18 est réalisé en l'espèce en un élastomère tel que du silicone. En référence aux figures 16 à 21 , le moulage est effectué au moyen d'un moule 124 en plusieurs parties 126 et 128.
Les deux parties 126 sont solides, rigides et forment des plaques. Elles sont globalement symétriques l'une de l'autre et disposées de part et d'autre du plan de l'âme du cadre 14. Elles présentent chacune une échancrure 130 leur permettant d'enjamber la lisse 116 et d'être en contact par leur pied 132 avec le cadre 14 et la peau 28. Chacune de ces parties 124 réalise un contact étanche tout le long de sa surface de contact avec le cadre, la peau et la surface externe de la lisse. Cette étanchéité est réalisée par exemple en référence à la figure 19 au moyen d'un joint souple torique 134 logé dans une gorge 136 du pied. Dans une variante de réalisation illustrée à la figure 20, le pied 132 est muni d'une série de chicanes 138 se succédant suivant la largeur du pied, aucune de ces chicanes ne recevant un joint.
Le matériau des parties 124 est choisi pour ne pas adhérer au produit élastomère injecté. Il s'agira par exemple de PTFE (polytétrafluoroéthylène) ou encore de polyamide1 ,1 dénommé rilsan, par exemple.
Chacune des parties 124 présente une cavité 140 dans laquelle sera injecté le matériau élastomère et destinée à accueillir notamment le pied 122 du cadre. Au- dessus de cette cavité, les parties 124 présentent une face 142 par laquelle elles viennent en contact surfacique avec la face respective du cadre 14. Les deux parties 124 sont serrées l'une contre l'autre par des moyens de serrage tels que des attaches auto-bloquantes 144, 146 s'étendant parallèlement à la lisse 1 16. L'un 146 de ces moyens de serrage peut être prévu pour avoir une configuration en « V » et passer entre le cadre 14 et la lisse 116, sous le cadre en étant en contact direct avec ce dernier. Ce moyen de serrage vient en appui contre des faces externes chanfreinées 147 des parties 124.
Si la lisse 116 a une forme relativement simple, on peut se contenter d'effectuer le moulage au moyen des deux parties 126. Toutefois, en l'espèce, la lisse a une forme en « S » ouverte d'un côté. Il est préférable dès lors d'utiliser deux autres parties 128 pour le moule. Ces parties sont en l'espèce des bouchons en forme d'os strangulé en son milieu. Ces bouchons sont insérés dans un logement formé par la lisse, à l'intérieur de celle-ci, en étant maintenus au moyen d'un serre-joint 143 les serrant perpendiculairement à l'âme de la lisse. Chacun des bouchons peut dépasser au-dessus de la lisse comme illustré à la figure 21. Le matériau des bouchons est choisi pour ne pas adhérer avec le produit élastomère injecté. Il pourra s'agir d'une mousse polymère à cellules fermées, par exemple.
On utilise ici également des blocs ou noyaux rigides 149 d'élastomère, polymérisés avant l'injection du reste du matériau et qu'on installe directement dans le logement de la lisse 116 entre sa face 150 tournée vers la peau et cette dernière. On utilise en l'espèce deux blocs 149 disposés l'un au-dessus de l'autre, l'un en appui contre la peau, l'autre en appui contre cette face de la lisse. Ils sont installés au droit de l'âme du cadre 14 avant la fermeture du moule. Ces blocs améliorent la rigidité globale du joint moulé, après solidification.
L'injection est réalisée à partir d'une seule des parties 126, au moyen d'un trou d'injection 152 prévu à cet effet, avec un embout relié au réservoir d'élastomère liquide. Les deux parties 126 sont munies de trous d'évent permettant d'assurer le remplissage complet de la cavité.
La réalisation du bloc étanche est faite de la façon suivante.
On nettoie la zone destinée à recevoir le produit élastomère.
On met en place les deux parties 126 du moule à l'avant et à l'arrière du cadre avec leurs moyens de serrage.
On installe les deux blocs 149.
On met en place les deux bouchons 128 en les comprimant d'abord manuellement, ce qui est permis par la section de la lisse. On les serre ensuite au moyen du serre-joint.
Puis on effectue l'injection du matériau élastomère liquide. Dans l'exemple de la figure 20, lors de l'injection, une ou plusieurs des chicanes se remplissent partiellement ou en totalité de produit. Le liquide vient notamment au contact des blocs 149 qui se trouvent noyés dedans.
Après polymérisation de l'élastomère, on enlève les deux bouchons 128, puis les plaques 126 en coupant les attaches auto-bloquantes 144, 146. Une fois ôtées les parties 126, on coupe à nouveau les attaches auto-bloquantes au ras des faces (notamment la face 147) du bloc 118 d'élastomère solidifié 118 dont elles émergent. Un tronçon de ces attaches reste donc à demeure à l'intérieur du bloc.
La jonction étanche ainsi réalisée ne cache aucune fixation structurale de sorte que restent accessibles la liaison entre le cadre et la peau, la liaison entre la lisse et la peau, etc.
On effectue ces opérations sur le même cadre pour chacune des lisses. Les dimensions externes du bloc d'élastomère moulé 118 installé à chaque traversée de lisse sont identiques pour toutes les lisses, et ce bien que les lisses puissent avoir des sections de forme et/ou de dimensions différentes suivant le tronçon de lisse considéré. Il en est de même pour les trous de passage (souvent appelés trous de souris) qui désignent l'espace entre le cadre et la lisse considérée, espace qui peut avoir des découpes différentes en fonction des dimensions de la lisse et de la direction de pose du cadre. Les différents tronçons de cadre pourront eux aussi avoir des dimensions différentes. Le moule qui vient d'être décrit peut être utilisé à chaque fois malgré ces différences de dimensions et de configurations, les dimensions du moule ayant été choisies suffisamment grandes pour qu'il soit compatible avec toutes ces situations.
On a illustré à la figure 23 le diagramme des forces exercées sur une poutre intermédiaire 40 par les tronçons de membrane 60 qu'elle porte. Nous allons voir plus loin comment la cloison est réalisée afin que ces forces soient équilibrées lorsque les deux poutres 40 les plus proches ne sont pas à égale distance de cette poutre intermédiaire.
La figure 22 illustre a contrario le cas dans lequel ces forces ne seraient pas équilibrées.
On désigne par l -i la distance, mesurée suivant la direction Y, séparant l'âme de la poutre intermédiaire 40 de l'âme de la poutre située à gauche et supportant conjointement avec elle le tronçon 60 de gauche. On désigne pareillement par t 2 la distance entre les âmes des poutres 40 supportant le tronçon de membrane situé à droite. On suppose ici que les distances l - et 1 2 sont différentes l'une de l'autre, la distance t 2 étant par exemple ici égale à environ 1 ,5 fois la distance
La poutre 40 subit dans une section horizontale courante une force F-ι exercée par le tronçon de membrane situé à sa gauche et une force F2 exercée par le tronçon de membrane situé à sa droite. Nous supposons ici que ces forces s'étendent dans un plan horizontal.
L'angle θι désigne l'angle de la force F-ι , qui s'exerce suivant la direction de la tangente à la membrane au bord de cette dernière, par rapport à la direction Y, et l'angle θ2 l'angle analogue relatif à la force F2. Dans cette situation, les deux angles θι et θ2 sont égaux. Cela vient du fait que les faces avant 50 des ailes 48 forment elles aussi avec la direction Y des angles respectifs θι et θ2 égaux, les ailes étant symétriques l'une de l'autre par rapport au plan de l'âme de la poutre 40.
Compte tenu de la différence de distances, la force F2 a une intensité plus grande que la force F-i . Ces deux forces s'exerçant suivant des directions symétriques par rapport au plan de l'âme, elles ont une résultante R dirigée vers l'arrière qui n'est pas inscrite dans le plan de l'âme mais se trouve dirigée vers la droite. La poutre 40 n'est donc pas chargée de façon équilibrée ou symétrique par les deux tronçons 60. Cette résultante a pour point d'application l'extrémité avant de la section horizontale de la poutre. Elle engendre un moment de torsion autour d'un centre d'inertie 63 de la section, situé dans l'âme de la poutre à mi-distance de ses bords avant et arrière. Il existe une distance d non nulle entre ce centre d'inertie et la résultante R de sorte que cette dernière engendre un moment de torsion autour du centre d'inertie. Dans une telle situation, il faut donc doter la poutre d'une quantité de matière importante lui permettant de résister à un tel moment de torsion, sachant qu'elle doit par ailleurs résister classiquement à un moment de flexion et à un effort normal.
Dans la situation de la figure 23, les distances i■ et 1 2 sont les mêmes que dans la figure 22 mais les angles θι et θ2 sont cette fois différents. Ils sont choisis de sorte que la résultante S des forces F-\ et F2 soit comprise dans le plan de l'âme de la poutre 40 et donc parallèle à la direction X. Ce résultat est obtenu en choisissant l'inclinaison des faces avant 50 des ailes 48, qui ne sont plus symétriques, de sorte qu'elles forment avec la direction Y des angles respectifs θι et θ2 tels que :
θ2 = arctan (tan * Ι Ι l 2)
Les faces 50 contre lesquelles les tronçons de membrane sont en contact surfacique ont la même inclinaison θι et θ2 respectivement par rapport à la direction Y. On adapte la forme et/ou les dimensions de chaque tronçon pour obtenir ce résultat. On sera par exemple amené à augmenter le rayon de courbure du tronçon de droite par comparaison avec la situation de la figure 22. Il s'ensuit une augmentation éventuelle de masse et de volume mais qui n'est pas significative et est au contraire négligeable par rapport à l'économie de masse totale sur la cloison engendrée par cette disposition. Il n'y a donc plus de résultante parasite de torsion.
Ainsi, la forme de chaque tronçon de membrane prend en compte la géométrie réelle de l'ancrage de ce tronçon sur les poutres qui lui-même tient compte de l'écartement entre les poutres. On minimise donc les efforts que les tronçons de membrane 60 impriment aux structures primaires.
Sur les poutres pour lesquelles les distances l -\ et i 2 sont égales, les angles θι et θ2 sont égaux.
Dans la plus grande partie de sa longueur, chaque tronçon de membrane est formé par une unique couche de poly-para-phénylène téréphtalamide imprégnée de silicone. On peut donner à la membrane une masse de 0,5 kg/m2. Ce choix de matériau permet de minimiser la masse de chaque tronçon de membrane et la rend équivalente en termes de résistance à une membrane en alliage d'aluminium de 0,2 mm d'épaisseur. Or un tel produit n'est pas disponible, son installation est peu envisageable en raison de sa fragilité, et on devrait lui donner au minimum une épaisseur de 1 mm pour des raisons de fabrication et de robustesse face au facteur humain. On réalise donc un gain de masse d'environ 500 % par rapport à une membrane équivalente en alliage aluminium. La robustesse de la membrane est assurée malgré sa faible masse. Son retournement en cas d'inversion de pression différentielle ne pose pas de problème. Les tronçons de membrane 60 résistent non seulement à des sollicitations simples de pression et de dépression mais peuvent aussi cohabiter avec les usages et dégradations possibles d'origine humaine.
Comme illustré à la figure 24, il est avantageux que le matériau de la membrane s'étende en double épaisseur à l'endroit où la membrane est prise en sandwich entre la bride 64 et l'aile 48, sachant qu'il s'agit d'une zone où la membrane est particulièrement sollicitée. Ce doublement de l'épaisseur pourra être réalisé en pliant simplement le matériau formant la membrane et en disposant dans le creux du pli un élément de renfort tel qu'un jonc 67 évitant l'écrasement de ce dernier. Ce jonc 67 aura par exemple un diamètre compris entre 2 et 3 mm. Il est réalisé en l'espèce dans un matériau polyamide. Ce jonc s'étend à distance de la zone de contact surfacique entre la bride 64 et l'aile 48 et n'est pas pris en sandwich entre elles.
Le jonc 67 pourra être disposé dans le moule servant à l'imprégnation de la résine avec le matériau élastomère. Pour cela, le matériau imprégné, formant une seule couche, reçoit le jonc et est plié sur ce dernier avant la polymérisation de l'élastomère.
La bride 64 présente, en regard du tronçon de membrane 60, de même côté que le centre de courbure de cette dernière, une face 69 de forme cylindrique s'étendant en regard de la membrane et dont le propre centre de courbure est situé du côté de la face 69 opposé à la membrane. En cas de retournement de la membrane, cette face accueille la membrane qui peut y prendre appui sans risquer de se déchirer.
La cloison 20 décrite ci-dessus présente de nombreux avantages. Il est possible de la monter et de la démonter. L'étanchéité est assurée par des moyens qui prennent en compte les déformations structurales imposées par l'usage de l'avion et l'imprécision géométrique éventuelle des différentes parties à étancher, notamment si l'avion est déjà fabriqué. La combinaison des parties fixes et rigides permet elle aussi une telle prise en compte. Le nombre de fixations à poser et/ou à démonter lors du montage ou du démontage dans le fuselage est réduit.
Le temps de démontage de la cloison sera par exemple inférieur à 24 heures. La masse de l'ensemble de la cloison sera par exemple d'environ 800 kg.
Grâce à l'invention, deux opérateurs peuvent à eux seuls installer très rapidement une cloison étanche telle que décrite, ou encore la démonter pour l'ôter. Ces avantages peuvent résulter notamment du fait que le nombre de supports de la cloison est réduit et que ceux-ci sont reliés au reste de l'avion par un nombre de points de fixation lui aussi relativement réduit.
La cloison s'étend de préférence sur la plus grande partie de la superficie transversale du volume interne du fuselage.
Comme on le voit sur la figure 1 , la cloison 20 une fois en place sépare une zone 109 située à l'avant de la cloison et une zone 111 située à l'arrière. La zone 109 pourra être soumise à la pression cabine au contraire de la zone 111 . Ou la zone 111 pourra contenir un liquide tel que du carburant au contraire de la zone 109.
On pourra prévoir que le panneau supérieur 24 est stabilisé au moyen de plusieurs ferrures de liaison à la peau 28, ces ferrures s'étendant par exemple le long de quatre cadres consécutifs. On pourra prévoir que le panneau inférieur 26 est stabilisé de même. Le sous-ensemble rigide 22 peut comprendre en outre deux profilés spéciaux porte-joints installés à gauche et à droite sur le cadre.
Bien entendu, on pourra apporter à l'invention de nombreuses modifications sans sortir du cadre de celle-ci.

Claims

REVENDICATIONS 1 . Aéronef (2) caractérisé en ce qu'il comporte une partie structurale, telle qu'un fuselage (4), une voilure ou un empennage, comprenant :
- une paroi (28) séparant l'intérieur et l'extérieur de la partie et comprenant des portions délimitant entre elles un volume interne de la partie, et
- au moins une cloison structurale (20) séparant l'une de l'autre des zones, par exemple avant (109) et arrière (111 ), du volume, la cloison comprenant au moins une membrane souple (60) apte à se déformer et au moins deux supports (34), de préférence rigides, supportant la membrane de façon discontinue, la cloison (20) étant fixée à la partie (4) par des moyens démontables.
2. Aéronef selon la revendication précédente dans lequel chaque support est relié aux autres supports par ses seules extrémités.
3. Aéronef selon au moins l'une quelconque des revendications précédentes dans lequel la cloison (20) sépare les deux zones (109, 111 ) de façon étanche, la partie comportant de préférence au moins un cadre (14), au moins une lisse (116) et un bloc moulé (118) formant une jonction étanche entre le cadre et la lisse.
4. Aéronef selon au moins l'une quelconque des revendications précédentes dans lequel la membrane (60) comprend un élastomère armé.
5. Aéronef selon au moins l'une quelconque des revendications précédentes dans lequel la partie (4) comprend au moins un panneau transversal (24, 26) reliant les supports (34) au reste de la partie, les panneaux étant de préférence au moins au nombre de deux et tels que les supports (34) sont reliés à la partie (4) indépendamment de la membrane (60) exclusivement par les panneaux.
6. Aéronef selon au moins l'une quelconque des revendications précédentes dans lequel les supports sont verticaux.
7. Aéronef selon au moins l'une quelconque des revendications précédentes dans lequel la membrane est formée en plusieurs parties disjointes.
8. Aéronef selon au moins l'une quelconque des revendications précédentes dans lequel la cloison (20) comporte :
- au moins deux tronçons de membrane (60) ; et
- au moins trois organes (40) de support des tronçons, se succédant suivant une direction transversale (Y), l'organe intermédiaire (40) dans la succession portant les deux tronçons, les tronçons étant disposés de sorte que :
θ2 = arctan (tan * Ι Ι l 2)
où :
- G,, avec i = 1 ou 2, désigne un angle non nul entre la direction transversale (Y) et une tangente au tronçon i, à sa jonction avec l'organe intermédiaire (40) ; et
- I, désigne une distance entre des âmes des organes (40) portant la membrane i, étant différent de l2.
9. Aéronef selon au moins l'une quelconque des revendications précédentes dans lequel la partie structurale est un fuselage (4).
10. Procédé caractérisé en ce que, dans un aéronef (2) comprenant une paroi
(28) d'une partie structurale, telle qu'un fuselage (4), une voilure ou un empennage, séparant l'extérieur et l'intérieur de la partie et telle que des portions de la paroi délimitent entre elles un volume interne de la partie, on installe au moins une cloison structurale (20) séparant l'une de l'autre des zones, par exemple avant (109) et arrière (111 ), du volume, la cloison comprenant au moins une membrane souple (60) apte à se déformer et au moins deux supports (34) supportant la membrane de façon discontinue, l'installation ayant lieu notamment après que l'aéronef ait volé, l'installation ayant lieu en fixant la cloison à la partie (4) par des moyens démontables.
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Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2953193B1 (fr) * 2009-11-30 2012-03-16 Airbus Operations Sas Aeronef comportant une cloison interne
GB201110973D0 (en) * 2011-06-28 2011-08-10 Airbus Operations Ltd Bracket
FR2983826B1 (fr) * 2011-12-12 2013-12-20 Airbus Operations Sas Structure avant d'avion perfectionnee a compartiment pour train d'atterrissage.
DE102012022713B3 (de) * 2012-11-21 2014-02-13 Diehl Aircabin Gmbh Paneel und Verfahren zur Herstellung eines Paneels
DE102015111160B4 (de) * 2015-07-09 2018-09-06 Airbus Operations Gmbh Rumpfstruktur und Verfahren zum Herstellen einer Rumpfstruktur
EP3176072B1 (fr) 2015-12-03 2019-04-03 Airbus Operations S.L. Cloison de pressurisation
FR3049927B1 (fr) * 2016-04-07 2018-04-20 Airbus Operations Troncon d'aeronef comprenant une cloison de pressurisation
US10173765B2 (en) * 2016-04-07 2019-01-08 The Boeing Company Pressure bulkhead apparatus
US10988231B2 (en) * 2016-07-21 2021-04-27 The Boeing Company Space frame fuselage with pressure membrane
EP3375706B1 (fr) * 2017-03-15 2022-05-18 Airbus Operations S.L. Fuselage résistant aux chocs
DE102017211764B4 (de) * 2017-07-10 2021-05-12 Siemens Healthcare Gmbh C-Bogen für eine medizinische Untersuchungs- oder Behandlungseinrichtung
CN114802698A (zh) 2021-01-27 2022-07-29 波音公司 在飞机中用于连接中央翼盒和隔舱的接头
EP4035993A1 (fr) * 2021-01-27 2022-08-03 The Boeing Company Connecteur pour connecter un caisson de voilure central à une cloison d'un aéronef
GB2628407A (en) * 2023-03-23 2024-09-25 Airbus Sas Aircraft fuselage

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB581142A (en) * 1942-11-18 1946-10-02 Vickers Armstrongs Ltd Improvements in or connected with pressure cabins for aircraft
US2519393A (en) * 1947-03-14 1950-08-22 Noyes Howard Bladder type tank or cell
GB626443A (en) * 1947-08-28 1949-07-14 Fireproof Tanks Ltd Improvements relating to the support of flexible liquid containers
US2840259A (en) * 1955-09-06 1958-06-24 Boeing Co Fabric slosh bulkhead
GB857616A (en) * 1958-04-03 1961-01-04 Marston Excelsior Ltd Flexible articles
DE2659401A1 (de) * 1975-12-31 1977-08-04 Lightspeed Usa Inc Luftschiff
DE3844080C2 (de) * 1988-12-28 1993-12-23 Deutsche Aerospace Airbus Druckwand für einen Flugzeugrumpf
US5451015A (en) * 1993-05-18 1995-09-19 Bell Helicopter Textron Inc. Crashworthy composite aircraft structure with integral fuel tank
US5788184A (en) * 1997-01-04 1998-08-04 Eddy; Robert G. Aircraft passenger safety enhanced fuselage insulation blanket
US5899412A (en) * 1997-12-19 1999-05-04 Northrop Grumman Corporation Aircraft pressure containment assembly module
US7083147B2 (en) * 2004-03-11 2006-08-01 The Boeing Company Modularized insulation, systems, apparatus, and methods
ES2310059B1 (es) * 2004-12-31 2009-11-11 Airbus España, S.L. Dispositivo de sellado para la ranura de paso del arbol de accionamiento de un flap en la carena ventral de un avion.
FR2894561B1 (fr) 2005-12-14 2008-02-15 Eurocopter France Reservoir aerotransportable de stockage d'un produit a larguer en vol
US7766277B2 (en) * 2006-01-19 2010-08-03 The Boeing Company Deformable forward pressure bulkhead for an aircraft
FR2901240B1 (fr) * 2006-05-17 2009-01-09 Airbus France Sas Poutre interne composite pour renforcer la structure d'un aeronef
DE102007046479B4 (de) * 2006-12-13 2015-08-27 Airbus Operations Gmbh Brandschutzvorrichtung für ein Luft- oder Raumfahrzeug
DE102007044388B4 (de) * 2007-09-18 2012-08-02 Airbus Operations Gmbh Druckschott und Verfahren zum Unterteilen eines Luft- oder Raumfahrzeugs
DE102007052140B4 (de) * 2007-10-31 2012-10-25 Airbus Operations Gmbh Struktur, insbesondere Rumpfstruktur eines Luft- oder Raumfahrzeugs
FR2933375B1 (fr) * 2008-07-01 2011-04-15 Airbus France Agencement de fuselage d'avion
US8476564B2 (en) * 2008-07-02 2013-07-02 The Boeing Company Thermally activated variable stiffness composites for aircraft seals
FR2953193B1 (fr) * 2009-11-30 2012-03-16 Airbus Operations Sas Aeronef comportant une cloison interne

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
None

Also Published As

Publication number Publication date
FR2953193A1 (fr) 2011-06-03
WO2011064519A3 (fr) 2011-08-11
US20120267478A1 (en) 2012-10-25
CA2781777A1 (fr) 2011-06-03
CA2781777C (fr) 2018-10-30
US8777160B2 (en) 2014-07-15
FR2953193B1 (fr) 2012-03-16
CN102741118A (zh) 2012-10-17
CN102741118B (zh) 2015-04-08

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