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Procédé pour réaliser une jonction étanche entre des pièces d'aéronef
L'invention concerne les parties structurales d'aéronefs telles que les
fuselages.
II est connu de réaliser à l'intérieur du fuselage d'un avion une cloison
structurale séparant deux parties du volume interne et 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 de l'avion 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. Ainsi, dans certains cas, l'étanchéité est réalisée en
mettant en
place un mastic pris en sandwich entre les pièces. Mais cette solution exige
d'ajouter une grande quantité de petites pièces de tôlerie fines et complexes
à
mettre en place.
Un but de l'invention est de réaliser une jonction étanche entre des pièces,
notamment des pièces structurales, par exemple lors d'une deuxième
industrialisation de l'aéronef.
A cet effet, on prévoit selon l'invention un procédé pour réaliser une
jonction
étanche entre des pièces d'aéronef allongées et s'étendant localement suivant
des
directions principales non parallèles entre elles, dans lequel :
- 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
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différentielle régnant de part et d'autre du bloc. Le procédé peut être mis en
oeuvre
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
oeuvre
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 oeuvre en utilisant un matériau
d'étanchéité
suffisamment souple qui tient compte des mouvements des pièces structurales
lors
de l'utilisation de l'aéronef. L'invention est applicable à une partie
structurale d'un
aéronef telle qu'un fuselage, une voilure ou un empennage.
De préférence, les pièces forment un cadre et une lisse d'un fuselage.
Ainsi, cet agencement est particulièrement utile pour rendre étanche une
cloison séparant une zone avant et une zone arrière d'un volume interne du
fuselage.
De préférence, préalablement à l'injection, on installe dans le moule au moins
un bloc de matériau d'étanchéité, notamment en regard d'une face de l'une des
pièces orientée en direction opposée à l'autre pièce.
Cette disposition facilite la mise en place de la jonction étanche, notamment
lorsqu'elle est destinée à représenter un volume relativement grand, ou encore
lorsque certaines zones pourraient être difficiles à combler avec le matériau
d'étanchéité initialement à l'état liquide ou pâteux.
De préférence, au moins deux des parties du moule présentent une
échancrure de réception de l'une des pièces.
De préférence, on serre au moins deux parties du moule en direction l'une de
l'autre avec des moyens de serrage tels que des attaches auto-bloquantes, puis
après injection on coupe les moyens de serrage au niveau d'une face du
matériau
d'étanchéité.
Ainsi, une portion des moyens de serrage reste à demeure dans le bloc
étanche et se trouve sacrifiée.
Avantageusement, au moins l'un des moyens de serrage prend appui
directement sur l'une des pièces, entre ces dernières.
De préférence, on insère au moins une des parties du moule dans un
logement, en regard d'une face de l'une des pièces orientée en direction
opposée à
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l'autre pièce.
De préférence, la ou chaque partie de moule insérée est réalisée en matériau
déformable alvéolaire.
De préférence, on réalise une jonction étanche au moyen des mêmes parties
de moule sur d'autres pièces du même aéronef présentant des formes et/ou des
dimensions différentes de celles des pièces.
Ainsi, les mêmes parties de moule sont utilisées à différents endroits de
l'aéronef en dépit des différences de configuration des pièces destinées à
recevoir
la jonction étanche.
On prévoit également selon l'invention un aéronef qui comprend des pièces
allongées et s'étendant localement suivant des directions principales non
parallèles
entre elles, et un bloc moulé formant une jonction étanche entre les pièces.
De préférence, 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 structurale et
comprenant des portions délimitant entre elles un volume interne de la partie
structurale, et
- une cloison structurale séparant l'une de l'autre des zones, par exemple
avant et arrière, du volume, la cloison comprenant une membrane souple apte à
se
déformer et des supports supportant la membrane de façon discontinue,
le bloc assurant une jonction étanche entre la cloison et le reste de la
partie
structurale.
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 particulièrement simple et
peu
onéreuse. 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 achevé,
l'invention demeure exploitable en première industrialisation, c'est-à-dire
pour fixer
une telle cloison lors de la construction 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 :
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- 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 XVIII-
XVIII 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
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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
continument 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 continument depuis la peau
28
jusqu'à la hauteur du plancher de la cabine. Ces panneaux sont fixés à la
structure
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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
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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 manoeuvre 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
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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
et la structure primaire de l'avion est effectuée en l'espèce au moyen d'une
35 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
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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 61b sa position reculée suivant la direction X, à la
référence 61c sa position levée suivant la direction Z et enfin à la référence
61d
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
6l 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
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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. Ils sont
non-sécants et non-coplanaires localement. 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. La jonction est effectuée sur des
parties du
cadre et de la lisse distantes de leurs extrémités longitudinales. Le bloc 118
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
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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 polyamidel,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 116.
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
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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.
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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 f , 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 f
2 la
distance entre les âmes des poutres 40 supportant le tronçon de membrane situé
à
droite. On suppose ici que les distances f, et f2 sont différentes l'une de
l'autre, la
distance f 2 étant par exemple ici égale à environ 1,5 fois la distance f,.
La poutre 40 subit dans une section horizontale courante une force F, 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 01 désigne l'angle de la force F,, 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 02 l'angle analogue relatif à la force F2. Dans cette situation, les
deux angles
01 et 02 sont égaux. Cela vient du fait que les faces avant 50 des ailes 48
forment
elles aussi avec la direction Y des angles respectifs 01 et 02 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,. 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.
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Dans la situation de la figure 23, les distances f , et f 2 sont les mêmes que
dans la figure 22 mais les angles 01 et 02 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 01
et 02 tels que :
02 = arctan (tan 01 X f, / f2)
Les faces 50 contre lesquelles les tronçons de membrane sont en contact
surfacique ont la même inclinaison 01 et 02 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 f, et f 2 sont égales, les
angles 01
et 02 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
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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.
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.
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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.
Le procédé pour réaliser le bloc 118 pourra être mis en oeuvre sur d'autres
pièces que des cadres et des lisses et hors d'un fuselage, par exemple sur une
nervure d'aile d'aéronef.
