[go: up one dir, main page]

WO2014096741A1 - Raidisseur de fuselage d'aeronef, son procede de fabrication, et fuselage d'aeronef equipe d'un tel raidisseur - Google Patents

Raidisseur de fuselage d'aeronef, son procede de fabrication, et fuselage d'aeronef equipe d'un tel raidisseur Download PDF

Info

Publication number
WO2014096741A1
WO2014096741A1 PCT/FR2013/053232 FR2013053232W WO2014096741A1 WO 2014096741 A1 WO2014096741 A1 WO 2014096741A1 FR 2013053232 W FR2013053232 W FR 2013053232W WO 2014096741 A1 WO2014096741 A1 WO 2014096741A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
stiffener
base
fuselage
stiffeners
aircraft fuselage
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Ceased
Application number
PCT/FR2013/053232
Other languages
English (en)
Inventor
Christophe Mialhe
Romain Delahaye
Philippe RODRIGO
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations SAS
Original Assignee
Airbus Operations SAS
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 SAS filed Critical Airbus Operations SAS
Priority to CN201380066896.7A priority Critical patent/CN105073577B/zh
Priority to US14/652,118 priority patent/US9708050B2/en
Publication of WO2014096741A1 publication Critical patent/WO2014096741A1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21D—WORKING OR PROCESSING OF SHEET METAL OR METAL TUBES, RODS OR PROFILES WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21D5/00—Bending sheet metal along straight lines, e.g. to form simple curves
    • B21D5/16—Folding; Pleating
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21D—WORKING OR PROCESSING OF SHEET METAL OR METAL TUBES, RODS OR PROFILES WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21D53/00—Making other particular articles
    • B21D53/92—Making other particular articles other parts for aircraft
    • 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
    • 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
    • B64C1/061—Frames
    • 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
    • B64C1/12—Construction or attachment of skin panels

Definitions

  • the subject of the invention is an aircraft fuselage stiffener, its manufacturing method, and an aircraft fuselage equipped with such a stiffener.
  • the stiffeners in question here may be transverse stiffeners of aircraft fuselages, including circular frames around the fuselage (either complete or interrupted by the landing gear, for example), or sleepers extending at the level of the floors, or longitudinal stiffeners such as rails or beams, or other ribs.
  • a traditional frame design shows that the circular frame 1 can be constituted by an S-shaped profile, comprising a core 2, as well as two end wings 3 and 4.
  • the frame 1 is fixed to the fuselage skin 5 via a stabilizer 6 and a bracket (clip) 7.
  • the stabilizer 6 and the bracket 7 are fixed to the fuselage 5 by fastening means 8 such as rivets, through rails 9 which are longitudinal stiffeners.
  • the frame 1 is fixed to them by similar fixing means 8.
  • the stabilizer 6 essentially comprises an oblique rib and extending in a longitudinal plane of the aircraft, that is to say perpendicular to that of the core 2.
  • the bracket 7 comprises a wing resting on the rails 9 and another wing extending parallel to the core 2, to which it is attached.
  • the base can be attached directly to the fuselage through the rails, the stabilizer and the angle become unnecessary.
  • the upstanding sides and the top side ensure that a sufficient amount of stiffener material is moved away from the skin of the fuselage, which maintains the rigidity of its structure.
  • EP-2 404 824-A include molding for metallic materials, or pultrusion and draping for composite materials, which involves either the manufacture of molds or other forming tools. , or quite long manipulations.
  • the stiffener of the invention is characterized in that the base to be placed on the fuselage and a complementary portion to the base which stands above the fuselage, where the profile is continuous through the complementary portion to the base, characterized in that the base is formed of two distinct portions which are opposite edges of the stiffener section, said opposite edges being both to be attached to the fuselage and superimposed on at least a part of the length of the stiffener .
  • the profile comprises a base formed of two distinct portions, which are opposite edges of the original sheet: its section is discontinuous, the opposite edges being the ends.
  • the stiffener is then more easily deformable, which allows it to absorb fewer internal constraints to manufacture, but also to be retouched without much difficulty in mounting if, for example, it must be slightly deformed.
  • At least one of the upstanding sides is advantageously perforated to provide access to the inside of the stiffener and in particular to fix it conveniently, while lightening the stiffener, without significant loss of rigidity.
  • the stiffener according to the invention can be in particular a circular frame, without other kinds of stiffeners or ribs are excluded. It can thus be a rectilinear transverse stiffener of floor or a longitudinal stiffener.
  • the stiffener section can be easily assigned a variable height from the base to the top of the top, to accommodate different layout constraints, or to increase rigidity where it is most needed.
  • Another aspect of the invention is an aircraft fuselage equipped with such stiffeners.
  • Another interesting aspect of the invention is that the cavities of the stiffeners can be exploited, in particular by housing there cables, pipes, or ventilation pipes.
  • the invention further relates to the method of manufacturing such stiffeners by folding a metal sheet to separation lines forming the sides.
  • FIG. 3 illustrates a stiffener according to the invention
  • FIG. 3 is a description.
  • the stiffener 10 according to the invention has a hollow section, of high rigidity, and comprising a base 11, to be laid and fixed on the fuselage 5, and a complementary portion to the base 11 and which stands above the fuselage 5.
  • the section of the stiffener 10 is quadrangular and trapezoidal (other shapes would be possible), and said complementary portion to the base 11 comprises a vertex side 12 that can be parallel to the base 11 - without it being necessary - and two rising sides 13 and 14, joining respectively the edges of the base 11 to those of the vertex side 12.
  • the base 11 is composed of two opposite edges 15 and 16 of the profile component stiffener 10.
  • the stiffener section 10 is hollow, it can be manufactured from a simple sheet, folded so as to form the different sides of the trapezoidal section.
  • the edges 15 and 16 are not fixed directly to one another, but the fastening means 8 assemble them both to the fuselage 5 and possibly to the smooth 9.
  • the edges 15 and 16 are superimposed, and the same means of fastening 8 fix them at a time.
  • the height of the upright sides 13 and 14, as well as the continuity of the section through the complementary portion to the base 11, provides the necessary rigidity to the assembled structure and allows to abandon the intermediate fasteners that are the stabilizers 6 and the brackets 7 visible in FIG. 1, and to directly assemble the stiffener 10 to the fuselage 3. Openings called lumens 17 eventually pass through one of the upstanding sides 14 and allow access to the internal cavity of the stiffener 10, inter alia for facilitate the assembly and tightening of the fastening means 8 or accommodate cables in the stiffener 10.
  • the hollow section ensures the rigidity of the stiffener 10, particularly with regard to buckling, and its stability.
  • the base 11 will generally be wider than the vertex 12, and the rising sides 13 and 14 will then be at a non-zero angle; one of the rising sides 13 may be perpendicular to the base 11 and the top side 12, and the other (14) oblique.
  • the lights 17 also make it possible to lighten the stiffener 10 without greatly reducing its rigidity. They are here formed through the rising side 14, which is oblique.
  • the edges of the lumens 17 can be stiffened by means of a fallen edge, which can be formed by the same material of the profile after final stamping, or by an insert.
  • FIG. 9 illustrates such a fallen edge 40 surrounding one of the slots 17, as it can be made by stamping on the upright side 14.
  • the stiffener 10 'of this FIG. 9 is otherwise analogous to the preceding one and has properties similar to those from the previous one.
  • Other forms of the section could also be considered, including other proportions or other numbers or other kinds of side, as long as the stiffener section 10 or 10 'remains hollow and continuous, except between the opposite edges 15 and 16, which both belong to the base 11 or 11' and must be fixed to the fuselage 5.
  • the manufacturing process may consist of folding a flat sheet metal strip at the start.
  • a flat spun profile may also be used in the case of a metal material as mentioned, the slots 17 being machined or stamped thereafter.
  • Figure 4 illustrates that the stiffener 10 may have a variable section, and in particular that its height between the base 11 and the vertex side 12 may be increasing, which is easy to achieve with oblique fold lines. Such an arrangement can be sought to give a stronger resistance to the stiffener 10 in some places, or on the contrary a smaller footprint to others.
  • Other dimensions of the stiffener 10 can be made variable by choosing to fold the original sheet around fold lines not parallel to each other, or to leave with a sheet of variable width. It is thus possible to make the width of the vertex 12 or that of the base 11. The edges 15 and 16 can then be superimposed only on a part of the length of the stiffener 10.
  • the assembly of the stiffeners 10 to their environment can be carried out as follows, in the case where the stiffeners 10 form circular stiffening frames or sectors of such frames.
  • Figures 5a and 5b show that the stiffeners 10 can be placed on a comb-shaped tool 20 and comprising a support structure with a amount 21 provided with centering pins 22 for each of the stiffeners 10, which are provided with centering holes for this purpose.
  • FIGS. 6a and 6b Another tool 23, shown in FIGS. 6a and 6b, and carrying a fuselage sector 24, comprising a skin sector and the corresponding rails, is approached from the tooling 20.
  • This tooling 23 comprises an upper branch 25 and a lower branch 26 oblique, forming a concavity in which extends the fuselage sector 24, which is retained at the ends of the branches 25 and 26 by other pins 27, without tension.
  • the fuselage sector 24 can then be supported on the contour of the stiffeners 10, be fixed by riveting, gluing or otherwise, and the tool 23 is removed ( Figures 7a and 7b).
  • the fuselage sectors 24 carrying the stiffeners 10 are then joined and assembled together, the stiffeners 10 then forming circular stiffening frames.
  • the stiffeners 10 therefore form circular frames riveted mainly to the rails 9 and provided with notches at the points where they cross their ribs 28.
  • the sectors of the stiffeners 10 are joined together by intermediate splints, which are connecting plates which join them in their being riveted and which are known in the state of the art.
  • the dimensions of the stiffeners 10 may vary between each sector depending on the resistance requirements or the development constraints for example.
  • the principles of the invention can be used to construct not only the circular frames 31, but also door frames or sleepers 32 ( Figure 8) which extend below the floor of the cabin (not shown), below of rails 33 including the rails of seats.
  • the sleepers 32 are assembled, and in particular riveted to the rails 33. They are also formed stiffeners 10 described. Their quadrangular section and more generally hollow allows them to resist torsion.
  • the cross members 32 may advantageously be united by their ends to the upright sides 13 of the frames 31. These ends 34 may be cut out or cut so as to disengage the face bearing on the frames 31 and which will be riveted to them.
  • the frames 31 may, if necessary, have a greater width at the location of this connection to facilitate it.
  • the frames 31 and the crosspieces 32 can receive cables or pipes or ventilation ducts 35 in their hollow section, which is introduced by the lights 17.
  • the closed profile profile made by folding resistant to great damage can also be used in the wings, the wing boxes, the horizontal or vertical stabilizers, the rails, the fuselage stiffeners, etc.
  • FIG. 10 (10a, b, c, d, e, f) illustrates the successive steps of manufacturing the stiffener 10 by successive bends of four lines 41, 42, 43 and 44 of a flat plate 45 at the beginning, to form the one after the other the sides 12, 13, 14 and the edges 15 and 16.
  • the lights 17 are formed here in the final step, by machining.
  • the sheet 45 is shown in FIG. 11, with the trace of the fold lines 41 to 44. If they are parallel, the section of the stiffener 10 will be uniform; but this is not necessary, and Figure 12 illustrates another sheet 45 'adapted to the embodiment of Figure 4, wherein the fold lines 41' and 44 'are diverging side as well as the side edges of the plate 45 ', which will give the upright sides 13 and 14 of increasing height.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Body Structure For Vehicles (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)
  • Shaping Metal By Deep-Drawing, Or The Like (AREA)

Abstract

Ce raidisseur destiné à un fuselage. Il comprend une section creuse pouvant être trapézoïdale, avec une embase (11) fixée au fuselage ou au plancher, de côtés montants (13, 14) assez hauts et un côté de sommet (12) contribuant à la rigidité du raidisseur (10) et à sa cohésion. Un assemblage direct au fuselage (5, 9) est possible. L'embase est faite de deux bords (15, 16) disposés l'un sur l'autre ou devant l'autre. Ce raidisseur rigide malgré sa section discontinue peut être fabriqué par de simples pliages d'une tôle plane au départ.

Description

RAIDISSEUR DE FUSELAGE D'AERONEF, SON PROCEDE DE FABRICATION,
ET FUSELAGE D'AERONEF EQUIPE D'UN TEL RAIDISSEUR
DESCRI PTION
Le sujet de l'invention est un raidisseur de fuselage d'aéronef, son procédé de fabrication, ainsi qu'un fuselage d'aéronef équipé d'un tel raidisseur.
Les raidisseurs dont il est ici question peuvent être des raidisseurs transversaux des fuselages d'aéronefs, notamment des cadres circulaires faisant le tour du fuselage (soit complet, soit interrompu par le train d'atterrissage, par exemple), ou des traverses s'étendant au niveau des planchers, ou encore des raidisseurs longitudinaux tels que des lisses ou des longerons, ou encore d'autres nervures.
Une conception traditionnelle de cadre, représentée à la Figure 1, montre que le cadre 1 circulaire peut être constitué par un profilé en forme de S, comprenant une âme 2, ainsi que deux ailes extrêmes 3 et 4. Le cadre 1 est fixé à la peau du fuselage 5 par l'intermédiaire d'un stabilisateur 6 et d'une cornière (clip) 7. Le stabilisateur 6 et la cornière 7 sont fixés au fuselage 5 par des moyens de fixation 8 tels des rivets, au travers de lisses 9 qui sont des raidisseurs longitudinaux. Le cadre 1 leur est fixé par des moyens de fixation 8 analogues. Le stabilisateur 6 comprend essentiellement une nervure oblique et s'étendant dans un plan longitudinal de l'aéronef, c'est-à-dire perpendiculaire à celui de l'âme 2. La cornière 7 comprend une aile s'appuyant sur les lisses 9 et une autre aile s'étendant parallèlement à l'âme 2, à laquelle elle est fixée.
Ce dispositif traditionnel a l'inconvénient d'être compliqué, comme la Figure 2, qui illustre un secteur de fuselage entier, le fait bien percevoir. La complexité de l'assemblage engendre aussi des difficultés pour respecter les tolérances. Le stabilisateur 6 et la cornière 7 sont toutefois utiles pour placer le cadre 1 à quelque distance de la pea u du fuselage 5 et donc augmenter la rigidité de ce dernier. Une autre solution est proposée dans le document EP-2 404 824-A, qui consiste en des raidisseurs transversaux améliorés, ayant une structure simple et facile à intégrer au fuselage. Ce raidisseur comporte une section quadrangulaire creuse et fermée, trapézoïdale, formée par une embase à fixer à d'autres portions du fuselage, un côté de sommet opposé à l'embase, et deux côtés montants reliant l'embase au côté de sommet. Il possède une grande résistance lors des surcroîts de contraintes subis quand apparaît un dommage à proximité. L'embase pouvant être fixée directement au fuselage à travers les lisses, le stabilisateur et la cornière deviennent inutiles. Les côtés montants et le côté de sommet garantissent qu'une quantité suffisante de la matière du raidisseur est éloignée de la peau du fuselage, ce qui maintient la rigidité de sa structure.
On cherche avec l'invention à obtenir un raidisseur analogue par un procédé de fabrication simple, en acceptant une légère variation de sa section. En effet, les procédés envisagés dans EP-2 404 824-A comprennent le moulage pour les matières métalliques, ou la pultrusion et le drapage pour les matières composites, ce qui implique soit la fabrication de moules ou d'autres outils de mise en forme, soit des manipulations assez longues.
On prévoit de fabriquer le raidisseur en repliant une tôle métallique à des lignes de séparation entre ses différents côtés, ces lignes devenant les arêtes du profilé. En conséquence, le raidisseur de l'invention est caractérisé en ce que l'embase à poser sur le fuselage et une portion complémentaire à l'embase qui se dresse au-dessus du fuselage, où le profilé est continu à travers la portion complémentaire à l'embase, caractérisé en ce que l'embase est formée de deux portions distinctes qui sont des bords opposés de la section du raidisseur, lesdits bords opposés étant tous deux à fixer au fuselage et superposés sur au moins une partie de la longueur du raidisseur.
II est extrêmement facile d'accomplir ce pliage sur une machine connue, par exemple en faisant avancer la tôle entre des galets tournants qui la déforment. La déformation ne s'accompagne pas de contraintes internes importantes, pas plus que la courbure du profilé, qui est en général nécessaire pour adapter le profilé à la courbure de la portion du fuselage sur laquelle il devra être installé. En effet, le profilé comprend une embase formée de deux portions distinctes, qui sont des bords opposés de la tôle d'origine : sa section est donc discontinue, les bords opposés étant les extrémités. Le raidisseur est alors plus facilement déformable, ce qui lui permet d'absorber moins de contraintes internes à la fabrication, mais aussi d'être éventuellement retouché sans grande difficulté au montage si, par exemple, il doit être légèrement déformé. Il faut ajouter que cette déformabilité ne s'accompagne pas d'une perte importante de rigidité, puisque les contraintes les plus importantes que peut subir le profilé seront dans la partie du raidisseur qui est complémentaire à l'embase et se dresse au-dessus du fuselage, c'est-à-dire dans la partie continue de la section, et que les deux portions de l'embase seront toutes deux rivetées, ou maintenues par d'autres moyens, sur le fuselage, ce qui maintiendra la section du profilé pendant son service et rétablira une rigidité comparable à celle du profilé antérieur à la section fermée, même si les bords ne sont pas fixés directement l'un à l'autre. Les bords de la tôle, qui forment l'embase, sont superposées l'un à l'autre et peuvent être alors fixés au fuselage par les mêmes moyens de fixation. On peut d'ailleurs envisager que le profilé ait une section évolutive, si par exemple il est fabriqué avec des lignes de pliage non parallèles, de sorte que les bords opposés peuvent se superposer sur une partie seulement de la longueur du profilé.
Un des côtés montants au moins est avantageusement ajouré pour donner accès à l'intérieur du raidisseur et permettre notamment de le fixer commodément, tout en allégeant le raidisseur, sans perte importante de rigidité.
Le raidisseur conforme à l'invention peut être notamment un cadre circulaire, sans que d'autres genres de raidisseurs ou de nervures soient exclus. Il peut ainsi être un raidisseur transversal rectiligne de plancher ou un raidisseur longitudinal.
On peut facilement attribuer à la section du raidisseur une hauteur variable depuis l'embase jusqu'au côté du sommet, pour tenir compte des différentes contraintes d'aménagement, ou accroître la rigidité là ou elle est le plus nécessaire. Un autre aspect de l'invention est un fuselage d'aéronef équipé de tels raidisseurs.
Un autre aspect intéressant de l'invention est que les cavités des raidisseurs peuvent être exploitées, notamment en y logeant des câbles, des canalisations, ou des tuyaux de ventilation.
L'invention concerne encore le procédé de fabrication de tels raidisseurs par repliage d'une tôle métallique à des lignes de séparation formant les côtés.
L'invention sera maintenant décrite plus complètement en liaison aux Figures suivantes, données à titre illust ratif :
- la Figure 1, déjà décrite, illustre un raidisseur connu ;
- la Figure 2 illustre la disposition de ce raidisseur dans un fuselage ;
- la Figure 3 illustre un raidisseur suivant l'invention ;
- la Figure 4 représente une variante de réalisation ;
- les Figures 5a et 5b ; 6a et 6b ; et 7a et 7b, trois étapes de l'assemblage des raidisseurs au fuselage ;
- la Figure 8, la disposition du raidisseur conforme à l'invention dans le fuselage ;
- la figure 9, une variante de réalisation du raidisseur ;
- la figure 10, le déroulement d'un procédé de pliage ;
- la figure 11, la tôle de départ du raidisseur ;
- et la figure 12, une autre tôle.
On passe à la description de la Figure 3. Le raidisseur 10 conforme à l'invention a une section creuse, de grande rigidité, et comprenant une embase 11, à poser et fixer sur le fuselage 5, et une portion complémentaire à l'embase 11 et qui se dresse au-dessus du fuselage 5. Dans la réalisation représenté, la section du raidisseur 10 est quadrangulaire et trapézoïdale (d'autres formes seraient possibles), et ladite portion complémentaire à l'embase 11 comprend un côté de sommet 12 pouvant être parallèle à l'embase 11 - sans que ce soit nécessaire - et deux côtés montants 13 et 14, joignant respectivement les bords de l'embase 11 à ceux du côté de sommet 12. L'embase 11 est composée de deux bords 15 et 16 opposés du profilé composant le raidisseur 10. Quoique la section du raidisseur 10 soit creuse, il peut ainsi être fabriqué à partir d'une simple tôle, pliée de manière à former les différents côtés de la section trapézoïdale. Les bords 15 et 16 ne sont pas fixés directement l'un à l'autre, mais les moyens de fixation 8 les assemblent tous deux au fuselage 5 et éventuellement aux lisses 9. Les bords 15 et 16 sont superposés, et les mêmes moyens de fixation 8 les fixent à la fois. La hauteur des côtés montants 13 et 14, ainsi que la continuité de la section à travers la portion complémentaire à l'embase 11, apporte la rigidité nécessaire à la structure assemblée et permet d'abandonner les pièces intermédiaires de fixation que sont les stabilisateurs 6 et les cornières 7 visibles sur la Figure 1, et d'assembler directement le raidisseur 10 au fuselage 3. Des ouvertures appelées lumières 17 traversent éventuellement un des côtés montants 14 et permettent d'accéder à la cavité interne au raidisseur 10, entre autres pour faciliter l'assemblage et le serrage des moyens de fixation 8 ou loger des câbles dans le raidisseur 10.
La section creuse assure la rigidité du raidisseur 10, notamment à l'égard du flambage, et sa stabilité. L'embase 11 sera en général plus large que le côté de sommet 12, et les côtés montants 13 et 14 seront alors à un angle non nul ; un des côtés montants 13 pourra être perpendiculaire à l'embase 11 et au côté de sommet 12, et l'autre (14) oblique. Les lumières 17 permettent aussi d'alléger le raidisseur 10 sans beaucoup diminuer sa rigidité. Elles sont ici ménagées à travers le côté montant 14, qui est oblique. Les bords des lumières 17 peuvent être raidis par l'intermédiaire d'un bord tombé, qui peut être formé par la matière même du profilé après un estampage final, ou par une pièce rapportée. La figure 9 illustre un tel bord tombé 40 entourant une des lumières 17, tel qu'on peut le réaliser par estampage du côté montant 14. Le raidisseur 10' de cette Figure 9 est par ailleurs analogue au précédent et a des propriétés semblables à celles du précédent. D'autres formes de la section pourraient aussi être envisagées, comprenant d'autres proportions ou d'autres nombres ou d'autres genres de côté, tant que la section du raidisseur 10 ou 10' reste creuse et continue, sauf entre les bords 15 et 16 opposés, qui appartiennent tous deux à l'embase 11 ou 11' et doivent être fixés au fuselage 5.
Le procédé de fabrication pourra consister en le pliage d'une bande de tôle plane au départ. Un profilé filé plat pourra également être utilisé dans le cas d'une matière métallique ainsi qu'on l'a mentionné, les lumières 17 étant usinées ou estampées ensuite.
Les déformations accidentelles à la fabrication, par cuisson ou usinage par exemple, et les libérations de contraintes internes seront peu importantes, ce qui améliorera la cohésion de la structure assemblée, facilitera l'assemblage et diminuera les rebuts. De même, l'assemblage sera facilité par la liaison directe des raidisseurs 10 au fuselage 5, qui permettra de satisfaire plus facilement aux tolérances.
La Figure 4 illustre que le raidisseur 10 peut avoir une section variable, et notamment que sa hauteur entre l'embase 11 et le côté de sommet 12 peut être croissante, ce qui est facile à réaliser avec des lignes de pliage obliques. Une telle disposition peut être recherchée pour donner une résistance plus forte au raidisseur 10 à certains endroits, ou au contraire un encombrement plus réduit à d'autres. D'autres dimensions du raidisseur 10 peuvent encore être rendues variables en choisissant de plier la tôle d'origine autour de lignes de pliage non parallèles entre elles, ou de partir avec une tôle de largeur variable. On peut ainsi faire la largeur du côté de sommet 12 ou celle de l'embase 11. Les bords 15 et 16 peuvent alors être superposés seulement sur une partie de la longueur du raidisseur 10.
L'assemblage des raidisseurs 10 à leur environnement peut s'effectuer de la façon suivante, dans le cas où les raidisseurs 10 forment des cadres circulaires de raidissage ou des secteurs de tels cadres.
Les Figures 5a et 5b montrent que les raidisseurs 10 peuvent être placés sur un outillage 20 en forme de peigne et comprenant une structure de support avec un montant 21 muni de pions de centrage 22 pour chacun des raidisseurs 10, qui sont munis de trous de centrage à cet effet.
Un autre outillage 23, représenté aux Figures 6a et 6b, et porteur d'un secteur de fuselage 24, comprenant un secteur de peau et les lisses correspondantes, est approché de l'outillage 20. Cet outillage 23 comprend une branche supérieure 25 et une branche inférieure 26 obliques, formant une concavité dans laquelle s'étend le secteur de fuselage 24, qui est retenu aux extrémités des branches 25 et 26 par d'autres pions 27, sans tension. Le secteur de fuselage 24 peut ensuite être appuyé sur le contour des raidisseurs 10, leur être fixé par rivetage, collage ou autre, puis l'outillage 23 est retiré (Figures 7a et 7b). Les secteurs de fuselage 24 porteur des raidisseurs 10 sont ensuite joints et assemblés entre eux, les raidisseurs 10 formant alors des cadres circulaires de raidissage.
Un agencement possible du fuselage est représenté à la Figure 8. Les raidisseurs 10 forment donc des cadres circulaires rivetés principalement aux lisses 9 et munis de crans aux endroits où ils croisent leurs nervures 28. Les semelles 29 des lisses 9, en contact avec la peau 5 et auxquelles les cadres sont rivetés, comprennent éventuellement des élargissements 30 à l'endroit des raidisseurs 10, qui s'étendent jusqu'aux élargissements 30 des lisses 9 voisines, afin de permettre aux raidisseurs 10 de s'appuyer sur les semelles 29 sur tout leur pourtour.
Les secteurs des raidisseurs 10 sont assemblés entre eux par des éclisses intermédiaires, qui sont des plaques de liaison qui les joignent en leur étant rivetées et qui sont connues dans l'état de l'art. Les dimensions des raidisseurs 10 peuvent varier entre chaque secteur selon les besoins de résistance ou les contraintes d'aménagement par exemple.
Les principes de l'invention peuvent être utilisés pour construire non seulement les cadres 31 circulaires, mais des cadres de portes ou encore des traverses 32 (Figure 8) qui s'étendent sous le plancher de la cabine (non représenté), au-dessous de rails 33 dont les rails de sièges. Les traverses 32 sont assemblées, et notamment rivetées aux rails 33. Elles sont elles aussi formées des raidisseurs 10 décrits. Leur section quadrangulaire et plus généralement creuse leur permet de bien résister à la torsion. Les traverses 32 peuvent avantageusement être unies par leurs extrémités aux côtés montants 13 des cadres 31. Ces extrémités 34 peuvent être détourées ou découpées de manière à dégager la face en appui sur les cadres 31 et qui leur sera rivetée. Les cadres 31 peuvent, en cas de besoin, présenter une largeur plus importante à l'endroit de ce raccordement afin de le faciliter.
Les cadres 31 et les traverses 32 peuvent recevoir des câbles ou des tuyauteries ou des conduits de ventilation 35 dans leur section creuse, qu'on introduit par les lumières 17.
Le principe de profil fermé réalisé par pliage résistant aux grands dommages peut aussi être utilisé dans les voilures, les caissons de voilure, les empennages horizontaux ou verticaux, les lisses, les raidisseurs de fuselage, etc.
La figure 10 (10a, b, c, d, e, f) illustre les étapes successives de fabrication du raidisseur 10 par pliages successifs de quatre lignes 41, 42, 43 et 44 d'une tôle 45 plate au départ, pour former l'un après l'autre les côtés 12, 13, 14 et les bords 15 et 16. Les lumières 17 sont formées ici à l'étape finale, par usinage. La tôle 45 est représentée à la figure 11, avec la trace des lignes de pliage 41 à 44. Si elles sont parallèles, la section du raidisseur 10 sera uniforme ; mais cela n'est pas nécessaire, et la figure 12 illustre une autre tôle 45' adaptée à la réalisation de la figure 4, où les lignes de pliage 41' et 44' latérales sont divergentes de même que les bords latéraux de la tôle 45', ce qui donnera bien les côtés montants 13 et 14 de hauteur croissante.

Claims

REVENDICATIONS
1) Raidisseur (10) de fuselage d'aéronef, formé d'un profilé creux et comprenant une embase (11) à poser sur le fuselage (5) et une portion (12, 13, 14) complémentaire à l'embase (11) qui se dresse au-dessus du fuselage, le profilé étant continu à travers la portion complémentaire à l'embase, caractérisé en ce que l'embase est formée de deux portions distinctes qui sont des bords opposés de la section du raidisseur, lesdits bords opposés étant tous deux à fixer au fuselage et superposés sur au moins une partie de la longueur du raidisseur.
2) Raidisseur suivant la revendication 1, caractérisé en ce que la portion complémentaire à l'embase comprend un côté de sommet (12) opposé à l'embase, et deux côtés montants (13, 14) reliant l'embase (11) au côté de sommet (12), la section creuse étant quadrangulaire.
3) Raidisseur selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que le côté de sommet (12) est moins large que l'embase (11).
4) Raidisseur selon l'une quelconque des revendications 2 ou 3, caractérisé en ce qu'un des côtés montants (14) est muni d'ouvertures (17).
5) Raidisseur selon la revendication 4, caractérisé en ce que les ouvertures (17) sont munies de bords raidis.
6) Raidisseur selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce qu'il est un cadre circulaire (31, 32).
7) Raidisseur selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce qu'il est soit un raidisseur longitudinal, soit une traverse de plancher.
8) Raidisseur selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce qu'il comporte une hauteur variable entre l'embase (11) et le côté de sommet (12).
9) Procédé de fabrication d'un raidisseur de fuselage d'aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il consiste à replier une tôle (45) métallique à des lignes de séparation (41, 42, 43, 44) entre l'embase, les côtés montants et le côté de sommet.
10) Procédé selon la revendication 9, caractérisé en ce que les lignes de séparation sont parallèles entre elles.
11) Procédé selon la revendication 9, caractérisé en ce que certaines des lignes de séparation sont non parallèles entre elles.
12) Fuselage d'aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte des raidisseurs (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 8.
13) Fuselage d'aéronef suivant la revendication 12, caractérisé en ce que des câbles ou des tuyauteries (35) s'étendent dans certains desdits raidisseurs.
14) Fuselage d'aéronef suivant la revendication 12, caractérisé en ce que le raidisseur est monté sur d'autres raidisseurs (9) en les croisant, et lesdits autres raidisseurs sont élargis (30) jusqu'à se toucher sous le raidisseur.
PCT/FR2013/053232 2012-12-21 2013-12-20 Raidisseur de fuselage d'aeronef, son procede de fabrication, et fuselage d'aeronef equipe d'un tel raidisseur Ceased WO2014096741A1 (fr)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201380066896.7A CN105073577B (zh) 2012-12-21 2013-12-20 用于飞行器机身的加强件、用于制造飞行器机身的加强件的方法以及装有这种加强件的飞行器机身
US14/652,118 US9708050B2 (en) 2012-12-21 2013-12-20 Stiffener for an aircraft fuselage, method for manufacturing same, and aircraft fuselage equipped with such a stiffener

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1262649A FR3000018B1 (fr) 2012-12-21 2012-12-21 Raidisseur de fuselage d'aeronef, son procede de fabrication, et fuselage d'aeronef equipe d'un tel raidisseur
FR1262649 2012-12-21

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2014096741A1 true WO2014096741A1 (fr) 2014-06-26

Family

ID=48289243

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2013/053232 Ceased WO2014096741A1 (fr) 2012-12-21 2013-12-20 Raidisseur de fuselage d'aeronef, son procede de fabrication, et fuselage d'aeronef equipe d'un tel raidisseur

Country Status (4)

Country Link
US (1) US9708050B2 (fr)
CN (1) CN105073577B (fr)
FR (1) FR3000018B1 (fr)
WO (1) WO2014096741A1 (fr)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
USD777014S1 (en) * 2014-08-12 2017-01-24 Servi-Sure, LLC Integrated stiffener
GB2571911A (en) 2017-12-21 2019-09-18 Airbus Operations Gmbh A Stiffener for an Aircraft Assembly
US11414213B2 (en) * 2020-02-10 2022-08-16 The Boeing Company Low cost, high performance, multi-head drill and fill machine
US11766828B2 (en) * 2020-07-15 2023-09-26 Spirit Aerosystems, Inc. Method of manufacturing folded structure with additive features

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3698224A (en) * 1970-11-16 1972-10-17 Siderurgica Occidental C A Process for the production of steel structural shapes
EP2404824A2 (fr) 2010-07-08 2012-01-11 Airbus Opérations SAS Procede de realisation d'une structure d'aeronef et structure ainsi obtenue

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR531501A (fr) * 1916-08-31 1922-01-16 Zeppelin Werk Lindau G M B H élément portant de construction
US1357073A (en) * 1920-01-09 1920-10-26 Mooney Dermot Joseph Metal construction
US4635882A (en) * 1980-11-14 1987-01-13 The Boeing Company Method and apparatus for reducing low to mid frequency interior noise
DE3401189A1 (de) * 1983-01-25 1984-07-26 Westland PLC, Yeovil, Somerset Verbund-hubschrauberrumpf
US5307601A (en) * 1992-02-06 1994-05-03 Mccracken Robert G Beam member for use in concrete forming apparatus
US6458309B1 (en) * 1998-06-01 2002-10-01 Rohr, Inc. Method for fabricating an advanced composite aerostructure article having an integral co-cured fly away hollow mandrel
JP4526698B2 (ja) * 2000-12-22 2010-08-18 富士重工業株式会社 複合材成形品及びその製造方法
US9359061B2 (en) * 2005-10-31 2016-06-07 The Boeing Company Compliant stiffener for aircraft fuselage
GB0611875D0 (en) * 2006-06-15 2006-07-26 Airbus Uk Ltd A stringer for an aircraft wing and a method of forming thereof
GB2441753B (en) * 2006-09-12 2009-02-11 Gkn Aerospace Services Ltd Rib post
NL2000232C2 (nl) * 2006-09-12 2008-03-13 Gtm Consulting B V Huidpaneel voor een vliegtuigromp.
FR2922517B1 (fr) * 2007-10-18 2010-04-23 Airbus France Avion comportant des jonctions d'arrets de raidisseurs et procede de fabrication d'un tel avion
FR2922516B1 (fr) * 2007-10-18 2010-04-16 Airbus France Eclissage de raidisseurs en omega au niveau d'une jonction circonferentielle d'un fuselage d'avion
ES2352941B1 (es) * 2008-05-16 2012-01-25 Airbus Operations, S.L. Estructura integrada de aeronave en material compuesto
US8074694B2 (en) * 2009-05-28 2011-12-13 The Boeing Company Stringer transition method
ES2382765B1 (es) * 2009-06-29 2013-05-03 Airbus Operations, S.L. Diseño de cuadernas de aeronave

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3698224A (en) * 1970-11-16 1972-10-17 Siderurgica Occidental C A Process for the production of steel structural shapes
EP2404824A2 (fr) 2010-07-08 2012-01-11 Airbus Opérations SAS Procede de realisation d'une structure d'aeronef et structure ainsi obtenue

Also Published As

Publication number Publication date
US20150321742A1 (en) 2015-11-12
FR3000018A1 (fr) 2014-06-27
CN105073577B (zh) 2017-12-26
CN105073577A (zh) 2015-11-18
FR3000018B1 (fr) 2016-12-09
US9708050B2 (en) 2017-07-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2702908C (fr) Structure d'avion comportant des jonctions d'arrets de raidisseurs
FR3016606A1 (fr) Procede de fabrication d'une partie d'un fuselage d'un aeronef et outillage pour la mise en oeuvre dudit procede
EP2662280B1 (fr) Poutre ventrale d'un aéronef
WO2014096741A1 (fr) Raidisseur de fuselage d'aeronef, son procede de fabrication, et fuselage d'aeronef equipe d'un tel raidisseur
FR2948099A1 (fr) Procede de fabrication d'un aeronef a voilure fixe
EP2404824A2 (fr) Procede de realisation d'une structure d'aeronef et structure ainsi obtenue
EP2832634B1 (fr) Elément de cadre de fuselage d'aéronef intégrant des languettes pour la fixation de raidisseurs
FR2989723A1 (fr) Assemblage de troncons de pieces structurables
FR2916417A1 (fr) Element structural d'aeronef situe a l'interface entre une aile et le fuselage
EP1614622B1 (fr) Plancher de cockpit pour aéronef
EP1957361B1 (fr) Mur de cloisonnement pour carénage ventral d'aéronef et aéronef muni d'un carénage ventral
EP2373531B1 (fr) Plancher modulaire pour aéronef
WO2013093323A1 (fr) Elément de structure de fuselage d'aéronef anti déversement
EP3492368A1 (fr) Nervure de jonction voilure-caisson de voilure pour aeronef et procede de fabrication d'un aeronef au moyen d'une telle nervure
EP2435301B1 (fr) Procédé pour la fabrication d'un panneau structurant composite de bord de fuite pour un élément d'un aéronef
FR3009349A1 (fr) Composant d'ame et son procede de fabrication
EP3689586B1 (fr) Procédé de fabrication à partir de préformes d'éléments de liaison d'une aile d'aéronef à un caisson central de voilure
EP4344994B1 (fr) Procédé d'assemblage d'une portion de fuselage par soudage à flexibilité ameliorée, portion de fuselage et aeronef ainsi obtenus
FR3024117A1 (fr) Parois structurelles pour une caisse de vehicule ferroviaire, procede d'assemblage et vehicule ferroviaire associes
FR3000019A1 (fr) Raidisseur de fuselage d'aeronef forme a l'aide d'une tole repliee sur elle-meme
FR3086270A1 (fr) Module de train d'atterrissage avant pour aeronef
EP2830931B1 (fr) Dispositif et procede de manipulation et de positionnement d'un pavillon entre deux cotes de caisse d'un vehicule automobile
FR3044291A1 (fr) Raidisseur d'aeronef a tete raidie
FR2946009A1 (fr) Panneau structurant composite de bord de fuite pour un element d'aeronef
FR2469599A1 (fr) Procede et dispositif de jonctionnement de deux extremites de bande

Legal Events

Date Code Title Description
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 201380066896.7

Country of ref document: CN

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 13821888

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 14652118

Country of ref document: US

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 13821888

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1