Brevet FR2689851A1 — publié le 19931015

INSTALLATION POUR LE TRANSPORT DE CHARGES, SANS DEFORMATION NOTABLE, A L'INTERIEUR D'UN AERONEF DESCRIPTION L'invention concerne une installation conçue pour permettre le transport de charges telles que du fret ou des éléments divers, dans un aéronef de structure relativement souple, sans que ces charges ne subissent des déformations notables. Selon qu'un aéronef est au sol ou en vol et selon les conditions du vol, les structures subissent des déformations qui peuvent atteindre plusieurs centimètres, notamment dans la partie centrale du fuselage et dans la voilure. Lorsque les charges transportées à l'intérieur d'un aéronef sont de faibles dimensions, les déformations de structures de cet aéronef ne posent pas de problèmes particuliers. En revanche, lorsque les charges transportées sont de grandes dimensions, et notamment de grande longueur, il est généralement nécessaire que ces charges soient soutenues sur toute leur longueur sans risquer de subir des efforts locaux susceptibles de les déformer. Cette situation correspond notamment au transport de tronçons d'avions ou de lanceurs spatiaux dans des avions cargos spéciaux ou non. Actuellement, lorsqu'une charge de grande dimension est transportée dans un aéronef présentant une structure déformable, sans que la charge transportée ne subisse de déformations notables au cours du transport, on a recours à un système de support rigide que l'on dispose à l'intérieur de l'aéronef de telle sorte qu'il prenne appui sur la structure de ce dernier en un nombre limité de points, choisis de façon à être sensiblement fixes par rapport à un repère lié à l'aéronef. Cependant, rajout d'un système de support rigide à l'intérieur de l'aéronef se traduit par une augmentation notable du poids de ce dernier, d'autant plus sensible que 1 aéronef est de grande longueur. Cette augmentation de poids se fait au détriment de la charge transportée et peut aller jusqu'à rendre pratiquement impossible le transport de certaines charges. L'invention a précisément pour objet une installation destinée à assurer le supportage de charges de grandes dimensions à l'intérieur des aéronefs, sans déformation notable de ces charges, et sans nécessiter l'adjonction à l'intérieur de l'aéronef d'un système de support rigide se traduisant par une augmentation inacceptable du poids de l'aéronef. Conformément à l'invention, ce résultat est obtenu au moyen d'une installation pour le transport de charges à l'intérieur d'une structure déformable d' aéronef, sensiblement sans déformation de ces charges, caractérisée par le fait qu'elle comprend plusieurs mécanismes de supportage reliant des points d'ancrage des charges à des points d'appui, de déplacements connus, appartenant à la structure déformable, de telle sorte que les points d'ancrage soient sensiblement fixes dans un repère lié à l'aéronef, indépendamment desdits déplacements. De préférence, chacun des mécanismes de supportage comprend - un premier organe de liaison orienté sensiblement selon une direction longitudinale de l'aéronef et reliant le point d'ancrage à un premier point d'appui de la structure déformable, sensiblement fixe selon cette direction longitudinale - un deuxième organe de liaison orienté sensiblement selon une direction transversale de l'aéronef et re liant le point d'ancrage à un deuxième point d'ap pui de la structure déformable, sensiblement fixe selon cette direction transversale ; et - un mécanisme de liaison situé sensiblement dans un plan perpendiculaire à la direction longitudinale, reliant le point d'ancrage à au moins un troisième point d'appui de la structure déformable, apte à subir simultanément un déplacement selon la direction trans versale et un déplacement selon une direction verticale de l'aéronef, ces deux déplacements étant tels que le point d'ancrage reste sensiblement fixe dans ledit plan. Avantageusement, le premier point d'appui est situé sur le caisson de voilure de l'aéronef, à proximité d'un plan longitudinal et vertical médian de ce dernier, et le deuxième point d'appui est situé sur une partie latérale du fuselage de l'aéronef. Selon un premier mode de réalisation de l'invention, le mécanisme de liaison comprend un troisième, un quatrième et un cinquième organes de liaison ayant des extrémités adjacentes articulées entre elles par un premier axe et des extrémités opposées reliées respectivement au point d'ancrage, à un troisième point d'appui placé sur une partie du caisson de voilure de l'aéronef, située sensiblement en dessous du point d'ancrage, et à un quatrième point d'appui, placé sur une partie latérale du fuselage de l'aéronef, les déplacements du troisième et du quatrième points d'appui étant tels que le premier axe reste à une distance sensiblement constante du point d'ancrage. Selon un deuxième mode de réalisation de l'invention, le troisième point d'appui est placé sur une partie du caisson de voilure de l'aéronef, située sensiblement en dessous du point d'ancrage, le mécanisme de liaison comprenant un troisième organe de liaison reliant directement le point d'ancrage à ce troisième point d'appui. Les différents organes de liaison sont avantageusement constitués par des bielles articulées à leurs extrémités. Afin de faciliter le supportage des charges, les points d'ancrage de ces charges sont situés de préférence sur un ou plusieurs rails de chargement situés à l'intérieur de la structure déformable et orientés parallèlement à la direction longitudinale de l'aéronef. Dans ce dernier cas, afin d'éviter qu'une rotation de la charge ne puisse se produire autour de l'axe longitudinal du rail de chargement, par vrillage de ce dernier, les mécanismes de supportage comprennent de plus des ferrures solidaires du rail de chargement à une extrémité et dont l'extrémité opposée est liée verticalement à la partie latérale du fuselage. On décrira à présent, à titre d'exemples non limitatifs, deux modes de réalisation particuliers de l'invention, en se référant aux dessins annexés, dans lesquels - la figure 1 est une vue en perspective illustrant schématiquement le transport d'une charge de grandes dimensions à l'intérieur d'un aéronef, à l'aide d'une installation conforme à l'invention - la figure 2 est une vue de dessus illustrant l'un des mécanismes de supportage utilisés pour relier un rail de chargement à la structure déformable de l'aéronef dans l'installation de la figure 1 - la figure 2A est une vue de dessus, en coupe, illustrant à plus grande échelle un détail du mécanisme de la figure 2 - la figure 3 est une vue en coupe transversale de l'aéronef, illustrant le mécanisme de supportage de la figure 2, selon un premier mode de réalisation de l'invention ; et - la figure 4 est une vue en coupe comparable à la figure 3, illustrant le mécanisme de supportage de la figure 2 selon un deuxième mode de réalisation de l'invention. Sur la figure 1, on a représenté de façon très schématique un avion cargo 10, spécialement conçu pour le transport de charges de grandes dimensions telles que des tronçons d'avions A. Cette illustration n' est donnée qu'à titre d'exemple, l'installation selon l'invention pouvant être utilisée pour le transport de charges volumineuses d'autre nature, aussi bien sur un avion cargo spécial que sur un avion cargo normal. L'avion 10 comporte une structure relativement souple dont les deux éléments essentiels sont le fuselage 14 et la voilure 16. Dans l'exemple de réalisation représenté, la voilure 16 traverse le fuselage 14 pour former à l'intérieur de ce dernier un caisson de voilure 18. Sur toute sa longueur, le fuselage 14 est renforcé par des cadres (non représentés) qui en définissent le contour selon une section transversale de l'avion. Selon que l'avion 10 est au sol et soumis à la seule action de la pesanteur, ou en vol dans différentes configurations (décollage, atterrissage, haute ou basse altitude, ligne droite ou virage), le fuselage 14 ainsi que la voilure 16 se déforment, notamment dans la partie centrale du fuselage et dans la région du caisson de voilure 18. Ces déformations peuvent atteindre plusieurs centimètres, en particulier dans le cas d'un avion de grande longueur. Lors du transport de certaines charges, comme c'est notamment le cas pour le transport de tronçons d'avions A, il est important que ces charges soient soutenues sur toute leur longueur, sans risquer de subir des efforts locaux susceptibles de les déformer. En outre, les réactions d'une charge transportée rigide sur la structure souple de l'avion qui réalise le transport pourrait nécessiter l'adjonction de renforts locaux susceptibles d'alourdir l'avion de manière prohibitive. Or, il est souhaitable que l'installation utilisée pour assurer l'ancrage des charges n' accroisse pas de façon trop importante le poids de l'avion. Conformément à l'invention, ces résultats sont obtenus en plaçant à l'intérieur de l'avion 10 une installation 20 formant une structure particulièrement légère qui permet d'ancrer la charge en des points d'ancrage 22 qui restent sensiblement fixes par rapport à un repère OXYZ lié à une partie non déformée de l'avion 10. Dans ce repère, l'axe OX est parallèle à une direction longitudinale de l'avion 10, l'axe OY est parallèle à une direction transversale de l'avion et l'axe OZ est perpendiculaire aux deux précédents, ctest-à-dire qu'il est orienté selon une direction verticale lorsque l'assiette de l'avion est horizontale. De façon plus précise, la structure légère de l'installation 20 est obtenue en reliant, à l'intérieur de la soute de l'avion 10, chacun des points d'ancrage 22 à la structure de l'avion 10 par des mécanismes de supportage indépendants, de telle sorte que ces points d'ancrage 22 soient sensiblement fixes par rapport au repère OXYZ. Dans le mode de réalisation illustré sur la figure 1, ces points d'ancrage 22 forment deux groupes de points d'ancrage alignés parallèlement à l'axe OX, c'est-à-dire selon une direction longitudinale de l'avion 10, ces groupes de points d'ancrage étant disposés de façon symétrique par rapport à un plan longitudinal et vertical médian de l'avion. Pour faciliter l'ancrage de la charge A, chacun des groupes de points d'ancrage 22 est situé sur un rail de chargement 24 qui se trouve ainsi orienté parallèlement à l'axe longitudinal OX. Plus précisément, les rails de chargement 24 sont situés légèrement au-dessus du caisson de voilure 18 et à proximité de chacune des parties latérales du fuselage 14. Les mécanismes de supportage servant à relier chacun des points d'ancrage fixes 22 à la structure déformable de l'avion 10 sont réalisés de façon identique, de telle sorte que la description de l'un de ces mécanismes qui va à présent être faite en se référant aux figures 2, 2A et 3, dans le cadre d'un premier mode de réalisation de l'invention, s'applique également aux autres mécanismes de supportage. Afin de garantir l'immobilité de chacun des points d'ancrage 22 dans le repère OXYZ, les mécanismes de supportage de ces points d'ancrage comprennent un certain nombre d'organes de liaison assurant le maintien du point d'ancrage respectivement selon l'axe OX, selon l'axe OY et selon l'axe OZ, ainsi que des moyens permettant d'interdire toute rotation du point d'ancrage considéré autour de chacun de ces trois axes. Pour assurer le maintien de chaque point d'ancrage 22 selon l'axe OX, parallèle à la direction longitudinale de l'avion, le mécanisme de supportage de ce point d'ancrage comprend une première bielle 26 dont une première extrémité est articulée sur le rail 24, au niveau du point d'ancrage 22, par une rotule c, et dont l'extrémité opposée est articulée sur une partie latérale du fuselage 14, voisine du point d'ancrage 22, par une rotule a. Plus précisément, les rotules a et c sont orientées parallèlement à l'axe OZ et la rotule a est décalée selon l'axe longitudinal OX de l'avion, par rapport à la rotule c, de telle sorte que la bielle 26 soit située dans un plan sensiblement paralvièle aux axes OX et OY et orientée principalement selon I' axe longitudinal OX, vers l'arrière (ou vers l'avant) Ge l'avion par rapport au point d'ancrage 22. La rotule a se trouve plus précisément sur l'axe neutre de l'avion, qui ne subit aucune déformation suivant l'axe OX lors de la déformation en flexion du fuselage entraînant de la traction au-dessus et de la compression au-dessous, ou inversement. La rotule a définit ainsi un point d'appui de la bielle 26 sur le fuselage 14, qui se caractérise par l'absence de déformation sensible selon l'axe longitudinal OX de l'avion. Compte tenu de l'orientation de la bielle 26, celle-ci permet donc de maintenir le point d'ancrage 22 en un emplacement dont les coordonnées selon l'axe OX restent pratiquement invariables dans le repère OXYZ, malgré les déformations subies en vol par la structure de l'avion. Pour assurer le maintien du point d'ancrage 22 en une position fixe selon l'axe transversal OY, dans le repère OXYZ, le mécanisme de supportage de ce point d'ancrage comprend une deuxième bielle 28 dont une première extrémité est articulée sur le rail 24, au niveau du point d'ancrage 22, par une rotule d, et dont l'extrémité opposée est articulée sur le caisson de voilure 28 de l'avion, à proximité du plan vertical longitudinal médian de l'avion, par une rotule b. Plus précisément, les rotules d et b sont orientées sensiblement parallèlement à l'axe longitudinal OX de l'avion et la bielle 28 est orientée sensiblement parallèlement à la rotule transversal OY. Etant donné que le point d'appui de la bielle 28 sur le caisson de voilure 18r matérialisé par la rotule b, est situé à proximité du plan vertical longitudinal médian de l'avion, sa position selon l'axe transversal OY reste pratiquement inchangée lorsque la structure de l'avion se déforme. Compte tenu de l'orientation de la bielle 28, cette dernière permet ainsi de maintenir le point d'ancrage 22 dans une position qui reste sensiblement invariable selon l'axe OY, malgré les défor mations de structure de l'avion. Comme l'illustre plus précisément la figure 3, dans ce premier mode de réalisation de l'invention, la partie du mécanisme de supportage servant à maintenir le point d'ancrage 22 dans une position invariable selon l'axe vertical OZ est constituée par un mécanisme de liaison situé dans un plan sensiblement perpendiculaire à l'axe longitudinal OX. Ce mécanisme de liaison comprend un ensemble de trois bielles 30, 32 et 34, dont les extrémités adjacentes sont articulées entre elles par un axe e et dont les extrémités opposées sont reliées respectivement au rail 24, par une rotule f, pour la bielle 30, au caisson de voilure 18, par une rotule g, pour la bielle 32, et à la partie latérale adjacente du fuselage 14, par une rotule h, pour la bielle 34. De façon plus précise, la rotule g est placée en dessous de la rotule f, selon une direction sensiblement parallèle à l'axe OZ. Par ailleurs, l'axe e et l'axe de la rotule h sont orientés sensiblement parallèlement à l'axe longitudinal OX et la bielle 34 est orientée selon une direction sensiblement parallèle à l'axe OY. Le point d'appui de la bielle 32 sur le caisson de voilure 18, constitué par l'articulation g, présente des déformations connues selon les axes OY et OZ Lorsque la structure de l'avion se déforme. De même, le point d'appui de la bielle 34 sur le fuselage 14 de 11 avion, constitué par la rotule h, présente des déplacements connus selon l'axe OY lorsque l'avion se déforme. Les emplacements de ces deux points d'appui ainsi que l'emplacement de l'axe e, sur lequel est articulée la bielle 30, sont choisis de telle sorte que cet axe e décrive un cercle centré sur la rotule f lorsque l'avion se déforme. Par conséquent, le mécanisme de liaison constitué par les trois bielles 30, 32 et 34 permet de maintenir fixe selon l'axe vertical OZ le point d'ancrage 22, indépendamment des déformations de la structure de l'avion. La combinaison des bielles 26, 28, 30, 32 et 34 permet donc de maintenir le point d'ancrage 22 correspondant dans une position fixe dans le repère OXYZ lié à l'avion. En ce qui concerne le maintien du point d'ancrage 22 en rotation autour des axes OY et OZ, il est assuré par le rail 24 lui-même, qui se trouve maintenu selon les directions OY et OZ, aux différents points d'ancrage 22, par les mécanismes de supportage. Enfin, le maintien de chacun des points d'ancrage 22 en rotation autour de l'axe longitudinal OX est assuré par une ferrure 36, interposée entre le rail 24 et la partie latérale du fuselage 14 adjacente à ce rail, de façon à empêcher la rotation du rail 24 autour de son axe longitudinal. A cet effet, une extrémité de la ferrure 36 est fixée en m, par exemple par encastrement, au rail 24, alors que son extrémité opposée est liée à la partie latérale adjacente du fuselage 14 par une liaison n empêchant tout déplacement relatif entre la ferrure 36 et le fuselage parallèlement à l'axe OZ, tout en autorisant des déplacements relatifs entre ces deux pièces parallèlement à l'axe longitudinal OX et à l'axe transversal OY. Par ailleurs, la ferrure 36 est orientée sensiblement parallèlement à l'axe transversal OY. La ferrure 36 complète ainsi le mécanisme de supportage du point d'ancrage 22, qui empêche toute translation et toute rotation de ce point dans le repère fixe OXYZ lié à l'avion. Les mécanismes de supportage de chacun des points d'ancrage 22 des rails 24 forment avec ces der niers une installation légère, au moyen de laquelle une charge de grandes dimensions telle qu'un tronçon de fuselage A peut être soutenue sur toute sa longueur sans risquer de subir des efforts locaux susceptibles d'entraîner des déformations de cette charge ou d'introduire sur la structure de l'avion 10 des charges locales impliquant un renforcement prohibitif pour des raisons de masses par exemple. En outre, il est important de noter que ce résultat est obtenu sans alourdir de façon trop sensible l'avion cargo assurant le transport de la charge (ou des charges). La figure 4 est une vue en coupe transversale comparable à la figure 3, illustrant un deuxième mode de réalisation des mécanismes de supportage des points d'ancrage 22 utilisés dans l'installation selon l'invention. Comme dans le premier mode de réalisation décrit précédemment, chaque mécanisme de supportage permet dtimmobiliser le point d'ancrage 22 correspondant selon l'axe OX grâce à une bielle 26 (non représentée sur la figure 4) et selon l'axe transversal OY au moyen d'une deuxième bielle 28. De même, ce mécanisme de supportage comprend une ferrure 36 empêchant une rotation du point d'ancrage 22 autour de l'axe longitudinal OX. En outre, les rotations du point d'ancrage 22 autour de l'axe transversal OY et de l'axe OZ sont empêchées par le rail 24 lui-même. Les montages des bielles 26 et 28 et de la ferrure 36 sont identiques à ceux qui ont été décrits précédemment en se référant aux figures 2, 2A et 3. Le deuxième mode de réalisation de l'invention illustré sur la figure 4 se distingue donc essentiellement du précédent par la partie du mécanisme de supportage permettant d'immobiliser le point d'ancrage 22 selon la direction de l'axe OZ. Dans ce deuxième mode de réalisation de l'invention, le mécanisme de supportage comporte à cet effet une bielle 30' qui relie directement le point d'ancrage 22 à un point d'appui du caisson de voilure 18. De façon plus précise, une première extrémité de la bielle 30' est articulée par une rotule f' sur le rail 24, alors que l'extrémité opposée de la bielle 30' est articulée sur le caisson de voilure 18 par une rotule e'. Les rotules f' et e' sont orientées parallèlement à l'axe longitudinal OX de l'avion. La rotule e' est située approximativement en dessous de la rotule f', mais légèrement décalée vers l'extérieur de l'avion selon la direction transversale OY. En d'autres termes, la bielle 30' est placée dans un plan transversal de l'avion parallèle aux directions OY et OZ et orientée vers l'extérieur à partir de la rotule f'. Le point d'appui de la bielle 30' sur le caisson de voilure 18, défini par la rotule e', est choisi de façon que les déplacements connus de ce point selon la direction transversale OY et selon la direction OZ, sous l'effet des déformations de la structure de l'avion, conduisent à déplacer ce point d'appui selon un cercle centré sur la rotule f'. Par conséquent, étant donné que la bielle 28 immobilise le point d'ancrage 22 selon l'axe transversal OY, cette bielle 30' immobilise le point d'ancrage 22 selon l'axe OZ. Comme dans le premier mode de réalisation décrit précédemment en se référant aux figures 2 et 3, on assure de cette manière un positionnement fixe de chacun des points d'ancrage 22 dans le repère OXYZ et un blocage en rotation de ces points d'ancrage autour des axes OX, OY et OZ, qui permettent d'ancrer une charge telle qu'un tronçon d'avion A sur les rails 24 comportant ces points d'ancrage, sans risquer d'entraîner des défor- mations de cette charge et sans accroître de façon trop importante le poids de l'avion. Bien entendu, l'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation qui viennent d'être décrits à titre d'exemples, mais en couvre toutes les variantes. Ainsi, les différents points d'ancrage peuvent ne présenter entre eux aucune liaison mécanique. Dans ce cas, le mécanisme qui les supporte inclut des éléments complémentaires interdisant leur rotation autour de l'axe transversal OY et de l'axe vertical OZ. Par ailleurs, dans le cas où les points d'ancrage sont reliés mécaniquement entre eux, cette liaison peut être assurée par un ou plusieurs rails, ou encore par un ou plusieurs organes non linéaires. REVENDICATIONS 1. Installation pour le transport de charges (A) à l'intérieur d'une structure déformable (14,18) d'aéronef (10), sensiblement sans déformation de ces charges, caractérisée par le fait qu'elle comprend plusieurs mécanismes de supportage (26,28,30,32,34,36, 30') reliant des points d'ancrage (22) des charges à des points d'appui (a,b,g,h,e') de déplacements connus, appartenant à la structure déformable, de telle sorte que les points d'ancrage soient sensiblement fixes dans un repère (OXYZ) lié à l'aéronef, indépendamment desdits déplacements. 2. Installation selon la revendication 1, caractérisée par le fait que chaque mécanisme de supportage comprend - un premier organe de liaison (26) orienté sensible ment selon une direction longitudinale de l'aéronef et reliant le point d'ancrage (22) à un premier point d'appui (a) de la structure déformable, sensiblement fixe selon cette direction longitudinale (OX) - un deuxième organe de liaison (28) orienté sensible ment selon une direction transversale de l'aéronef reliant le point d'ancrage (22) à un deuxième point d'appui (b) de la structure déformable, sensiblement fixe selon cette direction transversale (OY) ; et - un mécanisme de liaison (30,32,34;30') situé sensi blement dans un plan perpendiculaire à la direction longitudinale et reliant le point d'ancrage (22) à au moins un troisième point d'appui (g,h,e'), de la structure déformable, apte à subir simultanément un déplacement selon la direction transversale et un déplacement selon une direction verticale (OZ) de l'aéronef, ces deux déplacements étant tels que le point d'ancrage reste sensiblement fixe dans ledit plan. 3. Installation selon la revendication 2, caractérisée par le fait que le premier point d'appui (a) est situé sur le caisson de voilure (18) de l'aéronef, à proximité d'un plan longitudinal et vertical médian de ce dernier. 4. Installation selon l'une quelconque des revendications 2 et 3, caractérisée par le fait que le deuxième point d'appui (b) est situé sur une partie latérale du fuselage (14) de l'aéronef. 5. Installation selon l'une quelconque des revendications 2 à 4, caractérisée par le fait que le mécanisme de liaison comprend un troisième, un quatrième et un cinquième organes de liaison (30,32,34) ayant des extrémités adjacentes articulées entre elles par un premier axe (e) et des extrémités opposées reliées respectivement au point d'ancrage (22), à un troisième point d'appui (g) placé sur une partie du caisson de voilure (18) de l'aéronef, située sensiblement en dessous du point d'ancrage, et à un quatrième point d'appui (h), placé sur une partie latérale du fuselage (14) de l'aéronef, les déplacements du troisième et du quatrième points d'appui (g,h) étant tels que le premier axe (e) reste à une distance sensiblement constante du point d'ancrage (22). 6. Installation selon l'une quelconque des revendications 2 à 4, caractérisée par le fait que le troisième point d'appui (e') est placé sur une partie du caisson de voilure (18) de l'aéronef, située sensiblement en dessous du point d'ancrage, le mécanisme de liaison comprenant un troisième organe de liaison (30') reliant directement le point d'ancrage à ce troisième point d'appui. 7. Installation selon l'une quelconque des revendications 2 à 6, caractérisée par le fait que les organes de liaison sont des bielles (26,28,30,32, 34,30) articulées à leurs extrémités. 8. Installation selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée par le fait que les points d'ancrage (22) des charges (A) sont situés sur au moins un rail de chargement (24) placé à l'intérieur de la structure déformable, et orienté parallèlement à une direction longitudinale (OX) de l'aéronef. 9. Installation selon la revendication 8, caractérisée par le fait que les mécanismes de supportage comprennent de plus des ferrures (36) solidaires du rail de chargement (24) à une extrémité et dont l'extrémité opposée est liée verticalement à une partie latérale du fuselage (14).