Brevet FR3016605A1 — publié le 20150724

La présente invention concerne une partie d'un fuselage d'un aéronef, ainsi qu'un aéronef comportant une telle partie. La Fig. 1 montre une partie 100 d'un fuselage d'un aéronef présentant un axe longitudinal 10. La partie 100 comporte une poutre ventrale 106 et une coque inférieure arrière 108. Lorsque la poutre ventrale 106 et la coque inférieure arrière 108 sont réalisées en matériaux composites du type comportant des fibres, la partie 100 comporte également entre la poutre ventrale 106 et la coque inférieure arrière 108 une zone de jonction 110. Les fibres de la poutre ventrale 106 sont majoritairement orientées parallèlement à l'axe longitudinal 10 et présentent ainsi une orientation dite à 0° par rapport à cet axe longitudinal 10. Une partie des fibres de la coque inférieure arrière 108 sont orientées à +/- 45° par rapport à l'axe longitudinal 10 et une autre partie des fibres de la coque inférieure arrière 108 sont orientées à 90° par rapport à l'axe longitudinal 10. La zone de jonction 110 est alors surdimensionnée pour permettre la superposition des fibres de la poutre ventrale 106, des fibres de la coque inférieure arrière 108 et des fibres constituant des plis intermédiaires. Un objet de la présente invention est de proposer une partie d'un fuselage d'un aéronef constituée d'une poutre ventrale 106 et d'une coque inférieure arrière 108 qui ne présente pas les inconvénients de l'art antérieur et qui en particulier permet une réduction du poids de ladite partie. A cet effet, est proposée une partie d'un fuselage d'un aéronef présentant un axe longitudinal, ladite partie comportant une poutre ventrale et une coque inférieure arrière, chacune étant réalisée en matériaux composites du type comportant des fibres et dont une partie desdites fibres s'étend de manière continue entre la poutre ventrale et la coque inférieure arrière. Cette disposition particulière permet de réduire le nombre de fibres mises en place au niveau de la zone de jonction et donc le poids de cette zone de jonction, tout en améliorant le comportement structurel de l'ensemble. Les caractéristiques de l'invention mentionnées ci-dessus, ainsi que d'autres, apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante d'un exemple de réalisation, ladite description étant faite en relation avec les dessins joints, parmi lesquels : la Fig. 1 montre une partie d'un fuselage d'aéronef selon l'état de la technique, et la Fig. 2 montre la répartition spatiale des fibres d'une partie d'un fuselage d'un aéronef selon l'invention. La Fig. 2 montre une partie 200 d'un fuselage d'un aéronef présentant un axe longitudinal 10. La partie 200 comporte une poutre ventrale 206 et une coque inférieure arrière 208 qui sont jointes au niveau d'une zone de jonction 210. La poutre ventrale 206 et la coque inférieure arrière 208 sont réalisées en matériaux composites du type comportant des fibres 250. Une partie des fibres 250 s'étend de manière continue le long de la poutre ventrale 206, de la zone de jonction 210 et de la coque inférieure arrière 208. Il y a donc une continuité structurelle entre la poutre ventrale 206 et la coque inférieure arrière 208. Cette continuité permet de limiter l'apport en fibres au niveau de la zone de jonction 210 et donc d'alléger cette zone de jonction 210. En particulier, chaque fibre 250 qui s'étend entre la poutre ventrale 206 et la coque inférieure arrière 208, comporte une partie amont 212 servant à réaliser la poutre ventrale 206 et une partie aval 214, 216 servant à réaliser la coque inférieure arrière 208. Les parties amont 212 sont orientées à 0° par rapport à l'axe longitudinal 10. Les parties aval 214, 216 sont orientées selon un angle différent de 0° par rapport à l'axe longitudinal 10. Dans le mode de réalisation de la Fig. 2, les parties aval 214 sont orientées à - 45° par rapport à l'axe longitudinal 10, et les parties aval 216 sont orientées à +45° par rapport à l'axe longitudinal 10. La zone de jonction 210 sert alors de zone de transition d'orientation pour les fibres 250 présentant des parties amont 212 et aval 214, 216 ayant des orientations différentes. Cette variation d'orientation permet, en outre, d'optimiser l'orientation des plis pour obtenir une meilleure répartition des charges entre la poutre ventrale 206 et la coque inférieure arrière 208. En particulier, les fibres 250 sont ainsi orientées selon les directions principales de charge ce qui améliore le comportement structurel de l'ensemble. REVENDICATIONS1) Partie (200) d'un fuselage d'un aéronef présentant un axe longitudinal (10), ladite partie (200) comportant une poutre ventrale (206) et une coque inférieure arrière (208), chacune étant réalisée en matériaux composites du type comportant des fibres (250) et dont une partie desdites fibres (250) s'étend de manière continue entre la poutre ventrale (206) et la coque inférieure arrière (208). 2) Partie (200) d'un fuselage selon la revendication 1, caractérisée en ce que chaque fibre (250) comporte une partie amont (212) servant à réaliser la poutre ventrale (206) et orientée à 0° par rapport à l'axe longitudinal (10) et une partie aval (214, 216) servant à réaliser la coque inférieure arrière (208) et orientée selon un angle différent de 0° par rapport à l'axe longitudinal (10). 3) Partie (200) d'un fuselage selon la revendication 2, caractérisée en ce que certaines parties aval (214) sont orientées à -45° par rapport à l'axe longitudinal (10), et d'autres parties aval (216) sont orientées à +45° par rapport à l'axe longitudinal (10). 4) Aéronef comportant un fuselage avec une poutre ventrale (206) et une coque inférieure arrière (208) formant une partie (200) selon l'une des revendications 1 à 3.