Brevet FR3117996A1 — publié le 20220624

L’invention porte sur une partie d’aéronef qui comporte une première structure, une deuxième structure, et un dispositif de liaison (1) reliant la première structure à la deuxième structure. Le dispositif de liaison (1) comporte une première pièce de liaison (2) reliée à la première structure, une deuxième pièce de liaison (3) reliée à la deuxième structure, et un élément intermédiaire (4) disposé entre la première pièce de liaison (2) et la deuxième pièce de liaison (3) et solidarisé de part et d’autre à chacune des première et deuxième pièces de liaison (2, 3). L’élément intermédiaire (4) a une raideur statique selon chacune de trois directions orthogonales entre elles et telle que la raideur statique selon une première direction parmi lesdites trois directions est une à vingt fois supérieure à la raideur statique selon chacune des deux autres directions. Le dispositif de liaison ainsi configuré est capable de limiter les déplacements des structures entre elles sans contrainte excessive. Figure pour figure d’abrégé : figure 2 Partie d’aéronef comportant un dispositif de liaison entre deux structures La présente invention concerne une partie d’aéronef comportant deux structures et un dispositif de liaison les reliant l’une à l’autre. On connait l’utilisation de dispositifs de liaison entre structures dans plusieurs domaines. Selon le domaine technique, notamment la fonction des structures et les contraintes auxquelles elles sont soumises, le dispositif de liaison doit répondre à des exigences particulières quant à sa résistance et son comportement mécanique. Dans le domaine particulier de l’aéronautique, des dispositifs de liaison sont utilisés entre différentes structures d’un aéronef comme par exemple un élément structurel et un équipement aéronautique. On entend par élément structurel d’un aéronef toute partie participant à la rigidité globale de l'aéronef et lui permettant d'assurer ses fonctions principales de résistance, de protection des passagers et des équipements, de forme aérodynamique et de qualités de vol. Un élément structurel est par exemple un fuselage, un carénage ventral (ou " belly fairing ") , une voilure, un caisson de voilure, des empennages, des cases de train d'atterrissage, etc. Un équipement aéronautique est quant à lui tout objet de masse et/ou d’encombrement significatifs nécessitant d'être attaché à l’aéronef, par exemple une armoire électrique, un groupe auxiliaire de puissance (en anglais APU pour " Auxiliary Power Unit " ), un système de climatisation, un dispositif permettant de réchauffer les aliments dans l’avion (appelé galley), un réservoir, un siège, etc. L’équipement aéronautique est généralement relié à l’élément structurel de l’aéronef par un dispositif de liaison rigide comprenant des éléments métalliques ou composites permettant de maintenir l’équipement aéronautique parfaitement attaché à l’élément structurel de l’aéronef et de limiter tout déplacement de l’équipement, même en cas de fortes sollicitations. Les liaisons entre l’équipement aéronautique et l’élément structurel connues dans l’art antérieur sont hyperstatiques, ou reposent sur des liaisons rigides autorisant un glissement suivant un ou plusieurs degrés de liberté et basé généralement sur un frottement non lubrifié entre deux matériaux. Ce type de dispositif de liaison présente plusieurs désavantages. D’une part, l’équipement aéronautique ne peut pas s’adapter aux déformations de l’élément structurel de l’aéronef auquel il est fixé. En outre, le transfert de charges entre l’élément structurel et l’équipement aéronautique est élevé lorsque l’élément structurel se déforme. Cela donne lieu à une usure excessive et des fissures de fatigue aux interfaces entre l’équipement aéronautique, le dispositif de liaison et l’élément structurel. La présente invention a pour but de résoudre au moins l’un des inconvénients précités. En particulier, l’invention vise à proposer une liaison entre les deux structures capable de subir de grandes déformations et d’apporter de l’amortissement, tout en évitant l’usure desdites structures. L’invention concerne une partie d’aéronef comportant une première structure, une deuxième structure, et un dispositif de liaison reliant la première structure à la deuxième structure. Selon l’invention, le dispositif de liaison comporte : - une première pièce de liaison reliée à la première structure ; - une deuxième pièce de liaison reliée à la deuxième structure ; et - un élément intermédiaire disposé entre la première pièce de liaison et la deuxième pièce de liaison et solidarisé de part et d’autre à chacune des première et deuxième pièces de liaison. L’élément intermédiaire a une raideur statique selon chacune de trois directions orthogonales entre elles et telle que la raideur statique selon une première direction parmi lesdites trois directions est une à vingt fois supérieure à la raideur statique selon chacune des deux autres directions. La partie d’aéronef comporte ainsi un dispositif de liaison capable de limiter les déplacements d’une première structure par rapport à une deuxième structure tout en permettant une certaine liberté dans la liaison entre les structures, de sorte à éviter de contraindre de manière excessive ladite liaison. L’élément intermédiaire pris en sandwich entre la première pièce de liaison et la deuxième pièce de liaison permet notamment d’absorber les déplacements de l’une des structures sans contrainte excessive aux interfaces entre les deux structures. L’élément intermédiaire présente une plus grande souplesse pour absorber les déformations desdites autres directions que pour absorber les déformations selon ladite première direction. Selon une caractéristique, la raideur statique de l’élément intermédiaire selon ladite première direction est comprise entre 200 N/mm et 5000 N/mm. Selon une caractéristique, l’élément intermédiaire est un bloc comprenant au moins une découpe traversante s’étendant longitudinalement entre la première pièce de liaison et la deuxième pièce de liaison. Selon une caractéristique, la première pièce de liaison comporte en outre un élément de butée en translation de la première pièce de liaison par rapport à la deuxième pièce de liaison. Selon une caractéristique, l’élément intermédiaire comporte un bourrelet s’étendant entre l’élément de butée de la première pièce de liaison et une extrémité de la deuxième pièce de liaison. Selon une caractéristique, la première pièce de liaison comporte un cylindre, l’élément intermédiaire étant solidarisé audit cylindre, la deuxième pièce de liaison comportant un tube entourant au moins partiellement l’élément intermédiaire et le cylindre de la première pièce de liaison. Selon une caractéristique, l’élément intermédiaire est en élastomère. Selon une caractéristique, l’élément intermédiaire comporte en outre au moins un insert configuré pour augmenter un rapport entre la raideur en compression et la raideur en cisaillement de l’élément intermédiaire. Selon une caractéristique, le dispositif de liaison forme un premier dispositif de liaison, ladite partie d’aéronef comportant en outre un deuxième dispositif de liaison disposé en miroir par rapport audit premier dispositif de liaison. Selon une caractéristique, la partie d’aéronef comporte en outre un élément de liaison anti-pivotement relié d’une part à la première structure et d’autre part à la deuxième structure, l’élément de liaison anti-pivotement étant configuré pour bloquer une rotation de la première structure par rapport à la deuxième structure. Selon une caractéristique, l’élément de liaison anti-pivotement a une raideur statique selon chacune de trois directions orthogonales entre elles, la raideur statique selon la direction de la force induite localement par la rotation de la première structure par rapport à la deuxième structure étant supérieure à la raideur statique selon chacune des deux autres directions. Selon une caractéristique, l’élément de liaison anti-pivotement comporte une biellette rigide et deux attaches flexibles de part et d’autre de ladite biellette rigide, lesdites attaches flexibles reliant la biellette rigide à la première structure et à la deuxième structure. L’invention concerne également un aéronef comportant une partie d’aéronef présentant les caractéristiques précédentes. D'autres particularités et avantages de l'invention apparaîtront encore dans la description ci-après en référence aux dessins annexés, donnés à titre d'exemples non limitatifs : - la est une vue schématique d’une partie d’aéronef comportant deux structures et un dispositif de liaison les reliant l’une à l’autre selon un mode de réalisation conforme à l’invention ; - la est une vue en perspective, selon un premier angle de vue, du dispositif de liaison ; - la est une vue en perspective, selon un deuxième angle de vue, du dispositif de liaison ; - la est une vue en coupe du dispositif de liaison selon un premier plan de la , un élément d’assemblage étant disposé dans ledit dispositif de liaison ; - la est une vue en coupe selon un deuxième plan de la ; et - la représente les courbes de raideur selon trois directions d’un élément intermédiaire du dispositif de liaison. La représente une partie d’aéronef selon un mode de réalisation conforme à l’invention. La partie d’aéronef comporte une première structure 5, une deuxième structure 6, deux dispositifs de liaison 1 et un élément de liaison anti-pivotement 7. La première structure 5 est ici un équipement aéronautique, et la deuxième structure 6 est un élément structurel d’aéronef. Chaque dispositif de liaison 1 est configuré pour permettre la liaison entre la première structure 5 et la deuxième structure 6. Chaque dispositif de liaison 1 est ici configuré pour former une liaison pivot autorisant un degré de liberté en rotation autour d’un axe de rotation A0. L’élément de liaison anti-pivotement 7 est configuré pour bloquer le degré de liberté résiduel en rotation. Dans cet exemple de réalisation, chaque dispositif de liaison 1 relie une face de l’équipement aéronautique 5 à l’élément structurel 6. L’élément de liaison anti-pivotement 7 relie une autre partie de l’équipement aéronautique 5 à une autre partie de l’élément structurel 6. Une partie désigne indifféremment une face, une arrête, ou un sommet. Autrement dit, l'équipement aéronautique 5 est articulé à un endroit par rapport à l’élément structurel 6, de manière à former une liaison pivot. Le degré de liberté résiduel en rotation est alors limité par l'élément de liaison anti-pivotement 7, excentré par rapport à la liaison pivot et disposé de manière à s'opposer à cette rotation. Les figures 2 à 5 représentent plus particulièrement l’un des deux dispositifs de liaison 1 de la . Le dispositif de liaison 1 comporte une première pièce de liaison 2 configurée pour être reliée à la première structure 5, et une deuxième pièce de liaison 3 configurée pour être reliée à la deuxième structure 6. La première pièce de liaison 2 est ici reliée à la première structure 5 au moyen d’une chape 50. La chape 50 comporte deux bras 51. Chaque bras 51 comprend un trou traversant 52. La deuxième pièce de liaison 3 est ici reliée à la deuxième structure 6 au moyen d’une contre-chape 60. La contre-chape 60 présente une forme sensiblement parallélépipédique et comprend un trou traversant 61. Afin de faciliter la lecture, on définit dans ce document trois directions orthogonales entre elles ; la direction longitudinale, la direction verticale et la direction latérale. La direction longitudinale est parallèle à l’axe de rotation A0 de la première pièce de liaison 2 par rapport à la deuxième pièce de liaison 3. La direction verticale correspond à la direction selon laquelle la première pièce de liaison 2 relie la première structure 5 et la deuxième structure 6 en l’absence de sollicitation. La direction verticale correspond à la direction verticale au sol lorsque l’avion repose sur le sol ou encore à la direction perpendiculaire au plancher de l’avion. La direction latérale est la direction orthogonale aux directions verticale et longitudinale. La première pièce de liaison 2 comporte ici un cylindre 21. La première pièce de liaison 2 comporte en outre un élément de butée 23 représenté uniquement aux figures 4, 5. L’élément de butée 23 est un élément de butée en translation de la première pièce de liaison 2 par rapport à la deuxième pièce de liaison 3, selon la direction longitudinale. En d’autres termes, l’élément de butée 23 est configuré pour limiter voire empêcher une translation de la première pièce de liaison 2 par rapport à la deuxième pièce de liaison 3, selon la direction longitudinale au-delà d’une certaine valeur de déplacement relatif entre la première pièce de liaison 2 et la deuxième pièce de liaison 3. L’élément de butée 23 est ici un élément circonférentiel, par exemple un disque, disposé en appui contre une première extrémité 210 du cylindre 21. Le montage de la première pièce de liaison 2 à la chape 50 est réalisé au moyen d’un élément de fixation 22. L’élément de fixation 22 est représenté à la disposé dans le dispositif de liaison 1. L’élément de fixation 22 est ici une vis comprenant une tête 221 et une tige 222. La tige 222 est disposée dans le cylindre 21. La tige 222 peut être encastrée dans le cylindre 21 ou présenter un diamètre sensiblement inférieur au diamètre du cylindre 21 de la première pièce de liaison 2. Le cas échéant, une fois montée, la tige 222 de la vis 22 et le cylindre 21 possèdent entre eux un jeu radial permettant le glissement de la tige 222 dans le cylindre 21 au moment du montage de la première pièce de liaison 2 à la chape 50. La deuxième pièce de liaison 3 comporte un tube 31 entourant au moins un tronçon de la première pièce de liaison 2. La deuxième pièce de liaison 3 comprend en outre une collerette 32 prolongeant une première extrémité 300 du tube 31. La collerette 32 s’étend sensiblement orthogonalement au tube 31. La première pièce de liaison 2 et la deuxième pièce de liaison 3 sont ainsi coaxiales. La première pièce de liaison 2 et la deuxième pièce de liaison 3 sont des pièces rigides réalisées par exemple en acier. Le dispositif de liaison 1 comporte en outre un élément intermédiaire 4. L’élément intermédiaire 4 est disposé en sandwich entre la première pièce de liaison 2 et la deuxième pièce de liaison 3. L’élément intermédiaire 4 est solidarisé d’une part à la première pièce de liaison 2 et d’autre part à la deuxième pièce de liaison 3. L’élément intermédiaire 4 peut être solidarisé à la première pièce de liaison 2 et la deuxième pièce de liaison 3 par tous moyens de solidarisation, par exemple par collage ou serrage. L’élément intermédiaire 4 peut également être monté pré-comprimé entre la première pièce de liaison 2 et la deuxième pièce de liaison 3. L’élément intermédiaire 4 présente une raideur statique définie selon les trois directions orthogonales entre elles, à savoir les directions verticale, longitudinale et latérale. La raideur statique selon la direction verticale, est strictement supérieure à la raideur statique selon la direction longitudinale. La raideur statique selon la direction verticale est par exemple une à vingt fois supérieure à la raideur statique selon la direction longitudinale. De préférence, la raideur statique selon la direction verticale, est deux à vingt fois supérieure à la raideur statique selon la direction longitudinale. Plus préférentiellement encore, la raideur statique selon la direction verticale, est deux à dix fois supérieure à la raideur statique selon la direction longitudinale. De même, la raideur statique selon la direction verticale, est strictement supérieure à la raideur statique selon la direction latérale. La raideur statique selon la direction verticale est par exemple une à vingt fois supérieure à la raideur statique selon la direction latérale. De préférence, la raideur statique selon la direction verticale, est deux à vingt fois supérieure à la raideur statique selon la direction latérale. Plus préférentiellement encore, la raideur statique selon la direction verticale, est deux à dix fois supérieure à la raideur statique selon la direction latérale. De préférence, la raideur statique de l’élément intermédiaire 4 selon la direction verticale est comprise entre 200 N/mm et 5000 N/mm. Ainsi, l’élément intermédiaire 4 présente une plus grande souplesse pour absorber les déformations latérales et longitudinales que pour absorber les déformations verticales. L’élément intermédiaire 4 est ici un bloc fait en un seul même matériau. De préférence, l’élément intermédiaire 4 est réalisé en un matériau incompressible. On entend par matériau incompressible un matériau dont le coefficient de Poisson ν est proche de 0,5. De préférence, l’élément intermédiaire 4 est réalisé en un matériau viscoélastique. De préférence, l’élément intermédiaire 4 est réalisé en un matériau hyperélastique. De préférence, l’élément intermédiaire 4 est en élastomère. L’élastomère est un polymère hyperélastique pouvant supporter de grandes déformations de façon réversible, c’est-à-dire qu’il peut reprendre sa forme initiale une fois la sollicitation arrêtée. L’élastomère est caractérisé par une grande résistance mécanique, à savoir une capacité élevée à éviter l’effondrement par déformation plastique ou par rupture. L’élastomère possède une raideur plus élevée en compression qu’en cisaillement. La courbe de raideur en compression est non linéaire. La courbe de raideur en cisaillement est sensiblement linéaire, c’est-à-dire que la raideur en cisaillement est constante. En outre, l’élastomère, permet de supporter des déformations très élevées, allant jusqu’à 600%. L’élastomère de l’élément intermédiaire 4 peut être par exemple du caoutchouc naturel ou synthétique. L’élément intermédiaire 4 peut être fabriqué par moulage, ce qui permet de modifier facilement la forme et les dimensions. L’élément intermédiaire 4 présente une forme cylindrique. L’élément intermédiaire 4 entoure la première pièce de liaison 2. L’élément intermédiaire 4 comprend au moins une découpe traversante 41 s’étendant longitudinalement, ici parallèlement à l’axe de de rotation A0, entre la première pièce de liaison 2 et la deuxième pièce de liaison 3. La découpe traversante 41 s’étend depuis une première extrémité 400 vers une deuxième extrémité 401 de l’élément intermédiaire 4. La découpe traversante 41 présente une section transversale délimitée par deux arcs de cercles 410 concentriques et centrés sur l’axe de rotation A0. En particulier, la découpe traversante 41 présente une section transversale sensiblement en forme de haricot. L’élément intermédiaire 4 comprend ici deux découpes traversantes 41. Les découpes traversantes 41 sont diamétralement opposées. L’élément intermédiaire 4 comporte un bourrelet 42 au niveau d’une de ses extrémités, ici dite première extrémité 400. Le bourrelet 42 s’étend au-delà d’une extrémité ouverte de la deuxième pièce de liaison 3, entre l’élément de butée 23 de la première pièce de liaison 2 et la collerette 32 de la deuxième pièce de liaison 3. Le bourrelet 42 s’étend ainsi contre la collerette 32 du tube 31. Le bourrelet 42 s'étendant sur une face de la collerette 32 est ainsi configuré pour être comprimé par l’élément de butée 23 et opposer un effort résistant dans la direction longitudinale lors d'un déplacement relatif de la première pièce de liaison 2 par rapport à la deuxième pièce de liaison 3 suivant cette direction. Cet effort résistant de compression de l’élément intermédiaire 4 est très élevé par rapport à l'effort généré par la raideur longitudinale (cisaillement), ce qui permet de limiter les déplacements longitudinaux de l'équipement aéronautique 5 par rapport à l’élément structurel 6 sous des efforts extrêmes. Dans un autre exemple de réalisation non illustré, l’élément intermédiaire 4 peut présenter une forme cylindrique sans bourrelet à l’une de ses extrémités. Autrement dit, l’élément intermédiaire 4 peut s’étendre longitudinalement sans recouvrir la collerette 32. Dans un exemple de réalisation représenté à la , l’élément intermédiaire 4 comporte en outre un insert 43. L’insert 43 est ainsi configuré pour augmenter un rapport entre la raideur en compression et la raideur en cisaillement de l’élément intermédiaire 4. L’insert 43 présente ici une forme cylindrique, et est coaxial avec la première pièce de liaison 2 et la deuxième pièce de liaison 3. L’insert 43 est solidarisé à l’élément intermédiaire 4. Par exemple, l’insert 43 est noyé dans l’élément intermédiaire 4 au moment du moulage de ce dernier. De préférence, l’insert 43 présente une faible épaisseur. Par exemple, l’insert 43 comporte au moins un alliage métallique. L’élément de liaison anti-pivotement 7 comporte ici une biellette rigide 71 et deux attaches flexibles 72 de part et d’autre de la biellette rigide 71. On entend par attache flexible une attaque élastique de sorte à filtrer les vibrations entre l’équipement aéronautique 5 et l’élément structurel 6. Les deux attaches flexibles 72 sont par exemple deux rotules ou articulations cylindriques élastiques. Lors du montage des dispositifs de liaison 1 à l’équipement aéronautique 5 et l’élément structurel 6, la première pièce de liaison 2 est introduite glissante entre les deux bras 51 de la chape 50. La première pièce de liaison 2 est disposée vis-à-vis des trous traversants 52 de la chape 50. L’élément de butée 23 est en appui contre un bras 51 de la chape 50. L’élément de fixation 22 est inséré dans le cylindre 21 de la première pièce de liaison 2. En particulier, la tige 222 est introduite dans les trous traversants 52 de la chape 50 et le cylindre 21 de la première pièce de liaison 2. Un assemblage rondelle/écrou est ensuite utilisé pour fixer ensemble le cylindre 21, l’élément de fixation 22 et la chape femelle 50. Une fois la première pièce de liaison 2 montée, le cylindre 21, l’élément de fixation 22 et l’élément de butée 23 sont ainsi complètement immobiles les uns par rapport aux autres. Le cylindre 21 est ainsi immobilisé selon l’axe de rotation A0 d’une part au niveau de la première extrémité 210 par l’élément de butée 23, et d’autre part au niveau d’une deuxième extrémité 211 par l’assemblage rondelle/écrou. La deuxième pièce de liaison 3 est emmanchée dans la chape mâle 60. Comme visible sur la , les deux dispositifs de liaison 1 sont disposés avec leurs axes de rotation A0 colinéaires. Toutefois, lorsque les deux dispositifs de liaison 1 sont montés, ils se retrouvent éloignés l’un de l’autre. Cela rend alors difficile et/ou coûteux de garantir un alignement précis de leurs axes de rotation A0. Ainsi, l’un des intérêts de l’invention est de permettre une plus grande tolérance aux défauts d’alignement des axes de rotation A0 des dispositifs de liaison 1, en comparaison avec les solutions de liaison de l’art antérieur. Cela est notamment permis par la souplesse multidirectionnelle du dispositif de liaison 1. Chaque dispositif de liaison 1 est assemblé à la première structure 5 et la deuxième structure 6, de sorte que la découpe 41 soit orientée dans le plan des directions verticale et latérale. Les découpes 41 s’étendent symétriquement par rapport au plan des directions verticale et longitudinale. Autrement dit, le plan de symétrie entre les deux découpes 41 est orthogonal à la direction latérale. Ainsi, un déplacement suivant la direction latérale génère une raideur plus faible qu’un déplacement suivant la direction verticale pour de petits déplacements. La raideur augmente en cas de plus grands déplacements. La biellette rigide 71 de l’élément de liaison anti-pivotement 7 s’étend selon la direction latérale. L’élément de liaison anti-pivotement 7 est configuré pour bloquer une rotation autour de la direction longitudinale. L’élément de liaison anti-pivotement 7 permet ainsi de limiter le basculement de l’équipement aéronautique 5. La représente le comportement de l’élément intermédiaire 4 tel que configuré, notamment sa raideur statique. Les courbes de raideur sont représentées pour les trois directions longitudinale, latérale et verticale. La courbe A représente le comportement de l’élément intermédiaire 4 selon la direction verticale. Lorsque la première pièce de liaison 2 est en mouvement selon la direction verticale, l’élément intermédiaire 4 est soumis à une déformation de compression. La raideur est élevée et augmente progressivement. L’élément intermédiaire 4 se comportant ainsi selon la direction verticale est capable de supporter le poids de l’équipement, ainsi que de filtrer et amortir les vibrations verticales. L’élément intermédiaire 4 est également capable de limiter les déplacements sous l’effet de fortes sollicitations. En outre, l’élément intermédiaire 4 tel que dimensionné est capable de répondre aux exigences de certaines normes aéronautiques. En particulier, la fréquence naturelle verticale de l’équipement aéronautique peut ainsi être fixée de façon à être suffisamment élevée comme expliqué plus en détails plus loin. La courbe B représente le comportement de l’élément intermédiaire 4 selon la direction latérale. Lorsque la première pièce de liaison 2 est en mouvement selon la direction latérale, l’élément intermédiaire 4 est en partie soumis à une déformation de cisaillement, en raison des découpes traversantes 41. La raideur est basse sur une première partie B1 de la courbe. Cela permet de filtrer les vibrations et de limiter le transfert de charges pour de faibles déplacements. La raideur de l’élément intermédiaire 4 est basse jusqu’à ce que les arcs de cercles 410 délimitant les découpes traversantes 41 soient en contact l’un avec l’autre. La raideur augmente alors significativement, l’élément intermédiaire 4 étant désormais également soumis à la compression. Cette étape est visible au niveau de la deuxième partie B2 de la courbe. L’élément intermédiaire 4 ainsi configuré présente une raideur faible en cas de faibles déplacements de sorte à limiter le transfert de charges. L’élément intermédiaire 4 présente par ailleurs une raideur élevée en cas de charges élevées de sorte à limiter les déplacements de l’équipement aéronautique. La courbe C représente le comportement de l’élément intermédiaire 4 selon la direction longitudinale. Lorsque la première pièce de liaison 2 est en mouvement selon la direction longitudinale, l’élément intermédiaire 4 est principalement soumis à une déformation en cisaillement. La raideur est faible sur une première partie C1. Ainsi, lorsque les déplacements sont faibles, la raideur est faible. Cela réduit considérablement le transfert de charge et la fatigue à l’interface du dispositif de liaison lors de faibles déplacements dus par exemple à la pressurisation du fuselage. Lorsque le déplacement augmente de telle sorte que l’élément de butée de la première pièce de liaison 3 entre en contact avec le bourrelet 42 de l’élément intermédiaire 4, la raideur augmente rapidement de sorte à limiter les déplacements de l’équipement aéronautique. Cela est visible sur une deuxième partie C2 de la courbe. Le bourrelet 42 tel que positionné entre l’élément de butée 23 de la première pièce de liaison 2 et la collerette 32 de la deuxième pièce de liaison 3, joue ainsi un rôle de limiteur de déplacements. Le comportement dans la direction longitudinale est assuré dans les deux sens par la disposition en miroir des deux dispositifs de liaison 1, c’est-à-dire opposés l’un à l’autre et de manière à ce que leurs axes de rotation soient colinéaires, comme représenté à titre d’exemple à la La raideur axiale de l’élément de liaison anti-pivotement 7 (non représentée), c’est-à-dire le long de la biellette rigide 71, peut être linéaire ou non linéaire, et présenter les mêmes caractéristiques que la raideur selon la direction longitudinale de l’élément intermédiaire 4. Par ailleurs, afin de répondre à certaines exigences aéronautiques, il est nécessaire de démontrer que les niveaux de vibrations élevés provenant de l’élément structurel peuvent être supportés sans dommage par l’équipement aéronautique pendant une certaine durée. Par exemple, la norme dite “ Windmilling ” ou “ Sustained Engine Imbalance ” ou "fan blade out" décrit un déséquilibre dans le réacteur en marche lorsque celui-ci perd une pale. Dans de pareilles circonstances, l’équipement aéronautique doit pouvoir supporter les vibrations générées pendant une durée pouvant aller jusqu’à plusieurs heures. L’équipement aéronautique peut être assimilé dans ce cas à une masse suspendue sur l’élément structurel à travers un ensemble ressort et amortisseur. L’élément structurel constitue ainsi une structure excitatrice. Lorsque la fréquence de la force d'excitation s'approche de la fréquence propre de la suspension de l’équipement, le facteur d'amplification augmente rapidement pour devenir très élevé lorsque la fréquence coïncide avec la fréquence propre. Le facteur d'amplification est typiquement supérieur à 20 pour des dispositifs de liaison métalliques de l’art antérieur. L’équipement aéronautique 5 entre alors en résonance. Une solution communément utilisée dans l’art antérieur consiste alors à faire en sorte que la fréquence du premier mode propre de l’équipement aéronautique soit située suffisamment au-dessus de la fréquence d’excitation provenant de l’élément structurel 6, de sorte à éviter le phénomène de résonance. Or lorsque la fréquence d’excitation est élevée, il arrive fréquemment que l’élément structurel 6 et l’équipement aéronautique soient trop souples pour obtenir une fréquence du premier mode propre suffisamment élevée. Il faut alors renforcer significativement l’élément structurel pour le rigidifier, ce qui peut induire une augmentation significative de la masse et du coût. Grâce à la présente invention, les valeurs de facteurs d’amplification peuvent être plus basses dans la gamme de fréquences correspondant à l’excitation « windmilling » , tout en étant nettement plus basses pour les fréquences situées au-delà. En particulier, à la fréquence de résonnance, le facteur d’amplification maximal est nettement plus faible que dans l’état de l’art, en pouvant être inférieur à 4. Cela est permis par l’élément intermédiaire capable de dissiper l’énergie. En effet, le taux d’amortissement (qui peut être supérieur à 0,2 pour un élastomère) atteignable par l’élément intermédiaire permet d’obtenir un faible facteur d’amplification à la résonnance. Il est ainsi possible de rester dans un niveau d’effort transmis de l’élément structurel vers l’équipement aéronautique acceptable. Bien entendu, la présente invention n’est pas limitée aux modes de réalisation décrits et illustrés. La première pièce de liaison et la deuxième pièce de liaison peuvent être des plaques. L’élément intermédiaire 4 peut également être réalisé d’au moins un coussin métallique. Un coussin métallique est constitué de fils inoxydables écrouis, tricotés et comprimés à la presse pour obtenir une forme géométrique donnée. Les coussins métalliques présentent les mêmes propriétés que l’élastomère quant à la capacité de subir de grandes déformations, de transférer de grands efforts et d’apporter de l’amortissement. D’autres formes et dimensionnements du dispositif de liaison permettent également d’assurer un ratio de raideur très élevé entre la direction verticale, et les directions longitudinale et latérale. La présente invention propose un dispositif de liaison permettant de lier de façon solide deux structures tout en évitant un hyperstatisme de l’ensemble. Le dispositif de liaison permet également d’obtenir un niveau de filtration des vibrations très efficace, sans qu’il soit nécessaire de procéder à de lourds et coûteux renforcements dans les structures de l’aéronef. Partie d’aéronef comportant une première structure (5), une deuxième structure (6), et un dispositif de liaison (1) reliant la première structure (5) à la deuxième structure (6), caractérisée en que ledit dispositif de liaison (1) comporte : - une première pièce de liaison (2) reliée à la première structure (5) ; - une deuxième pièce de liaison (3) reliée à la deuxième structure (6) ; et - un élément intermédiaire (4) disposé entre la première pièce de liaison (2) et la deuxième pièce de liaison (3) et solidarisé de part et d’autre à chacune des première et deuxième pièces de liaison (2, 3), l’élément intermédiaire (4) ayant une raideur statique selon chacune de trois directions orthogonales entre elles et telle que la raideur statique selon une première direction parmi lesdites trois directions est une à vingt fois supérieure à la raideur statique selon chacune des deux autres directions. Partie d’aéronef selon la revendication 1, dans laquelle la raideur statique de l’élément intermédiaire (4) selon ladite première direction est comprise entre 200 N/mm et 5000 N/mm. Partie d’aéronef selon l’une des revendications 1 ou 2, dans laquelle l’élément intermédiaire (4) est un bloc comprenant au moins une découpe traversante (41) s’étendant longitudinalement entre la première pièce de liaison (2) et la deuxième pièce de liaison (3). Partie d’aéronef selon l’une des revendications 1 à 3, dans laquelle la première pièce de liaison (2) comporte en outre un élément de butée (23) en translation de la première pièce de liaison (2) par rapport à la deuxième pièce de liaison (3). Partie d’aéronef selon la revendication 4, dans laquelle l’élément intermédiaire (4) comporte un bourrelet (42) s’étendant entre l’élément de butée (23) de la première pièce de liaison (23) et une extrémité de la deuxième pièce de liaison (3). Partie d’aéronef selon l’une des revendications 1 à 5, dans laquelle la première pièce de liaison (2) comporte un cylindre (21), l’élément intermédiaire (4) étant solidarisé audit cylindre (21), la deuxième pièce de liaison (3) comportant un tube (31) entourant au moins partiellement l’élément intermédiaire (4) et le cylindre (21) de la première pièce de liaison (2). Partie d’aéronef selon l’une des revendications 1 à 6, dans laquelle l’élément intermédiaire (4) est en élastomère. Partie d’aéronef selon l’une des revendications 1 à 7, dans laquelle l’élément intermédiaire (4) comporte en outre au moins un insert (43) configuré pour augmenter un rapport entre la raideur en compression et la raideur en cisaillement de l’élément intermédiaire (4). Partie d’aéronef selon l’une des revendications 1 à 8, dans laquelle le dispositif de liaison (1) forme un premier dispositif de liaison, ladite partie d’aéronef comportant en outre un deuxième dispositif de liaison disposé en miroir par rapport audit premier dispositif de liaison. Partie d’aéronef selon l’une des revendications 1 à 9, comportant en outre un élément de liaison anti-pivotement (7) relié d’une part à la première structure (5) et d’autre part à la deuxième structure (6), l’élément de liaison anti-pivotement (7) étant configuré pour bloquer une rotation de la première structure (5) par rapport à la deuxième structure (6). Partie d’aéronef selon la revendication 10, dans laquelle ledit élément de liaison anti-pivotement (7) a une raideur statique selon chacune de trois directions orthogonales entre elles, la raideur statique selon la direction de la force induite localement par la rotation de la première structure (5) par rapport à la deuxième structure (6) étant supérieure à la raideur statique selon chacune des deux autres directions. Partie d’aéronef selon l’une des revendications 10 ou 11, dans laquelle ledit élément de liaison anti-pivotement (7) comporte une biellette rigide (71) et deux attaches flexibles (72) de part et d’autre de ladite biellette rigide (71), lesdites attaches flexibles (72) reliant la biellette rigide (71) à la première structure (5) et à la deuxième structure (6). Aéronef comportant une partie d’aéronef selon l’une des revendications 1 à 12.