FR 2928343 A1 20090911 FR 0851526 A 20080310 1 La présente invention se rapporte à la conception d'aéronefs ayant un fuselage de type composite et plus particulièrement à celle de panneaux de fuselage d'aéronef porteurs de hublots de cabine. L'invention a également trait à un procédé de fabrication de tels panneaux et à un aéronef comprenant des panneaux de hublot. Les panneaux de hublot forment partie du fuselage d'un aéronef et présentent une ou plusieurs ouvertures au niveau desquelles sont placés des hublots transparents de sorte à permettre aux passagers de voir vers l'extérieur. Ces ouvertures constituent toutefois des points de fragilisation du fuselage. Ainsi, les panneaux de fuselage porteurs de hublots sont généralement dotés d'éléments de renfort afin de passer les efforts subis par le fuselage, tel que montré dans les documents EP1755944, EP1748879, EP1748925, EP1748926, EP1647481 et WO2007016981. La figure 1 présente un exemple de panneau renforcé de hublot 20 largement répandu dans les aéronefs à fuselage composite. Le panneau de fuselage porteur de hublot 1 est réalisé en alliage métallique ou en matériau composite à l'intérieur duquel on rapporte par fixations mécaniques respectivement des renforts 2 en aluminium matricé ou bien des renforts en carbone moulé ou forgé. Les hublots de cabine 3 destinés 25 à la vision des passagers vers l'extérieur sont ensuite pincés contre ces renforts 2 au moyen d'une bride 4 écrasant un joint d'étanchéité 5 du hublot et sont maintenus au moyen d'un certain nombre de fixations mécaniques démontables réparties sur la périphérie du hublot. Les fixations mécaniques des renforts sur le panneau sont 30 identifiables sur la figure 1 par les petites croix 6. Ces fixations nécessitent de nombreux perçages et opérations visant à leur fixation. 2 Il est ainsi courant d'avoir recours à plus de cent fixations par hublots, avec parfois plus d'une centaine de hublots cabine par aéronef. Un premier inconvénient de la pose des renforts rapportés réside donc dans le temps nécessaire à la pose de ces renforts et donc, indirectement, dans le coût de réalisation de cette partie du fuselage. En outre, du fait des perçages, les panneaux, par exemple en matériaux composites, présentent des caractéristiques mécaniques réduites par la présence de trous. C'est notamment le cas lorsque ces matériaux sont soumis à des efforts de compression et de cisaillement, d'autant que les hublots sont en général situés sur les panneaux latéraux des fuselages, là où les flux d'efforts de cisaillement sont les plus importants. Il est tenu compte, en pratique, de cette diminution de résistance mécanique par l'utilisation de panneaux d'épaisseur plus importante qu'il aurait été nécessaire en l'absence de ces perçages. Il en résulte un ajout de masse sur le panneau de base et donc des panneaux plus lourds. Enfin, ces opérations de perçage augmentent également les risques de dommages accidentels au panneau, notamment dans le cas d'un matériau composite. Statistiquement, cela correspond à un surcoût unitaire des panneaux afin de tenir compte de ces éventuels dommages. L'invention vise donc à pallier ces inconvénients pour concevoir des panneaux de hublots pour fuselage composite. Pour ce faire, l'invention propose d'épaissir le panneau porteur dans sa structure même afin d'intégrer des renforcements nécessaires sur la bordure des ouvertures de hublots. Dans ce dessein, l'invention a notamment pour objet un panneau de fuselage porteur de hublot comprenant une structure composite monobloc, ladite structure comprenant une partie principale et au moins une ouverture pour recevoir un hublot, ladite structure ayant, sur une zone entourant ladite ouverture, une épaisseur sensiblement constante et supérieure à l'épaisseur de la partie principale de ladite structure. On entend ici par "structure composite monobloc" un assemblage en un seul bloc de plusieurs matières dont les qualités respectives se complètent 3 pour former un matériau aux performances globales améliorées. En particulier, une telle structure peut résider dans la superposition de plis collés faits de matériau différents, notamment dont l'un est autre que métallique. On observe que la notion de monobloc exclut la présence d'éléments de fixation entre diverses pièces au profit d'une pièce unique obtenue par usinage d'un bloc (pièces métalliques), ou bien par empilage de couches de matériau composite (fibre/résine). La zone renforcée (celle de plus grande épaisseur) de ce panneau fait le tour de l'ouverture du hublot et présente une surface suffisante pour recevoir en appui ledit hublot. Selon les procédés de fabrication, cette zone peut être adjacente à la bordure de l'ouverture et donc constituer un pourtour de l'ouverture. Néanmoins, il peut être envisagé que cette zone commence en retrait de ladite bordure. Ainsi, selon l'invention, la zone renforcée pour supporter le hublot est entièrement intégrée à la structure composite elle-même, évitant de la sorte la centaine de fixations requise dans l'art antérieur. Une structure composite peut être en composite à matrice organique et renforts fibreux sous forme de fibres continues. A titre d'exemple, ce peut être sous forme de fibres continues de carbone dans une matrice (ou résine armée de fibres de carbone dite PRFC ou selon la terminologie anglo-saxonne "Carbon Fiber Reinforced Plastic" CFRP), cette matrice étant thermodurcissable de type époxyde ou thermoplastique de type PEEK (polyéther éthercétone) PEKK (polyéther cétone cétone) ou PPS (poly sulfure de phénylène), le taux de fibres en applications aéronautiques étant supérieur ou égale à 50%. Par la suite lorsque l'on parle de matériau composite on fait référence à ce type de matériau. A titre d'exemple, la zone d'épaisseur supérieure peut représenter une superficie égale à au moins 120% de l'ouverture d'hublot prévue, dans le cas où l'épaisseur ajoutée est sensiblement égale à celle de la partie retirée. On compense ainsi une partie des contraintes liées à l'ouverture. De façon classique, les panneaux de hublots sont munis de lisses longitudinales au-dessus et en dessous des hublots de sorte à rigidifier ceux-ci. Afin de compenser la manque de matière (ou section) dans l'axe verticale de 4 l'ouverture prévue pour le hublot, on prévoit que le panneau comprend des lisses horizontales disposées de part et d'autre de l'ouverture, la section des deux lisses respectivement immédiatement au-dessus et immédiatement en dessous de l'ouverture est plus grande que celle des autres lisses, notamment elle présente un moment d'inertie supérieur aux autres lisses vis-à-vis des sollicitations de flexion/torsion. En particulier, lesdites deux lisses sont intégrées à ladite structure monobloc, ladite zone entourant située entre les deux lisses ainsi que ces deux lisses étant épaissies par intégration de plis dans la structure composite. Cette intégration par plis fournit ainsi, en une seule manipulation, le renfort local autour de l'ouverture et le renforcement des lisses immédiatement au-dessus et en dessous de l'ouverture. En alternative, lesdites lisses peuvent être rapportées par fixation mécanique sur ledit panneau, au moyen par exemple de perçages de trous de fixation dans le panneau. Dans un mode de réalisation, ledit panneau comprend au moins un hublot comportant une pluralité de plis, ledit hublot étant maintenu appuyé contre ladite structure au niveau de la zone entourant. En particulier, ledit panneau comprend une pluralité de brides, en pratique au moins six, assurant ledit maintien. En particulier, lesdites brides sont fixées auxdites deux lisses renforcées. En combinaison ou en alternative, des brides de fixation du hublot sont prévues sur un revêtement externe du fuselage, c'est-à-dire notamment la structure à l'exception des lisses, et réparties autour dudit hublot. A titre d'exemple, ces brides peuvent être fixées sur des colonnettes en "T inversé" fixées sur le revêtement externe du fuselage. Dans un mode de réalisation particulier, ledit hublot comprend, sur son pourtour, un joint d'étanchéité agencé pour être mis en appui sur ladite zone entourant, l'interposition entre le hublot et ladite structure, au niveau dudit joint, étant réalisée au moyen d'une pièce d'encadrement en tôle fine, obtenue par exemple par formage superplastique d'une telle tôle constituée d'un alliage de titane présentant la propriété de superplasticité par exemple le T40 (titane commercialement pur) ou le TA6V un alliage de titane contenant 6% d'aluminium et du vanadium (typiquement 4%). Cet encadrement confère à la fois une minimisation du travail de dépliage de celui-ci et une diminution des contraintes de cisaillement appliquées au joint par l'angle de la structure au niveau de l'ouverture obtenue par exemple par détourage. 5 En alternative, on prévoit que le hublot comprend un joint élastomère armé en fibre et écrasé directement contre ladite structure. On s'affranchit ainsi de l'utilisation de l'encadrement en tôle fine, puisqu'un tel joint à des propriétés de résistance à des contraintes de cisaillement hautement meilleures qu'un joint classique. Dans un mode de réalisation, ledit hublot est un empilement de plis, ledit pli externe étant en assiette emboutie, de sorte à s'intégrer au mieux à l'ouverture pratiquée dans la structure du panneau. Dans un mode de réalisation, ledit panneau comprend une pluralité d'ouvertures et de hublots fixés auxdites ouvertures. Grâce aux techniques d'intégration par plis, on peut obtenir aisément des panneaux de grande dimension intégrant l'ensemble des hublots de cabine d'un aéronef. Le montage de ce dernier est alors simplifié. L'invention a également trait à un procédé de fabrication d'un panneau de fuselage porteur de hublot, le procédé comprenant l'élaboration d'une structure composite monobloc munie d'au moins une ouverture pour recevoir un hublot, l'élaboration étant réalisée par intégration d'au moins un pli de telle sorte que une zone entourant ladite ouverture présente une épaisseur sensiblement constante et supérieure à une partie principale de ladite structure. La réalisation d'une surépaisseur dans un panneau composite est particulièrement aisée, notamment par l'utilisation de plis, avec les procédés et outils déjà utilisés pour fabriquer des panneaux plus simples. En particulier, une pluralité de plis est ajoutée dans les directions des efforts principaux subis par ledit fuselage, c'est-à-dire des efforts de traction orbitale et longitudinale (dus à la pressurisation de la cabine), des efforts de flexion verticale et latérale se traduisant par des tractions d'un côté et des compressions du côté opposé (dus aux efforts inertiels engendrés par les 6 manoeuvres ou les turbulences) et/ou des efforts de torsion (surtout pour le fuselage arrière, dus aux efforts aérodynamiques sur les empennages). Dans un mode de réalisation, lesdits plis forment une pluralité de lisses horizontales prévues au-dessus et en dessous de ladite ouverture, la section des deux lisses immédiatement au-dessus et en dessous de ladite ouverture présentant un moment d'inertie supérieur aux autres lisses. En particulier, on prévoit qu'un même pli ou ensemble de plis forment une surépaisseur dans ladite zone entourant et dans lesdites deux lisses. En alternative ou en combinaison, on peut prévoir de rapporter par fixation mécanique des lisses horizontales. De façon optionnelle, le procédé peut comprendre des étapes se rapportant aux caractéristiques de panneau présentées ci-dessus. En particulier, on peut prévoir une étape de fixation, au niveau de l'ouverture, d'un hublot munie d'un joint, la fixation étant réalisée sur la zone de pourtour par l'intermédiaire d'une pièce en tôle fine. Une alternative envisagée consiste à utiliser un joint élastomère armé en fibres de sorte à s'affranchir de la pièce en tôle fine et à appuyer directement le joint renforcé sur la zone de pourtour. En outre, la fixation dudit hublot peut être réalisée par l'intermédiaire d'une pluralité de brides fixées sur lesdites deux lisses renforcées. L'invention concerne également un aéronef comprenant un fuselage composite, ledit fuselage comprenant au moins un panneau porteur de hublot comprenant une structure monobloc, ladite structure comprenant une partie principale et au moins une ouverture pour recevoir un hublot, ladite structure ayant, sur une zone entourant ladite ouverture, une épaisseur sensiblement constante et supérieure à l'épaisseur de la partie principale. On obtient ainsi un aéronef en fuselage composite dans lequel le nombre de perçages prévus au niveau des ouvertures de hublots est fortement diminué. Dans un mode de réalisation, ledit panneau porteur de hublot est du type composite évoqué précédemment. 7 Dans un autre mode de réalisation, ladite structure de panneau est en matériau métallique. Dans ce cas, on prévoit que ledit panneau de hublot appartient à un ceinturage métallique dudit fuselage. Cette solution permet d'améliorer la protection des aéronefs contre les perturbations électromagnétiques, comparé à la simple présence de grillages de bronze sur l'extérieur de ces aéronefs grillage de bronze permettant de canaliser par exemple la foudre. On observe également dans ce cas que le panneau joue un double rôle: celui de support de hublot et celui de protection électromagnétique. En particulier, ledit ceinturage peut comprendre des encadrements de glaces de cockpit, les encadrements de portes avant et arrière de cabine métalliques (cadres avant et arrière, linteau supérieur et seuil inférieur, avec en alternative un doubleur interne métallique servant également à protéger le chant des panneaux en carbone du fuselage autour de chaque porte), un panneau métallique reliant lesdits encadrements de glaces et de portes, une pluralité de panneaux hublots, un bandeau arrière métallique relié auxdits panneaux hublots et s'étendant jusqu'à un cône de queue métallique de l'aéronef (traditionnellement le compartiment de l'Auxiliary Poxer Unit). Dans cette version métallique, ledit panneau peut également présenter des lisses horizontales soit intégrées, soit rapportées par fixation mécaniques, dont les deux lisses immédiatement au-dessus et en dessous de l'ouverture sont renforcées (section et moment d'inertie correspondant) par rapport aux autres lisses prévues. De façon optionnelle, l'aéronef peut comprendre des moyens se rapportant aux caractéristiques de panneau et de procédé présentées ci- dessus. D'autres particularités et avantages de l'invention apparaîtront encore dans la description ci-après, illustrée par les dessins ci-joints, dans lesquels : - la figure 1 représente une intégration de hublot dans un fuselage composite de l'art antérieur; 8 - la figure 2 est une représentation schématique d'un fuselage composite d'aéronef; - la figure 3 représente schématiquement un exemple de section verticale courante d'un panneau latéral de fuselage porteur de hublot selon un premier mode de réalisation de l'invention; - la figure 3bis illustre de face le panneau de la figure 3; - la figure 4 illustre l'intégration du panneau de la figure 3 dans le fuselage d'un aéronef; et - la figure 5 illustre un deuxième mode de réalisation de l'invention. En référence à la figure 2, un aéronef 100 présente un fuselage central 102 de type composite avec une partie supérieure 104 en CFRP et des parties inférieures 106 également en CFRP. Fixée à ces deux parties par des moyens ad hoc 114, par exemple au moyen de bandes de jonctions internes rivetées, ou bien par recouvrement de panneaux rivetés, se situe un panneau de hublots 206 permettant la vision extérieure pour les passagers embarqués. Sur la figure 2, on a représenté un unique panneau 110. Il est cependant envisagé en variante d'avoir un fuselage comprenant une série de plusieurs panneaux fixés les uns aux autres et supportant chacun un ou plusieurs hublots. L'ensemble de ces parties et panneaux de fuselage constituent la peau de l'aéronef et est maintenu autour d'une ossature de l'aéronef formée notamment par des cadres 112 du fuselage généralement en matériau métallique, par exemple en aluminium usiné dans des profilés cintrés afin de minimiser l'achat de plaques d'aluminium et les grandes chutes associées. En variante, les cadres peuvent être dans un autre matériau métallique ou bien en matériau composite, par exemple en CFRP. On décrit maintenant un premier mode de réalisation de l'invention en référence aux figure 3 et 3bis, dans lesquelles on a représenté un panneau de hublot 110 en matériau composite. Le panneau 110 est courbe, sensiblement vertical et positionné dans le sens longitudinal de l'aéronef 100. 9 Le panneau de hublot 110 comprend une structure 200 d'épaisseur relativement fine (5 à 10 mm, suivant la taille de l'aéronef et son niveau de pressurisation cabine) et constante, et des lisses 202 ou raidisseurs internes horizontaux dans le sens longitudinal. Comme illustré par le détail "a" de la figure 3, ces lisses 202 forment partie intégrante du panneau 110 du côté interne du fuselage. La structure 200 et les lisses 202 sont réalisées dans un matériau composite selon une épaisseur sensiblement constante, et de préférence dans un matériau composite thermoplastique obtenu à l'aide de résine PEEK, PEKK ou PPS et de plis de fibres de carbone. Des techniques classiques de fusion-compactage permettent d'obtenir de tels panneaux. Ces techniques de fabrication notamment par intégration de plis permettent d'obtenir aisément des panneaux de grande dimension, par exemple pour réaliser en une unique pièce un panneau comprenant l'ensemble des hublots d'un côté de la cabine. Sensiblement à mi-hauteur du panneau est prévu l'emplacement 204 des hublots 206 entre deux lisses immédiatement (c'est-à-dire les plus proches) inférieure (lisse 208) et supérieure (lisse 210). Lors du processus de fabrication du panneau 110, on intègre, par drapage, un ou plusieurs plis 212 supplémentaires dans toute la largeur de la zone des hublots 213 et dans les zones adjacentes 214, 216 comprenant au-dessus et au-dessous des hublots jusqu'aux premières lisses 208 et 210. Cette intégration de plis ajoutés est réalisée dans les directions les mieux appropriées à la reprise des efforts dominants au niveau de l'ouverture prévue des hublots, typiquement les efforts de cisaillement Z dus à l'effort tranchant vertical, les efforts de traction orbitale Z et de traction longitudinale X dus à la pressurisation cabine, X étant selon l'axe longitudinal de l'aéronef et Z suivant la verticale. Ces plis sont prolongés sur les deux lisses 208 et 210. Il en résulte que ces lisses 208 et 210, fabriquées en même temps que le reste du panneau 110, présentent des propriétés mécaniques plus fortes que les lisses "classiques" 202 de la zone du fuselage dans laquelle sont placés les hublots, notamment par la présence d'une plus forte section et d'une plus grande inertie. 10 Le panneau 110 présente une épaisseur constante tout le long du panneau entre les deux lisses 208 et 210. L'épaisseur supplémentaire apportée par les plis spécialement déposés dans cette zone permet de s'affranchir de renfort de hublot et des fixations associées. L'épaisseur supplémentaire peut être de l'ordre de grandeur de celle de la structure 200, soit de 5 à 10 mm. Une ouverture 204 est pratiquée dans ce panneau composite 110, par exemple par détourage. Cette ouverture 204 est prévue aux dimensions du hublot à poser. On obtient ainsi un ensemble monobloc solide, ne comportant qu'un minimum de trous pour la reprise des brides de hublots, mais évitant la multitude de trous requis pour fixer les renforts d'ouvertures hublot de l'art antérieur. On fixe ensuite un hublot 206 de forme circulaire ou ovale au niveau de l'ouverture 204. On peut notamment utiliser une structure classique de hublot 206 présentant un double vitrage de poly(méthacrylate de méthyle) avec interposition d'une lame d'air. On distingue le pli interne 218 du pli externe 220. Ce dernier 220 est embouti en forme d'assiette (voir le détail "B" de la figure 3) afin de s'intégrer au mieux au contour de l'ouverture 204 pratiquée, au contraire d'un pli présentant une bordure usinée en pente. Le pli interne 218 est d'épaisseur constante. Le hublot 206 est maintenu pressé contre le panneau 110 au niveau de la zone renforcée 214, 216, par l'utilisation de plusieurs brides 222, par exemple au moins six. De préférence, tout ou partie de ces brides 222 sont fixées aux lisses renforcées 208 et 210 par l'intermédiaire de fixations spéciales. Sur le détail "B" de la figure 3, une tige filetée est fixée à la lisse 210 par une fixation de type boulon-écrou. La tige filetée traverse la bride 222, et cette dernière est fixée à la tige par un écrou. Dans cette configuration, on prévoit un minimum de deux fixations 222 sur la lisse supérieure 210 et de deux fixations sur la lisse inférieure 208. 11 En alternative ou en combinaison pour des fixations supplémentaires, une bride 222 peut être fixée sur des colonnettes en � T inversé �, elles-mêmes fixées sur le revêtement externe (200) du fuselage et réparties tout autour du hublot 206. Les brides 222 pressent, contre la zone renforcée (213, 214, 216), un joint 224 entourant le hublot 206 et emprisonnant les extrémités des plis interne 218 et externe 220. On peut utiliser un joint 224 en élastomère armé en fibres, par exemple du silicone renforcé de tissus de térylène. Un tel joint résistant peut être appliqué directement sur le panneau 110 au niveau de la zone d'appui renforcée 214, 216. On peut également utiliser des joints 224 moins résistants tels que du silicone pur. Dans ce cas, en vue de minimiser le cisaillement du joint (en effet, dans l'art antérieur le joint s'appuie favorablement sur une section très évolutive du renfort et les panneaux latéraux de hublots sont situés aux emplacements de l'aéronef qui sont soumis au plus d'efforts de cisaillement), on prévoit un encadrement 226 du hublot 206 en tôle fine, par exemple en matériau SPF Titane ("Super-Plastic forming" selon la terminologie anglo-saxonne) tel que le T40 ou le TA6V. Le hublot 206 recouvre alors partiellement le panneau composite de la zone 214 ou 216 en projection pour minimiser le travail en dépliage de cet encadrement 226 de hublot, simplement collé au joint d'étanchéité 224 à l'intérieur du panneau. La figure 4 montre la structure d'un cadre 112 en aluminium extrudé du fuselage présentant des ouvertures 228 afin de laisser passer les lisses 202, 208 et 210 intégrées aux panneaux 104, 106, 110 formant la peau du fuselage. Une pluralité de tels cadres est prévue tout le long du fuselage de l'aéronef. Ces cadres 112 sont fixés aux panneaux 104, 106 et 110 par des rivets. En particulier, ces cadres 112 passent, au niveau des panneaux de hublots 110, dans une zone séparant deux hublots 206 consécutifs. On peut 12 ainsi fixer le cadre 112 à la zone renforcée 213, rigidifiant du même coup l'ensemble du fuselage de l'aéronef. En référence à la figure 5, on décrit maintenant un deuxième mode de réalisation de l'invention dans lequel l'aéronef 100 présente un panneau 110 porteur de hublots 306 réalisé en matériau métallique, par exemple en Titane. Ce panneau 110 présente les mêmes propriétés que celui présenté ci-dessus en référence aux figures 2 à 4, notamment en ce qu'il présente une épaisseur E accrue (zone 314) entre les deux lisses 308 et 310 immédiatement situées au-dessus et au-dessous de l'ouverture 304 prévue. Ces deux lisses 308 et 310 sont elles-mêmes renforcées en ce qu'elles présentent une plus forte section et inertie que les lisses 302 "courantes" de la zone du fuselage dans laquelle sont placés les hublots 306. A titre d'exemple, on peut utiliser une tôle d'épaisseur e de l'ordre de quelques millimètres (5 à 10 mm) présentant autour de l'ouverture 304 une épaisseur E de l'ordre de 15 mm. On peut réaliser ce panneau 110 à partir d'un profilé extrudé s'étendant sur toute la largeur de la zone des hublots 306 et dans les zones adjacentes 314, 316, lesquelles comprennent, au-dessus et au- dessous des hublots 306, au moins une lisse (ou raidisseur) 308, 310 également intégrée dans le profilé. Ledit profilé 110 peut être localement repris par usinage pour une optimisation des masses si nécessaire. On obtient ainsi un ensemble monobloc solide, ne comportant qu'un minimum de trous pour la reprise des brides de hublots, mais évitant la multitude de trous requis pour fixer les renforts d'ouvertures hublot de l'art antérieur. L'intégration des lisses 308, 310 et éventuellement 302 peut être réalisée en rapportant, par co-bonding, sur une tôle fine de quelques millimètres (avec une zone centrale 313 plus épaisse) des lisses cuites en matériau composite. On opère alors par collage par interposition d'un film de colle entre le panneau et un raidisseur pré-cuit, avant passage en autoclave de polymérisation. En alternative, ce panneau 110 peut être réalisé à partir d'une plaque de métal laminée, reprise par usinage mécanique et formage. Cette plaque s'étend sur toute la largeur de la zone des hublots et dans les zones 314 et 13 316. En variante afin de réduire la quantité de métal achetée, les lisses 308 et 310 peuvent être rapportées par fixations mécaniques, comme ils le sont traditionnellement sur un fuselage métallique. Dans un autre mode de réalisation, on prévoit de réaliser ce panneau 110 à partir d'une plaque forgée, reprise par usinage mécanique, ladite plaque s'étendant sur toute la largeur de la zone des hublots et dans les zones 314 et 316. Le panneau 110 de hublot ainsi obtenu comprend un "fond de maille" (c'est-à-dire l'épaisseur la plus fine du panneau lorsque celui-ci est par exemple usiné d'alvéoles pour l'alléger comme évoqué dans les demandes EP 1 569 058 et EP 1 564 135) d'épaisseur E constante, ou pouvant être localement optimisée par usinage, autour des hublots 306 et jusqu'aux lisses 308, 310 les plus proches situées respectivement au-dessus et au-dessous. Le montage des hublots 306 peut s'effectuer selon les mêmes principes que pour la version composite illustrée par les figures 2 à 4. Toujours en référence à la figure 5, le panneau 110 peut s'intégrer dans un ensemble de mise à la masse des équipements embarqués. Cet ensemble constitue un ceinturage électrique de l'aéronef mettant en oeuvre un effet Faraday pour lutter contre des perturbations électromagnétiques. Ainsi, dans cette réalisation, les panneaux 110 réalisent un double rôle: d'une part, ils supportent des hublots, et d'autre part, ils contribuent à une protection électromagnétique. Ce ceinturage comprend au moins les encadrements 320 de glaces de cockpit, des panneaux métalliques 322, 324 reliant divers encadrements du ceinturage, les encadrements 326, 328 de portes avant et arrière de cabine métalliques (cadres avant et arrière, linteau supérieur et seuil inférieur, avec en alternative un doubleur interne métallique servant également à protéger le chant des panneaux en carbone du fuselage autour de chaque porte), l'ensemble des panneaux 110 hublots (généralement des deux côtés latéraux de l'aéronef), un bandeau 330 arrière métallique s'étendant jusqu'au cône de queue métallique (traditionnellement le compartiment du groupe auxiliaire de 14 bord ou "Auxiliary Power Unit"). Dans le cas d'un aéronef à moteurs arrière, ce dernier bandeau 330 arrière est placé sur la zone d'attache des mâts moteurs. Les exemples qui précèdent ne sont que des modes de réalisation de l'invention qui ne s'y limite pas.5 REVENDICATIONS 1. Panneau (110) de fuselage porteur de hublot (206) comprenant une structure composite monobloc (200, 212), ladite structure comprenant une partie principale (200) et au moins une ouverture (204) pour recevoir un hublot (206), ladite structure ayant, sur une zone (213, 214, 216) entourant ladite ouverture (204), une épaisseur sensiblement constante et supérieure à l'épaisseur de la partie principale (200) de ladite structure. 2. Panneau (110) selon la revendication 1, comprenant des lisses (202) horizontales disposées de part et d'autre de l'ouverture (204), les deux lisses (208, 210) respectivement immédiatement au-dessus et immédiatement en dessous de l'ouverture étant à section supérieure aux autres lisses (202). 3. Panneau (110) selon la revendication précédente, dans lequel lesdites deux lisses (208, 210) sont intégrées à ladite structure monobloc, ladite zone entourant (213, 214, 216) située entre les deux lisses ainsi que ces deux lisses étant épaissies par intégration de plis dans la structure composite. 4. Panneau (110) selon l'une des revendications précédentes, comprenant au moins un hublot (206) comportant une pluralité de plis (218, 220), ledit hublot étant maintenu appuyé contre ladite structure (200, 212) au niveau de la zone entourant (213, 214, 216) à l'aide d'une pluralité de brides (220), lesdites brides étant fixées auxdites deux lisses renforcées (208, 210). 5. Panneau (110) selon l'une des revendications précédentes, comprenant au moins un ledit hublot (206) ayant, sur son pourtour, un joint d'étanchéité (224) agencé pour être mis en appui sur ladite zone entourant, l'interposition entre le hublot et ladite structure, au niveau dudit joint, étant réalisée au moyen d'une pièce (226) d'encadrement en tôle fine. 6. Panneau (110) selon l'une des revendications 1 à 4, dans lequel ledit hublot (206) comprend un joint élastomère (224) armé en fibre et écrasé directement contre ladite structure (200, 212). 7. Procédé de fabrication d'un panneau (110) de fuselage porteur de hublot (206), le procédé comprenant l'élaboration d'une structure composite 16 monobloc (200, 212) munie d'au moins une ouverture (204) pour recevoir un hublot (206), l'élaboration étant réalisée par intégration d'au moins un pli (212) de telle sorte que une zone (213, 214, 216) entourant ladite ouverture (204) présente une épaisseur sensiblement constante et supérieure à une partie principale (200) de ladite structure. 8. Aéronef (100) comprenant un fuselage composite (104, 106, 110), ledit fuselage comprenant au moins un panneau (110) porteur de hublot (206, 306) comprenant une structure monobloc, ladite structure comprenant une partie principale et au moins une ouverture (204, 304) pour recevoir un hublot (206, 306), ladite structure ayant, sur une zone (213, 214, 216, 313, 314, 316) entourant ladite ouverture, une épaisseur (E) sensiblement constante et supérieure à l'épaisseur (e) de la partie principale. 9. Aéronef (100) selon la revendication 8, dans lequel ledit panneau (110) est selon l'une quelconque des revendications 1 à 7. 10. Aéronef (100) selon la revendication 8, dans lequel ledit panneau (110) est un panneau en matériau métallique appartenant à un ceinturage métallique dudit fuselage.