FR 3157255 A1 20250627 FR 2315219 A 20231222 Un procédé de fabrication d’un cadre aéronautique comprenant des étapes consistant à former une pièce d’ébauche (1P) s’étendant de manière rectiligne selon un axe neutre (Xn), la pièce d’ébauche (1P) comportant une pluralité de plis superposés selon un axe d’empilement (Ze), chaque pli comprenant une pluralité de fibres de renfort rectilignes imprégnées d’une résine, la pièce d’ébauche (1P) comportant des plis à 0° (Pa) orientés à 0° par rapport à l’axe neutre (Xn), au moins un pli à 0° (Pa) comportant des fibres longitudinales discontinues, des plis inclinés (Pc) orientés entre [a1, a2] par rapport à l’axe neutre (Xn), a1 étant compris entre [-70° ; -50°], a2 étant compris entre [50° ; 70°], cintrer la pièce d’ébauche (1P) selon un rayon de cintrage puis consolider la pièce d’ébauche (1P) cintrée pour obtenir le cadre aéronautique. Figure de l’abrégé : Figure 8 Procédé de fabrication d’un cadre aéronautique en matériau composite pour un fuselage d’aéronef La présente invention concerne le domaine de la fabrication de cadres aéronautiques pour former un fuselage d’un aéronef. De manière connue, en référence à la FIG. 1 , un aéronef comporte un fuselage 200 sur lequel sont montées notamment les ailes. Le fuselage 200 s’étend longitudinalement selon un axe de fuselage Xf et comporte une peau extérieure 300 qui est raidie par une pluralité de cadres aéronautiques 101 s’étendant orthogonalement à l’axe de fuselage Xf et par une pluralité de lisses 102 s’étendant parallèlement à l’axe de fuselage Xf. De manière connue, un fuselage 200 possède une section circulaire ou ovoïde. Aussi, en référence à la FIG. 2 , un cadre aéronautique 101 possède une forme globale incurvée. Un cadre aéronautique 101 comprend une âme 110, appelée également « web », et une semelle 120, qui est coudée par rapport à l’âme 110, appelée également « outer flange », et configurée pour être fixée à une surface intérieure de la peau extérieure 300 du fuselage 200. Dans cet exemple, le cadre aéronautique 101 comprend également un talon 121, qui est coudé par rapport à l’âme 10, appelé également « inner flange ». De manière préférée, la semelle 120 et le talon 121 s’étendent de manière opposée par rapport à l’âme 110 comme illustré à la FIG. 2 . Un cadre aéronautique 101 possède ainsi une forme complexe. En pratique, comme illustré à la FIG. 2 , un cadre aéronautique 101 possède un rayon de courbure R, une ouverture angulaire α, une hauteur H de l’âme 110 et une hauteur S de semelle 120. Un cadre aéronautique 101 est réalisé de manière traditionnelle en matériau métallique. Afin de réduire la masse du fuselage 200, il a été proposé de réaliser un cadre aéronautique 101 en matériau composite. Pour former une pièce aéronautique en matériau composite, il est connu d’utiliser des plis comprenant des fibres de renfort rectilignes imprégnées de résine thermodurcissable. Afin que la pièce aéronautique possède des caractéristiques mécaniques optimales, il est important que le nombre de fibres de renfort soit sensiblement constant dans la pièce aéronautique. Une difficulté existe pour un cadre aéronautique 101 du fait de sa forme globale incurvée. Une solution idéale serait de positionner des plis incurvés, c’est-à-dire avec des fibres de renfort disposées de manière incurvée, pour former l’âme 110 mais également la semelle 120. Un tel procédé de fabrication possède un rendement très faible et ne permet pas de garantir la fabrication de cadres aéronautiques 101 avec des caractéristiques homogènes. Pour éliminer cet inconvénient, en référence à la FIG. 3 , il a été proposé dans l’art antérieur de mettre en œuvre un procédé de fabrication comprenant des étapes consistant à former une pièce d’ébauche 101P s’étendant de manière rectiligne selon un axe neutre Xn. Il est connu que la pièce d’ébauche 101P comprend une âme 110P et une semelle 120P coudée par rapport à l’âme 110P, la pièce d’ébauche 101P comportant une pluralité de plis, chaque pli comprenant une pluralité de fibres de renfort rectilignes imprégnées d’une résine thermodurcissable ou thermoplastique. Afin d’obtenir une résistance mécanique importante, la pièce d’ébauche 101P comporte : des plis à 0° P A qui sont orientés à 0° par rapport à l’axe neutre Xn, appelés également plis neutres, des plis à 90° P B qui sont orientés à 90° par rapport à l’axe neutre Xn, appelés également plis perpendiculaires, des plis inclinés P C qui sont orientés entre [-45° ; +45°] par rapport à l’axe neutre Xn. Les plis P A , P B , P C sont empilés selon un axe d’empilement Ze. Le procédé de fabrication comprend une étape consistant à cintrer la pièce d’ébauche 101P selon un rayon de cintrage R (correspondant au rayon de courbure R désiré du cadre aéronautique 101) puis à consolider la pièce d’ébauche 101P cintrée pour obtenir le cadre aéronautique 101. En pratique, l’étape de cintrage modifie l’orientation des fibres de renfort, ce qui affecte sa résistance mécanique. Cela est particulièrement le cas des plis à 0° P A qui sont fortement sollicités lors du cintrage. Pour éliminer cet inconvénient, il a été proposé dans l’art antérieur de les supprimer. Par ailleurs, tous les cadres aéronautiques 101 ne possèdent pas le même rayon de courbure en fonction de leur position dans le fuselage, en particulier, s’ils sont situés dans une section large ou étroite. Lorsque le rayon de courbure R est faible, en particulier lorsque le rapport du rayon de courbure R sur la hauteur de l’âme H est inférieur à 17 (R/H B présentent des ondulations non désirées. Pour éliminer cet inconvénient, une solution serait de les supprimer mais il est alors complexe de fabriquer un cadre aéronautique 101 ayant une résistance mécanique suffisante. L’invention vise ainsi à éliminer au moins certains de ces inconvénients en proposant un nouveau procédé de fabrication de cadres aéronautiques en matériau composite qui soit particulièrement adaptée lorsque le rayon de courbure R sur la hauteur de l’âme H est inférieur à 17 (R/H PRESENTATION DE L’INVENTION L’invention concerne un procédé de fabrication d’un cadre aéronautique en matériau composite pour un fuselage d’aéronef, le cadre comprenant une âme et une semelle configurée pour être fixée à une peau extérieure du fuselage d’aéronef, le procédé de fabrication comprenant des étapes consistant à : Former une pièce d’ébauche s’étendant de manière rectiligne selon un axe neutre, la pièce d’ébauche comportant une pluralité de plis superposés selon un axe d’empilement, chaque pli comprenant une pluralité de fibres de renfort rectilignes imprégnées d’une résine, la pièce d’ébauche comportant : des plis à 0° orientés à 0° par rapport à l’axe neutre, au moins un pli à 0° comportant des fibres longitudinales discontinues, des plis inclinés orientés entre [a1, a2] par rapport à l’axe neutre, a1 étant compris entre [-70° ; -50°], a2 étant compris entre [50° ; 70°], Cintrer la pièce d’ébauche selon un rayon de cintrage puis Consolider la pièce d’ébauche cintrée pour obtenir le cadre aéronautique. Grâce à l’invention, des fibres longitudinales discontinues à 0° sont avantageusement prévues dans une pièce d’ébauche pour reprendre les efforts mécaniques. Cela permet d’éviter la dégradation desdites fibres au cours du cintrage. La présence de plis inclinés permet de renforcer le cadre aéronautique tout en permettant d’omettre des plis à 90° qui seraient susceptibles de s’endommager en fonction du rayon de courbure désiré. Selon un aspect, les plis de la pièce d’ébauche sont constitués, pour la partie formant l’âme,: des plis à 0° orientés à 0° par rapport à l’axe neutre, au moins un pli à 0° comportant des fibres longitudinales discontinues, et des plis inclinés orientés entre [a1, a2] par rapport à l’axe neutre, a1 étant compris entre [-70° ; -50°], a2 étant compris entre [50° ; 70°]. Selon un aspect, les plis de la pièce d’ébauche sont en carbone. Selon un aspect particulier, la pièce d’ébauche est recouverte à ses extrémités par des plis de verre. Cela permet d’améliorer l’isolation galvanique. Selon un aspect, les plis de la pièce d’ébauche sont constitués : des plis à 0° orientés à 0° par rapport à l’axe neutre, au moins un pli à 0° comportant des fibres longitudinales discontinues, et des plis inclinés orientés entre [a1, a2] par rapport à l’axe neutre, a1 étant compris entre [-70° ; -50°], a2 étant compris entre [50° ; 70°]. Selon un aspect, la pièce d’ébauche comporte : Au moins un premier pli à 0° comportant des fibres longitudinales discontinues définissant des découpes écartées selon un premier motif, Au moins un deuxième pli à 0° comportant des fibres longitudinales discontinues définissant des découpes écartées selon un deuxième motif, le deuxième pli à 0° étant superposé au premier pli à 0° dans la pièce d’ébauche, le premier motif et le deuxième motif étant décalés en projection selon l’axe d’empilement. Le décalage des motifs, c’est-à-dire le décalage des découpes, permet d’éviter de créer des zones de faiblesse dans l’épaisseur de la pièce d’ébauche. Selon un aspect, la pièce d’ébauche comporte en outre au moins un troisième pli à 0° comportant des fibres longitudinales discontinues définissant des découpes écartées selon un troisième motif, le premier motif, le deuxième motif et le troisième motif étant décalés en projection selon l’axe d’empilement. Selon un aspect, la pièce d’ébauche comporte en outre au moins un quatrième pli à 0° comportant des fibres longitudinales discontinues définissant des découpes écartées selon un quatrième motif, le premier motif, le deuxième motif, le troisième motif et le quatrième motif étant décalés en projection selon l’axe d’empilement. Selon un aspect, tous les plis à 0° formant l’âme du cadre comportent des fibres longitudinales discontinues. Selon un aspect, tous les plis à 0° du cadre comportent des fibres longitudinales discontinues. Autrement dit, l’âme, la semelle et éventuellement un talon ne comportent que des plis à 0° comportant des fibres longitudinales discontinues. Selon un aspect, le cadre aéronautique possédant un rayon de courbure et une hauteur H d’âme, le rapport du rayon de courbure sur la hauteur de l’âme est inférieur à 17. Selon un aspect, la pièce d’ébauche ne comporte pas de plis orientés entre [80° ;100°], de préférence, des plis à 90°. Selon un aspect, a1 est compris entre [-65° ; -55°] et a2 est compris entre [55° ; 65°]. Selon un aspect, la pièce d’ébauche comporte au moins une paire de plis adjacents inclinés ayant des orientations opposées, en particulier, un premier pli incliné à +a1° et un deuxième pli incliné à -a1°. Selon un aspect, la pièce d’ébauche comporte au moins trois paires de plis adjacents inclinés ayant des orientations opposées. Selon un aspect, le pli à 0° comportant des fibres longitudinales discontinues, chaque fibre longitudinale discontinue comporte des segments continus ayant une longueur maximale de 175mm, de préférence, de 150mm. Selon un aspect, chaque fibre longitudinale discontinue comporte des segments continus ayant une longueur minimale de 100mm. Selon un aspect, les découpes sont réparties de manière sensiblement uniforme dans leur pli à 0° afin d’éviter une superposition ou une juxtaposition de découpes. De manière préférée, les découpes sont écartées sensiblement d’une même distance, ici, dans un plan. Les découpes sont écartées de manière régulière. Selon un aspect, les découpes sont réparties de manière sensiblement uniforme dans l’épaisseur de la pièce d’ébauche. De manière préférée, on entend que les découpes sont écartées sensiblement d’une même distance, ici, de manière tridimensionnelle. PRESENTATION DES FIGURES L’invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre, donnée à titre d’exemple, et se référant aux figures suivantes, données à titre d’exemples non limitatifs, dans lesquelles des références identiques sont données à des objets semblables. La FIG. 1 est une représentation schématique d’un fuselage d’aéronef comprenant une peau extérieure, des lisses et des cadres aéronautiques selon l’art antérieur. La FIG. 2 est une représentation schématique d’un cadre aéronautique selon l’art antérieur après sa fabrication. La FIG. 3 est une représentation schématique d’un procédé de fabrication selon l’art antérieur. La FIG. 4 est une représentation schématique d’un fuselage d’aéronef comprenant une peau extérieure, des lisses et des cadres aéronautiques selon l’invention. La FIG. 5 est une représentation schématique d’un cadre aéronautique selon l’invention après sa fabrication. La FIG. 6 est une représentation schématique des étapes d’un procédé de fabrication d’un cadre aéronautique selon l’invention. La FIG. 7 est une représentation schématique d’une étape de formation d’une pièce d’ébauche. La FIG. 8 est une représentation schématique d’une superposition de plis pour former l’âme de la pièce d’ébauche. La FIG. 9 est une représentation schématique de dessus d’un premier pli à 0° avec des découpes réparties selon un premier motif. La FIG. 10 est une représentation schématique de dessus d’un deuxième pli à 0° avec des découpes réparties selon un deuxième motif. La FIG. 11 est une représentation schématique en superposition des découpes du premier pli et du deuxième pli. La FIG. 12 est une représentation schématique de la pièce d’ébauche après cintrage, en particulier, du premier pli à 0°. Il faut noter que les figures exposent l’invention de manière détaillée pour mettre en œuvre l’invention, lesdites figures pouvant bien entendu servir à mieux définir l’invention le cas échéant. DESCRIPTION DETAILLEE DE L’INVENTION L’invention va être présentée pour la réalisation d’un cadre aéronautique pour former le fuselage d’un aéronef. De manière connue, en référence à la FIG. 4 , un aéronef comporte un fuselage 200 sur lequel sont montées notamment les ailes. Le fuselage 200 s’étend longitudinalement selon un axe de fuselage Xf et comporte une peau extérieure 300 qui est raidie par une pluralité de cadres aéronautiques 1 s’étendant orthogonalement à l’axe de fuselage et par une pluralité de lisses 102 s’étendant parallèlement à l’axe de fuselage Xf. De manière connue, un fuselage 200 possède une section circulaire ou ovoïde. Aussi, en référence à la FIG. 5 , un cadre aéronautique 1 possède une forme globale incurvée. Un cadre aéronautique 1 comprend une âme 10, appelée également « web », et une semelle 20, qui est coudée par rapport à l’âme 10, appelée également « outer flange », et configurée pour être fixée à une surface intérieure de la peau extérieure 300 du fuselage 200. Dans cet exemple, le cadre aéronautique 1 comprend également un talon 21, qui est coudé par rapport à l’âme 10, appelée également « inner flange ». De manière préférée, la semelle 20 et le talon 21 s’étendent de manière opposée par rapport à l’âme 10 comme illustré à la FIG. 5 . Un cadre aéronautique 1 possède ainsi une forme complexe. L’invention est présentée pour un cadre aéronautique ayant 1 une section en L mais elle s’applique à tout type de section, en particulier, ayant une section en Z ou en C. En pratique, comme illustré à la FIG. 5 , un cadre aéronautique 1 possède un rayon de courbure R, une ouverture angulaire α, une hauteur H d’âme 10 et une hauteur S de semelle 20. Selon un aspect préféré, le rayon de courbure R est compris entre 1000 et 2500. Selon un aspect préféré, la hauteur H de l’âme 10 est comprise entre 60mm et 150mm. Selon un aspect préféré, la hauteur S de semelle 20 est comprise entre 15mm et 40mm. De préférence, le rapport du rayon de courbure R sur la hauteur H de l’âme 10 est compris entre 14 et 17. L’invention s’applique ainsi lorsque le rapport du rayon de courbure R sur la hauteur de l’âme H est inférieur à 17 (R/H Un exemple de mise en œuvre d’un procédé de fabrication d’un cadre aéronautique en matériau composite pour un fuselage d’aéronef va être dorénavant présenté en référence à la FIG. 6 . De manière générale, le procédé de fabrication comprenant des étapes consistant à : Former S1 une pièce d’ébauche 1P s’étendant de manière rectiligne selon un axe neutre Xn, puis Cintrer S2 la pièce d’ébauche 1P selon un rayon de cintrage R puis Consolider S3 la pièce d’ébauche 1P cintrée pour obtenir le cadre aéronautique 1. Former (S1) une pièce d’ébauche 1P En référence à la FIG. 7 , le procédé comprend une étape S1 consistant à former une pièce d’ébauche 1P s’étendant de manière rectiligne selon un axe neutre Xn. La pièce d’ébauche 1P est plane et sera coudée postérieurement de manière à former l’âme 10 et la semelle 20 et, en général, le talon 21. Il va être présenté par la suite la formation de la partie de la pièce d’ébauche 1P destinée à former l’âme 10. En référence à la FIG. 8 , la pièce d’ébauche 1P comporte une pluralité de plis superposés selon un axe d’empilement Ze (perpendiculaire à l’axe neutre Xn). De manière préférée, le nombre de plis superposés est compris entre 10 et 20. Dans cet exemple, il est représenté une superposition de 14 plis. Chaque pli comprenant une pluralité de fibres de renfort rectilignes imprégnées d’une résine. Les fibres de renfort peuvent être de différentes natures, en particulier, en verre ou en carbone. De même, la résine peut être de différentes natures, en particulier, une résine thermoplastique ou thermodurcissable. La pièce d’ébauche 1P comporte des plis à 0° P A orientés à 0° par rapport à l’axe neutre Xn. La pièce d’ébauche 1P comporte en outre des plis inclinés P C qui sont orientés entre [a1, a2] par rapport à l’axe neutre Xn. De préférence, a1 est compris entre [-70° ; -50°], de préférence compris entre [-65° ; -55°]. Selon un aspect préféré, a1 est égal à -60°. a2 est compris entre [50° ; 70°], de préférence compris entre [55° ; 65°]. Selon un aspect préféré, a2 est égal à 60°. Une telle inclinaison élevée est particulièrement intéressante lorsque la pièce d’ébauche 1P ne comporte pas de plis à 90°. En effet, comme présenté précédemment, de tels plis à 90° présentent des ondulations non désirées lorsque le rapport du rayon de courbure R sur la hauteur de l’âme H est inférieur à 17 (R/H La partie de la pièce d’ébauche 1P destinée à former le talon ou la semelle comporte des plis à 0° P A et des plis inclinés P C. De manière préférée, tous les plis à 0° P A comportent des fibres longitudinales discontinues. Il va être présenté en détails la formation de la partie de la pièce d’ébauche 1P destinée à former l’âme 10 ne comportant que des plis à 0° P A et des plis inclinés P C . Autrement dit, la pièce d’ébauche 1P ne comporte pas de plis à 90°. De manière préférée, en référence à la FIG. 8 , la pièce d’ébauche 1P comporte au moins une paire PR1, PR2, PR3, PR4 de plis adjacents inclinés P C ayant des orientations opposées, en particulier, un premier pli incliné à +a1° et un deuxième pli incliné à -a1°. De manière préférée, la pièce d’ébauche 1P comporte au moins trois paires PR1, PR2, PR3 de plis adjacents inclinés P C ayant des orientations opposées, des plis à 0° PA sont intercalés entre la première paire PR1 et la deuxième paire mais également entre la deuxième paire PR2 et la troisième paire PR3 comme illustré à la FIG. 8 . Dans cet exemple, la pièce d’ébauche 1P comporte quatre paires PR1, PR2, PR3, PR4 de plis adjacents inclinés P C ayant des orientations opposées. Selon l’invention, au moins un pli à 0° P A comporte des fibres longitudinales discontinues. Ainsi, une fibre longitudinale discontinue comporte une alternance de segments continus S comme illustré à la FIG. 9 . De manière préférée, une fibre longitudinale discontinue est obtenue par découpage en segments continus S d’une fibre longitudinale continue. De manière préférée, un pli à 0° P A comporte de manière préférée des segments continus S ayant une longueur maximale de 175mm, de préférence, de 150mm. De préférence, les segments continus S ont une longueur minimale de 20mm, de préférence, 25mm. De manière préférée, la pièce d’ébauche 1P comporte au moins 4 plis à 0° P A comportant des fibres longitudinales discontinues, de préférence, au moins 6 comme illustré à la FIG. 8 . Par la suite, on définit un motif pour chaque pli à 0° P A comportant des fibres longitudinales discontinues. Un motif correspond à la répartition des découpes dans ledit pli à 0° P A comme illustré à la FIG. 9 . En référence à la FIG. 9 , il est représenté selon l’axe d’empilement Ze un premier pli à 0° P A (M1) comportant une pluralité de fibres longitudinales qui comportent chacune au moins une première découpe D1. Les premières découpes D1 définissent ensemble un premier motif M1. De manière analogue, en référence à la FIG. 10 , il est représenté selon l’axe d’empilement Ze un deuxième pli à 0° P A (M2) comportant une pluralité de fibres longitudinales qui comportent chacune au moins une deuxième découpe D2. Les deuxièmes découpes D2 définissent ensemble un deuxième motif M2. De manière préférée, les découpes D1, D2 sont réparties de manière sensiblement uniforme dans leur pli à 0° P A (M1), P A (M2). De manière préférée, on entend que les découpes sont écartées sensiblement d’une même distance de manière tridimensionnelle. Cela permet d’éviter de concentrer des zones de faiblesses dans un pli à 0°. De manière préférée, la pièce d’ébauche 1P comporte plusieurs plis à 0° P A comportant des fibres longitudinales discontinues, de préférence, au moins 6 plis à 0° P A comme illustré à la FIG. 8 . De préférence, tous les plis à 0° P A comportent des fibres longitudinales discontinues. La pièce d’ébauche 1P ne comporte aucun pli à 0° P A comportant des fibres longitudinales continues. Dans l’exemple de la FIG. 8 , la pièce d’ébauche 1P comporte : une première paire PR1 de plis adjacents inclinés P C , un premier pli à 0° P A (M1) comportant des fibres longitudinales discontinues définissant des découpes écartées selon un premier motif M1, un deuxième pli à 0° P A (M2) comportant des fibres longitudinales discontinues définissant des découpes écartées selon un deuxième motif M2, une deuxième paire PR2 de plis adjacents inclinés P C , un troisième pli à 0° P A (M3) comportant des fibres longitudinales discontinues définissant des découpes écartées selon un troisième motif M3, un quatrième pli à 0° P A (M4) comportant des fibres longitudinales discontinues définissant des découpes écartées selon un quatrième motif M4, une troisième paire PR3 de plis adjacents inclinés P C , un cinquième pli à 0° P A (M5) comportant des fibres longitudinales discontinues définissant des découpes écartées selon un cinquième motif M5, un sixième pli à 0° P A (M6) comportant des fibres longitudinales discontinues définissant des découpes écartées selon un sixième motif M6 et une quatrième paire PR4 de plis adjacents inclinés P C . Les plis à 0° P A (M1), P A (M2), P A (M3), P A (M4), P A (M5), P A (M6) sont superposés dans la pièce d’ébauche 1P selon l’axe d’empilement Ze. Les motifs M1, M2, M3, M4, M5, M6 sont décalés en projection selon l’axe d’empilement Ze. Les découpes sont avantageusement décalées dans l’épaisseur de manière à éviter l’apparition de zones de faiblesses. A titre d’exemple, en référence à la FIG. 11 , il est représenté la projection du premier motif M1 du premier pli à 0° P A (M1) et du deuxième motif M2 du deuxième pli à 0° P A (M2). Les découpes D1, D2 sont décalées les unes par rapports aux autres. Ainsi, il n’existe pas de zone de faiblesse dans l’épaisseur qui est liée à l’alignement de découpes. De manière préférée, les découpes plis à 0° P A (M1), P A (M2), P A (M3), P A (M4), P A (M5), P A (M6) sont réparties de manière sensiblement uniforme dans la pièce d’ébauche 1P, c’est-à-dire, de manière tridimensionnelle. Cela permet d’éviter de concentrer des zones de faiblesse. Cintrer (S2) la pièce d’ébauche En référence à la FIG. 12 , la pièce d’ébauche 1P est positionnée dans une machine de cintrage de manière à ce que la pièce d’ébauche 1P possède le rayon de courbure R désiré. L’étape de cintrage S2 ( FIG. 6 ) n’endommage pas la pièce d’ébauche 1P étant donné qu’elle demeure flexible du fait de la présence de résine non consolidée entre les fibres de renfort. La présence des découpes D1, D2 dans les plis à 0° P A permet avantageusement d’éviter la formation de tensions mécaniques sur les fibres de renfort des plis à 0°. En référence à la FIG. 12 , suite au cintrage, les segments S du premier pli à 0° P A sont écartés d’un premier espacement E1 sans fragiliser les fibres de renfort. En pratique, au cours de l’étape de cintrage, plus les segments sont situés extérieurement à l’axe de cintrage, plus ceux-ci sont écartés du fait des efforts de cintrage. En pratique, l’écartement après cintrage entre deux segments S adjacents est inférieur à 1mm. Comme les motifs M1, M2, M3, M4, M5, M6 sont décalés en projection selon l’axe d’empilement Ze, les découpes demeurent écartées après le cintrage et il n’existe pas de point de faiblesse dans la pièce d’ébauche 1P cintrée du fait d’une densité très faible de fibres de renfort. De manière préférée, suite à l’étape de formation S1 de la pièce d’ébauche 1P, le procédé comprend une étape de coudage de la pièce d’ébauche 1P pour former le talon 21. Après l’étape de cintrage S2, le procédé comprend une étape de coudage de la pièce d’ébauche 1P pour former la semelle 20. Consolider (S3) la pièce d’ébauche En référence à la FIG. 6 , la pièce d’ébauche 1P cintrée est ensuite consolidée S3 par une méthode adaptée à la nature de la résine. Ainsi, pour une résine thermodurcissable, celle-ci est de préférence chauffée et mise sous pression, par exemple, avec ou sans autoclave. Une étape de consolidation d’une pièce d’ébauche 1P est connue de l’homme du métier et ne sera pas présentée plus en détails. Pour une résine thermoplastique, la consolidation est réalisée simplement par refroidissement. Après consolidation, on obtient un cadre aéronautique 1 en matériau composite qui peut être monté de manière pratique sur une peau extérieure afin de former un fuselage aéronautique. Grâce à l’invention, on obtient de manière avantageuse un cadre aéronautique ayant une forme globale incurvée qui est dépourvu de zones de faiblesse. L’invention est particulièrement avantageuse pour un cadre aéronautique ayant un rapport R/H Procédé de fabrication d’un cadre aéronautique (1) en matériau composite pour un fuselage d’aéronef (200), le cadre comprenant une âme (10) et une semelle (20) configurée pour être fixée à une peau extérieure du fuselage d’aéronef (200), le procédé de fabrication comprenant des étapes consistant à : Former (S1) une pièce d’ébauche (1P) s’étendant de manière rectiligne selon un axe neutre (Xn), la pièce d’ébauche (1P) comportant une pluralité de plis superposés selon un axe d’empilement (Ze), chaque pli comprenant une pluralité de fibres de renfort rectilignes imprégnées d’une résine, la pièce d’ébauche (1P) comportant : des plis à 0° (P A ) orientés à 0° par rapport à l’axe neutre (Xn), et au moins un pli à 0° (P A ) comportant des fibres longitudinales discontinues, des plis inclinés (P c ) orientés entre [a1, a2] par rapport à l’axe neutre (Xn), a1 étant compris entre [-70° ; -50°], a2 étant compris entre [50° ; 70°], Cintrer (S2) la pièce d’ébauche (1P) selon un rayon de cintrage (R) puis Consolider (S3) la pièce d’ébauche (1P) cintrée pour obtenir le cadre aéronautique (1). Procédé de fabrication selon la revendication 1, dans lequel, la pièce d’ébauche (1P) comporte : Au moins un premier pli à 0° (P A (M1)) comportant des fibres longitudinales discontinues définissant des découpes écartées selon un premier motif (M1), Au moins un deuxième pli à 0° (P A (M2)) comportant des fibres longitudinales discontinues définissant des découpes écartées selon un deuxième motif (M2), le deuxième pli à 0° (P A (M2)) étant superposé au premier pli à 0° (P A (M1)) dans la pièce d’ébauche (1P), le premier motif (M1) et le deuxième motif (M2) étant décalés en projection selon l’axe d’empilement (Ze). Procédé de fabrication selon la revendication 2, dans lequel, la pièce d’ébauche (1P) comporte en outre : au moins un troisième pli à 0° (P A (M3)) comportant des fibres longitudinales discontinues définissant des découpes écartées selon un troisième motif (M3), le premier motif (M1), le deuxième motif (M2) et le troisième motif (M3) étant décalés en projection selon l’axe d’empilement (Ze). Procédé de fabrication selon la revendication 3, dans lequel, la pièce d’ébauche (1P) comporte en outre : au moins un quatrième pli à 0° (P A (M4)) comportant des fibres longitudinales discontinues définissant des découpes écartées selon un quatrième motif (M4), le premier motif (M1), le deuxième motif (M2), le troisième motif (M3) et le quatrième motif (M4) étant décalés en projection selon l’axe d’empilement (Ze). Procédé de fabrication selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel tous les plis à 0° (P A ) comportent des fibres longitudinales discontinues. Procédé de fabrication selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel, le cadre aéronautique (1) possédant un rayon de courbure (R) et une hauteur H d’âme (10), le rapport du rayon de courbure (R) sur la hauteur de l’âme (H) est inférieur à 17. Procédé de fabrication selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel, a1 est compris entre [-65° ; -55°] et a2 est compris entre [55° ; 65°]. Procédé de fabrication selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel la pièce d’ébauche (1P) ne comporte pas de plis à 90°. Procédé de fabrication selon l’une des revendications 1 à 8, dans lequel la pièce d’ébauche (1P) comporte au moins une paire (PR1, PR2, PR3, PR4) de plis adjacents inclinés (P C ) ayant des orientations opposées, en particulier, un premier pli incliné (P C ) à +a1° et un deuxième pli incliné (P C ) à -a1°. Procédé de fabrication selon la revendication 9, dans lequel la pièce d’ébauche (1P) comporte au moins trois paires (PR1, PR2, PR3, PR4) de plis adjacents inclinés (P C ) ayant des orientations opposées. Procédé de fabrication selon l’une des revendications 1 à 10, dans lequel le pli à 0° (P A ) comportant des fibres longitudinales discontinues, chaque fibre longitudinale discontinue comporte des segments continus (S) ayant une longueur maximale de 175mm, de préférence, de 150mm. Procédé de fabrication selon l’une des revendications 2 à 11, dans lequel les découpes (D1, D2) sont réparties de manière sensiblement uniforme dans leur pli à 0° P A (M1), P A (M2). Procédé de fabrication selon l’une des revendications 2 à 12, dans lequel les découpes (D1, D2) sont réparties de manière sensiblement uniforme dans l’épaisseur de la pièce d’ébauche (1P).