"Dispositif d'essais d'une structure de fuselage à courbure longitudinale et circonférentielle"

La présente invention concerne un dispositif d'essais associé à une structure de fuselage à double courbure.

Plus particulièrement, la présente invention vise à fournir un dispositif d'essais permettant de tester en statique, fatigue et tolérance aux dommages des structures de fuselage à double courbure, c'est-à-dire à courbure longitudinale et circonférentielle.

En pratique, ces structures de fuselage sont des couronnes de fuselage typiquement utilisées pour réaliser le fuselage arrière ou avant d'un avion.

Il est connu d'utiliser de tel dispositif d'essais pour appliquer sur la structure de fuselage au moyen d'un système d'application de forces, des efforts représentatifs des efforts subis par la structure de fuselage lors de son utilisation. Ces efforts sont typiquement des forces de traction ou de compression exercées dans la direction longitudinale de la structure, des forces de torsion selon la circonférence de la structure et des forces de pression liées à la différence de pression existant entre l'intérieur et l'extérieur de l'avion.

On connaît ainsi un dispositif d'essais permettant d'appliquer des forces de pression et un chargement mécanique axial sur une structure à simple courbure, du type d'une couronne cylindrique, tel que décrit dans le document "Development of a test fixture for fuselage curved panels", de M. Langon et C. Meyer, CEAT, ICAF 1999, pages 745 à 753.

Toutefois, un tel dispositif d'essais ne peut s'appliquer à une structure de fuselage à double courbure tout en restant représentatif des efforts réels subis par la structure de fuselage d'avion.

La présente invention a pour but de résoudre les inconvénients précités et de proposer un dispositif d'essais d'une structure de fuselage à double courbure.

A cet effet, le dispositif d'essais associé à une structure de fuselage à courbure longitudinale et circonférentielle comprend un ensemble de moyens d'application de forces sur la structure de fuselage.

Selon l'invention, il comprend un arbre central s'étendant dans la direction longitudinale et au centre de la structure de fuselage et adapté à être solidarisé à la structure de fuselage, l'ensemble des moyens d'application de forces étant monté entre la structure de fuselage et des moyens de support solidaires de l'arbre central.

Ainsi, le dispositif d'essais conforme à l'invention comporte un arbre central permettant de réaliser une structure rigide au centre de la structure de fuselage et de reprendre les efforts appliqués sur la structure de fuselage.

Grâce à la reprise des efforts au centre de la structure de fuselage, l'espace extérieur à la structure est libre, permettant une inspection en permanence de la structure de fuselage soumise à des contraintes. Selon un mode de réalisation de l'invention, le dispositif d'essais comprend des moyens de solidarisation adaptés à solidariser l'arbre central à une extrémité supérieure de la structure de fuselage, les moyens d'application de forces étant adaptés à appliquer des forces sur une extrémité inférieure de la structure de fuselage. Cette disposition permet de soumettre l'intégralité de la structure de fuselage à des contraintes de torsion ou traction/compression. L'arbre central permet de reprendre les efforts appliqués sur la structure de fuselage entre ses extrémités inférieure et supérieure.

Selon un mode de réalisation de l'invention, les moyens de support comportent une plaque de base adaptée à supporter des moyens d'application de forces d'un premier type et une embase fixée à l'arbre central et adaptée à supporter des moyens d'application de forces d'un second type.

Ainsi, il est possible de découpler l'application de deux types de force de telle sorte que les forces appliquées peuvent être modifiées lors des essais indépendamment l'une de l'autre et l'analyse des résultats sur la structure peut être faite de manière décorrélée pour les différents types de force appliqués.

En pratique, les moyens d'application de forces d'un premier type sont adaptés à appliquer une force de torsion à la structure de fuselage et les moyens d'application de forces d'un second type sont adaptés à appliquer une force de traction ou de compression à la structure de fuselage. De préférence, les moyens d'application de forces du premier type sont adaptés à appliquer une force tangentielle à la surface courbe de la structure de fuselage.

Les forces ainsi appliquées peuvent demeurer colinéaires à la surface, et accompagner la déformation de cette surface. En pratique, les moyens d'application de forces d'un premier type comporte au moins un vérin adapté à appliquer un effort suivant un axe horizontal et monté à pivotement à ses extrémités autour d'un axe vertical.

Grâce à ce montage en pivotement des extrémités du vérin, l'effort de torsion appliqué sur la surface de la structure fuselée peut conserver en permanence une direction tangentielle à cette surface, même après déplacement et déformation de celle-ci. En pratique, pour appliquer de manière régulière les forces sur la structure de fuselage, les moyens d'application de forces sont solidaires au point d'application de ladite force d'un anneau de transfert de charge, l'extrémité inférieure de la structure de fuselage étant fixée à cet anneau de transfert de charge.

D'autres particularités et avantages de l'invention apparaîtront encore dans la description ci-après.

Aux dessins annexés, donnés à titre d'exemples non limitatifs :

- la figure 1 est une vue en perspective d'une structure de fuselage à double courbure ;

- la figure 2 illustre schématiquement un dispositif d'essais en perspective conforme à un mode de réalisation de l'invention ;

- la figure 3 est une vue en section longitudinale du dispositif de la figure 2 ; - la figure 4 est une vue en perspective du support d'arbre central du dispositif de la figure 2 ;

- les figures 5a et 5b sont respectivement une vue en perspective et une vue de dessus d'un anneau de transfert de charge du dispositif d'essais de la figure 2 ;

- les figures 6a et 6b sont respectivement une vue en perspective et une vue en coupe d'une embase du dispositif d'essais de la figure 2 ;

- la figure 7 est une vue en perspective du noyau de l'arbre central du dispositif de la figure 2 ;

- la figure 8 est une vue en perspective d'un couvercle de solidarisation du dispositif de la figure 2 ; - les figures 9a et 9b sont respectivement des vues en perspective et en coupe d'un anneau extérieur de fixation du dispositif de la figure 2 ;

- les figures 10a et 10b sont respectivement des vues en perspective et en coupe d'un anneau intérieur de fixation adapté à coopérer avec l'anneau extérieur de fixation des figures 9a et 9b ; - la figure 11 est une vue de dessus, sans le noyau de l'arbre central et la structure de fuselage, illustrant le montage des moyens d'application de forces ; et

- la figure 12 est une vue en section longitudinale partielle du dispositif d'essais de la figure 2 illustrant le montage des moyens d'application de forces.

On va décrire à présent en référence aux figures un exemple de réalisation d'un dispositif d'essais d'une structure de fuselage.

Le dispositif d'essais qui va être décrit ci après permet de tester une structure 10 à double courbure telle qu'illustrée à la figure 1. II s'agit par exemple d'une couronne de fuselage présentant, comme illustré par les flèches sur la figure 1 , à la fois une courbure longitudinale et une courbure circonférentielle.

Le dispositif d'essais permet de tester en statique, fatigue et tolérance aux dommages une telle structure. De manière générale, il permet d'appliquer des efforts représentatifs de ceux subis par une structure d'avion, et notamment des forces de traction ou de compression dans la direction longitudinale, des forces de torsion par

rapport à l'axe longitudinal ou encore des forces de pression dues à la différence de pression entre l'intérieur de la structure et l'extérieur.

Bien entendu, il est nécessaire de pouvoir combiner l'ensemble de ces types de force à exercer sur la structure. On a illustré de manière générale sur les figures 2 et 3 un dispositif d'essais conforme à un mode de réalisation de l'invention.

Actuellement, le comportement d'une structure de fuselage à double courbure est appréhendé à l'aide d'essais et simulations numériques sur des structures à simple courbure. Des données de test sont ainsi nécessaires pour valider et calibrer les modèles numériques utilisés pour les configurations à double courbure afin d'appréhender leur comportement.

Le dispositif d'essais tel que décrit ci après permet en outre d'évaluer et d'étudier le comportement de nouveaux matériaux (métalliques et composites) ainsi que d'étudier de nouvelles technologies.

Dans son principe, le dispositif d'essais comprend un arbre central 20 s'étendant dans la direction longitudinale et au centre de la structure de fuselage 10.

L'arbre central 20 comporte un socle 21 destiné à être fixé au sol et un barreau vertical 25.

Le socle 21 est illustré notamment à la figure 4. Il comporte une portion formant pied 22 destinée à être fixée par une série de vis 22a comme illustré sur la figure 3 à une plaque de base 70 qui sera décrite ultérieurement.

Le socle 21 est de forme extérieure globalement cylindrique et comporte une couronne 21a formant un épaulement 21b avec le fût cylindrique 24 du socle 21. Le montage de moyens d'application de forces sur l'épaulement 21b sera décrit ultérieurement.

Un évidement cylindrique central 21c permet d'alléger le socle 21.

Sur une face d'extrémité 23 en forme de disque, opposée au pied 22 du socle 21, sont prévus des moyens de solidarisation du socle 21 à un barreau vertical 25. Dans ce mode de réalisation, le socle comporte une rainure 23b s'étendant selon un diamètre de la face d'extrémité 23 en forme de disque.

Cette rainure 23b est adaptée à coopérer avec une nervure complémentaire (non représentée) prévue à une face d'extrémité 25a du barreau vertical 25 telle qu'illustrée à la figure 7.

Bien entendu, des moyens inversés de solidarisation pourraient être prévus entre le socle 21 et le barreau 25, ou encore d'autres types de moyens de solidarisation, procurant à la structure de l'arbre central 20 une rigidité apte à supporter les efforts appliqués à la structure de fuselage 10.

A titre d'exemple, le barreau vertical présente un diamètre de 1 m et une hauteur d'environ 4 m. Bien entendu, la hauteur du barreau vertical peut être modifiée en fonction de la longueur de la structure de fuselage 10 à tester.

Le socle 21 et le barreau vertical 25 sont par exemple des structures en acier moulées et usinées, adaptées à supporter et à reprendre les efforts appliqués sur la structure de fuselage.

Le barreau vertical 25 comporte à une extrémité 27 des moyens de solidarisation 30, 40 adaptés à solidariser l'arbre central 20 à une extrémité supérieure 10a de la structure de fuselage 10.

Comme bien illustré à la figure 8, les moyens de solidarisation comporte un couvercle 30 solidaire de l'extrémité supérieure 27 de l'arbre central 20. Les fixations de ce couvercle 30 à l'arbre central 20 doivent être suffisamment robustes pour résister aux forces de torsion et de traction ou compression exercées sur la structure 10, et permettre ainsi la reprise par l'arbre central 20 des efforts auxquels est soumise la structure.

Pour cela, dans ce mode de réalisation, l'extrémité supérieure 27 du barreau vertical 25 de l'arbre central 20 comprend une série de cannelures 28 s'étendant parallèlement à l'axe de l'arbre central 20 et s'encastrant dans une série de cannelures complémentaires 31 réalisée sur une face interne 30a du couvercle 30.

En pratique, ce couvercle 30 comporte un fût cylindrique 32 avec un alésage interne 33 de forme globalement cylindrique dont la surface interne cylindrique 30a est pourvue des cannelures complémentaires 31.

Ces cannelures sont particulièrement bien adaptées pour reprendre les efforts de torsion du couvercle 30 sur l'extrémité 27 du barreau vertical 25.

Afin de solidariser en traction/compression l'arbre central 20 au couvercle 30, une série de vis de fixation est prévue entre le fond du couvercle 30 et l'extrémité terminale 27a de l'extrémité 27 du barreau vertical 25.

Le couvercle 30 comporte également à l'extérieur une série d'ailettes 35 disposée entre le fût cylindrique 32 du couvercle 30 et une collerette 36. Ces ailettes 35 permettent de renforcer la structure du couvercle 30.

Compte tenu des forces en présence et des nombreux moyens de fixation destinés à solidariser le couvercle 30 au barreau vertical 25, il est important que l'arbre central soit réalisé en un matériau plein.

Sur la face inférieure de la collerette 36 du couvercle 30, des moyens de fixation 40 sont prévus pour réaliser la fixation de l'extrémité supérieure 10a de la structure de fuselage 10. Comme bien illustré sur les figures 9a, 9b, 10a , 10b, ces moyens de fixation 40 sont constitués d'un anneau extérieur 41 et d'un anneau intérieur 42 adaptés à maintenir par serrage l'extrémité supérieure 10a de la structure de fuselage 10 (voir notamment figure 3).

Plus précisément, ces anneaux de fixation 41 , 42 ont une forme globalement cylindrique. L'anneau de fixation extérieure 41 comporte ainsi une collerette 43 destinée à venir en contact avec la collerette 36 du couvercle pour être fixée par une série de vis de fixation à celle-ci. Cette collerette 43 est prolongée d'une portion tronconique 44 destinée à épouser la surface extérieure de l'extrémité supérieure 10a de la structure de fuselage 10. De même, l'anneau intérieur de fixation 42 comporte une collerette

45 destinée à être fixée, par exemple aux moyens de vis de fixation, à la collerette 36 du couvercle 30. Cette collerette 45 est prolongée par une portion tronconique 46 destinée à épouser la face intérieure de l'extrémité supérieure 10a de la structure de fuselage 10. Ainsi, lorsque les anneaux de fixation 41 , 42 sont fixés au couvercle

30, l'anneau de fixation intérieur 42 s'étendant à l'intérieur de la portion tronconique 44 de l'anneau de fixation extérieur 41 , les portions tronconiques

44, 46 des anneaux sont adaptées à pincer l'extrémité supérieure 10a de la structure de fuselage.

A l'extrémité inférieure 10b de la structure de fuselage, un montage identique est réalisé grâce à des moyens de fixation solidaires d'un anneau de transfert de charge 50.

Comme pour les moyens de fixation supérieurs 40, l'extrémité inférieure 10b de la structure de fuselage 10 est adaptée à être maintenue par serrage entre deux anneaux complémentaires 41 , 42 définissant entre deux couronnes cylindriques un espace de maintien de l'extrémité 10b de la structure de fuselage 10.

On va décrire à présent notamment en référence aux figures 11 et 12 l'ensemble des moyens d'application de forces 60, 80. Ces moyens d'application de forces 60, 80 sont montés sur des moyens de support solidaires de l'arbre central 20. Comme indiqué précédemment, ces moyens de support comportent une plaque de base 70, bien illustrée à la figure 2, de forme triangulaire dans ce mode de réalisation.

Cette plaque de base 70 est adaptée à supporter des moyens d'application de forces d'un premier type 60, et ici des moyens d'application de forces adaptés à appliquer une force de torsion à la structure de fuselage 10.

Par ailleurs, les moyens de support comportent une embase 90 fixée à l'arbre central 20, et dans ce mode de réalisation, au socle 21. L'embase 90 est adaptée à supporter des moyens d'application de forces 80 d'un second type, et ici des moyens d'application de force 80 adaptés à appliquer une force de traction ou de compression à la structure de fuselage 10.

En pratique, dans ce mode de réalisation, il est prévu trois vérins 61 adaptés à appliquer une force de torsion. Ces vérins sont montés sur des organes de support 62 disposés à 120° les uns des autres, et ainsi fixés aux sommets de la plaque de base triangulaire 70. Ces vérins sont par exemple des vérins hydrauliques adaptés à exercer une force selon leur tige de piston.

Afin d'assurer une fixation robuste des vérins 61 à la plaque de base 70, les organes de support 62 comportent deux montants 62a inclinés, avec un

angle compris entre 45° et 80°, par rapport à la plaque de base 70. Les montants 62a forment entre eux un angle compris entre 60° et 90°.

De manière complémentaire, l'anneau de transfert de charge 50 sur lequel est fixée la structure de fuselage 10 présente, comme bien illustré sur les figures 5a et 5b, trois patins de fixation 58 également disposés à 120°.

L'anneau de transfert de charge 50 a une forme plane et globalement triangulaire, les patins 58 étant disposés aux sommets de la forme triangulaire. Il comporte en outre en son centre une ouverture circulaire 59 adaptée au passage de l'arbre central 20, et en particulier adaptée au passage du fût cylindrique 24 du socle 21.

Chaque vérin hydraulique 61 est disposé horizontalement entre un organe de support 62 et un patin de fixation 58. L'extrémité de la tige de chaque vérin 61 est rendue solidaire, par exemple aux moyens de vis et d'une chape, d'un patin de fixation 58. Un montage similaire de l'autre extrémité de chaque vérin 61 permet de rendre solidaire ce vérin d'un organe de support 62. Grâce à ce montage par l'intermédiaire de chapes, les extrémités du vérin sont montées à pivotement autour respectivement de deux axes verticaux, au niveau de leur montage sur l'organe de support 62 et le patin de fixation 58. Ainsi, le déplacement en rotation de l'anneau de transfert de charge

50, sous l'effort appliqué par chaque vérin hydraulique 61 , s'accompagne en réaction d'un pivotement du vérin 61 de telle sorte que celui-ci conserve une direction d'action tangente à la surface de la structure de fuselage.

La force exercée par chaque vérin hydraulique est ici exercée dans un plan horizontal, confondu avec le plan dans lequel s'étend l'anneau de transfert de charge 50. La force ainsi appliquée est tangente à la surface de la structure de fuselage et correspond à une force de torsion appliquée en trois points équidistants de l'anneau de transfert de charge. Elle est ainsi uniformément appliquée à l'anneau de transfert de charge 50. Parallèlement à ces moyens permettant d'exercer une force de torsion sur la structure de fuselage, six vérins hydrauliques 81 disposés

verticalement entre l'anneau de transfert de charge 50 et l'embase 90 sont également prévus.

Comme bien illustré sur les figures 6a et 6b, l'embase 90 a une forme globalement d'anneau circulaire présentant en son centre une ouverture circulaire 91 adaptée au passage de l'arbre central 20, et plus précisément au fût cylindrique 24 du socle 21.

Cet embase 90 comporte une aile cylindrique 92 et une collerette annulaire 93.

Comme bien illustré à la figure 3, l'embase 90 repose au niveau de sa collerette annulaire 93 sur l'épaulement 21b du socle 21 , l'aile cylindrique 92 définissant ainsi avec la couronne 21a et le pied 22 du socle 21 un logement adapté à loger des paliers pour permettre le montage de l'embase 90 sur le socle 21.

Sur la collerette annulaire 93 de l'embase 90 sont montés, uniformément répartis autour de l'axe vertical de l'arbre central 20, six vérins hydrauliques 81 d'axe vertical.

Ainsi, les vérins hydrauliques 81 sont disposés à 60° les uns des autres sur l'embase circulaire 90.

Comme bien illustré à la figure 12, les vérins hydrauliques 81 ont leur extrémité de tige fixée à l'anneau de transfert de charge 50 supportant la structure de fuselage 10.

Les vérins verticaux 81 sont ainsi disposés entre l'embase 90 et l'anneau de transfert de charge 50 de telle sorte qu'une force vertical de traction ou de compression est exercée au travers de l'anneau de transfert de charge 80 sur la structure de fuselage 10 fixée en son extrémité inférieure 10b à l'anneau de transfert de charge 50. La force appliquée est ainsi uniformément répartie sur l'extrémité inférieure 10b de la structure 10.

Grâce à ce montage des vérins hydrauliques horizontaux 61 sur la plaque de support triangulaire 70 d'une part, et des vérins verticaux 81 sur l'embase 90, il est possible de décoréler l'application des forces de traction/compression et de torsion.

Par ailleurs, afin de pouvoir recréer et tester un différentiel de pression existant entre l'intérieur et l'extérieur de la structure de fuselage 10, des moyens de mise en pression 100 sont disposés entre l'arbre central 20 et la structure de fuselage 10.

Dans ce mode de réalisation, les moyens de mise en pression 100 sont constitués d'une structure tronconique 100 située entre le barreau vertical 25 et la structure de fuselage 10, l'espace entre cette structure tronconique 100 et la structure de fuselage 10 peut être pressurisé par l'envoi d'air sous pression ou encore par l'intermédiaire d'un ballon gonflable rempli d'eau.

A cet effet, des entrées du fluide pressurisée 101 sont prévues, de préférence en partie inférieure de la structure tronconique 100.

La structure tronconique 100 forme ainsi un caisson permettant de restreindre l'espace entre l'arbre central 20 et la structure de fuselage.

Grâce aux différents moyens d'application de forces, il est possible d'appliquer sur la structure tous les efforts mécaniques représentatifs d'un comportement réel de la structure de fuselage.

En particulier, il est possible d'appliquer les efforts maximums suivants :

On notera en outre que par la conception du dispositif telle que décrite précédemment, l'espace extérieur à la structure de fuselage 10 reste disponible comme illustré à la figure 2, permettant une inspection de la structure de fuselage par l'extérieur.

Si la fixation de la structure de fuselage est réalisée par clampage de la structure, il est possible d'effectuer le démontage de celle-ci aisément, et d'inspecter également l'intérieur de la structure après l'application des efforts.

Grâce à la structure modulaire de l'arbre central, constitué du socle et du barreau vertical, il est possible, notamment en changeant le barreau vertical, de s'adapter à différentes structures fuselées de hauteur variable.

On notera en outre que le démontage de la structure en cours de test peut également être évité en utilisant de manière classique des méthodes d'inspection non destructives et en utilisant des capteurs placés préalablement en différents points de la structure de fuselage.

Cette structure de test permet d'étudier la tolérance en dommage, fatigue et statique d'une structure à double courbure. En particulier, il est possible de mesurer les contraintes appliquées à la structure 10, enregistrées grâce à des jauges de contrainte, et d'observer tous les déplacements dans la structure de fuselage, dans toutes les directions de l'espace.

Bien entendu, la présente invention n'est pas limitée aux exemples de réalisation tels que décrits précédemment. En particulier, le nombre de vérins hydrauliques utilisés tant pour appliquer une force de torsion que pour appliquer une force de compression ou traction, n'est nullement limitatif. En outre, des moyens d'application de forces autres que des vérins hydrauliques pourraient être utilisés.

Par ailleurs, d'autres types de fixation de la structure de fuselage à ses extrémités pourraient être mis en œuvre que ceux décrits précédemment par clampage.