Search

EP-4476134-B1 - GLAZED ASSEMBLY FOR AN AIRCRAFT, METHOD FOR MANUFACTURING SUCH A GLAZED ASSEMBLY AND AIRCRAFT COMPRISING SUCH A GLAZED ASSEMBLY

EP4476134B1EP 4476134 B1EP4476134 B1EP 4476134B1EP-4476134-B1

Inventors

  • TONDU, Thomas

Dates

Publication Date
20260506
Application Date
20230209

Claims (20)

  1. A glazed assembly (100) for an aircraft, said glazed assembly comprising a laminated glazing (110) comprising a set of structural plies including a first structural ply (111) and a second structural ply (113) fixed to the first structural ply by means of an interlayer (115), said glazed assembly also comprising: - a retaining element (120), a first portion of which (121) is fixedly inserted in at least said interlayer at the edge of the laminated glazing and over at least a portion of its periphery, preferentially over the entire periphery of the laminated glazing, and a second portion of which (122) extends the first portion outside of the laminated glazing, - a plurality of cleats (130) arranged in respective cavities (140) formed in the laminated glazing so that said cleats extend substantially perpendicularly across the first portion of the retaining element and into each of said structural plies.
  2. The glazed assembly (100) according to claim 1, wherein at least one cleat (130) comprises a body (131) made of a metallic material, for example titanium or steel, at least one cleat (130) comprising preferably a sleeve (132) peripheral to said body (131) and made of an elastic material, for example elastomer.
  3. The glazed assembly (100) according to claim 1 or 2, wherein at least one cleat (130) is arranged in its associated cavity (140) with clearance.
  4. The glazed assembly (100) according to any one of claims 1 to 3, wherein said set of structural plies comprises at least three structural plies, for example four structural plies (111_1, 111_2, 113_1, 113_2), preferentially four structural plies distributed in pairs on either side of the retaining element, an interlayer (115_1, 115_2) being arranged between each pair of structural plies.
  5. The glazed assembly (100) according to any one of claims 1 to 4, wherein at least one cavity (140) accommodating a cleat (130) is strictly included in the laminated glazing (110), either opening through a single structural ply (111, 113), or opening through all the structural plies.
  6. The glazed assembly (100) according to claim 5, wherein, when said at least one cavity (140) is open through all the structural plies (111, 113), the body (131) of the cleat (130) arranged in said at least one cavity is hollow.
  7. The glazed assembly (100) according to any one of claims 1 to 6, wherein each interlayer (115) is an adhesive layer made of thermoplastic polyurethane, polyvinyl butyral, ethylene-vinyl acetate copolymer, ionomer resin, or casting resin.
  8. The glazed assembly (100) according to any one of claims 1 to 7, wherein the first portion (121) of the retaining element (120) is embedded in the interlayer (115) via which the first structural ply (111) is bonded to the second structural ply (113).
  9. The glazed assembly (100) according to any one of claims 1 to 7, wherein the first portion (121) of the retaining element (120) is fixed by gluing in a peripheral recess (150) machined in said interlayer (115), or even in at least one of said first and second structural plies (111, 113), for example symmetrically in said first and second structural plies.
  10. The glazed assembly (100) according to any one of claims 1 to 9, wherein the glass sheets of the structural plies (111, 113) are made of polymeric material, the cavities (140) being arranged in said glass sheets.
  11. The glazed assembly (100) according to any one of claims 1 to 9, wherein the glass sheets of the structural plies (111, 113) are made of mineral glass, each structural ply comprising: - a heel (161, 162) made of composite material and a shim (171, 172) made of flexible material, the heel and shim being arranged around the entire periphery of the glass sheet at its edge, said shim also being positioned between the glass sheet and the heel, - inserts (181a, 181b, 182a, 182b) made of composite material, arranged on either side of the structural ply and fixed against the heel, the shim and part of the glass sheet, and wherein the cavities (140) extend through the heels as well as the inserts, the retaining element (120) being embedded in the interlayer (115) via which the first structural ply is bonded to the second structural ply.
  12. The glazed assembly (100) according to any one of claims 1 to 11, wherein the retaining element (120) is configured to secure the laminated glazing unit (110) to the aircraft, in particular to an internal structure of the aircraft.
  13. The glazed assembly according to any one of claims 1 to 12, wherein the second portion (122) of the retaining element (120) extending the first portion (121) outside the laminated glazing (110) is configured for attachment to an internal structure of the aircraft.
  14. A method for manufacturing a glazing unit (100) according to any one of claims 1 to 13, said method comprising the steps of: - assembling (E10) the structural plies (111, 113) to each other to form said laminated glazing (110), - assembling (E20) the retaining element (120) with said laminated glazing, so that said first portion (121) is fixedly inserted in at least said interlayer by means of which the first structural ply is fixed to the second structural ply, at the edge of the laminated glazing as well as over at least a portion of its periphery, preferentially over the entire periphery of the laminated glazing, so that said second portion (122) extends the first portion outside the laminated glazing, - drilling (E30) the laminated glazing and the retaining element to form said cavities (140), - arranging (E40) said cleats (130) in said cavities.
  15. The method according to claim 14, wherein the step (E20) of assembling the retaining element (120) to the laminated glazing (110) is carried out during the step (E10) of assembling the first and second structural plies (111, 113) to each other, by embedding the first portion (121) of the retaining element in the interlayer (115) via which the first structural ply is attached to the second structural ply.
  16. The method according to claim 14, wherein the step of assembling (E20) the retaining element (120) with the laminated glazing (110) is carried out once the step of assembling (E10) the first and second structural plies (111, 113) to each other has been completed, and comprises: - machining (E20_1) a peripheral recess (150) in said interlayer, or even in at least one of said first and second structural plies, for example symmetrically in said first and second structural plies, - bonding (E20_2) the first portion (121) of the retaining element into said peripheral recess.
  17. An aircraft comprising a glazed assembly (100) according to any one of claims 1 to 13 arranged in aerodynamic continuity with the envelope (210) of said aircraft, the second portion (122) of the retaining element (120), known as the "attachment part", being fixed to the internal structure of the aircraft.
  18. The aircraft according to claim 17, wherein the attachment part (122) is fixed to a so-called "support" part (200) of the internal structure of the aircraft, said support part (200) being arranged facing the edge of the laminated glazing (110), said attachment part being arranged between the envelope (210) of the aircraft and said support part.
  19. The aircraft according to claim 17, wherein the attachment part (122) is fastened to a so-called "support" part (200) of the internal structure of the aircraft, said support part being arranged at a distance from the second structural ply (113) towards the interior of the aircraft, said attachment part being arranged between the aircraft envelope (210) and said support part (200), the attachment part (122) being secured by means of a shim (280) positioned between said attachment part (122) and the support part (200), a contact element (290) made of a material more ductile than glazing also being inserted between the support part and the second structural ply.
  20. The aircraft according to claim 17, wherein the attachment part (122) is fixed to a so-called "support part" (200) of the internal structure of the aircraft, said support part (200) being arranged between the envelope (210) of the aircraft and said attachment part.

Description

Technique antérieure La présente invention appartient au domaine général de la conception de vitrages aéronautiques. Elle concerne plus particulièrement un ensemble vitré pour un aéronef (i.e. destiné à équiper un aéronef). Elle concerne également un procédé de fabrication d'un tel ensemble vitré, ainsi qu'un aéronef équipé de ce dernier. L'invention trouve une application particulièrement avantageuse, bien que nullement limitative, dans la conception de vitrages pour des avions commerciaux. Les vitrages aéronautiques (vitrages de cockpit, dont vitrages frontales ou « pare-brises » ainsi que vitrages latéraux, mais aussi vitrages cabine couramment nommés hublots) pour aéronefs destinés à être soumis à des différentiels de pressions entre un environnement (une atmosphère) extérieur et l'intérieur dudit aéronef sont des vitrages feuilletés composés d'une pluralité de plis structuraux, plus particulièrement, et de manière traditionnelle, au moins deux plis structuraux. En pratique, encore un autre pli, en sus desdits plis structuraux, peut être utilisé, dont la contribution au comportement mécanique du vitrage n'est pas significative mais qui a pour but d'assurer une continuité aérodynamique ainsi qu'une protection vis-à-vis de certaines conditions affectant l'environnement du vitrage (conditions givrantes, abrasives, grêle, etc.). Par « pli structural du vitrage », il est classiquement fait référence à une feuille rigide constitutive du vitrage feuilleté et susceptible de constituer à elle seule un vitrage monolithique, d'en assurer la résistance mécanique, en particulier, et ayant un module élastique au moins égal à 1500 MPa par exemple. Une telle feuille peut éventuellement être complétée, pour former le pli structural, par un talon et une cale agencés sur toute la périphérie de la feuille, au niveau de son chant, ladite cale étant en outre positionnée entre la feuille et le talon ; il est alors fait référence à une configuration de « vitrage par collage structural ». Une telle feuille rigide peut soit être une feuille de verre minéral, soit une feuille de matériaux polymères, typiquement PMMA (acronyme de « polyméthacrylate de méthyle ») de qualité aéronautique ou PC (acronyme de « polycarbonate »). Par ailleurs, les plis structuraux sont assemblés entre eux par des couches d'adhésifs intercalaires, par exemple en TPU (acronyme de « polyuréthane thermoplastique »), PVB (acronyme de « polyvinylbutyral »), etc. Il est à noter que de telles couches adhésives intercalaires ne sont pas configurées pour présenter un module élastique minimal tel qu'indiqué précédemment. En conséquence, une couche adhésive intercalaire ne forme pas un pli structural. La conception générale d'un aéronef peut être réalisée de sorte à faire contribuer significativement les vitrages à la transmission des efforts de pression subis par ledit aéronef. A cet effet, un vitrage aéronautique est « tendu » selon tous ses côtés. On dit encore que le « vitrage travaille en membrane », étant entendu que ce dernier doit permettre de faire circuler les contraintes tangentielles à l'enveloppe (i.e. la peau, ou encore la coque, ou encore la carlingue) de l'aéronef. Aussi, parmi les exigences fonctionnelles auxquelles doit répondre un vitrage aéronautique, se trouve notamment la résistance à la pression, qui doit être garantie non seulement lorsque le vitrage est intact (cas standard) mais également en cas de casse d'un pli structural du vitrage (cas appelé « fail safe » en anglais). Dit encore autrement, la casse d'un des plis ne doit entraîner ni de perte du vitrage ni de dépressurisation de l'intérieur de l'aéronef, par exemple du cockpit. Une autre exigence fonctionnelle réside dans la capacité à résister aux impacts d'oiseaux. Le respect de ces deux exigences dépend de plusieurs facteurs, comme par exemple l'épaisseur des plis structuraux, mais aussi surtout de la configuration du système d'attachement permettant de faire la liaison entre le vitrage aéronautique et la structure de l'aéronef. Les systèmes d'attachement connus comportent chacun des moyens de retenue dit « externe en contact avec la surface externe (i.e. en regard de l'environnement extérieur) du vitrage, ainsi que des moyens de retenue interne en contact avec la surface interne (i.e. en regard de l'intérieure de l'aéronef) du vitrage. Chacun desdits moyens de retenue externe et interne a pour fonction d'assurer le maintien et la stabilité du vitrage vis-à-vis des efforts de pression que ce dernier subit, mais aussi une étanchéité (eau, air), à tout le moins partielle, de l'intérieur de l'aéronef. D'une manière générale, lesdits moyens de retenue interne et externe (encore dits « retainers » en anglais) prennent généralement la forme d'un ensemble vis/écrou/rondelle (boulon), éventuellement complété d'un bandeau métallique (par exemple en aluminium de quelques millimètres d'épaisseur), qui peut être relié directement ou bien indirectement à la structure de l'avion. Les figures 1 et