TITRE : Système de protection thermique pour un aéronef, et procédé de fixation d’un tel système.

La présente invention concerne un système de protection thermique pour un aéronef.

La présente invention concerne également un procédé de fixation d’un tel système de protection.

Lors du stationnement d’un aéronef en extérieur dans les pays chauds, la température ambiante et le rayonnement solaire génèrent une augmentation significative de la température à l’intérieur du cockpit ou de toute la partie avant de l’aéronef pouvant contenir des équipements sensibles aux températures élevées (électroniques, déformations et/ou dilatation mécaniques, etc...).

L’élévation de température génère un vieillissement prématuré, voire des pannes d’équipements électroniques embarqués ou des anomalies d’éléments mécaniques.

Il est donc important de mettre en œuvre une protection thermique permettant de réduire la température ambiante de la partie avant de l’aéronef et en particulier du cockpit, lors du stationnement de l’aéronef.

Dans l’état de la technique, plusieurs solutions existent déjà pour pallier ce problème.

En particulier, l’état de la technique propose l’utilisation de hangars permanents ou gonflables.

Toutefois, il est clair que l’utilisation de hangars nécessite un temps de déploiement et des structures conséquents. De plus, les hangars impliquent un encombrement important dans les points de stationnement des aéronefs.

Il est possible également d’utiliser des bâches de protection pour protéger les aéronefs lors de leur stationnement. Ces bâches sont destinées à une protection de longue durée et nécessitent un temps de déploiement et de repli très important.

La présente invention a pour but de remédier à ces inconvénients de l’état de la technique et notamment, de proposer un système de protection thermique pour un aéronef qui peut être déployé rapidement et cela quelles que soient les infrastructures d’accueil utilisées. En particulier, de telles infrastructures d’accueil peuvent être formées par une piste non-préparée, sans équipement ni électricité. De plus, le système de protection selon l’invention est facilement transportable et particulièrement compact dans son état non déployé. Par exemple, la masse totale d’un tel système de protection peut être inférieure à 10 kg et le système est conçu par être déployé rapidement (par exemple en 5 min environ ou même 2 min dans certains cas par deux personnes maximum ou par une seule en cas de conditions de vent adéquates. Enfin, le système de protection ne nécessite pas de formation complexe de la ou des personne(s) le déployant. En outre, le système de protection selon l’invention est particulièrement avantageux lorsque l’installation d’une protection conventionnelle telle qu’une bâche par exemple, n’est pas possible à cause des contraintes dues à l’aéronef. Ces contraintes comprennent notamment la hauteur du cockpit de l’aéronef qui n’est généralement pas accessible à un homme sans équipement spécifique, notamment une échelle ou une nacelle.

À cet effet, l’invention concerne un système de protection thermique pour un aéronef comprenant un cockpit, le cockpit comprenant une pluralité de surfaces transparentes, au moins deux surfaces transparentes étant ouvrantes.

Le système de protection comprend :

- une protection thermique flexible déployable à partir du cockpit via les surfaces transparentes ouvrantes et configurée pour couvrir au moins une surface transparente de l’extérieur de l’aéronef et/ou une partie avant de l’aéronef ;

- au moins un dispositif de fixation déployable à partir du cockpit via les surfaces transparentes ouvrantes et configurée pour coopérer avec une surface extérieure de l’aéronef pour fixer ladite protection thermique sur la ou chaque surface transparente correspondante et/ou sur la partie avant de l’aéronef.

Suivant d’autres aspects avantageux de l’invention, le système de protection comprend une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prise(s) isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles :

- la protection thermique comprend une couche en tissu ;

- la protection thermique est composée d’une pluralité d’éléments de protection aptes à être reliés entre eux, chaque élément de protection étant associé à une surface transparente ou à la partie avant de l’aéronef, et étant configuré pour couvrir cette surface transparente ou cette partie avant de l’extérieur de l’aéronef ;

- au moins un dispositif de fixation au moins pour chaque couple d’éléments de protection adjacents, avantageusement pour chaque élément de protection, pour fixer cet ou ces éléments de protection ;

- au moins un dispositif de fixation est un dispositif à ventouse ;

- le dispositif à ventouse comprend : - une base comprenant une surface d’adhésion destinée à adhérer à la surface extérieure de l’aéronef en créant du vide et une surface de fixation opposée à la surface d’adhésion ;

- une pièce de couverture destinée à couvrir la surface de fixation de la base;

- une pièce de fixation destinée à fixer la pièce de couverture à la base pour fixer la protection thermique entre la pièce de couverture et cette base ;

- la pièce de fixation est destinée à traverser la protection thermique lors de la fixation de la pièce de couverture à la base, avantageusement la pièce de fixation comprenant une broche à bille ou une vis ;

- la base comprend en outre un mécanisme de verrouillage apte à verrouiller la surface d’adhésion dans une position adhérée ;

- la base comprend en outre un actionneur destiné à traverser une ouverture formée dans la pièce de couverture et une ouverture formée dans la protection thermique pour être visible et actionnable depuis l’extérieur de l’aéronef, l’actionneur étant apte à actionner le mécanisme de verrouillage ;

- avantageusement l’actionneur comprenant un indicateur d’état de verrouillage et/ou d’état de pression négative visible de l’extérieur de l’aéronef ;

- au moins un dispositif de fixation est un dispositif à gonflage comprenant deux parties gonflables s’étendant au moins partiellement le long d’une zone périphérique de la protection thermique et destinées à être gonflées d’une part et d’autre d’un cadre de la surface transparente correspondante pour fixer la protection thermique dans ce cadre ;

- au moins une paire de sangles d’attache s’étendant de part et d’autre de la protection thermique pour l’attacher au moins partiellement autour du fuselage de l’aéronef ;

- les sangles d’attache de ladite paire de sangles d’attaches sont configurées pour s’attacher à une partie saillante du fuselage de l’aéronef, telle qu’un train d’atterrissage.

La présente invention a également pour objet un procédé de fixation du système de protection thermique tel que défini ci-dessus comprenant les étapes suivantes :

- déploiement de la protection thermique à partir du cockpit via la surface transparente ouvrante ;

- déploiement d’au moins une partie du dispositif de fixation à partir du cockpit via la surface transparente ouvrante pour fixer la protection thermique.

Suivant d’autres aspects avantageux de l’invention, le procédé de fixation comprend en outre une étape d’attache de la protection thermique au moins partiellement autour du fuselage de l’aéronef avec les sangles d’attache. Ces caractéristiques et avantages de l’invention apparaitront à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins annexés, sur lesquels :

- [Fig 1] la figure 1 est une vue schématique d’un système de protection thermique selon un premier mode de réalisation de l’invention, le système de protection thermique comprenant notamment au moins un dispositif à ventouse ;

- [Fig 2] la figure 2 est une vue schématique en perspective éclatée de l’un des dispositifs à ventouse de la figure 1 ;

- [Fig 3] la figure 3 est une vue en coupe du dispositif de fixation à ventouse de la figure 2 ;

- [Fig 4] la figure 4 est une vue schématique de la mise en œuvre d’un procédé de fixation du système de protection thermique de la figure 1 ;

- [Fig 5] la figure 5 est une vue schématique en perspective d’un système de protection thermique selon un deuxième mode de réalisation de l’invention ;

- [Fig 6] la figure 6 est une vue schématique illustrant une ouverture dans le système de protection thermique de la figure 1 ; et

- [Fig 7] la figure 7 est une autre vue schématique illustrant le système de protection thermique de la figure 5.

On a en effet illustré sur la figure 1 un système de protection thermique 10 selon un premier mode de réalisation de l’invention.

Ainsi, comme cela est illustré sur cette figure 1 , le système de protection thermique 10 selon l’invention est destiné à être déployé sur une partie extérieure d’un aéronef, en particulier sur l’extérieur du cockpit de l’aéronef et éventuellement sur une partie avant de l’aéronef, pour protéger des équipements électroniques/mécaniques disposés dans ces parties l’aéronef.

Dans le texte qui suit, par aéronef, on entend tout engin volant disposant d’un cockpit à partir duquel le pilotage de cet aéronef est effectué.

Par exemple, un tel aéronef peut être représenté par un avion, notamment un avion de ligne, un avion cargo ou alors un avion militaire, ou un hélicoptère.

De manière connue en soi, le cockpit d’un tel aéronef est équipé d’une pluralité de surfaces transparentes permettant au pilote ou à tout autre opérateur de regarder à l’extérieur de l’aéronef lors par exemple de son pilotage.

Dans l’exemple de la figure 1 , seule une moitié du cockpit de l’aéronef est représentée. L’autre moitié est par exemple sensiblement symétrique à la moitié représentée. Ainsi, dans l’exemple de cette figure, le cockpit comprend une surface transparente frontale 12 et deux surfaces transparentes latérales 14 et 16. Bien entendu, dans un cas général, le cockpit comprend en outre, au moins, une surface transparente frontale symétrique à la surface transparente frontale 12 et au moins deux surfaces transparentes latérales symétriques aux surfaces transparentes latérales 14, 16.

Par ailleurs, dans l’exemple de cette figure, chacune des surfaces transparentes 12 à 16 est vitrée. Autrement dit, chacune de ces surfaces transparentes 12 à 16 dispose d’une partie vitrée protégeant alors l’espace intérieur du cockpit de l’aéronef.

Parmi ces surfaces transparentes 12 à 16, au moins une surface transparente, par exemple la surface transparente latérale 14, est une surface transparente ouvrante dans la mesure où la partie vitrée de cette surface transparente peut être enlevée par exemple lors du stationnement de l’aéronef.

L’ouverture de la surface transparente ouvrante 14 est par exemple réalisée selon des méthodes connues en soi. Par exemple, cette surface transparente ouvrante 14 dispose d’un cadre recevant la partie vitrée de cette surface transparente qui est fixée à celui-ci par exemple par des charnières. Le cadre est par exemple fixé sur le fuselage de l’aéronef.

La figure 1 fait également apparaître une partie avant 18 de l’aéronef qui n’est pas vitrée mais qui est protégée par des éléments de fuselage de celui-ci. Par exemples, ces éléments de fuselage peuvent être formés par des matériaux composites.

La partie avant 18 quant à elle peut correspondre à une partie de fuselage s’étendant au radôme recevant différents équipements de navigation de l’aéronef et les surfaces transparentes frontales 12.

La partie avant 18 peut correspondre également à toute autre partie disposée en amont de la surface transparente frontale 12 par exemple au-dessous de celle-ci, recevant au moins certains équipements électroniques/mécaniques de l’aéronef. Ces équipements comprennent par exemple des caméras thermiques. Dans certains exemples, la partie avant 18 inclut également au moins partiellement le radôme.

Comme cela est visible sur la figure 1 , le système de protection thermique 10 comprend une protection thermique flexible 22, une pluralité de dispositifs de fixation 24 de cette protection thermique 22 et avantageusement, au moins une paire de sangles d’attache 25.

La protection thermique 22 est destinée à couvrir au moins l’une des surfaces transparentes 12 à 16 et/ou la partie avant 18 de l’aéronef. En particulier, dans l’exemple de la figure 1, la protection thermique 22 est destinée à couvrir chacune des surfaces transparentes 12 à 16 ainsi que la partie avant 18 de l’aéronef.

Pour ce faire, la protection thermique 22 comprend au moins une couche en tissu comprenant par exemple des plis préformés permettant de reproduire au moins partiellement la forme extérieure des surfaces transparentes 12 à 16 et de la partie avant 18.

La protection thermique 22 peut comprendre en outre une ou plusieurs couches de protection permettant d’assurer une meilleure protection thermique et/ou une meilleure réflexion du rayonnement solaire.

Par exemple, selon un mode de réalisation, la protection thermique 22 comprend une couche extérieure formée d’un matériau réfléchissant permettant de réfléchir le rayonnement solaire.

Dans certains modes de réalisation, la protection thermique 22 comprend en outre une couche intérieure isolante faite de tout matériau isolant approprié afin d’améliorer la protection thermique.

Dans certains modes de réalisation, la protection thermique 22 comprend au moins deux couches, par exemple en tissu, reliées entre elles avec des nervures, par exemple également en tissu. Ces nervures peuvent être non-obturées à leurs extrémités et forment ainsi des canaux d’air à l’intérieur de la protection thermique 22. Ceci permet d’assurer une double isolation thermique. En outre, les nervures peuvent être orientées de sorte que lorsque la protection thermique 22 est déployée, les canaux d’air formés par ces nervures s’étendent sensiblement verticalement. Ainsi, lorsque l’air dans les canaux se chauffe, il peut se produire un mouvement de cet air par le phénomène de convection ce qui extrait l’air chaud vers le haut et le remplace par de l’air « frais » venant du bas.

Dans certains exemples, les nervures sont gonflables.

Dans certains exemples, les nervures sont flexibles et peuvent être pliées entre les couches correspondantes lorsque la protection thermique 22 n’est pas déployée.

Dans certains exemples, des canaux d’air sont formés sur la protection thermique 22 par tout autre moyen convenable.

La protection thermique 22 a une surface extérieure avantageusement supérieure à 6 m ² .

La protection thermique 22 peut être faite d’un seul tenant ou alors présenter des éléments de protection différents.

Lorsque la protection thermique 22 est faite d’un seul tenant, elle peut par exemple former : - une forme générale en « T » lorsqu’elle est conçue pour couvrir simultanément la partie avant 18 et les surfaces transparentes 12 à 16 ;

- une forme générale en « C » ou en « II » lorsqu’elle est conçue pour couvrir uniquement les surfaces transparentes 12 à 16 ;

- une forme générale en « I » lorsqu’elle est conçue pour couvrir uniquement les surfaces transparentes frontales 12 à 16 et éventuellement la partie avant 18.

Lorsque la protection thermique 22 présente une pluralité d’éléments de protection distincts, ces éléments peuvent alors former ensemble l’une des formes générales précitées.

Dans l’exemple de la figure 1 , la protection thermique 22 se présente sous la forme de trois éléments de protection, l’un des éléments couvrant les surfaces transparentes frontales 12 et la partie avant 18 de l’aéronef et les deux autres couvrant chaque pair des surfaces transparentes latérales 14 et 16. Ces éléments de protection forment alors ensemble une forme générale en « T » dans laquelle la partie centrale couvre les surfaces transparentes frontales 12 et la partie avant 18, et les volets latérales couvrent les surfaces transparentes latérales 14 et 16.

Selon les différents modes de réalisation de l’invention, les éléments de protection peuvent être reliés entre eux par exemple par un tissage ou alors présenter des éléments séparés.

Selon tous les modes de réalisation de l’invention, la protection thermique 22 est configurée pour être déployée à partir de la surface transparente ouvrante 14 de l’aéronef.

En particulier, les dimensions de la protection thermique 22 dans un état plié permettent au pilote ou à tout autre opérateur de replier cette protection thermique 22 de la surface transparente ouvrante 14 afin de couvrir les surfaces transparentes correspondantes et/ou la partie avant 18.

Dans certains exemples de réalisation, la protection thermique 22 comprend en outre au moins une ouverture permettant au pilote ou à l’opérateur de passer son buste à travers la protection pour faciliter sa mise en place. Cette ouverture peut être par exemple fermée à l’aide d’une fermeture éclair ou alors de scratchs.

Une telle ouverture est illustrée dans la figure 6, avec le buste de l’opérateur traversant ladite protection thermique 22.

Cette ouverture permet en outre la communication entre les différents opérateurs ainsi qu’une bonne visibilité du placement de la protection thermique 22, lors du déploiement du système de protection thermique 10.

Dans certains exemples de réalisation, la protection thermique 22 peut comprendre également un marquage permettant de faciliter son positionnement. Par exemple, ce marquage peut indiquer le côté du cockpit, à savoir côté droit ou côté gauche, pour lequel la zone de la protection thermique 22 comportant un tel marquage est destiné.

De plus, un tel marquage peut indiquer la face interne ou externe de la protection thermique 22.

Lorsque la protection thermique 22 se présente sous la forme d’une pluralité d’éléments de protection, ces éléments de protection peuvent être déployés séparément l’un de l’autre ou simultanément.

Dans l’exemple de la figure 1 , deux sangles d’attache 25 appartenant aux paires différentes sont visibles. De manière générale, les sangles d’attache 25 de la ou de chaque paire s’étendent de part et d’autre de la protection thermique 22 pour l’attacher au moins partiellement autour du fuselage de l’aéronef. En particulier, chaque sangle d’attache 25 définit une extrémité proximale fixée sur la protection thermique 22 et une extrémité distale destinée à être fixée au-dessous du fuselage.

Les extrémités proximales des sangles d’attache 25 sont par exemple disposées ou fixées dans les coins de la protection thermique 22 s’étendant le long de la partie avant 18 de l’aéronef. En variante ou en complément, les extrémités proximales des sangles d’attache 25 sont disposées ou fixées dans les angles de la protection thermique 22 s’étendant entre la partie avant 18 de l’aéronef et la surface transparente frontale 12.

Au moins selon certains modes de réalisation, les extrémités distales des sangles d’attache 25 différentes s’attachent entre elles en utilisant des moyens de fixation adaptés. Ces moyens de fixation peuvent aussi avoir des moyens de serrage permettant de serrer les sangles d’attache 25 autour du fuselage.

Au moins selon certains autres modes de réalisation, les extrémités distales des sangles d’attache 25 se fixent sur une partie saillante du fuselage lorsque l’aéronef est en stationnement. Par exemple, une telle partie saillante est formée par un train d’atterrissage. Alternativement, comme dans le précédent exemple, les extrémités distales des sangles d’attache 25 peuvent s’attacher entre elles et puis, être serrées contre la partie saillante.

Dans certains modes de réalisation, le système de protection thermique 10 comprend au moins deux paires de sangles d’attache 25. Dans ce cas, les sangles d’attache 25 d’une paire peuvent s’attacher entre elles et les sangles d’attache 25 de l’autre paire peuvent être fixées à la partie saillante du fuselage ou serrées contre la partie saillante.

D’autres modes de réalisation des sangles d’attache 25 sont également possibles.

Selon le premier mode de réalisation de l’invention, chaque dispositif de fixation 24 présente un dispositif à ventouse 24. En exemple d’un tel dispositif à ventouse 24 est illustré en détail sur les figures 2 et

3.

Ainsi, comme cela est illustré sur ces figures 2 et 3, le dispositif à ventouse 24 comprend une base 31 permettant de fixer le dispositif à ventouse 24 sur une surface extérieure de l’aéronef, une pièce de couverture 32 fixant la protection thermique 22 à la base 31 , une pièce de fixation 33 permettant de fixer la pièce de couverture 32 à la base 31 et une pièce intermédiaire 34 coopérant avec la pièce de fixation 33 et la base 31 pour permettre la fixation de la pièce de couverture 32.

Dans l’exemple de réalisation des figures 2 et 3, la base 31 comprend une surface d’adhésion 35 destinée à adhérer à la surface extérieure de l’aéronef en créant du vide et une surface de fixation 36 opposée à la surface d’adhésion 35.

La surface d’adhésion 35 peut être formée de tout matériau flexible tel qu’une résine par exemple. La forme de cette surface d’adhésion 35 est adaptée pour expulser de l’air lorsque le dispositif à ventouse 24 est actionné en créant ainsi du vide (au moins partiel) entre cette surface d’adhésion 35 et la surface extérieure de l’aéronef permettant ainsi l’adhésion du dispositif 24 à la surface extérieure.

La tenue mécanique résistant à l’arrachement de cette surface d’adhésion 35 est par exemple d’au moins 500 N.

De plus, la surface d’adhésion 35 est adaptée pour coopérer avec des surfaces extérieures de natures différentes et notamment, de rugosités différentes. Par exemple, la surface d’adhésion 35 est adaptée pour coopérer indifféremment avec une surface extérieure formée par une vitre ou par un élément de fuselage de l’aéronef.

En outre, la surface d’adhésion 35 ainsi que la forme générale de la base 31 peuvent être adaptées à la forme extérieure de la surface extérieure de l’aéronef pour laquelle le dispositif à ventouse 24 est conçu. Par exemple, la surface d’adhésion 35 peut avoir une forme courbée lorsque le dispositif à ventouse 24 correspondant est destiné à être fixé sur un élément de fuselage formant la partie avant 18 de l’aéronef.

Dans l’exemple des figures 2 et 3, la base 31 comprend en outre un mécanisme de verrouillage 41 permettant de verrouiller la surface d’adhésion 35 dans une position adhérée et un actionneur 42 s’étendant à partir de la surface de fixation 36 et permettant d’actionner le mécanisme de verrouillage 41.

Le mécanisme de verrouillage 41 comprend par exemple un élément de pression permettant d’exercer une pression sur la surface d’adhésion 35 afin d’expulser de l’air contenu entre cette surface d’adhésion 35 et la surface extérieure de l’aéronef correspondante, lorsque cet élément de pression est actionné par l’actionneur 42. Le mécanisme de verrouillage 41 peut comprendre également un élément de blocage permettant de bloquer l’élément de pression lorsque celui-ci est actionné par l’actionneur 42, et un ressort permettant à la surface d’adhésion 35 de revenir dans son état non adhéré.

L’actionneur 42 est apte à actionner le mécanisme de verrouillage 41 pour verrouiller ou déverrouiller la surface d’adhésion 35.

Avantageusement, l’actionneur 42 comprend un indicateur visuel 44 indiquant l’état de verrouillage et/ou d’état de pression négative. Dans ce dernier cas, l’indicateur 44 peut par exemple être relié à un mécanisme à ressort permettant de détecter l’absence d’adhésion entre la surface d’adhésion 35 et la surface extérieure de l’aéronef correspondante.

L’indicateur 44 est par exemple visible depuis l’extérieur de l’aéronef lors du déploiement du système de protection 10. Pour ce faire, l’actionneur 42 peut se présenter par exemple sous la forme d’un levier traversant la protection thermique 22 et la pièce de couverture 32 comme cela sera expliqué en détail par la suite.

L’actionneur 42 permet également une préhension facile et sûre par le pilote ou l’opérateur déployant le système de protection 10.

À cet effet, l’actionner 42 peut par exemple présenter une forme ergonomique adaptée.

La pièce intermédiaire 34 présente une surface cylindrique ou conique faisant saillie par rapport à la surface de fixation 36 de la base 31. La pièce intermédiaire 34 est par exemple solidaire avec la base 31 . Selon l’exemple de la figure 2, la pièce intermédiaire 34 est destinée à être fixée sur la base 31 , par exemple par vissage. À l’extrémité opposée à la surface de fixation 36, la pièce intermédiaire 34 définit une cavité de réception de la pièce de fixation 33. Cette cavité s’étend par exemple sensiblement parallèlement à la surface de fixation 36.

La pièce de couverture 32 présente par exemple une forme complémentaire à celle de la surface de fixation 36 de la base 31 .

Ainsi, lorsque la protection thermique 22 est fixée par la pièce de couverture 32 contre la surface de fixation 36 de la base 31 , la protection thermique 22 se déforme relativement peu tout en restant près de la surface extérieure correspondante.

La pièce de couverture 32 comprend au moins une ouverture pour l’actionneur 42 de la base 31 et une autre ouverture pour la pièce intermédiaire 34.

Avantageusement, la pièce de couverture 32 est fixée à la protection thermique 22. Par exemple, dans l’endroit de la protection thermique 22 destiné à recevoir la pièce de couverture 32, la protection thermique 22 peut former une poche dans laquelle s’insère et se fixe la pièce de couverture 32. Cette fixation permet par exemple un remplacement rapide de la pièce de couverture 32 et comprend par exemple à cet effet un système de fermeture autoagrippante.

Cette solution évite d’avoir une pièce isolée pouvant tomber ou être perdue.

Lors du déploiement de la protection, la pièce de couverture 32 est protégée par la poche et évite de risquer d’abimer le revêtement de l’avion.

Cette pièce de couverture 32 est également placée dans une poche pour permettre un accès rapide à la pièce de couverture, sans avoir besoin de découdre pour y accéder.

La pièce de fixation 33 est destinée à être insérée dans la cavité de réception de la pièce intermédiaire 34 pour fixer la pièce de couverture 32 à la base 31 .

Cette pièce de fixation 33 peut alors comprendre une vis ou une broche à bille qui est adaptée pour être reçue et fixée dans la cavité de réception de la pièce intermédiaire 34, par exemple de manière sensiblement perpendiculaire.

La pièce de fixation 33 peut comprendre en outre un mécanisme de verrouillage permettant de verrouiller cette pièce de fixation 33 lorsqu’elle est reçue dans la cavité de réception de la pièce intermédiaire 34. Ce mécanisme est adapté en outre pour déverrouiller la pièce de fixation 33 lorsque cela est nécessaire.

En outre, afin d’éviter la perte de différents composants du dispositif à ventouse 24, la base 31 , la pièce de couverture 32 et la pièce de fixation 33 sont reliées entre elles par exemple par une chaîne ou une corde.

Dans certains modes de réalisation, le dispositif à ventouse 24 comprend en outre une accroche flamme 37 permettant de fixer par exemple un avertissement de sécurité de type « Remove before flight » (« Retirer avant le vol » en français).

Enfin, il est clair que pour assurer la fixation de la protection thermique 22 par le dispositif à ventouse 24, la protection thermique 22 comprend au moins une ouverture 46 visible sur la figure 2 permettant le passage de la pièce 33 et de l’actionneur 42 de la base 31. Cette ouverture 46 peut également former une poche de fixation de la pièce de couverture 32 comme expliqué précédemment.

Le procédé de fixation du système de protection 10 selon le premier mode de réalisation sera désormais expliqué en référence à la figure 4 présentant les étapes principales de celui-ci.

Le procédé de fixation peut par exemple être réalisé d’une seule main du pilote ou de l’opérateur, l’autre main étant utilisée pour lui permettre de se maintenir pour des raisons de sécurité car l’installation s’effectue en hauteur. Lors d’une première étape, le pilote ou l’opérateur dispose à partir de la surface transparente ouvrante 14, les bases 31 des dispositifs à ventouse 24 dans des endroits prédéterminés de la surface extérieure de l’aéronef.

Ces endroits prédéterminés sont choisis en fonction de la forme de la protection thermique 22, des parties de l’aéronef devant être couvertes, et par exemple de la durée pour laquelle le système de protection 10 doit être déployé.

Par exemple, pour un stationnement de longue durée, le pilote ou l’opérateur place davantage de dispositifs à ventouse 24 pour assurer un maintien plus solide du système de fixation, notamment en cas de forts vents ou de rafales pouvant aller jusqu’à 100 Km/h.

Bien entendu, indépendamment de la durée du stationnement, les endroits de fixation des dispositifs à ventouse 24 ainsi que leur nombre peuvent être choisis en fonction des conditions climatiques dans le lieu du stationnement de l’aéronef.

Dans l’exemple de la figure 4, le pilote ou l’opérateur positionne les bases 31 des dispositifs à ventouse 24 dans les deux coins extrêmes de la surface transparente latérale 16 et dans les deux coins proches de la surface transparente frontale 12.

De manière générale, avantageusement, le pilote ou l’opérateur positionne les bases 31 des dispositifs à ventouse 24 sur le côté extérieur des surfaces transparentes. Cela évite toute interaction des dispositifs à ventouse 24 avec la surface externe du fuselage qui peut avoir une couverture spécifique.

Certaines de ces bases 31 peuvent être positionnées indifféremment sur la partie vitrée des surfaces transparentes correspondantes ou alors sur les éléments de fuselage de l’aéronef.

Lors du positionnement de chacune des bases 31 , le pilote ou l’opérateur actionne I’actionneur 42 pour verrouiller la surface d’adhésion 35 de la base 31 correspondante dans la position adhérée.

Par ailleurs, l’indicateur visuel 44 de l’actionneur 42 permet au pilote ou à l’opérateur de s’assurer du bon verrouillage de la surface d’adhésion 35.

Lors d’une deuxième étape du procédé de fixation, le pilote ou l’opérateur déploie depuis la surface transparente ouvrante 14 la protection thermique 22.

Pour ce faire, le pilote ou l’opérateur fait passer la protection thermique 22 dans un état plié à travers l’ouverture de la surface transparente ouvrante 14.

Lors d’une troisième étape le pilote ou l’opérateur déplie la protection thermique 22 à l’extérieur de l’aéronef.

Pour ce faire, le pilote ou l’opérateur peut par exemple sortir les deux bras depuis la surface transparente ouvrante 14 pour déplier les deux volets de la protection thermique 22 destinés à être déposés sur les surfaces transparentes latérales 14, 16 du cockpit. Lors de cette étape, les sangles d’attache 25 sont par exemple librement posées sur le fuselage.

Lors d’une quatrième étape, le pilote ou l’opérateur éventuellement avec l’aide d’un autre pilote ou opérateur travaillant à partir de la surface transparente ouvrante opposée, déploie par exemple d’abord la partie centrale de la protection thermique 22 et la fixe sur les bases 31 des dispositifs à ventouse 24 placés sur les surfaces transparentes frontales 12.

Le passage de la protection thermique 22 d’une surface transparente à l’autre peut se faire via une extension notamment une sangle, si la taille de l’aéronef est grande et que le passage de main en main n’est pas possible. L’extension comporte avantageusement une extrémité lestée. L’extrémité lestée permet en cas de vent d’assurer un passage de l’extension plus facile.

L’extrémité lestée est protégée par un tissu afin de ne pas risquer d’endommager la surface de l’avion.

La protection thermique 22 peut comporter une poche adaptée pour la sangle et fermée notamment par une fermeture autoagrippante.

En particulier, selon le premier mode de réalisation, le pilote ou l’opérateur ou, chacun des pilotes/opérateurs, insère l’actionneur 42 de chaque dispositif à ventouse 24 dans le trou 46 de la protection thermique 22 prévu à cet effet. Puis, le ou chaque pilote ou opérateur positionne la pièce de couverture 32 de chaque dispositif à ventouse 24 avec la protection thermique 22 tout en insérant l’actionneur 42 et la pièce intermédiaire 34 dans les ouvertures prévues à cet effet dans la pièce de couverture 32. Dans ce contexte, la pièce intermédiaire 34 peut servir de guide lors de l’insertion de la pièce de couverture 32.

Puis, le ou chaque pilote ou opérateur fixe la pièce de couverture 32 sur la base 31 à l’aide de la pièce de fixation 33.

Lors d’une cinquième étape, le ou chaque pilote ou opérateur fixe les volets de la protection thermique 22 sur les dispositifs à ventouse 24 placés sur les surfaces transparentes latérales 16.

Cette fixation peut par exemple se faire à l’aide de l’ouverture formée dans la protection 22.

À la fin du procédé, lors d’une sixième étape, le ou chaque pilote ou opérateur travaille à partir du sol pour attacher les sangles d’attache 25 autour du fuselage. En particulier, comme expliqué précédemment, une paire de sangles d’attache peut par exemple être serrée autour du fuselage et l’autre paire serrée contre la partie saillante telle qu’un train d’atterrissage. Le démontage du système de protection 10 s’effectue en mettant en œuvre les mêmes étapes du procédé mais dans le sens inverse.

Il est donc clair que le système de protection 10 selon l’invention peut être déployé de manière particulièrement rapide, par exemple en cinq minutes par deux personnes maximum.

Ce système peut par ailleurs être transporté de manière simple car sa masse totale est peu élevée (par exemple inférieure à 10 kg).

Il est clair également, que le système de protection peut être déployé indépendamment de la structure d’accueil de l’aéronef ou peut être adapté à des différentes conditions météorologiques de l’endroit de stationnement de l’aéronef.

Le système de protection 1 10 selon le deuxième mode de réalisation sera désormais expliqué en référence à la figure 5 ou à la figure 7.

Ce système de protection 1 10 comprend une protection thermique 122 qui est similaire à la protection 22 expliquée en relation avec le premier mode de réalisation de l'invention.

Le système de protection 1 10 comprend également au moins un dispositif de fixation 124 permettant la fixation de la protection thermique 122 pour couvrir au moins une surface transparente 12 à 16 ou la partie avant 18 de l’aéronef. Selon différents exemples, le système de protection 110 peut également comprendre au moins une paire de sangles d’attache 125 similaires aux sangles d’attache 25 décrites précédemment.

Le système de protection 110 diffère du système de protection 10 décrit en relation avec le premier mode de réalisation de l’invention principalement par le dispositif de fixation utilisé avec celui-ci.

En particulier, selon le deuxième mode de réalisation de l’invention, le dispositif de fixation 124 se présente sous la forme d’un dispositif à gonflage fixé à la protection thermique 122 ou intégré dans celle-ci.

Pour ce faire, le dispositif de fixation 124 comprend deux parties gonflables s’étendant au moins partiellement sur une zone périphérique de la protection thermique 122. Chacune de ces parties gonflables présente par exemple un boudin ou un double boudin.

Chacune des parties gonflables peut être fixée de manière permanente sur la zone correspondante de la protection thermique 122. Par exemple, ces parties gonflables peuvent être cousues dans la zone correspondante.

Pour fixer la protection thermique 122, les parties gonflables dans un état non-gonflé sont destinées à être disposées d’une part et d’autre du cadre de la surface transparente correspondante, lorsque cette surface transparente est ouvrante (comme par exemple la surface transparente latérale 14). En particulier, dans un tel cas, un premier boudin est placé sur la surface externe du cadre de la surface transparente et un deuxième boudin est placé sur la surface interne de ce cadre.

Puis, ces parties gonflables peuvent être gonflées par un système de gonflage adapté. Le système de gonflage est par exemple manuel ou électrique et comporte un capteur de pression et une unité de commande propre à limiter la pression dans les parties gonflables. Les parties gonflables sont ainsi adaptées aux variations de température et conservent leurs propriétés mécaniques par basse et haute température.

En particulier, la pression interne des parties gonflables peut être adaptée aux variations de température allant par exemple de 10°C (correspondant par exemple une température nocturne) jusqu’à 80°C (correspondant par exemple à une température sous rayonnement solaire) et cela, avec une température moyenne par exemple de 25°C. Une telle amplitude thermique peut par exemple correspondre à une amplitude de pression interne inférieure à 25%.

Pour ce faire, l’unité de commande peut être raccordée à un capteur apte à mesurer la température externe et/ou peut comprendre une base de données avec des amplitudes de variations thermiques dans l’endroit de stationnement de l’aéronef. Ainsi, en analysant ces données et/ou mesures ainsi que l’heure du gonflage, l’unité de commande est apte à déterminer une pression optimale au moment du gonflage.

Dans un mode de réalisation, le système de protection 110 comporte également un dispositif de sécurité comprenant par exemple une soupape de sécurité apte à dégonfler au moins certaines des parties gonflables dans le cas d’une surpression, par exemple suite à l’exposition aux rayons du soleil. En variante, l’unité de commande est propre à contrôler la pression à l’aide du capteur de pression et à actionner un dégonflage dans le cas d’une surpression.

De plus, dans certains exemples de réalisation, le dispositif à gonflage 124 peut s’étendre non seulement dans la zone périphérique de la protection thermique 122 mais également dans une zone centrale de celle-ci.

Cela est notamment visible sur la figure 5, sur laquelle au moins une partie du dispositif à gonflage 124 s’étend entre les parties de la protection thermique 122 couvrant la surface transparente frontale 12 et la surface transparente ouvrante 14. Dans ce cas, deux dispositifs à gonflage 124 peuvent par exemple être utilisés dans les surfaces transparentes ouvrantes 14 opposées et la protection thermique 122 peut s’étendre dans ces surfaces transparentes ouvrantes 14 et entre elles en couvrant ainsi les surfaces transparentes frontales 12. Dans un exemple de réalisation, la protection thermique 122 comporte une bâche recouvrant le fuselage tout en laissant un écart entre le fuselage et la bâche. L’écart permet la circulation d’un volume d’air entre le fuselage et la bâche où une convection naturelle peut avoir lieu.

Dans un exemple de réalisation, des parties gonflables sont également fixées sur une partie du fuselage autre que la surface transparente permettant la fixation du système de protection sans avoir recours aux sangles d’attache 125.

Cela est notamment visible sur la figure 7, sur laquelle des parties gonflables sont intégrées dans la protection thermique 122. Notamment, sur au moins le pourtour extérieur de la protection thermique 122 s’étend une partie du dispositif à gonflage 124. Une partie du dispositif de gonflage est également visible sur une surface transparente frontale 12. Cela permet de maintenir en position la protection thermique 122 en lui apportant une rigidité après le gonflage. Cela apporte également une meilleure tenue au vent et réduit le risque que la protection thermique 122 s’envole.

Le procédé de fixation du système de protection 1 10 est sensiblement analogue à celui décrit en relation avec le premier mode de réalisation à l’exception des étapes concernant le positionnement du dispositif à gonflage 124.

En particulier, selon le deuxième mode de réalisation, le dispositif à gonflage 124 peut être positionné simultanément avec le positionnement de la protection thermique 122.

Puis, lorsque le positionnement est fait, le dispositif à gonflage 124 est gonflé pour assurer la fixation de la protection thermique 122.

Dans un mode de réalisation, le système de protection 110 comporte une ou plusieurs valves unidirectionnelles situées entre les différentes parties gonflables du dispositif de fixation 124, pour permettre leur gonflage mais pas leur dégonflage. De telles valves unidirectionnelles sont propres à permettre le passage de fluide de l’une des parties, par exemple celle disposée adjacente à la surface interne du cadre, vers toute autre partie, par exemple celle disposée adjacente à la surface externe du cadre et/ou sur une partie du fuselage autre que la surface transparente ouvrante. En variante, les valves unidirectionnelles sont propres à permettre le passage de fluide des parties disposées dans le cadre de la surface transparente vers toute autre partie sur une partie du fuselage autre que la surface transparente ouvrante.

Dans un tel cas, pour enlever le système de protection thermique, il est possible de dégonfler à partir du cockpit uniquement la ou les parties disposées adjacentes à la surface transparente ouvrante puis à partir du sol, les autres parties gonflées.

En variante, le système de valves est remplacé ou complété par un système de pinces de serrage. La pince de serrage comporte plusieurs positions d’ouverture et une position de fermeture. La position de fermeture empêche tout fluide de circuler entre les différentes parties gonflables. Une des positions d’ouverture est propre à permettre le passage de fluide de l’une des parties, par exemple celle disposée adjacente à la surface interne du cadre, vers toute autre partie, par exemple celle disposée adjacente à la surface externe du cadre et/ou sur une partie du fuselage autre que la surface transparente ouvrante. En variante, les pinces de serrage sont propres à permettre le passage de fluide des parties disposées dans le cadre de la surface transparente vers toute autre partie sur une partie du fuselage autre que la surface transparente ouvrante.

Les différentes positions d’ouverture permettent de régler le débit de gonflage ou dégonflage des différentes parties gonflables. Les pinces de serrage sont accessibles à partir du cockpit.

Dans un mode de réalisation, le dispositif de sécurité tel qu’il a été expliqué précédemment, est avantageusement combiné avec le système de valves ou le système de pinces de serrage.

Bien entendu, il est possible de combiner les deux modes de réalisation précités, en utilisant simultanément des dispositifs de fixation 24, 124 selon les deux modes de réalisation.

Ainsi, il est possible par exemple de disposer les dispositifs à ventouse 24 sur la surface transparente latérale 16 et éventuellement, sur la surface transparente frontale 12 et/ou sur la partie avant 18 de l’aéronef.

Les dispositifs à gonflage 124 peuvent quant à eux être disposés par exemple seulement autour des surfaces transparentes ouvrantes 14.