FR3020456A1

FR3020456A1 - METHOD FOR THE GEOMETRIC CONTROL OF AN AIRCRAFT FUSELAGE FRAME AND TOOLS FOR ITS IMPLEMENTATION

Info

Publication number: FR3020456A1
Application number: FR1453632A
Authority: FR
Inventors: Mattia Denis De
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2014-04-23
Filing date: 2014-04-23
Publication date: 2015-10-30
Anticipated expiration: 2034-04-23
Also published as: FR3020456B1

Abstract

L'objet de l'invention est un procédé de contrôle géométrique d'un cadre de fuselage, ledit procédé comprenant une étape de positionnement dudit cadre de fuselage (30) par rapport à un référentiel (46) qui se caractérise en ce que le cadre de fuselage (30) est positionné par rapport au référentiel (46) en utilisant un support fixe et des supports mobiles (44.1) par rapport au référentiel (46), ledit support fixe comprenant une liaison complète démontable avec une première section du cadre de fuselage (30), chaque support mobile (44.1) comprenant une liaison complète démontable avec une deuxième section du cadre de fuselage (30), chaque support mobile (44.1) et le référentiel (46) ayant un coefficient de frottement inférieur à un seuil donné de façon à ce que chaque support mobile (44.1) se déplace librement sur le référentiel (46) lors du positionnement du cadre de fuselage. L'invention propose également un outillage pour la mise en œuvre du procédé.The object of the invention is a geometrical control method of a fuselage frame, said method comprising a step of positioning said fuselage frame (30) with respect to a reference frame (46) which is characterized in that the frame of fuselage (30) is positioned relative to the frame (46) using a fixed support and movable supports (44.1) with respect to the frame (46), said fixed support comprising a complete link removable with a first section of the fuselage frame (30), each movable support (44.1) comprising a complete link detachable with a second section of the fuselage frame (30), each movable support (44.1) and the reference frame (46) having a coefficient of friction lower than a given threshold of so that each movable support (44.1) moves freely on the repository (46) during the positioning of the fuselage frame. The invention also proposes a tool for implementing the method.

Description

PROCEDE DE CONTRÔLE GEOMETRIQUE D'UN CADRE DE FUSELAGE D'AVION ET OUTILLAGE POUR SA MISE EN OEUVRE La présente invention se rapporte à un procédé de contrôle géométrique d'un cadre de fuselage d'avion ainsi qu'à un outillage pour sa mise en oeuvre. Selon une configuration, un cadre de fuselage 10 se présente sous la forme d'un profilé avec une section en Z et un rayon de courbure centré par rapport à un axe de courbure Ac, comme illustré sur les figures 1 et 2. Ce profilé comprend une portion centrale appelée âme 12 qui s'étend dans un plan perpendiculaire à l'axe de courbure Ac, une première aile 14 dite aile intérieure disposée au niveau du bord intérieur de l'âme 12 et perpendiculaire à cette dernière et une seconde aile 16 dite aile extérieure disposée au niveau du bord extérieur de l'âme 12, également perpendiculaire à cette dernière.The present invention relates to a geometrical control method of an aircraft fuselage frame and to a tool for its implementation. artwork. According to one configuration, a fuselage frame 10 is in the form of a profile with a Z-section and a radius of curvature centered with respect to an axis of curvature Ac, as illustrated in FIGS. 1 and 2. This profile comprises a central portion called core 12 which extends in a plane perpendicular to the axis of curvature Ac, a first flange 14 said inner flange disposed at the inner edge of the core 12 and perpendicular to the latter and a second flange 16 said outer wing disposed at the outer edge of the core 12, also perpendicular to the latter.

Selon un mode de réalisation, le cadre de fuselage 10 est réalisé en matériau composite. L'une des faces de l'âme 12 est sensiblement plane et appelée face de référence 12F (visible sur la figure 4). Les ailes intérieure 14 et extérieure 16 comprennent des faces extérieures référencées respectivement 14F et 16F. Le cadre de fuselage 10 comprend une fibre neutre 18.According to one embodiment, the fuselage frame 10 is made of composite material. One of the faces of the core 12 is substantially flat and called reference face 12F (visible in Figure 4). The inner 14 and outer wings 16 comprise outer faces respectively referenced 14F and 16F. The fuselage frame 10 comprises a neutral fiber 18.

A titre d'exemple, le cadre a une épaisseur e de l'ordre de 3 mm, l'âme a une hauteur H variant de 80 à 120 mm et les ailes 14 ou 16 ont une largeur li et le de l'ordre de 30 mm. Comme illustré sur la figure 2, le cadre s'étend sur un secteur angulaire de longueur L de l'ordre de 3000 mm et a un rayon R de l'ordre de 1400 mm. Compte tenu du rapport entre son épaisseur et sa longueur, un tel cadre est relativement flexible. Selon un mode d'assemblage, l'aile extérieure 16 est assemblée à au moins un panneau du fuselage. Un cadre de fuselage doit respecter les critères suivants pour que les contraintes générées lors de l'assemblage soient inférieures à des valeurs prédéterminées : - La face de référence 12F de l'âme du cadre doit être remise dans un plan par l'action de couples de torsion qui doivent être inférieurs à un couple donné Ct, - La distance entre deux points sur la fibre neutre où un couple de torsion est appliqué doit être supérieure à une distance donnée D, - Le cadre ne doit pas être contraint en flexion dans la direction radiale Dr (voir figure 3), - Chaque face extérieure 14F et 16F des ailes intérieure 14 et extérieure 16 doit avoir une forme qui respecte un intervalle de tolérance IT de l'ordre de 1 mm. Sur les figures 3 et 4, on a représenté un outillage 20 pour contrôler la conformité d'un cadre de fuselage 10 selon l'art antérieur. Cet outillage 20 comprend un ensemble de plots 22 fixes par rapport à un référentiel 24, chaque plot 22 ayant une surface supérieure 26 contre laquelle prend appui la face de référence 12F de l'âme. Les surfaces supérieures 26 des différents plots 22 sont coplanaires et les plots 22 sont espacés d'une distance supérieure à la distance donnée D. Le procédé de contrôle géométrique du cadre de fuselage 10 consiste à positionner le cadre du fuselage 10 sur les plots 22.For example, the frame has a thickness e of the order of 3 mm, the core has a height H ranging from 80 to 120 mm and the wings 14 or 16 have a width li and the one of the order of 30 mm. As illustrated in Figure 2, the frame extends over an angular sector of length L of the order of 3000 mm and has a radius R of the order of 1400 mm. Given the relationship between its thickness and its length, such a frame is relatively flexible. According to one method of assembly, the outer wing 16 is assembled to at least one fuselage panel. A fuselage frame must meet the following criteria in order for the stresses generated during assembly to be lower than predetermined values: - The reference face 12F of the frame core must be put back in a plane by the action of pairs of torsion which must be less than a given torque Ct, - The distance between two points on the neutral fiber where a torsion torque is applied must be greater than a given distance D, - The frame must not be forced into flexion in the Radial direction Dr (see FIG. 3). Each outer face 14F and 16F of the inner and outer wings 14 and 14 must have a shape that respects a tolerance interval IT of the order of 1 mm. In Figures 3 and 4, there is shown a tool 20 for checking compliance of a fuselage frame 10 according to the prior art. This tooling 20 comprises a set of studs 22 fixed with respect to a reference frame 24, each stud 22 having an upper surface 26 against which bears the reference face 12F of the core. The upper surfaces 26 of the various studs 22 are coplanar and the studs 22 are spaced a distance greater than the given distance D. The geometrical control method of the fuselage frame 10 consists in positioning the fuselage frame 10 on the studs 22.

Si la face de référence 12F n'est pas en contact avec toute la surface supérieure 26 de tous les plots 22, on utilise des masselottes 28 qui sont réparties sur l'âme 12 du cadre de part et d'autre de la fibre neutre 18, au droit des plots 22. La masse de ces masselottes 28 est déterminée de manière à ce que le couple de torsion induit par chaque masselotte 28 soit inférieur à un couple donné Ct.If the reference face 12F is not in contact with the entire upper surface 26 of all the pads 22, the weights 28 are used which are distributed on the core 12 of the frame on either side of the neutral fiber 18 , at the right of the pads 22. The mass of these weights 28 is determined so that the torsional torque induced by each weight 28 is less than a given torque Ct.

Si la face de référence 12F n'est pas en contact avec toute la surface supérieure 26 de chaque plot 22, le cadre est déclaré non conforme. Dans le cas contraire, on effectue un relevé de points sur les faces extérieures 14F et 16F des ailes intérieure 14 et extérieure 16. Pour chaque face extérieure 14F et 16F, une surface numérique est créée à partir du relevé de points. On évalue alors les écarts de forme pour chaque face extérieure 14F et 16F et on vérifie si ces écarts respectent l'intervalle de tolérance IT. Si l'intervalle de tolérance IT est respecté, le cadre de fuselage 10 est conforme. Pour pouvoir vérifier si les faces extérieures 14F et 16F respectent l'intervalle de tolérance IT de l'ordre de 1 mm, il est nécessaire d'effectuer des mesures avec une précision de mesure ayant pour valeur IT/7, soit 0,15 mm.If the reference face 12F is not in contact with the entire upper surface 26 of each stud 22, the frame is declared non-compliant. In the opposite case, a point survey is carried out on the outer faces 14F and 16F of the inner 14 and outer wings 16. For each outer face 14F and 16F, a digital surface is created from the point survey. The shape deviations for each outer face 14F and 16F are then evaluated and it is checked whether these deviations respect the tolerance interval IT. If the tolerance interval IT is respected, the fuselage frame 10 is compliant. In order to be able to check whether the outer faces 14F and 16F respect the tolerance interval IT of the order of 1 mm, it is necessary to carry out measurements with a measuring precision having the value IT / 7, ie 0.15 mm. .

Or, pour tenir cette précision de mesure, il est nécessaire que la géométrie d'un même cadre de fuselage 10 obtenue en le déposant sur les plots 22 de l'outillage 20 ait une répétitivité inférieure à 0,15 mm. Le demandeur a remarqué que cette répétitivité ne peut pas être obtenue avec l'outillage 20 de l'art antérieur. Le coefficient de frottement entre la surface supérieure des plots de l'outillage 20 et la face de référence de l'âme du cadre de fuselage est trop important. Ainsi, lors du contrôle géométrique, la géométrie du cadre est affectée par ces forces de frottement lorsqu'il est déposé sur l'outillage 20. En effet, un même cadre de fuselage 10 dont les formes géométriques sont proches des limites de l'intervalle de tolérance IT peut être déclaré conforme ou non conforme en fonction de la manière selon laquelle il est mis en place sur l'outillage et de l'ordre d'application des couples de torsion générés par les masselottes 28. La présente invention vise à remédier aux inconvénients de l'art antérieur. A cet effet, l'invention a pour objet un procédé de contrôle géométrique d'un cadre de fuselage, ledit procédé comprenant une étape de positionnement dudit cadre de fuselage par rapport à un référentiel qui se caractérise en ce que le cadre de fuselage est positionné par rapport au référentiel en utilisant un support fixe et des supports mobiles par rapport au référentiel, ledit support fixe comprenant une liaison complète démontable avec une première section du cadre de fuselage, chaque support mobile comprenant une liaison complète démontable avec une deuxième section du cadre de fuselage, chaque support mobile et le référentiel ayant un coefficient de frottement inférieur à un seuil donné de façon à ce que chaque support mobile se déplace librement sur le référentiel lors du positionnement du cadre de fuselage. Le seuil donné est calculé de sorte que des efforts produits par des frottements entre les supports mobiles et le référentiel génèrent une flèche maximale inférieure à une précision de mesure requise qui égale à l'intervalle de tolérance divisé par 7. Cette solution permet d'éviter que le positionnement du cadre de fuselage ne perturbe le contrôle géométrique en raison de frottements. De préférence, le cadre de fuselage est positionné sur le support fixe de manière à ce que ledit support fixe soit à équidistance des extrémités du cadre de fuselage. Cette configuration permet de réduire la valeur de la flèche à chaque extrémité du cadre de fuselage susceptible d'impacter le contrôle géométrique.However, to maintain this measurement accuracy, it is necessary that the geometry of the same fuselage frame 10 obtained by depositing it on the studs 22 of the tooling 20 has a repeatability of less than 0.15 mm. The applicant has noticed that this repeatability can not be obtained with the tooling 20 of the prior art. The coefficient of friction between the upper surface of the studs of the tool 20 and the reference face of the fuselage frame core is too great. Thus, during the geometric control, the geometry of the frame is affected by these friction forces when it is deposited on the tool 20. Indeed, the same fuselage frame 10 whose geometric shapes are close to the limits of the interval IT tolerance can be declared compliant or non-compliant depending on the manner in which it is put in place on the tooling and the order of application of the torsion torques generated by the flyweights 28. The present invention aims to remedy the disadvantages of the prior art. For this purpose, the subject of the invention is a method of geometric control of a fuselage frame, said method comprising a step of positioning said fuselage frame with respect to a reference frame which is characterized in that the fuselage frame is positioned relative to the reference frame by using a fixed support and mobile supports in relation to the reference frame, said fixed support comprising a complete link removable with a first section of the fuselage frame, each movable support comprising a complete link removable with a second section of the frame of fuselage, each mobile support and the reference frame having a coefficient of friction below a given threshold so that each mobile support moves freely on the reference frame during the positioning of the fuselage frame. The given threshold is calculated so that forces produced by friction between the mobile supports and the reference frame generate a maximum deflection less than a required measurement precision which equals the tolerance interval divided by 7. This solution makes it possible to avoid that the positioning of the fuselage frame does not disturb the geometric control due to friction. Preferably, the fuselage frame is positioned on the fixed support so that said fixed support is equidistant from the ends of the fuselage frame. This configuration reduces the value of the arrow at each end of the fuselage frame that may impact the geometric control.

Avantageusement, les supports mobiles sont agencés de manière symétrique par rapport au support fixe. De préférence, chaque support mobile comprend au moins deux surfaces de contact configurées pour prendre appui contre le référentiel et disposées de part et d'autre du cadre de fuselage et en que le procédé consiste à disposer une masselotte à l'aplomb d'une surface de contact si ladite surface de contact n'est pas en contact avec le référentiel. L'invention a également pour objet un outillage pour la mise en oeuvre du procédé de contrôle géométrique, caractérisé en ce qu'il comprend un support fixe comprenant une liaison complète démontable avec une première section du cadre de fuselage et des supports mobiles, chaque support mobile comprenant une liaison complète démontable avec une deuxième section du cadre de fuselage, le coefficient de frottement entre chaque support mobile et le référentiel étant inférieur à un seuil donné de façon à ce que chaque support mobile se déplace librement sur le référentiel lors du positionnement du cadre de fuselage.Advantageously, the movable supports are arranged symmetrically with respect to the fixed support. Preferably, each mobile support comprises at least two contact surfaces configured to bear against the frame of reference and disposed on either side of the fuselage frame and in that the method consists in arranging a weight directly above a surface. of contact if said contact surface is not in contact with the repository. The invention also relates to a tool for implementing the geometric control method, characterized in that it comprises a fixed support comprising a complete removable link with a first section of the fuselage frame and movable supports, each support mobile device comprising a complete link removable with a second section of the fuselage frame, the coefficient of friction between each mobile support and the reference frame being less than a given threshold so that each mobile support moves freely on the reference frame during the positioning of the fuselage frame.

De préférence, chaque support mobile comprend au moins un appui glissant avec un coefficient de frottement inférieur à 0,01. Avantageusement, chaque support mobile comprend un châssis en forme de U inversé, les surfaces de contact prévues à chaque extrémité des branches du châssis en forme de U inversé étant disposées de part et d'autre du cadre de fuselage selon une direction radiale.Preferably, each mobile support comprises at least one sliding support with a coefficient of friction of less than 0.01. Advantageously, each mobile support comprises an inverted U-shaped frame, the contact surfaces provided at each end of the inverted U-shaped frame legs being arranged on either side of the fuselage frame in a radial direction.

D'autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui va suivre de l'invention, description donnée à titre d'exemple uniquement, en regard des dessins annexés sur lesquels : La figure 1 est une vue en perspective d'une partie d'un cadre de fuselage selon un mode de réalisation, La figure 2 est une vue de dessus du cadre de fuselage illustré sur la figure 1, La figure 3 est une vue de dessus d'une représentation symbolique d'un outillage de contrôle géométrique selon l'art antérieur, La figure 4 est une coupe de l'outillage de contrôle géométrique de la figure 3, La figure 5 est une vue en perspective d'un cadre de fuselage placé sur un outillage de contrôle géométrique qui illustre un mode de réalisation de l'invention, La figure 6 est une vue de côté du cadre de fuselage et d'un support fixe de l'outillage de contrôle géométrique illustré sur la figure 5, - La figure 7 est une vue de côté du cadre de fuselage et d'un support mobile de l'outillage de contrôle géométrique illustré sur la figure 5. Sur les figures 5, 6 et 7, on a représenté un cadre de fuselage 30 qui se présente sous la forme d'un profilé avec un rayon de courbure centré par rapport à un axe de courbure Ac.Other features and advantages will become apparent from the following description of the invention, a description given by way of example only, with reference to the accompanying drawings, in which: FIG. 1 is a perspective view of part of a 2 is a view from above of the fuselage frame illustrated in FIG. 1; FIG. 3 is a top view of a symbolic representation of a geometrical control tool according to FIG. FIG. 5 is a perspective view of a fuselage frame placed on a geometric control tool which illustrates an embodiment of the geometric control tool of FIG. FIG. 6 is a side view of the fuselage frame and a fixed support of the geometrical control tool shown in FIG. 5; FIG. 7 is a side view of the fuselage frame and FIG. a mobile support of the o 5, 6 and 7, there is shown a fuselage frame 30 which is in the form of a profile with a radius of curvature centered with respect to an axis of curvature ac.

Ce profilé comprend une portion centrale appelée âme 32 qui s'étend dans un plan perpendiculaire à l'axe de courbure Ac, une première aile 34 dite aile intérieure disposée au niveau du bord intérieur de l'âme 32 et une seconde aile 36 dite aile extérieure disposée au niveau du bord extérieur de l'âme 32. Selon un mode de réalisation, le cadre de fuselage 30 est réalisé en matériau composite.This profile comprises a central portion called core 32 which extends in a plane perpendicular to the axis of curvature Ac, a first flange 34 said inner flange disposed at the inner edge of the core 32 and a second wing 36 called wing outer member disposed at the outer edge of the core 32. According to one embodiment, the fuselage frame 30 is made of composite material.

L'une des faces de l'âme 32 est sensiblement plane et appelée face de référence 32F. Les ailes intérieure 34 et extérieure 36 comprennent des faces extérieures référencées respectivement 34F et 36F. Le cadre de fuselage comprend une fibre neutre. Le cadre de fuselage 30 n'est pas plus décrit car il est connu de l'art antérieur. Il peut être conforme sur le plan dimensionnel à celui décrit sur les figures 1 et 2.One of the faces of the core 32 is substantially flat and called the reference face 32F. The inner 34 and outer 36 wings include outer faces respectively referenced 34F and 36F. The fuselage frame comprises a neutral fiber. The fuselage frame 30 is not further described because it is known from the prior art. It may be dimensionally consistent with that described in Figures 1 and 2.

Quelle que soit la configuration, un cadre de fuselage 30 comprend une âme 32 avec une face de référence 32F et au moins une aile 34 avec au moins une surface 34F, cette aile pouvant être ou non perpendiculaire à l'âme 32. Pour la suite de la demande, on ne décrira que le contrôle géométrique de la surface extérieure 34F de l'aile intérieure 34, sachant que ce contrôle géométrique peut être réalisé indifféremment sur la face intérieure et/ou la face extérieure de l'aile intérieure 34 et/ou sur la face intérieure et/ou la face extérieure de l'aile extérieure 36. Comme pour l'art antérieur, le cadre de fuselage doit respecter les contraintes suivantes : La face de référence 32F de l'âme du cadre doit être remise dans un plan par l'action de couples de torsion qui doivent être inférieurs à un couple donné Ct, La distance entre deux points sur la fibre neutre où le couple de torsion est appliqué doit être supérieure à une distance donnée D, Le cadre ne doit pas être contraint en flexion dans la direction radiale Dr (voir figure 5), La face 34F de l'aile 34 à contrôler doit avoir une forme qui respecte un intervalle de tolérance IT de l'ordre de 1 mm.Whatever the configuration, a fuselage frame 30 comprises a core 32 with a reference face 32F and at least one flange 34 with at least one surface 34F, this flange may or may not be perpendicular to the core 32. of the application, it will be described that the geometric control of the outer surface 34F of the inner wing 34, knowing that this geometric control can be carried out indifferently on the inner face and / or the outer face of the inner wing 34 and / or on the inner face and / or the outer face of the outer wing 36. As in the prior art, the fuselage frame must respect the following constraints: The reference face 32F of the frame core must be put back into position. a plane by the action of torsion moments which must be less than a given torque Ct, The distance between two points on the neutral fiber where the torsion torque is applied must be greater than a given distance D, The frame must not be bending constrained in the radial direction Dr (see FIG. 5). The face 34F of the flange 34 to be tested must have a shape that respects a tolerance interval IT of the order of 1 mm.

Pour contrôler la géométrie d'un cadre de fuselage 30, l'invention prévoit un outillage 40 comprenant un support fixe 42 et plusieurs supports mobiles 44.1, 44.2, 44.3,... par rapport à un référentiel 46. Selon un mode de réalisation, le support fixe 42 comprend un châssis 48 avec une surface de référence 50 contre laquelle la face de référence 32F de l'âme 32 est plaquée lors du contrôle géométrique et un système de bridage 52 pour maintenir plaquée la face de référence 32F de l'âme 32 contre la surface de référence 50. De préférence, le support fixe 42 est relié au référentiel 46. Selon un mode de réalisation, le châssis 48 a une forme en U renversé. Le support fixe comprend des fixations 54 pour relier les extrémités des branches du U au référentiel 46, de part et d'autre du cadre de fuselage 30 selon la direction radiale Dr (direction perpendiculaire à l'axe de courbure Ac). Avantageusement, le support fixe 42 doit être le plus étroit possible selon l'arc Dc afin de ne pas masquer le cadre de fuselage. Selon un mode de réalisation, le support fixe 42 a une largeur selon la direction de l'arc Dc de l'ordre de 5 cm De préférence, la surface de référence 50 est la plus étroite possible selon l'arc Dc pour limiter les déformations du cadre de fuselage 30. Selon un mode de réalisation illustré sur la figure 6, le système de bridage 52 comprend une potence 56 solidaire du châssis 48, une noix 58 supportée par la potence 56, une vis 60 qui se visse dans la noix 58, une plaque de maintien 62 reliée à la vis 60. De préférence, la vis 60 comprend à une première extrémité un volant 64 et à une seconde extrémité une articulation 66 pour la relier à la plaque de maintien 62. D'autres solutions sont envisageables pour le système de bridage 52. L'ensemble comprenant le châssis 48, la surface de référence 50 et le système de bridage 52 forme une liaison complète démontable entre le support fixe 42 et une première section du cadre de fuselage 30 qui permet d'immobiliser ladite première section par rapport au support fixe 42. Quelle que soit la configuration, un support fixe 42 comprend une liaison complète démontable avec une première section du cadre de fuselage 30 afin de positionner une première portion de la face de référence 32F de l'âme 32 par rapport au référentiel 46. Ainsi, cette première portion de la face de référence 32F de l'âme 32 est positionnée dans un plan de référence Pr.To control the geometry of a fuselage frame 30, the invention provides a tool 40 comprising a fixed support 42 and several mobile supports 44.1, 44.2, 44.3, ... with respect to a reference frame 46. According to one embodiment, the fixed support 42 comprises a frame 48 with a reference surface 50 against which the reference face 32F of the core 32 is pressed during the geometric inspection and a clamping system 52 to maintain the reference face 32F of the core 32 against the reference surface 50. Preferably, the fixed support 42 is connected to the reference 46. According to one embodiment, the frame 48 has an inverted U-shape. The fixed support comprises fasteners 54 for connecting the ends of the legs of the U to the reference frame 46, on either side of the fuselage frame 30 in the radial direction Dr (direction perpendicular to the axis of curvature Ac). Advantageously, the fixed support 42 must be as narrow as possible according to the arc Dc so as not to hide the fuselage frame. According to one embodiment, the fixed support 42 has a width in the direction of the arc Dc of the order of 5 cm. Preferably, the reference surface 50 is as narrow as possible according to the arc Dc to limit the deformations. of the fuselage frame 30. According to an embodiment illustrated in Figure 6, the clamping system 52 comprises a bracket 56 integral with the frame 48, a nut 58 supported by the bracket 56, a screw 60 which is screwed into the nut 58 a holding plate 62 connected to the screw 60. Preferably, the screw 60 comprises at a first end a flywheel 64 and at a second end a hinge 66 for connecting it to the holding plate 62. Other solutions are possible for the clamping system 52. The assembly comprising the frame 48, the reference surface 50 and the clamping system 52 forms a complete removable connection between the fixed support 42 and a first section of the fuselage frame 30 which makes it possible to immobilize Said first section relative to the fixed support 42. Whatever the configuration, a fixed support 42 comprises a complete link removable with a first section of the fuselage frame 30 in order to position a first portion of the reference face 32F of the core 32 with respect to the reference frame 46. Thus, this first portion of the reference face 32F of the core 32 is positioned in a reference plane Pr.

Pour la présente demande, on entend par liaison complète une liaison telle que les pièces reliées par ladite liaison complète sont immobiles l'une par rapport à l'autre. Cette liaison complète permet la transmission d'un couple de torsion autour de la fibre neutre du cadre de fuselage.For the purposes of this application, the term "complete link" refers to a link such that the parts connected by the said complete link are stationary relative to one another. This complete link allows the transmission of a torsion torque around the neutral fiber of the fuselage frame.

Le support fixe 42 comprend de préférence au moins une fixation 54 pour le relier au référentiel 46. Selon un mode de réalisation, le référentiel 46 est une table de mesure avec une surface supérieure 68 plane et horizontale. La face de référence 32F de l'âme 32 est disposée dans un plan de référence Pr qui est parallèle à la surface supérieure 68 sur laquelle glisse les supports mobiles. Chaque support mobile 44.1, 44.2, 44.3,... comprend un châssis 70 avec une surface de référence 72 contre laquelle la face de référence 32F de l'âme 32 est plaquée lors du contrôle géométrique, un système de bridage 74 pour maintenir plaquée la face de référence 32F de l'âme 32 contre la surface de référence 72 et au moins une surface de contact 76 configurée pour prendre appui contre le référentiel 46. De préférence, le système de bridage 74 d'un support mobile 44 est identique au système de bridage 52 du support fixe 42. Comme pour le support fixe 42, l'ensemble comprenant le châssis 70, la surface de référence 72 et le système de bridage 74 forme une liaison complète démontable entre le support mobile 44.1, 44.2, 44.3,... et une deuxième section du cadre de fuselage 30 qui permet d'immobiliser ladite deuxième section par rapport au support mobile 44.1, 44.2, 44.3,.... Pour chaque support mobile 44.1, 44.2, 44.3,..., la surface de référence 72 est coplanaire avec le plan de référence Pr lorsque le support mobile 44.1, 44.2, 44.3,... repose sur le référentiel 46. Avantageusement, chaque support mobile 44.1, 44.2, 44.3,... doit être le plus étroit possible selon l'arc Dc afin de ne pas masquer le cadre de fuselage 30. Selon un mode de réalisation, chaque support mobile 44.1, 44.2, 44.3,... a une largeur selon la direction de l'arc Dc de l'ordre de 5 cm. De préférence, la surface de référence 72 est la plus étroite possible selon l'arc Dc pour limiter les déformations du cadre de fuselage 30. Selon une caractéristique de l'invention, le coefficient de frottement entre chaque support mobile 44.1, 44.2, 44.3,... et le référentiel 46 est inférieur à un seuil donné de façon à ce que chaque support mobile 44.1, 44.2, 44.3,... se déplace librement sur le référentiel 46 lors du positionnement du cadre de fuselage à contrôler sur l'outillage 40. Ce seuil donné est calculé de sorte que les efforts produits par les frottements entre les supports mobiles 44.1, 44.2, 44.3,... et le référentiel 46 génèrent une flèche maximale inférieure à une précision de mesure requise qui est égale à l'intervalle de tolérance IT divisé par 7. Par coefficient de frottement, on entend coefficient de frottement et coefficient de roulement. Contrairement à l'art antérieur, le cadre de fuselage 30 peut se positionner librement par rapport au référentiel 46. Les forces de frottement générées entre les supports mobiles 44.1, 44.2, 44.3, .... et le référentiel 46 sont inférieures à celles générées entre les surfaces supérieures des plots de l'outillage 20 de l'art antérieur et la face de référence de l'âme du cadre du fuselage 10. Ainsi, la géométrie du cadre de fuselage 10 déposée sur l'outillage n'est pas affectée au-delà de la précision de mesure requise.The fixed support 42 preferably comprises at least one attachment 54 to connect it to the reference frame 46. According to one embodiment, the reference frame 46 is a measurement table with a flat upper surface 68 and horizontal. The reference face 32F of the core 32 is disposed in a reference plane Pr which is parallel to the upper surface 68 on which the movable supports slide. Each movable support 44.1, 44.2, 44.3, ... comprises a frame 70 with a reference surface 72 against which the reference face 32F of the core 32 is pressed during the geometric inspection, a clamping system 74 for holding the plate 32F reference face of the core 32 against the reference surface 72 and at least one contact surface 76 configured to bear against the reference 46. Preferably, the clamping system 74 of a mobile support 44 is identical to the system as in the case of the fixed support 42, the assembly comprising the frame 70, the reference surface 72 and the clamping system 74 form a completely removable connection between the mobile support 44.1, 44.2, 44.3 ,. .. and a second section of the fuselage frame 30 which makes it possible to immobilize said second section relative to the mobile support 44.1, 44.2, 44.3, .... For each mobile support 44.1, 44.2, 44.3, ..., the surface reference 72 is co planar with the reference plane Pr when the mobile support 44.1, 44.2, 44.3, ... is based on the reference 46. Advantageously, each mobile support 44.1, 44.2, 44.3, ... must be as narrow as possible according to the arc Dc so as not to hide the fuselage frame 30. According to one embodiment, each movable support 44.1, 44.2, 44.3, ... has a width in the direction of the arc Dc of the order of 5 cm. Preferably, the reference surface 72 is as narrow as possible along the arc Dc to limit the deformations of the fuselage frame 30. According to one characteristic of the invention, the coefficient of friction between each mobile support 44.1, 44.2, 44.3, ... and the reference 46 is below a given threshold so that each mobile support 44.1, 44.2, 44.3, ... moves freely on the reference frame 46 when positioning the fuselage frame to be controlled on the tooling 40. This given threshold is calculated so that the forces produced by the friction between the movable supports 44.1, 44.2, 44.3, ... and the reference frame 46 generate a maximum deflection less than a required measuring precision which is equal to the IT tolerance range divided by 7. Friction coefficient means coefficient of friction and rolling coefficient. Unlike the prior art, the fuselage frame 30 can be freely positioned relative to the reference frame 46. The friction forces generated between the movable supports 44.1, 44.2, 44.3, .... and the reference frame 46 are smaller than those generated. between the upper surfaces of the studs of the tooling 20 of the prior art and the reference face of the core of the fuselage frame 10. Thus, the geometry of the fuselage frame 10 deposited on the tooling is not affected beyond the required measurement accuracy.

Contrairement à l'art antérieur, l'état de surface ou la géométrie de la face de référence 32F du cadre de fuselage n'impacte pas le contrôle géométrique dans la mesure où le glissement nécessaire pour que le cadre de fuselage puisse se déformer lors de l'application des couples de torsion n'est pas prévu entre la face de référence 32F et une autre pièce mais entre deux pièces indépendantes du cadre de fuselage.Unlike the prior art, the surface state or the geometry of the reference face 32F of the fuselage frame does not impact the geometrical control to the extent that the slippage necessary for the fuselage frame can deform during the application of the torsion torques is not provided between the reference face 32F and another part but between two independent parts of the fuselage frame.

Selon un autre avantage, la liaison complète entre chaque support mobile et le cadre de fuselage permet d'appliquer un couple de torsion au cadre de fuselage 30 en déposant une masselotte 80 sur un support mobile et non directement sur le cadre de fuselage. Avantageusement, le châssis 70 de chaque support mobile 44.1, 44.2, 44.3,... a une forme en U renversé, les extrémités des branches du U formant chacune une surface de contact 76 avec le référentiel 46. Cette configuration permet de réduire la superficie des surfaces de contact 76 entre chaque support mobile et le référentiel ce qui tend à réduire les forces de frottement générées lors du déplacement des supports mobiles 44.1, 44.2, 44.3,... sur le référentiel 46. Les surfaces de contact 76 prévues à chaque extrémité des branches du châssis en forme de U sont disposées de part et d'autre du cadre de fuselage 30 selon la direction radiale Dr. Avantageusement, chaque châssis mobile 44.1, 44.2, 44.3 comprend au moins deux surfaces de contact 76 disposées de part et d'autre du cadre de fuselage 30.According to another advantage, the complete connection between each mobile support and the fuselage frame makes it possible to apply a torsion torque to the fuselage frame 30 by depositing a counterweight 80 on a mobile support and not directly on the fuselage frame. Advantageously, the frame 70 of each mobile support 44.1, 44.2, 44.3, ... has an inverted U shape, the ends of the legs of the U each forming a contact surface 76 with the reference frame 46. This configuration reduces the area contact surfaces 76 between each mobile support and the reference frame which tends to reduce the frictional forces generated during the movement of the movable supports 44.1, 44.2, 44.3, ... on the reference 46. The contact surfaces 76 provided at each end of the legs of the U-shaped frame are arranged on either side of the fuselage frame 30 in the radial direction. Advantageously, each mobile frame 44.1, 44.2, 44.3 comprises at least two contact surfaces 76 arranged on each side. other of the fuselage frame 30.

De préférence, chaque surface de contact 76 des supports mobiles 44.1, 44.2, 44.3,... comprend au moins un appui glissant 78 en contact avec le référentiel 46 dont le coefficient de frottement est inférieur à 0, 01. Avantageusement, l'extrémité de chaque branche de la forme en U du châssis 70 comprend un appui glissant 78. Selon un mode de réalisation, un appui glissant 78 est une bille de manutention. Selon un autre mode de réalisation, un appui glissant 78 est un patin à coussin d'air. Bien entendu, l'invention n'est pas limitée à ces modes de réalisation pour les appuis glissants 78.Preferably, each contact surface 76 of the movable supports 44.1, 44.2, 44.3, ... comprises at least one sliding support 78 in contact with the reference frame 46 whose coefficient of friction is less than 0.01. Advantageously, the end each leg of the U-shaped frame 70 includes a sliding support 78. According to one embodiment, a sliding bearing 78 is a handling ball. According to another embodiment, a sliding support 78 is an air cushion pad. Of course, the invention is not limited to these embodiments for sliding bearings 78.

De préférence, l'outillage 40 comprend un nombre pair de supports mobiles 44.1 à 44.n disposés en nombre égal de part et d'autre du support fixe 42. Le nombre de supports mobiles est déterminé de manière à ce que les forces de frottement induites par l'ensemble des supports mobiles ne génèrent pas une flèche supérieure à la précision de mesure.Preferably, the tooling 40 comprises an even number of movable supports 44.1 to 44.n arranged in equal numbers on either side of the fixed support 42. The number of movable supports is determined so that the friction forces induced by the set of movable supports do not generate an arrow greater than the measuring accuracy.

De manière privilégiée, l'outillage 40 comprend au moins une masselotte 80 pour exercer un couple de torsion afin de positionner la face de référence 32F dans le plan de référence Pr. La masse des masselottes 80 est déterminée de manière à ce que le couple de torsion induit par chaque masselotte 80 soit inférieur à un couple donné Ct. Si une des surfaces de contact 76 d'un des chariots mobiles 44.1 à 44.n n'est pas en contact avec le référentiel 46 alors une masselotte 80 est disposée à l'aplomb de ladite surface de contact 76. Selon l'invention, le procédé de contrôle géométrique d'un cadre de fuselage comprend une étape de positionnement dudit cadre de fuselage 30 par rapport au référentiel 46 en utilisant un support fixe 42 et des supports mobiles 44.1 à 44.n configurés pour glisser ou rouler sur le référentiel 46. A cet effet, le cadre de fuselage 30 à contrôler est mis en place sur la surface de référence 50 du support fixe 42 et le système de bridage 52 est serré. De préférence, le cadre de fuselage 30 est positionné sur le support fixe 42 de manière à ce que le support fixe 42 soit à équidistance des extrémités du cadre de fuselage. En suivant, les supports mobiles 44.1 à 44.n sont mis en place et leurs systèmes de bridage 74 sont serrés.In a preferred manner, the tooling 40 comprises at least one feeder 80 for exerting a torsion torque in order to position the reference face 32F in the reference plane Pr. The mass of the weights 80 is determined in such a way that the torque of torsion induced by each weight 80 is less than a given torque Ct. If one of the contact surfaces 76 of one of the mobile carriages 44.1 to 44.n is not in contact with the reference 46 then a weight 80 is disposed at A plumb of said contact surface 76. According to the invention, the method of geometric control of a fuselage frame comprises a step of positioning said fuselage frame 30 with respect to the reference frame 46 by using a fixed support 42 and movable supports 44.1 to 44.n configured to slide or roll on the repository 46. For this purpose, the fuselage frame 30 to be controlled is placed on the reference surface 50 of the fixed support 42 and the system of b wrinkling 52 is tight. Preferably, the fuselage frame 30 is positioned on the fixed support 42 so that the fixed support 42 is equidistant from the ends of the fuselage frame. Following, the movable supports 44.1 to 44.n are set up and their clamping systems 74 are tight.

Avantageusement, les supports mobiles 44.1 à 44.n sont agencés de manière symétrique par rapport au support fixe 42.Advantageously, the movable supports 44.1 to 44.n are arranged symmetrically with respect to the fixed support 42.

Après le positionnement du cadre de fuselage par rapport au référentiel 46, le procédé de contrôle géométrique comprend une éventuelle étape consistant à corriger la géométrie du cadre. Si nécessaire au moins une masselotte 80 est mise en place pour inciter les surfaces de contact 76 des supports mobiles 44.1 à 44.n à être en contact avec le référentiel 46.After positioning the fuselage frame relative to the reference frame 46, the geometric control method includes a possible step of correcting the geometry of the frame. If necessary, at least one feeder 80 is put in place to encourage the contact surfaces 76 of the mobile supports 44.1 to 44.n to be in contact with the reference frame 46.

Les masselottes 80 sont espacées d'une distance supérieure ou égale à la distance donnée D. Après le positionnement du cadre de fuselage par rapport au référentiel 46 et l'éventuelle correction de sa géométrie, le procédé de contrôle géométrique comprend une étape qui consiste à vérifier si toutes les surfaces de contact 76 de tous les supports mobiles 44.1 à 44.n sont en contact avec le référentiel 46. Si au moins l'une des surfaces de contact 76 n'est pas en contact, le cadre de fuselage 30 est déclaré non conforme. Si toutes les surfaces de contact 76 sont en contact avec le référentiel 46, le procédé de contrôle géométrique comprend une étape consistant à effectuer un relevé de points sur au moins une surface d'au moins une aile 34 et/ou 36, à créer pour chaque surface mesurée, une surface numérique à partir du relevé de points, à évaluer les écarts de forme pour chaque surface mesurée et vérifier si ces écarts respectent l'intervalle de tolérance IT. Si tel est le cas, le cadre est déclaré conforme. Dans le cas contraire, il est déclaré non conforme. La technique de relevé de points et de vérification de l'intervalle de tolérance et l'équipement nécessaire à cet effet ne sont pas plus décrits car ils peuvent être similaires à ceux de l'art antérieur.The weights 80 are spaced a distance greater than or equal to the given distance D. After positioning the fuselage frame relative to the reference 46 and the possible correction of its geometry, the geometric control method comprises a step consisting in check whether all the contact surfaces 76 of all the movable supports 44.1 to 44.n are in contact with the reference frame 46. If at least one of the contact surfaces 76 is not in contact, the fuselage frame 30 is declared non-compliant. If all the contacting surfaces 76 are in contact with the reference frame 46, the geometric control method comprises a step of making a point survey on at least one surface of at least one wing 34 and / or 36, to be created for each measured surface, a digital surface from the point survey, to evaluate the shape deviations for each measured area and to check whether these deviations respect the IT tolerance range. If this is the case, the frame is declared compliant. Otherwise, it is declared non-compliant. The technique of recording points and checking the tolerance interval and the equipment necessary for this purpose are not described any more because they may be similar to those of the prior art.

Claims

REVENDICATIONS1. A method of geometrical control of a fuselage frame comprising a web (32) with a reference face (32F) and at least one wing (34, 36) with at least one face (34F, 36F) to be controlled within a range of tolerance, said method comprising a step of positioning said fuselage frame (30) with respect to a reference frame (46), said positioning step being characterized in that the fuselage frame (30) is positioned relative to the frame (46) using a fixed support (42) and movable supports (44.1 to 44.n) relative to the reference frame (46), said fixed support (42) comprising a complete link removable with a first section of the fuselage frame (30), each movable support (44.1 to 44.n) comprising a complete link removable with a second section of the fuselage frame (30), each movable support (44.1 to 44.n) and the reference frame (46) having a coefficient of friction lower than a given threshold so that each movable support (44.1 to 44.n) moves freely within the repository (46) when positioning the fuselage frame.

2. A geometric control method according to claim 1, characterized in that the given threshold is calculated so that forces produced by friction between the movable supports (44.1 to 44.n) and the reference frame (46) generate a maximum deflection less than the required measurement accuracy which equals the tolerance interval divided by 7.

3. A method of geometric control according to claim 1 or 2, characterized in that the fuselage frame (30) is positioned on the fixed support (42) so that said fixed support (42) is equidistant from the ends of the fuselage frame.

4. Geometric control method according to one of claims 1 to 3, characterized in that it consists in using an even number of movable supports (44.1 to 44.n) arranged in equal numbers on either side of the support fixed (42).

5. Geometric control method according to claim 4, characterized in that the movable supports (44.1 to 44.n) are arranged symmetrically with respect to the fixed support (42).

6. Geometric control method according to one of claims 1 to 5, characterized in that each movable support (44.1 to 44.n) comprises at least two contact surfaces (76) disposed on either side of the frame of fuselage (30) and in that the method consists in arranging a flyweight (80) directly above a contact surface (76) if said contact surface (76) is not in contact with the reference frame (46) .

7. Tooling for carrying out the geometric control method according to one of the preceding claims, characterized in that it comprises a fixed support (42) comprising a complete link removable with a first section of the fuselage frame (30) and movable supports (44.1 to 44.n), each movable support (44.1 to 44.n) comprising a complete link detachable with a second fuselage frame section (30), the coefficient of friction between each movable support (44.1 to 44.n) and the reference frame (46) being less than a given threshold so that each movable support (44.1 to 44.n) moves freely on the reference frame (46) during the positioning of the fuselage frame.

8. Tooling according to claim 7, characterized in that each movable support (44.1 to 44.n) comprises at least one sliding support (78) with a coefficient of friction less than 0.01.

9. Tooling according to claim 8, characterized in that the sliding support (78) is a handling ball.

10. Tooling according to claim 8, characterized in that the sliding support (78) is an air cushion pad.

11. Tooling according to one of claims 7 to 10, characterized in that each movable support (44.1 to 44.n) comprises an inverted U-shaped frame (70), the contact surfaces (76) provided at each end. legs of the inverted U-shaped frame being disposed on either side of the fuselage frame in a radial direction.