FR3051176A1 - METHOD FOR ASSEMBLING AN AIRCRAFT FUSELAGE STRING USING AN ASSEMBLY MODULE AND AN AIRCRAFT FUSELAGE TRUNK ASSEMBLED THEREBY - Google Patents

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FR3051176A1 FR1654263A FR1654263A FR3051176A1 FR 3051176 A1 FR3051176 A1 FR 3051176A1 FR 1654263 A FR1654263 A FR 1654263A FR 1654263 A FR1654263 A FR 1654263A FR 3051176 A1 FR3051176 A1 FR 3051176A1
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Abstract

L'invention a pour objet un procédé d'assemblage d'un tronçon de fuselage d'aéronef caractérisé en ce qu'il comprend une étape de positionnement et de fixation des éléments (42) d'une structure secondaire (32) dans un module d'assemblage autoporteur (48) et une étape d'introduction et de fixation du module d'assemblage autoporteur (48) équipé des éléments (42) de la structure secondaire (32) dans une structure primaire (30) du tronçon de fuselage. L'invention a également pour objet un tronçon de fuselage d'aéronef assemblé à partir dudit procédé d'assemblage.The invention relates to a method of assembling an aircraft fuselage section characterized in that it comprises a step of positioning and fixing the elements (42) of a secondary structure (32) in a module self-supporting assembly (48) and a step of introducing and fixing the self-supporting assembly module (48) equipped with the elements (42) of the secondary structure (32) in a primary structure (30) of the fuselage section. The invention also relates to an aircraft fuselage section assembled from said assembly process.

Description

PROCEDE D'ASSEMBLAGE D'UN TRONÇON DE FUSELAGE D'UN AERONEF A L'AIDE D'UN MODULE D'ASSEMBLAGE ET TRONÇON DE FUSELAGE D'AERONEF ASSEMBLE SELON LEDITMETHOD FOR ASSEMBLING A FUSELAGE SECTION OF AN AIRCRAFT USING AN ASSEMBLY MODULE AND AN AIRCRAFT FUSELAGE ASSEMBLY ASSEMBLED THEREBY

PROCEDEPROCESS

La présente demande se rapporte à un procédé d'assemblage d'un tronçon de fuselage d'un aéronef à l'aide d'un module d'assemblage ainsi qu'à un tronçon de fuselage d'aéronef assemblé selon ledit procédé.The present application relates to a method of assembling a fuselage section of an aircraft using an assembly module and to an aircraft fuselage section assembled according to said method.

Sur la figure 1, on a représenté un aéronef 10 qui comprend un fuselage 12 formé de plusieurs tronçons disposés bout à bout.In Figure 1, there is shown an aircraft 10 which comprises a fuselage 12 formed of several sections arranged end to end.

Pour la suite de la description, l'axe longitudinal de l'aéronef correspond à l'axe qui relie la pointe avant à la pointe arrière de l'aéronef. Une direction longitudinale est une direction parallèle à l'axe longitudinal. Une direction radiale est une direction perpendiculaire à l'axe longitudinal. Un plan longitudinal est un plan qui passe par l'axe longitudinal. Un plan transversal est un plan perpendiculaire à l'axe longitudinal.For the rest of the description, the longitudinal axis of the aircraft corresponds to the axis that connects the front tip to the rear tip of the aircraft. A longitudinal direction is a direction parallel to the longitudinal axis. A radial direction is a direction perpendicular to the longitudinal axis. A longitudinal plane is a plane that passes through the longitudinal axis. A transverse plane is a plane perpendicular to the longitudinal axis.

Sur les figures 2A et 2B, on a représenté une pointe avant 14 d'un aéronef qui correspond au tronçon situé le plus à l'avant de l'aéronef.FIGS. 2A and 2B show a nose 14 of an aircraft corresponding to the most forward section of the aircraft.

Comme tous les tronçons, la pointe avant 14 comprend une structure primaire 16 qui comporte des raidisseurs transversaux appelés cadres, des raidisseurs longitudinaux appelés lisses et une peau qui forme l'enveloppe extérieure de l'aéronef. La pointe avant 14 comprend un plancher 18 relié à la structure primaire 16 qui divise la pointe avant en deux zones, une zone supérieure qui correspond à une cabine de pilotage 20 et une zone inférieure qui correspond à une soute avionique 22. La pointe avant 14 comprend également une structure secondaire 24 qui comporte des panneaux qui cloisonnent et recouvrent l'intérieur de la structure primaire 16 et différents équipements, accessoires, meubles 26.1 à 26.7 qui sont reliés à la structure primaire 16.Like all the sections, the front tip 14 comprises a primary structure 16 which comprises transverse stiffeners called frames, longitudinal stiffeners called smooth and a skin which forms the outer casing of the aircraft. The nose 14 comprises a floor 18 connected to the primary structure 16 which divides the nose in two zones, an upper zone corresponding to a cockpit 20 and a lower zone corresponding to an avionics bay 22. The nose 14 also comprises a secondary structure 24 which comprises panels which partition and cover the inside of the primary structure 16 and various equipment, accessories, furniture 26.1 to 26.7 which are connected to the primary structure 16.

Pour la suite de la description, on entend par élément de la structure secondaire tous les éléments formant la structure secondaire qui sont positionnés à l'intérieur de la structure primaire 16 et reliés à cette dernière, tels que des panneaux, des cloisons, des équipements, des accessoires, des meubles,...For the remainder of the description, the element of the secondary structure is understood to mean all the elements forming the secondary structure which are positioned inside the primary structure 16 and connected thereto, such as panels, partitions, equipment , accessories, furniture, ...

Selon l'art antérieur, un procédé d'assemblage d'une pointe avant 14 d'un aéronef comprend les étapes suivantes : une première étape d'assemblage de la structure primaire 16 de la pointe avant 14, une deuxième étape de mise en place du plancher 18 dans la structure primaire 16, une troisième étape d'installation et de fixation des différents éléments de la structure secondaire 24 dans la structure primaire 16.According to the prior art, a method of assembling a nose 14 of an aircraft comprises the following steps: a first step of assembling the primary structure 16 of the nose 14, a second step of setting up of the floor 18 in the primary structure 16, a third step of installing and fixing the different elements of the secondary structure 24 in the primary structure 16.

Les différents éléments de la structure secondaire 24 sont installés dans la structure primaire 16 indépendamment les uns des autres. Ainsi, chacun d'eux comprend un système de positionnement et de fixation à la structure primaire 16 qui lui est propre et qui est distinct de celui des autres éléments de la structure secondaire 24.The different elements of the secondary structure 24 are installed in the primary structure 16 independently of each other. Thus, each of them comprises a system for positioning and attachment to the primary structure 16 which is specific to it and which is distinct from that of the other elements of the secondary structure 24.

Selon ce procédé d'assemblage, les trois étapes d'assemblage sont nécessairement réalisées les unes à la suite des autres. Or, la troisième étape d'installation et de fixation des différents éléments de la structure secondaire 24 dans la structure primaire 16 est une étape relativement longue (les éléments de la structure secondaire étant installés un par un) qui tend à ralentir la cadence de production d'une chaîne d'assemblage d'aéronef. Cette troisième étape est d'autant plus longue que les éléments de la structure secondaire 24 doivent être fixés à la structure primaire 16 avec une précision en matière de positionnement relativement élevée.According to this assembly method, the three assembly steps are necessarily performed one after the other. However, the third step of installing and fixing the different elements of the secondary structure 24 in the primary structure 16 is a relatively long step (the elements of the secondary structure being installed one by one) which tends to slow down the production rate. of an aircraft assembly line. This third step is even longer than the elements of the secondary structure 24 must be attached to the primary structure 16 with a relatively high positioning accuracy.

La présente invention vise à remédier aux inconvénients de l'art antérieur. A cet effet, l'invention a pour objet un procédé d'assemblage d'un tronçon de fuselage d'aéronef, ledit tronçon comprenant une structure primaire et des éléments d'une structure secondaire positionnés dans la structure primaire. Selon l'invention, le procédé d'assemblage se caractérise en ce qu'il comprend une étape de positionnement et de fixation des éléments de la structure secondaire dans un module d'assemblage autoporteur et une étape d'introduction et de fixation du module d'assemblage autoporteur équipé des éléments de la structure secondaire dans la structure primaire.The present invention aims to overcome the disadvantages of the prior art. To this end, the invention relates to a method of assembling an aircraft fuselage section, said section comprising a primary structure and elements of a secondary structure positioned in the primary structure. According to the invention, the assembly method is characterized in that it comprises a step of positioning and fixing the elements of the secondary structure in a self-supporting assembly module and a step of introducing and fixing the module. self-supporting assembly equipped with the elements of the secondary structure in the primary structure.

Selon l'invention, le module d'assemblage autoporteur est assemblé et équipé des différents éléments de la structure secondaire concomitamment à l'assemblage de la structure primaire. Ainsi, le montage des éléments de la structure secondaire est réalisé en temps masqué ce qui contribue à améliorer la cadence d'assemblage des aéronefs. L'invention a également pour objet un tronçon de fuselage d'aéronef comprenant une structure primaire et des éléments d'une structure secondaire positionnés dans la structure primaire, caractérisé en ce que le tronçon de fuselage comprend un module d'assemblage autoporteur auquel sont reliés les éléments de la structure secondaire et au moins un système d'immobilisation configuré pour immobiliser le module d'assemblage autoporteur par rapport à la structure primaire.According to the invention, the self-supporting assembly module is assembled and equipped with the different elements of the secondary structure concomitantly with the assembly of the primary structure. Thus, the assembly of the elements of the secondary structure is made in masked time which contributes to improving the rate of assembly of the aircraft. The invention also relates to an aircraft fuselage section comprising a primary structure and elements of a secondary structure positioned in the primary structure, characterized in that the fuselage section comprises a self-supporting assembly module to which are connected the elements of the secondary structure and at least one immobilization system configured to immobilize the self-supporting assembly module with respect to the primary structure.

Avantageusement, le module d'assemblage autoporteur comprend un plancher et une paroi raidie en forme de voûte, ladite paroi raidie ayant des formes extérieures qui épousent des formes intérieures de la structure primaire.Advantageously, the self-supporting assembly module comprises a floor and a stiffened arch-shaped wall, said stiffened wall having external shapes that follow internal shapes of the primary structure.

Selon un mode de réalisation, chaque système d'immobilisation comprend d'une part une tige reliée par une liaison pivotante au module d'assemblage autoporteur et qui comporte une tête à une première extrémité et un panneton à une seconde extrémité, et d'autre part, une plaque reliée à la structure primaire et qui comporte un orifice comprenant une section identique au jeu de fonctionnement près à la section de la tige et du panneton.According to one embodiment, each immobilization system comprises on the one hand a rod connected by a pivotal connection to the self-supporting assembly module and which comprises a head at one end and a bit at a second end, and other part, a plate connected to the primary structure and which has an orifice comprising a section identical to the operating clearance near the section of the rod and the bit.

De préférence, chaque système d'immobilisation comprend un élément élastique interposé entre la tête de la tige et le module d'assemblage autoporteur de manière à limiter l'apparition de contraintes.Preferably, each immobilization system comprises a resilient element interposed between the head of the rod and the self-supporting assembly module so as to limit the appearance of stresses.

Selon une configuration, pour chaque système d'immobilisation, le module d'assemblage autoporteur comprend un trou traversant orienté selon une direction radiale et qui comprend une section identique au jeu de fonctionnement près à la section de la tige et du panneton.According to one configuration, for each immobilization system, the self-supporting assembly module comprises a through hole oriented in a radial direction and which comprises a section identical to the operating clearance near the section of the rod and the bit.

Avantageusement, le tronçon de fuselage d'aéronef comprend un système de guidage configuré pour guider selon une direction longitudinale le module d'assemblage autoporteur dans la structure primaire.Advantageously, the aircraft fuselage section comprises a guidance system configured to guide the self-supporting assembly module in the primary structure in a longitudinal direction.

Selon un mode de réalisation, le système de guidage comprend d'une part deux rails orientés selon la direction longitudinale, reliés à la structure primaire et disposés de part et d'autre du module d'assemblage autoporteur, et d'autre part, des roues reliées au module d'assemblage autoporteur et configurées pour rouler sur les rails.According to one embodiment, the guiding system comprises on the one hand two rails oriented in the longitudinal direction, connected to the primary structure and arranged on either side of the self-supporting assembly module, and on the other hand, wheels connected to the self-supporting assembly module and configured to ride on the rails.

Selon une configuration, chaque rail a dans un plan transversal une section en U qui comprend une base avec une surface supérieure qui forme une surface de roulage pour les roues et deux ailes entre lesquelles les roues sont guidées.In one configuration, each rail has in a transverse plane a U-shaped section that includes a base with an upper surface that forms a rolling surface for the wheels and two wings between which the wheels are guided.

Dans le cas d'une pointe avant d'un aéronef, les roues sont reliées au module d'assemblage autoporteur par une liaison pivotante glissante pour leur permettre de suivre les rails courbes.In the case of a forward nose of an aircraft, the wheels are connected to the self-supporting assembly module by a sliding swivel connection to enable them to follow the curved rails.

Avantageusement, le tronçon de fuselage d'aéronef comprend au moins une butée pour limiter le mouvement du module d'assemblage autoporteur par rapport à la structure primaire selon la direction longitudinale. L'invention a également pour objet un aéronef comprenant au moins un tronçon de fuselage conforme à l'invention. 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 :Advantageously, the aircraft fuselage section comprises at least one stop to limit the movement of the self-supporting assembly module relative to the primary structure in the longitudinal direction. The invention also relates to an aircraft comprising at least one fuselage section according to the invention. 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 appended drawings in which:

La figure 1 est une vue de côté d'un aéronef,FIG. 1 is a side view of an aircraft,

La figure 2A est une représentation schématique d'une structure primaire d'une pointe avant d'un aéronef qui illustre un mode de réalisation de l'art antérieur,FIG. 2A is a diagrammatic representation of a primary structure of a front tip of an aircraft which illustrates an embodiment of the prior art,

La figure 2B est une représentation schématique de la pointe avant visible sur la figure 2A équipé de différents éléments d'une structure secondaire,FIG. 2B is a schematic representation of the front tip visible in FIG. 2A equipped with different elements of a secondary structure,

La figure 3 est une représentation schématique d'un module d'assemblage équipé, prêt à être introduit dans une structure primaire d'une pointe avant d'un aéronef qui illustre un mode de réalisation de l'invention,FIG. 3 is a schematic representation of an assembly module equipped, ready to be introduced into a primary structure of a front tip of an aircraft which illustrates an embodiment of the invention,

La figure 4 est une représentation schématique d'une structure primaire qui illustre un mode de réalisation de l'invention,FIG. 4 is a schematic representation of a primary structure which illustrates an embodiment of the invention,

La figure 5 est une représentation schématique d'un module d'assemblage équipé de différents éléments d'une structure secondaire qui illustre un mode de réalisation de l'invention,FIG. 5 is a schematic representation of an assembly module equipped with different elements of a secondary structure which illustrates an embodiment of the invention,

La figure 6A est une représentation schématique du module d'assemblage visible sur la figure 5 lors de son introduction dans la structure primaire visible sur la figure 4,FIG. 6A is a schematic representation of the assembly module visible in FIG. 5 when it is introduced into the primary structure visible in FIG. 4,

La figure 6B est une représentation schématique du module d'assemblage équipé positionné dans la structure primaire,FIG. 6B is a schematic representation of the equipped assembly module positioned in the primary structure,

La figure 7 est une représentation schématique en vue de dessus d'un module d'assemblage positionné dans une structure primaire d'une pointe avant d'un aéronef qui illustre un mode de réalisation de l'invention,FIG. 7 is a diagrammatic representation in plan view of an assembly module positioned in a primary structure of a front tip of an aircraft which illustrates an embodiment of the invention,

La figure 8 est une coupe selon la ligne VIII-VIII de la figure 7 d'un système de guidage du module d'assemblage par rapport à la structure primaire qui illustre un mode de réalisation de l'invention,FIG. 8 is a section along the line VIII-VIII of FIG. 7 of a guide system of the assembly module with respect to the primary structure which illustrates an embodiment of the invention,

La figure 9 est une coupe selon la ligne IX-IX de la figure 7 d'un système d'immobilisation du module d'assemblage dans la structure primaire qui illustre un mode de réalisation de l'invention, etFIG. 9 is a section along the line IX-IX of FIG. 7 of an immobilization system of the assembly module in the primary structure which illustrates an embodiment of the invention, and

La figure 10 est une vue en perspective du système d'immobilisation visible sur la figure 9.FIG. 10 is a perspective view of the immobilization system visible in FIG. 9.

Sur les différentes figures 3 à 5, 6A, 6B et 7, on a représenté en 28 une pointe avant d'un aéronef.In the various Figures 3 to 5, 6A, 6B and 7, there is shown at 28 a forward tip of an aircraft.

Comme illustré sur la figure 6B, cette pointe avant 28 comprend une structure primaire 30, une structure secondaire 32 ainsi qu'un plancher 34.As illustrated in FIG. 6B, this front tip 28 comprises a primary structure 30, a secondary structure 32 and a floor 34.

La structure primaire 30 comprend des raidisseurs transversaux appelés cadres 36, des raidisseurs longitudinaux appelés lisses 38 et une peau 40 qui forme l'enveloppe extérieure de l'aéronef. La structure primaire 30 n'est pas plus détaillée car elle peut être identique à celle de l'art antérieur.The primary structure 30 comprises transverse stiffeners called frames 36, longitudinal stiffeners called smooth 38 and a skin 40 which forms the outer envelope of the aircraft. The primary structure 30 is not more detailed because it may be identical to that of the prior art.

La structure secondaire 32 comprend différents éléments 42 tels que des panneaux, des cloisons, des équipements, des accessoires, des meubles, ... qui sont positionnés dans la structure primaire 30. Ces différents éléments ne sont pas décrits car ils sont identiques à ceux de l'art antérieur.The secondary structure 32 comprises various elements 42 such as panels, partitions, equipment, accessories, furniture, ... which are positioned in the primary structure 30. These various elements are not described because they are identical to those of the prior art.

Le plancher 34 sépare la pointe avant 28 en deux zones, une première zone supérieure 44 positionné au-dessus du plancher 34 qui correspond à une cabine de pilotage dans le cas de la pointe avant 38 et une seconde zone inférieure 46 positionné au-dessous du plancher 34 qui correspond à une soute avionique dans le cas de la pointe avant 38.The floor 34 separates the nose 28 into two zones, a first upper zone 44 positioned above the floor 34 which corresponds to a cockpit in the case of the nose 38 and a second lower zone 46 positioned below the nose. floor 34 which corresponds to an avionics hold in the case of the front tip 38.

Selon une caractéristique de l'invention, la pointe avant 28 comprend un module 48 d'assemblage autoporteur, équipé des éléments 42 de la structure secondaire 32 et configuré pour être introduit dans la structure primaire 30 et relié à cette dernière.According to a characteristic of the invention, the front tip 28 comprises a self-supporting assembly module 48, equipped with the elements 42 of the secondary structure 32 and configured to be introduced into the primary structure 30 and connected thereto.

Par autoporteur, on entend que le module d'assemblage comprend une structure suffisamment rigide pour être manipulée lorsque le module d'assemblage 48 est équipé des différents éléments 42 de la structure secondaire 32.By self-supporting means that the assembly module comprises a sufficiently rigid structure to be manipulated when the assembly module 48 is equipped with the various elements 42 of the secondary structure 32.

Ce module d'assemblage autoporteur 48 comprend le plancher 34 et une paroi raidie 52 en forme de voûte. La paroi raidie 52 comporte deux bords 54 qui sont reliés au plancher 34.This self-supporting assembly module 48 comprises the floor 34 and a stiffened wall 52 in the form of an arch. The stiffened wall 52 has two edges 54 which are connected to the floor 34.

Le plancher 34 n'est pas plus détaillé car il peut avoir la même structure que dans l'art antérieur.The floor 34 is not more detailed because it can have the same structure as in the prior art.

Selon un mode de réalisation, la paroi raidie 52 est réalisée en matériau composite et comprend des renforts qui lui confèrent sa rigidité.According to one embodiment, the stiffened wall 52 is made of composite material and includes reinforcements that give it its rigidity.

La paroi raidie 52 a des formes extérieures qui épousent les formes intérieures de la structure primaire 30.The stiffened wall 52 has outer shapes that conform to the inner shapes of the primary structure 30.

De préférence, la paroi raidie 52 comprend une surface intérieure 56 configurée pour assurer la fonction d'habillage des parois de la cabine de pilotage, à la manière des panneaux d'habillage de la structure secondaire selon l'art antérieur.Preferably, the stiffened wall 52 comprises an inner surface 56 configured to provide the dressing function of the walls of the cockpit, in the manner of the secondary structure of the trim panels according to the prior art.

Les différents éléments 42 de la structure secondaire 24 sont reliés au module d'assemblage autoporteur 48 par des systèmes de fixation appropriés qui peuvent être identiques à ceux utilisés pour les fixer à la structure primaire selon l'art antérieur.The various elements 42 of the secondary structure 24 are connected to the self-supporting assembly module 48 by appropriate fastening systems which may be identical to those used to attach them to the primary structure according to the prior art.

Dans le cas d'une pointe avant 28, le module d'assemblage autoporteur 48 est équipé des différents câblages, des commandes de vol, d'une console centrale et des différents meubles, préalablement à son introduction dans la structure primaire 30.In the case of a front tip 28, the self-supporting assembly module 48 is equipped with different wiring, flight controls, a central console and different furniture, prior to its introduction into the primary structure 30.

Selon l'invention, la structure primaire 30 est assemblée et le module d'assemblage autoporteur 48 est assemblé et équipé des différents éléments 42 de la structure secondaire 32 concomitamment. Ainsi, le montage des éléments 42 de la structure secondaire 32 est réalisé en temps masqué ce qui contribue à améliorer la cadence d'assemblage des aéronefs. Tous les éléments 42 de la structure secondaire 32 et le plancher 34 sont introduits et positionnés lors d'une unique opération dans la structure primaire 30 ce qui tend à réduire le temps d'assemblage.According to the invention, the primary structure 30 is assembled and the self-supporting assembly module 48 is assembled and equipped with the various elements 42 of the secondary structure 32 concomitantly. Thus, the assembly of the elements 42 of the secondary structure 32 is performed in masked time which contributes to improving the rate of assembly of the aircraft. All the elements 42 of the secondary structure 32 and the floor 34 are introduced and positioned during a single operation in the primary structure 30 which tends to reduce the assembly time.

Le positionnement de manière précise des différents éléments 42 de la structure secondaire 32 est réalisé lors du montage de ces éléments 42 dans le module d'assemblage autoporteur 48. Contrairement à l'art antérieur, ce positionnement précis a un faible impact sur le temps d'assemblage de l'aéronef car il est réalisé en temps masqué.The precise positioning of the various elements 42 of the secondary structure 32 is achieved during the assembly of these elements 42 in the self-supporting assembly module 48. Unlike the prior art, this precise positioning has a small impact on the time of the assembly of the aircraft because it is performed in masked time.

La pointe avant 28 comprend un système de guidage 58 pour faciliter l'introduction du module d'assemblage autoporteur 48 dans la structure primaire 30. Ce système de guidage 58 est également configuré pour assurer un positionnement adéquat du module d'assemblage autoporteur 48 par rapport à la structure primaire 30.The nose 28 comprises a guide system 58 to facilitate the introduction of the self-supporting assembly module 48 into the primary structure 30. This guide system 58 is also configured to ensure proper positioning of the self-supporting assembly module 48 relative to to the primary structure 30.

De préférence, le système de guidage 58 comprend d'une part deux rails 60, 60' orientés selon la direction longitudinale, reliés à la structure primaire 30 et disposés de part et d'autre du module d'assemblage autoporteur 48, et d'autre part, des roues 62 reliées au module d'assemblage autoporteur 48 et configurées pour rouler sur les rails 60, 60'. Dans le cas de la pointe avant 28 d'un aéronef, les deux rails 60, 60' sont courbes pour suivre le profil courbe de l'intérieur de la structure primaire 30, comme illustré sur la figure 7.Preferably, the guiding system 58 comprises on the one hand two rails 60, 60 'oriented in the longitudinal direction, connected to the primary structure 30 and disposed on either side of the self-supporting assembly module 48, and on the other hand, wheels 62 connected to the self-supporting assembly module 48 and configured to roll on the rails 60, 60 '. In the case of the nose 28 of an aircraft, the two rails 60, 60 'are curved to follow the curved profile of the interior of the primary structure 30, as illustrated in FIG. 7.

Selon un mode de réalisation visible sur la figure 7, chaque rail 60, 60' est relié aux cadres 36 de la structure primaire 30.According to an embodiment visible in FIG. 7, each rail 60, 60 'is connected to the frames 36 of the primary structure 30.

Chaque rail 60, 60' comprend une surface de roulage pour les roues 62, les surfaces de roulage des deux rails 60, 60' étant disposées dans un même plan horizontal. Selon un mode de réalisation visible sur la figure 8, chaque rail 60, 60' a dans un plan transversal une section en U qui comprend une base 64 dont la surface supérieure forme une des surfaces de roulage et deux ailes 66 entre lesquelles les roues 62 sont guidées.Each rail 60, 60 'comprises a rolling surface for the wheels 62, the rolling surfaces of the two rails 60, 60' being arranged in the same horizontal plane. According to an embodiment visible in FIG. 8, each rail 60, 60 'has in a transverse plane a U-shaped section which comprises a base 64 whose upper surface forms one of the rolling surfaces and two flanges 66 between which the wheels 62 are guided.

Selon un mode de réalisation illustré sur la figure 8, chaque roue 62 comprend un axe de rotation A62 relié par une liaison pivotante 68 à la surface raidie 52 du module d'assemblage autoporteur 48. Selon une configuration, le module d'assemblage 48 comprend quatre roues 62, deux pour chaque rail 60, 60'. Dans le cas de la pointe avant 28 d'un aéronef, la liaison pivotante 68 est de type glissante, comme illustré sur les figures 7 et 8, pour permettre aux roues 62 de suivre la courbure des rails 60, 60'.According to an embodiment illustrated in FIG. 8, each wheel 62 comprises an axis of rotation A62 connected by a pivoting connection 68 to the stiffened surface 52 of the self-supporting assembly module 48. According to one configuration, the assembly module 48 comprises four wheels 62, two for each rail 60, 60 '. In the case of the nose 28 of an aircraft, the pivot link 68 is sliding type, as shown in Figures 7 and 8, to allow the wheels 62 to follow the curvature of the rails 60, 60 '.

De préférence, les axes de rotation A62 sont disposés dans un même plan horizontal. Avantageusement, la pointe avant 28 comprend au moins une butée 70 pour limiter le mouvement du module d'assemblage autoporteur 48 par rapport à la structure primaire 30 selon la direction longitudinale. Selon un mode de réalisation, chaque butée 70 est fixée à un des rails 60, 60' et elle est positionnée de manière adéquate sur le rail 60, 60' pour qu'au moins une des roues 62 du module d'assemblage autoporteur 48 soit en contact avec ladite butée 70 lorsque le module d'assemblage autoporteur 48 est positionné correctement selon la direction longitudinale par rapport à la structure primaire 30. Selon un mode de réalisation, chaque rail 60, 60' comprend une butée 70.Preferably, the axes of rotation A62 are arranged in the same horizontal plane. Advantageously, the front tip 28 comprises at least one stop 70 to limit the movement of the self-supporting assembly module 48 relative to the primary structure 30 in the longitudinal direction. According to one embodiment, each stopper 70 is fixed to one of the rails 60, 60 'and is suitably positioned on the rail 60, 60' so that at least one of the wheels 62 of the self-supporting assembly module 48 is in contact with said stop 70 when the self-supporting assembly module 48 is positioned correctly in the longitudinal direction relative to the primary structure 30. According to one embodiment, each rail 60, 60 'comprises a stop 70.

Le système de guidage 58 et la ou les butée(s) 70 sont configurés pour obtenir un positionnement précis du module d'assemblage autoporteur 48 par rapport à la structure primaire 30. Tous les éléments 42 de la structure secondaire 32 étant positionnés de manière précise par rapport au module d'assemblage autoporteur 48, ils sont de fait positionnés de manière précise par rapport à la structure primaire 30 du fait du positionnement précis du module d'assemblage autoporteur 48 par rapport à la structure primaire 30.The guide system 58 and the stop (s) 70 are configured to obtain precise positioning of the self-supporting assembly module 48 with respect to the primary structure 30. All the elements 42 of the secondary structure 32 being accurately positioned relative to the self-supporting assembly module 48, they are in fact positioned precisely with respect to the primary structure 30 because of the precise positioning of the self-supporting assembly module 48 with respect to the primary structure 30.

Selon une autre caractéristique, la pointe avant 28 comprend au moins un système d'immobilisation 72 du module d'assemblage autoporteur 48 par rapport à la structure primaire 30.According to another characteristic, the front tip 28 comprises at least one immobilization system 72 of the self-supporting assembly module 48 with respect to the primary structure 30.

Avantageusement, chaque système d'immobilisation 72 est un verrou à quart de tour.Advantageously, each immobilization system 72 is a latch quarter turn.

Selon un mode de réalisation, chaque système d'immobilisation 72 comprend d'une part une tige 74 reliée au module d'assemblage autoporteur 48 par une liaison pivotante 76 et qui comporte un panneton 78, et d'autre part, une plaque 80 reliée à la structure primaire 30 et qui comporte un orifice 82 dont la section est identique au jeu de fonctionnement près à la section de la tige 74 et de son panneton 78.According to one embodiment, each immobilization system 72 comprises on the one hand a rod 74 connected to the self-supporting assembly module 48 by a pivoting connection 76 and which comprises a bit 78, and on the other hand, a connected plate 80 the primary structure 30 and which has an orifice 82 whose section is identical to the operating clearance near the section of the rod 74 and its bit 78.

La plaque 80 est une équerre avec deux ailes, une première aile 80.1 disposée dans un plan transversal et reliée à un cadre 36 de la structure primaire 30 et une seconde aile 80.2 disposée dans un plan perpendiculaire à la direction radiale et qui comprend l'orifice 82.The plate 80 is a bracket with two wings, a first wing 80.1 disposed in a transverse plane and connected to a frame 36 of the primary structure 30 and a second wing 80.2 disposed in a plane perpendicular to the radial direction and which comprises the orifice 82.

La tige 74 comprend à une première extrémité une tête 84 qui comprend des formes permettant de faire pivoter la tige 74.The rod 74 comprises at a first end a head 84 which includes shapes for pivoting the rod 74.

Le module d'assemblage autoporteur 48 comprend un trou traversant 86 dont la section est identique au jeu de fonctionnement près à la section de la tige 74 et de son panneton 78. Ce trou est orienté selon une direction approximativement radiale. De préférence, ce trou traversant 86 comprend un lamage 88 pour loger la tête 84 de la tige 74.The self-supporting assembly module 48 comprises a through hole 86 whose section is identical to the operating clearance near the section of the rod 74 and its bit 78. This hole is oriented in an approximately radial direction. Preferably, this through hole 86 comprises a countersink 88 for housing the head 84 of the rod 74.

Le panneton 78 est positionné à une seconde extrémité de la tige 74. Selon une configuration, le panneton 78 a une section rectangulaire dans un plan perpendiculaire à l'axe de la tige 74. Dans ce cas, les orifices 82 et le trou traversant 86 ont une section circulaire avec une excroissance 90 rectangulaire pour permettre à la tige 74 et à son panneton 78 de les traverser.The bit 78 is positioned at a second end of the rod 74. In one configuration, the blade 78 has a rectangular section in a plane perpendicular to the axis of the rod 74. In this case, the orifices 82 and the through hole 86 have a circular section with a rectangular protrusion 90 to allow the rod 74 and its bit 78 to pass through.

Pour immobiliser le module d'assemblage autoporteur 48, la tige 74 est introduite dans l'orifice 82 de la plaque 80 reliée à la structure primaire 30. Lorsque le panneton 78 a traversé la plaque 80, la tige 74 est entraînée en rotation grâce à sa tête 84 afin que le panneton 78 ne coopère plus avec l'excroissance 90 et vienne en butée contre la plaque 80 comme illustré sur la figure 10.To immobilize the self-supporting assembly module 48, the rod 74 is inserted into the orifice 82 of the plate 80 connected to the primary structure 30. When the bit 78 has passed through the plate 80, the rod 74 is rotated by means of its head 84 so that the bit 78 does not cooperate with the protrusion 90 and abuts against the plate 80 as illustrated in FIG.

La pointe avant 28 comprend une pluralité de systèmes d'immobilisation 72 répartis sur la paroi raidie 52 et qui sont positionnés par rapport aux cadres 36 de sorte à ne pas augmenter la complexité de la structure primaire 30, les plaques 80 étant positionnées au niveau des cadres 36.The front tip 28 comprises a plurality of immobilization systems 72 distributed on the stiffened wall 52 and which are positioned relative to the frames 36 so as not to increase the complexity of the primary structure 30, the plates 80 being positioned at the frames 36.

Avantageusement, chaque système d'immobilisation 72 comprend un élément élastique 92 tel qu'un ressort de compression par exemple, interposé entre la tête 84 de la tige 74 et le module d'assemblage autoporteur 48 de manière à limiter l'apparition de contraintes.Advantageously, each immobilization system 72 comprises a resilient element 92 such as a compression spring for example, interposed between the head 84 of the rod 74 and the self-supporting assembly module 48 so as to limit the appearance of stresses.

Selon l'invention, le procédé d'assemblage est le suivant :According to the invention, the assembly method is as follows:

De manière simultanée, la structure primaire 30 est assemblée sur un premier poste d'assemblage et le module d'assemblage autoporteur 48 est assemblé et équipé sur un deuxième poste d'assemblage.Simultaneously, the primary structure 30 is assembled on a first assembly station and the self-supporting assembly module 48 is assembled and equipped on a second assembly station.

En suivant, le module d'assemblage autoporteur 48 équipé est transporté du deuxième poste d'assemblage vers le premier poste d'assemblage par tout moyen approprié, comme par exemple en utilisant un chariot de manutention. Le module d'assemblage autoporteur 48 est positionné dans le prolongement de la structure primaire 30 comme illustré sur la figure 3, de manière à ce que les roues 62 du module coopèrent avec les rails 60, 60' de la structure primaire 30. Le module d'assemblage autoporteur 48 est alors introduit dans la structure primaire 30 comme illustré sur la figure 6A jusqu'à venir en butée contre au moins l'une des butées 70 comme illustré sur les figures 6B et 7. Enfin, le module d'assemblage autoporteur 48, correctement positionné par rapport à la structure primaire 30, est immobilisé grâce aux systèmes d'immobilisation 72. En complément, le plancher 34 est relié directement à la structure primaire partout moyen approprié.By following, the assembled self-supporting assembly module 48 is transported from the second assembly station to the first assembly station by any appropriate means, such as for example using a handling truck. The self-supporting assembly module 48 is positioned in the extension of the primary structure 30 as illustrated in FIG. 3, so that the wheels 62 of the module cooperate with the rails 60, 60 'of the primary structure 30. The module self-supporting assembly 48 is then introduced into the primary structure 30 as illustrated in Figure 6A until it abuts against at least one of the stops 70 as shown in Figures 6B and 7. Finally, the assembly module self-supporting 48, correctly positioned relative to the primary structure 30, is immobilized through the immobilization systems 72. In addition, the floor 34 is connected directly to the primary structure everywhere appropriate means.

Bien que décrit appliqué à la pointe avant d'un aéronef, le procédé d'assemblage peut être utilisé pour assembler les autres tronçons de fuselage de l'aéronef.Although described applied to the front tip of an aircraft, the assembly method can be used to assemble the other fuselage sections of the aircraft.

Claims (12)

REVENDICATIONS 1. Procédé d'assemblage d'un tronçon de fuselage d'aéronef, ledit tronçon comprenant une structure primaire (30) et des éléments (42) d'une structure secondaire (32) positionnés dans la structure primaire (30), caractérisé en ce que le procédé comprend une étape de positionnement et de fixation des éléments (42) de la structure secondaire (32) dans un module d'assemblage autoporteur (48) et une étape d'introduction et de fixation du module d'assemblage autoporteur (48) équipé des éléments (42) de la structure secondaire (32) dans la structure primaire (30).A method of assembling an aircraft fuselage section, said section comprising a primary structure (30) and elements (42) of a secondary structure (32) positioned in the primary structure (30), characterized in that the method comprises a step of positioning and fixing the elements (42) of the secondary structure (32) in a self-supporting assembly module (48) and a step of introducing and fixing the self-supporting assembly module ( 48) provided with the elements (42) of the secondary structure (32) in the primary structure (30). 2. Tronçon de fuselage d'aéronef comprenant une structure primaire (30) et des éléments (42) d'une structure secondaire (32) positionnés dans la structure primaire (30), caractérisé en ce que le tronçon de fuselage comprend un module d'assemblage autoporteur (48) auquel sont reliés les éléments (42) de la structure secondaire (32) et au moins un système d'immobilisation (72) configuré pour immobiliser le module d'assemblage autoporteur (48) par rapport à la structure primaire (30).Aircraft fuselage section comprising a primary structure (30) and elements (42) of a secondary structure (32) positioned in the primary structure (30), characterized in that the fuselage section comprises a module self-supporting assembly (48) to which are connected the elements (42) of the secondary structure (32) and at least one immobilization system (72) configured to immobilize the self-supporting assembly module (48) with respect to the primary structure (30). 3. Tronçon de fuselage d'aéronef selon la revendication 2, caractérisé en ce que le module d'assemblage autoporteur comprend un plancher (34) et une paroi raidie (52) en forme de voûte, ladite paroi raidie (52) ayant des formes extérieures qui épousent des formes intérieures de la structure primaire (30).Aircraft fuselage section according to claim 2, characterized in that the self-supporting assembly module comprises a floor (34) and a stiffened wall (52) in the form of an arch, said stiffened wall (52) having shapes exterior of the inner forms of the primary structure (30). 4. Tronçon de fuselage d'aéronef selon la revendication 2 ou 3, caractérisé en ce que chaque système d'immobilisation (72) comprend d'une part une tige (74) reliée par une liaison pivotante (76) au module d'assemblage autoporteur (48) et qui comporte une tête (84) à une première extrémité et un panneton (78) à une seconde extrémité, et d'autre part, une plaque (80) reliée à la structure primaire (30) et qui comporte un orifice (82) comprenant une section identique au jeu de fonctionnement près à la section de la tige (74) et du panneton (78).Aircraft fuselage section according to claim 2 or 3, characterized in that each immobilization system (72) comprises on the one hand a rod (74) connected by a pivot connection (76) to the assembly module self-supporting member (48) and having a head (84) at one end and a bit (78) at a second end, and a plate (80) connected to the primary structure (30) and having a orifice (82) comprising a section identical to the operating clearance near the section of the rod (74) and the bit (78). 5. Tronçon de fuselage d'aéronef selon la revendication précédente, caractérisé en ce que chaque système d'immobilisation (72) comprend un élément élastique (92) interposé entre la tête (84) de la tige (74) et le module d'assemblage autoporteur (48) de manière à limiter l'apparition de contraintes.5. Aircraft fuselage section according to the preceding claim, characterized in that each immobilization system (72) comprises an elastic element (92) interposed between the head (84) of the rod (74) and the module of self-supporting assembly (48) so as to limit the occurrence of constraints. 6. Tronçon de fuselage d'aéronef selon la revendication 4 ou 5, caractérisé en ce que, pour chaque système d'immobilisation (72), le module d'assemblage autoporteur (48) comprend un trou traversant (86) orienté selon une direction radiale et qui comprend une section identique au jeu de fonctionnement près à la section de la tige (74) et du panneton (78).Aircraft fuselage section according to claim 4 or 5, characterized in that, for each immobilization system (72), the self-supporting assembly module (48) comprises a through hole (86) oriented in one direction. radial and which includes a section identical to the operating clearance near the section of the rod (74) and the bit (78). 7. Tronçon de fuselage d'aéronef selon l'une des revendications 2 à 6, caractérisé en ce qu'il comprend un système de guidage (58) configuré pour guider selon une direction longitudinale le module d'assemblage autoporteur (48) dans la structure primaire (30).7. Aircraft fuselage section according to one of claims 2 to 6, characterized in that it comprises a guide system (58) configured to guide in a longitudinal direction the self-supporting assembly module (48) in the primary structure (30). 8. Tronçon de fuselage d'aéronef selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le système de guidage (58) comprend d'une part deux rails (60, 60') orientés selon la direction longitudinale, reliés à la structure primaire (30) et disposés de part et d'autre du module d'assemblage autoporteur (48), et d'autre part, des roues (62) reliées au module d'assemblage autoporteur (48) et configurées pour rouler sur les rails (60, 60').Aircraft fuselage section according to the preceding claim, characterized in that the guide system (58) comprises firstly two rails (60, 60 ') oriented in the longitudinal direction, connected to the primary structure (30). ) and arranged on either side of the self-supporting assembly module (48), and on the other hand, wheels (62) connected to the self-supporting assembly module (48) and configured to roll on the rails (60, 60 '). 9. Tronçon de fuselage d'aéronef selon la revendication 8, caractérisé en ce que chaque rail (60, 60') a dans un plan transversal une section en U qui comprend une base (64) avec une surface supérieure qui forme une surface de roulage pour les roues (62) et deux ailes (66) entre lesquelles les roues (62) sont guidées.Aircraft fuselage section according to claim 8, characterized in that each rail (60, 60 ') has in a transverse plane a U-shaped section which comprises a base (64) with an upper surface which forms a surface of rolling for the wheels (62) and two wings (66) between which the wheels (62) are guided. 10. Tronçon de fuselage d'aéronef selon la revendication 8 ou 9, caractérisé en ce que les roues (62) sont reliées au module d'assemblage autoporteur (48) par une liaison pivotante glissante (68).10. Aircraft fuselage section according to claim 8 or 9, characterized in that the wheels (62) are connected to the self-supporting assembly module (48) by a sliding swivel connection (68). 11. Tronçon de fuselage d'aéronef selon l'une des revendications 7 à 10, caractérisé en ce qu'il comprend au moins une butée (70) pour limiter le mouvement du module d'assemblage autoporteur (48) par rapport à la structure primaire (30) selon la direction longitudinale.Aircraft fuselage section according to one of claims 7 to 10, characterized in that it comprises at least one stop (70) to limit the movement of the self-supporting assembly module (48) relative to the structure primary (30) in the longitudinal direction. 12. Aéronef comprenant au moins un tronçon de fuselage selon l'une des revendications 2 à 11.Aircraft comprising at least one fuselage section according to one of claims 2 to 11.
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