FR3082823A1

FR3082823A1 - Module pour aeronef presentant une conception facilitant son assemblage dans un espace interieur defini par le fuselage de l'aeronef

Info

Publication number: FR3082823A1
Application number: FR1855676A
Authority: FR
Inventors: Bernard Guering
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2018-06-25
Filing date: 2018-06-25
Publication date: 2019-12-27
Also published as: CN110626520A; US20190389555A1

Abstract

Pour de faciliter l'assemblage d'un module (8) d'aéronef dans un espace intérieur (10) défini par un fuselage de cet aéronef, ce module comprend au moins une traverse (14) s'étendant selon une direction latérale (Y) du module, et destinée à être fixée sur un cadre du fuselage (30), et il comprend également, monté sur au moins l'une des deux extrémités opposées de la traverse, un dispositif (34) de jonction au cadre de fuselage, le dispositif de jonction (34) étant configuré de manière à pouvoir être déplacé d'une position d'attente, à une position déployée de jonction dans laquelle ce dispositif (34) fait saillie de la traverse selon la direction latérale (Y).

Description

MODULE POUR AERONEF PRESENTANT UNE CONCEPTION FACILITANT SON ASSEMBLAGE DANS UN ESPACE INTERIEUR DEFINI PAR LE FUSELAGE DE L'AERONEF DESCRIPTION

DOMAINE TECHNIQUE

L'invention se rapporte au domaine de l'assemblage des différents composants d'un aéronef.

Elle concerne plus spécifiquement les procédés d'assemblage prévoyant la réalisation préalable de modules incorporant plusieurs composants et fonctionnalités, avant le montage de ces modules sur la structure de l'aéronef.

L'invention s'applique préférentiellement aux avions commerciaux.

ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE

Dans le but de réduire le temps d'assemblage des différents composants d'un aéronef, ceux-ci peuvent être préalablement regroupés au sein d'un même module, destiné à être monté ultérieurement sur la structure de l'aéronef.

Cependant, plus le module incorpore un nombre élevé de composants, plus son montage se révèle compliqué à mettre en œuvre.

Cela peut d'abord s'expliquer par la difficulté d'accès aux points de fixation du module sur la structure de l'aéronef, lorsque ces points se situent dans des zones denses, intégrant par exemple une pluralité d'équipements.

Mais cette difficulté s'explique également par un encombrement élevé du module, qui rend son déplacement compliqué au sein de la structure, lors de son transfert vers son emplacement définitif. En effet, lorsque le module présente une largeur élevée, son déplacement au sein de la structure est exposé aux risques d'interférences avec les cadres de fuselage. Ce déplacement doit ainsi être effectué à une vitesse réduite pour éviter les collisions avec les cadres de fuselage, ce qui impacte négativement les cadences de production des aéronefs intégrant de tels modules.

Il existe par conséquent un besoin d'optimisation de la conception de ces modules, de manière à faciliter leur assemblage.

EXPOSÉ DE L'INVENTION

Pour répondre au moins partiellement à ce besoin, l'invention a tout d'abord pour objet un module pour aéronef destiné à être assemblé dans un espace intérieur défini par un fuselage de cet aéronef, le module comprenant au moins une traverse s'étendant selon une direction latérale du module, et destinée à être fixée sur un cadre du fuselage. Le module comprend également, monté sur au moins l'une des deux extrémités opposées de la traverse, un dispositif de jonction au cadre de fuselage, le dispositif de jonction étant configuré de manière à pouvoir être déplacé d'une position d'attente, à une position déployée de jonction dans laquelle ce dispositif fait saillie de la traverse selon la direction latérale.

L'invention facilite l'assemblage du module, parce qu'elle prévoit la fixation d'au moins une extrémité d'une traverse du module sur un cadre de fuselage. Cette zone des cadres de fuselage est habituellement aisément accessible pour des opérateurs, impliquant des temps d'intervention réduits.

L'assemblage du module est également facilité par la possibilité de lui faire adopter un encombrement latéral restreint, lors de son déplacement vers son emplacement définitif au sein de l'espace intérieur défini par le fuselage. Effectivement, lors de ce déplacement, le/les dispositifs de jonction du module peuvent adopter leur position d'attente, afin de considérablement réduire les risques d'interférences avec les cadres de fuselage. La vitesse de déplacement du module peut par conséquent être augmentée, améliorant ainsi les cadences de production.

L'invention prévoit de préférence au moins l'une des caractéristiques optionnelles suivantes, prises isolément ou en combinaison.

Dans la position d'attente du dispositif de jonction, celui-ci est relié à son extrémité associée de la traverse par une liaison articulée, permettant le déplacement de ce dispositif vers sa position déployée de jonction, dans laquelle ce dispositif se situe de préférence dans le prolongement de la traverse pour former avec celle-ci un ensemble continue dans la direction latérale. Cette caractéristique préférentielle peut d'ailleurs s'appliquer quelle que soit la nature du déplacement du dispositif de jonction.

Dans la position déployée de jonction du dispositif de jonction, celui-ci est fixé à son extrémité associée de la traverse par une pluralité d'organes de serrage, de préférence des boulons, orientés sensiblement orthogonalement à la direction latérale du module. Les organes de serrage traversent alors des trous de passage oblongs pratiqués à travers l'extrémité de la traverse.

Le dispositif de jonction présente une surface de friction coopérant avec une surface de friction complémentaire prévue sur l'âme de la traverse, lorsque le dispositif de jonction occupe sa position déployée de jonction.

Le dispositif de jonction comporte une extrémité de jonction au cadre de fuselage, cette extrémité de jonction comprenant une surface de contact traversée par des trous de passage destinés à recevoir une pluralité d'organes de traction, ceux-ci étant également destinés à coopérer avec le cadre de fuselage lorsque le dispositif de jonction occupe sa position déployée de jonction.

Dans un plan de section parallèle à la direction latérale ainsi qu'à une direction verticale du module, et passant par la traverse, la surface de contact prend la forme d'un segment de droite incliné par rapport à la direction verticale.

Le module comprend au moins l'un des composants suivants, et de préférence une pluralité d'entre eux, voire l'intégralité de ces composants :

- un plancher comprenant ladite au moins une traverse ;

- au moins un système ;

- au moins une garniture de cockpit ;

- au moins un système de porte ;

- au moins une cloison ;

- au moins une cuisine de bord ;

- au moins une cabine de toilettes.

La traverse équipée du dispositif de jonction est agencée dans une partie arrière du module.

La traverse est équipée d'un dispositif de jonction à chacune de ses deux extrémités opposées, et/ou plusieurs traverses du module sont chacune équipée d'au moins un dispositif de jonction.

L'invention a également pour objet une partie d'aéronef comprenant un fuselage formant une enveloppe structurale et comprenant des cadres de fuselage, la partie d'aéronef comportant également au moins un tel module assemblé dans l'espace intérieur défini par le fuselage, avec chaque dispositif de jonction se trouvant en position déployée de jonction et fixé sur au moins l'un des cadres de fuselage.

De préférence, cette partie d'aéronef est une pointe avant d'aéronef.

L'invention a également pour objet un aéronef comprenant au moins une telle partie.

Enfin, l'invention a pour objet un procédé d'assemblage d'une telle partie d'aéronef comprenant les étapes suivantes :

- mise en place du module en regard et à distance de son emplacement définitif dans l'espace intérieur défini par le fuselage, avec chaque dispositif de jonction en position d'attente ;

- déplacement du module pour l'amener à son emplacement définitif ;

- déplacement de chaque dispositif de jonction dans sa position déployée de jonction ; et

- fixation de chaque dispositif de jonction sur le/les cadres de fuselage.

De préférence, l'étape de déplacement du module est réalisée en le mettant en translation selon une direction longitudinale du module et du fuselage, jusqu'à son emplacement définitif.

D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous.

BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS

Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ;

- la figure 1 représente une vue en plan de côté d'un aéronef selon l'invention ;

- la figure 2 représente une vue de côté de la pointe avant de l'aéronef montré sur le figure précédente ;

- la figure 3 représente une vue en perspective de la pointe avant d'aéronef montrée sur la figure 2 ;

- la figure 4 est une vue en perspective du module équipant la pointe avant montrée sur les figures 2 et 3 ;

- la figure 4' est une vue en perspective du fuselage équipant la pointe avant montrée sur les figures 2 et 3, et destinée à recevoir le module représenté sur la figure 4 ;

- la figure 5 représente une vue en perspective d'une traverse du module de pointe avant représenté sur la figure 4, la traverse étant équipée d'un dispositif de jonction au cadre de fuselage, dans une position d'attente ;

- la figure 6 est une vue éclatée en perspective de l'ensemble traverse dispositif de jonction montré sur la figure précédente ; et

- les figures 7a à 7f sont des vues illustrant différentes étapes successives d'un procédé d'assemblage de la pointe avant montrée sur les figures précédentes.

EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS

En référence à la figure 1, il est représenté un aéronef 100 du type avion commercial, comprenant deux ailes 2 (une seule visible sur la figure 1) fixées à un fuselage 3 et portant chacune une turbomachine 1 du type à double flux, tel qu'un turboréacteur.

Sur cet aéronef 100, il est prévu une pointe avant 6 qui est spécifique à la présente invention, et dont un mode de réalisation préféré va à présent être décrit en référence aux figures suivantes. A cet égard, il est noté que le principe de l'invention, tel qu'il sera exposé ci-dessous, est applicable à d'autres parties de l'aéronef, et plus particulièrement à d'autres tronçons d'aéronef comprenant un fuselage et un module assemblé à l'intérieur de l'espace défini par ce fuselage.

En référence tout d'abord aux figures 2 et 3, il est représenté une partie de la pointe avant 6, telle qu'obtenue par le simple assemblage d'un module de pointe avant 8, dans un espace intérieur 10 défini par le fuselage 3 de cette pointe avant. Grâce au caractère très complet du module, également dénommé « module intégral », ce simple assemblage conduit à une pointe avant 6 sensiblement finie. En d'autres termes, l'assemblage du module 8 sur le fuselage 3 conduit à une pointe avant qui ne nécessite que très peu d'opérations ultérieures pour aboutir à une version finalisée, prête à être assemblée sur les autres tronçons de l'aéronef.

Dans toute la description qui va suivre, par convention, la direction X correspond à la direction longitudinale de l'aéronef, cette direction correspondant également à la direction longitudinale de la pointe avant 6, ainsi qu'à celle du module 8 et du fuselage 3 formant cette pointe. D'autre part, la direction Y correspond à la direction latérale ou transversale de l'aéronef, cette direction correspondant également à la direction latérale de la pointe avant 6, ainsi qu'à celle du module 8 et du fuselage 3 formant cette pointe. Enfin, la direction Z correspond à la direction verticale ou de la hauteur, ces trois directions X, Y, Z étant orthogonales entre elles.

Le module 8 est particulièrement complet, en intégrant de nombreux composants de la pointe avant 6. Ce module 8, visible sur les figures 2 à 4, comporte un ou plusieurs composants parmi lesquels :

- un plancher 12 comprenant une pluralité de traverses 14 parallèles à la direction Y. Les traverses 14, par exemple au nombre de trois, sont situées dans une partie arrière du module 8, et reliées entre elles par des longerons 16 parallèles à la direction X. Le plancher 12 peut également comporter une ou plusieurs peaux fixées sur les longerons 16 / traverses 14 ;

- au moins un système 18, par exemple du type système de navigation ou équipement ;

- au moins une garniture 20 de cockpit ;

- au moins un système de porte 22 ;

- au moins une cloison 24 ;

- au moins une cuisine de bord 26 ;

- au moins une cabine de toilettes 28.

De préférence, ce sont l'ensemble de ces composants qui sont intégrés au sein du module 8, éventuellement en combinaison avec encore d'autres composants. Le module 8 s'avère donc multifonctionnel en incorporant une multitude d'éléments qui sont assemblés les uns aux autres, avant l'assemblage de ce module 8 dans l'espace intérieur 10 défini par le fuselage 3 de la pointe avant visible sur les figures 2, 3 et 4'.

Ce fuselage 3, qui correspond à un tronçon avant du fuselage de l'aéronef, présente une conception classique en forme générale d'ogive, dont les dimensions selon les directions Y et Z se rétrécissent en allant vers l'avant selon la direction X. Le fuselage 3 définit une enveloppe structurale, dont le creux correspond à l'espace intérieur 10 recevant le module 8. Pour la réalisation de ce fuselage, il est prévu des cadres 30 espacés les uns des autres selon la direction X, et s'inscrivant dans des plans YZ. Les cadres 30 s'étendent tout autour de l'enveloppe, selon une forme similaire à la forme locale du fuselage 3. Ce dernier comporte également des peaux (non représentées) fixées sur les cadres 30, notamment pour former la surface aérodynamique du fuselage. Ce fuselage 3 incorpore une ouverture 31 pour recevoir une porte d'accès avant à l'intérieur de l'aéronef.

C'est sur ces cadres de fuselage 30 que le module 8 est fixé, par l'intermédiaire de l'une ou de plusieurs de ses traverses 14, dont une partie de l'une d'elles est représentée de manière agrandie sur les figures 5 et 6. Il est néanmoins à comprendre que les trois traverses 14, qui s'entendent chacune localement selon une longueur légèrement inférieure à celle de l'espace intérieur 10 délimité par les cadres 30, présentent de préférence toutes une conception identique ou similaire.

La traverse 14 comporte une âme 32 s'étendant préférentiellement dans un plan YZ. A au moins l'une des deux extrémités opposées 14a de la traverse, et de préférence au niveau de chacune de ces extrémités, le module 8 comporte un dispositif de jonction 34 propre à l'invention. Ce dispositif 34 est de préférence monté articulé sur son extrémité associée 14a de la traverse 14, via une liaison articulée 35 permettant sa rotation. Celle-ci comprend un organe d'articulation 36 parallèle à la direction X, traversant le dispositif 34 et son extrémité associée 14a, de préférence au niveau d'un trou oblong 37 de cette extrémité. Néanmoins, toute autre liaison pourrait être envisagée entre le dispositif de jonction 34 et l'extrémité 14a de la traverse. Cette liaison devrait alors être conçue pour permettre au dispositif 34 d'être déplacé d'une position d'attente dans laquelle il ne génère qu'un faible encombrement selon la direction Y vers l'extérieur à partir de l'extrémité de traverse 14a, à une position déployée de jonction dans laquelle ce dispositif 34 fait davantage saillie de la traverse 14, selon la direction Y, vers l'extérieur.

Les figures 5 et 6 représentent le dispositif de jonction 34 dans sa position d'attente, telle qu'adoptée avant le montage du module 8 sur le fuselage 3. Dans cette position, l'organe d'articulation 36 relie le dispositif 34 à son extrémité associée 14a, avec le dispositif 34 se trouvant en saillie vers le haut. De préférence, aucune partie du dispositif 34 ne s'étend au-delà de l'extrémité 14a de la traverse, selon la direction Y. Cette spécificité confère avantageusement un encombrement latéral réduit au module 8, pendant son assemblage. Le dispositif de jonction 34 peut être maintenu dans cette position d'attente par construction, ou en serrant axialement la liaison articulée 35 lorsque sa conception le lui permet, ou bien encore à l'aide d'une pince temporaire nonagressive (non représentée) maintenant les deux éléments 14a, 34 en appui axial l'un contre l'autre.

En revanche, dans la position déployée de jonction telle que montrée sur les figures 7f à 7f, le dispositif 34 prolonge latéralement l'extrémité de traverse 14a vers l'extérieur, jusqu'au cadre de fuselage 30 sur lequel il est fixé par des moyens qui seront décrits ci-après. Le dispositif 34 se situe alors dans le prolongement de la traverse pour former avec celle-ci un ensemble continue dans la direction Y, c'est-à-dire un ensemble unitaire s'étend selon cette même direction.

Globalement, le dispositif 34 comporte dans sa partie distale une extrémité de jonction 38, qui contacte une ferrure de fixation 40 rapportée ou intégrée au cadre 30. La surface de contact 42 de cette extrémité 38 est en appui sur une surface complémentaire 41 de la ferrure de fixation 40. Pour cette raison, afin d'obtenir une coopération satisfaisante entre ces deux surfaces, la surface de contact 42 est inclinée de manière à s'adapter à l'inclinaison locale de la surface complémentaire 41 de la ferrure de fixation 40. Plus précisément, dans un plan de section PI tel que celui de la figure 7f, plan qui est parallèle aux directions Y et Z et qui passe par l'âme 32 de la traverse 14, la surface de contact 40 prend la forme d'un segment de droite incliné d'un angle A non nul par rapport à la direction Z. Etant donné que le module 8 est préférentiellement fixé sur une partie inférieure du cadre 30, l'inclinaison du segment de droite est telle qu'il s'écarte latéralement vers l'extérieur en allant vers le haut, comme la surface complémentaire 41. L'angle A est par exemple prévu entre 5 et 30°, en fonction de l'inclinaison locale du cadre 30 concerné.

De retour aux figures 5 et 6, il est montré la conception du dispositif de jonction 34, qui prend de préférence la forme d'une ferrure réalisée d'un seul tenant, globalement parallélépipédique. Son extrémité de jonction 38 est une excroissance traversée par des trous de passage 44 destinés à recevoir des organes de traction qui seront présentés ultérieurement, et qui servent à fixer le dispositif 34 sur la ferrure 40. Ces trous de passage, par exemple au nombre de six, sont répartis en deux rangées de trois trous 44, et débouchent au niveau de la surface de contact 42 de l'extrémité 38. L'excroissance formée par cette dernière s'étend dans la direction de l'épaisseur ainsi que dans la direction de la hauteur du dispositif 34, impliquant en particulier, selon cette direction de la hauteur, deux chants 33 non-parallèles pour ce dispositif 34.

De manière analogue, le dispositif de jonction 34 est traversé par des trous de passage 46 destinés à recevoir des organes de serrage qui seront présentés ultérieurement, et qui servent à fixer le dispositif 34 sur son extrémité de traverse associé 14a. Ces trous de passage, par exemple au nombre de six, sont répartis en deux lignes de trois trous 46, et débouchent au niveau d'une surface de friction 48 de l'extrémité 14a. Cette surface de friction 48 est destinée à être au contact d'une surface de friction complémentaire 50 prévue sur l'âme de l'extrémité de traverse 14a, lorsque le dispositif 34 adopte sa position déployée de jonction. Ces deux surfaces 48, 50 sont par exemple crantées, striées, ou conformées d'une autre manière analogue.

Des trous de passage 52 débouchent au niveau de la surface de friction complémentaire 50, et ils traversent la totalité de l'âme 32 de l'extrémité de traverse 14a. Ils adoptent une forme oblongue, étendue selon la direction Y de manière à combler un éventuel jeu avec la ferrure de fixation 40, lors de la fixation du module 8 sur les cadres 30. Chaque trou de passage oblong 52 se trouve en regard axialement et couplé à l'un des trous de passage 46, étant donné que ces trous 46, 52 sont destinés à être traversés par les organes de serrage.

En référence à présent aux figures 7a à 7f, il va être décrit un procédé d'assemblage de la pointe avant 6, selon un mode de réalisation préféré de l'invention.

Tout d'abord en référence à la figure 7a, le module 8 est mis en place en regard axialement de son emplacement définitif dans l'espace intérieur 10, défini par le fuselage 3. Cette mise en place s'effectue préférentiellement en plaçant le module 8 à sa hauteur définitive par rapport au fuselage. Chaque dispositif de jonction 34 (non visibles sur la figure 7a) adopte alors sa position d'attente, conférant un encombrement latéral réduit au module 8 destiné à être introduit dans l'espace 10. L'étape suivante correspond en effet au déplacement du module 8 pour l'amener à son emplacement définitif, ce déplacement prenant la forme d'une translation selon la direction X, comme cela est schématisé par la flèche 54 sur la figure 7a. Cette translation peut être effectuée de manière automatisée, par un outillage approprié. De préférence, elle s'effectue à une vitesse élevée au début du déplacement, puis la phase finale d'approche s'opère à une vitesse réduite en raison du rétrécissement des cadres 30 du fuselage 3 en forme d'ogive. A la fin de ce déplacement, le module 8 occupe la position telle que montrée sur la figure 7b, avec ses dispositifs de jonction 34 maintenus en position d'attente.

L'étape suivante consiste à faire basculer ces dispositifs 34 en position déployée de jonction, en les faisant pivoter autour de l'organe de rotation 36. Cette étape est schématisée par la flèche 58 de la figure 7c. Une fois la position déployée atteinte, comme montrée sur les figures 7d et 7d', chaque dispositif 34 prolonge latéralement la traverse 14 pour venir en regard de la ferrure de fixation 40. Un faible jeu selon la direction Y peut subsister entre ces éléments 34, 40. Dans un tel cas, la position déployée de jonction est maintenue en serrant axialement la liaison articulée 35 lorsque sa conception le lui permet, ou à l'aide d'une pince temporaire non-agressive (non représentée) maintenant les deux éléments 14, 34 en appui axial l'un contre l'autre. Ce serrage permet notamment de placer en contact les surfaces de friction complémentaires 48, 50 (montrées sur les figures 5 et 6).

Ensuite, il est procédé à une étape de fixation de chaque dispositif de jonction 34 sur sa ferrure associée 40, à l'aide d'organes de traction 60 du type boulons ou similaires orientés de préférence selon la direction Y. Ces boulons 60, représentés sur les figures 7e et 7e', traversent les trous de passage 44 du dispositif 34, ainsi que la ferrure 40. Lors de leur serrage, l'éventuel jeu latéral entre les surfaces 42, 41 est comblé, par déplacement relatif entre le dispositif de jonction 34 et son extrémité de traverse associée 14a. A cet égard, il est noté que le rattrapage de jeu est préférentiellement inférieur à la longueur d'un pas entre les stries / crans des surfaces de friction complémentaires 48, 50 (montrées sur les figures 5 et 6), afin de faciliter ce rattrapage de jeu sans altérer ces surfaces.

Une fois cette étape achevée, les dispositifs de jonction 34 sont ainsi fixés sur les cadres de fuselage 30, et la surface de contact 42 de ce dispositif demeure au contact de la surface complémentaire 41 de la ferrure de fixation 40.

Le procédé se termine en consolidant la fixation des dispositifs de jonction 34 sur leurs extrémités de traverse associées 14a, à l'aide d'organes de serrage 62 en forme de boulons ou éléments similaires orientés selon la direction X. Cette étape est schématisée sur les figures 7f à 7f''.

Les boulons 62 traversent les trous de passage 46 du dispositif 34, ainsi que les trous de passage oblongs 52 de l'extrémité de traverse 14a. Néanmoins, il est noté que la mise en place de ces boulons 62 peut alternativement être réalisée antérieurement à la fixation du dispositif 34 sur la ferrure de 40 du cadre de fuselage, sans sortir du cadre de l'invention. Dans un tel cas, la consommation du jeu latéral entre les deux surfaces 42, 41 est rendue possible par la forme oblongue des trous de passage 52 traversant l'âme de la traverse 14. En effet, cette conception autorise un déplacement latéral relatif entre le dispositif 34 et la traverse 14, malgré la présence des boulons 62 pré-montés dans les trous de passage 46, 52. Il en découle avantageusement un montage de nature sensiblement isostatique.

Quoi qu'il en soit, le procédé s'achève en serrant les boulons 62, de manière à venir plaquer fermement le dispositif de jonction 34 contre l'âme 32 de l'extrémité de traverse 14a, au niveau de leurs surfaces de friction complémentaires 48, 50 référencées sur la figure 7f'.

L'intervention des opérateurs est aisée au niveau de cette partie arrière du module 8, puisque l'accessibilité aux extrémités de traverse 14a est facilitée par un nombre de composants peu élevé dans cette zone. Plusieurs opérateurs peuvent même travailler simultanément sur l'ensemble des traverses concernées par la fixation sur les cadres de fuselage. Ces opérations sont d'ailleurs simples et rapides à mettre en œuvre, étant donné que les boulons 60, 62 peuvent être serrés avec des visseuses électriques.

La fixation de la partie structurale du module 8 sur le fuselage 3 se résume essentiellement à la fixation de ses dispositifs de jonction 34 sur les cadres 30. D'autres fixations annexes peuvent néanmoins être envisagées, comme la fixation du module 8 sur chaque cadre de fuselage 30, au niveau du toit de la case de train avant.

Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite, uniquement à titre d'exemples non limitatifs, et dont la portée est définie par les revendications jointes en annexe.

Claims

REVENDICATIONS

1. Module (8) pour aéronef destiné à être assemblé dans un espace intérieur (10) défini par un fuselage (3) de cet aéronef, le module étant caractérisé en ce qu'il comprend au moins une traverse (14) s'étendant selon une direction latérale (Y) du module, et destinée à être fixée sur un cadre du fuselage (30), et en ce qu'il comprend, monté sur au moins l'une des deux extrémités opposées (14a) de la traverse, un dispositif (34) de jonction au cadre de fuselage, le dispositif de jonction (34) étant configuré de manière à pouvoir être déplacé d'une position d'attente, à une position déployée de jonction dans laquelle ce dispositif (34) fait saillie de la traverse selon la direction latérale (Y).
2. Module selon la revendication 1, caractérisé en ce que dans la position d'attente du dispositif de jonction (34), celui-ci est relié à son extrémité associée (14a) de la traverse (14) par une liaison articulée (35), permettant le déplacement de ce dispositif (34) vers sa position déployée de jonction, dans laquelle ce dispositif (34) se situe de préférence dans le prolongement de la traverse (14) pour former avec celle-ci un ensemble continue dans la direction latérale (Y).
3. Module selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce que dans la position déployée de jonction du dispositif de jonction (34), celui-ci est fixé à son extrémité associée (14a) de la traverse par une pluralité d'organes de serrage (62), de préférence des boulons, orientés sensiblement orthogonalement à la direction latérale (Y) du module (8).
4. Module selon la revendication 3, caractérisé en ce que les organes de serrage (62) traversent des trous de passage oblongs (52) pratiqués à travers l'extrémité (14a) de la traverse.
5. Module selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le dispositif de jonction (34) présente une surface de friction (48) coopérant avec une surface de friction complémentaire (50) prévue sur l'âme (32) de la traverse (14), lorsque le dispositif de jonction (34) occupe sa position déployée de jonction.
6. Module selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le dispositif de jonction (34) comporte une extrémité (38) de jonction au cadre de fuselage (30), cette extrémité de jonction (38) comprenant une surface de contact (42) traversée par des trous de passage (44) destinés à recevoir une pluralité d'organes de traction (60), ceux-ci étant également destinés à coopérer avec le cadre de fuselage (30) lorsque le dispositif de jonction (34) occupe sa position déployée de jonction.
7. Module selon la revendication 6, caractérisé en ce que dans un plan de section parallèle à la direction latérale (Y) ainsi qu'à une direction verticale (Z) du module, et passant par la traverse (14), la surface de contact (42) prend la forme d'un segment de droite incliné par rapport à la direction verticale (Z).
8. Module selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend au moins l'un des composants suivants, et de préférence une pluralité d'entre eux :

- un plancher (12) comprenant ladite au moins une traverse (14) ;

- au moins un système (18) ;

- au moins une garniture de cockpit (20) ;

- au moins un système de porte (22) ;

- au moins une cloison (24) ;

- au moins une cuisine de bord (26) ;

- au moins une cabine de toilettes (28).
9. Module selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la traverse (14) équipée du dispositif de jonction (34) est agencée dans une partie arrière du module (8).
10. Module selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la traverse (14) est équipée d'un dispositif de jonction (34) à chacune de ses deux extrémités opposées (14a), et/ou en ce que plusieurs traverses (14) du module (8) sont chacune équipée d'au moins un dispositif de jonction (34).
11. Partie d'aéronef (6) comprenant un fuselage (3) formant une enveloppe structurale et comprenant des cadres de fuselage (30), la partie d'aéronef comportant également au moins un module (8) selon l'une quelconque des revendications précédentes assemblé dans l'espace intérieur (10) défini par le fuselage (3), avec chaque dispositif de jonction (34) se trouvant en position déployée de jonction et fixé sur au moins l'un des cadres de fuselage (30).
12. Partie d'aéronef selon la revendication 11, caractérisée en ce qu'elle est une pointe avant d'aéronef.
13. Aéronef (100) comprenant au moins une partie (6) selon la revendication 11 ou la revendication 12.
14. Procédé d'assemblage d'une partie d'aéronef (6) selon la revendication 11 ou la revendication 12, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes :

- mise en place du module (8) en regard et à distance de son emplacement définitif dans l'espace intérieur (10) défini par le fuselage (3), avec chaque dispositif de jonction (34) en position d'attente ;

- déplacement du module (8) pour l'amener à son emplacement définitif ;

- déplacement de chaque dispositif de jonction (34) dans sa position déployée de jonction ; et

- fixation de chaque dispositif de jonction (34) sur le/les cadres de fuselage (30).
15. Procédé d'assemble selon la revendication 14, caractérisé en ce que l'étape de déplacement du module (8) est réalisée en le mettant en translation selon une direction longitudinale (X) du module (8) et du fuselage (3), jusqu'à son emplacement définitif.