WO2008101873A1 - Procede d'assemblage de deux ensembles, tels que des ensembles de fuselage d'aeronef - Google Patents

Procede d'assemblage de deux ensembles, tels que des ensembles de fuselage d'aeronef Download PDF

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WO2008101873A1
WO2008101873A1 PCT/EP2008/051855 EP2008051855W WO2008101873A1 WO 2008101873 A1 WO2008101873 A1 WO 2008101873A1 EP 2008051855 W EP2008051855 W EP 2008051855W WO 2008101873 A1 WO2008101873 A1 WO 2008101873A1
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piercing
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Jean-Luc Houis
Gérard Cohen Bacri
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Airbus Operations
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Definitions

  • the present invention relates generally to a method of assembling two assemblies, for example by riveting.
  • the invention applies preferably but not exclusively to the assembly of two sets of components of an aircraft fuselage. More specifically, it may be a so-called seam assembly process, that is to say aimed at assembly by the installation of crimping fasteners such as "lockbolt” or rivet, the along an interface common to both sets, called overlap zone or junction zone.
  • seam assembly process that is to say aimed at assembly by the installation of crimping fasteners such as "lockbolt” or rivet, the along an interface common to both sets, called overlap zone or junction zone.
  • the orbital seams suitable for the assembly of two assemblies here called “sections” of approximately cylindrical shape are generally distinguished, so-called longitudinal seams corresponding to the assembly of two sets whose shape is substantially that of a half-cylinder.
  • the longitudinal seams are made according to generatrices of the current section, while the orbital seams are performed in an interface zone between two cross sections of the fuselage, these two types of seams can be realized respectively according to nonlinear longitudinal generatrices and non-circular transverse generatrices when these assemblies are made on fuselage portions located at the front or rear end of the aircraft, where the shape of the fuselage has a double curvature.
  • the method according to the invention is applicable to the joining of a covering zone having a simple curvature or a double curvature.
  • the single-curved panels are said to be “developable” and have a rectilinear generatrix implying that they can be “unwound” on a plane.
  • double-curved panels such as the cockpit panels of an aircraft's cockpit, are not “developable” and therefore do not have straight generators, that is, they can not be “rolled out” on a plane. Indeed, they have a first curvature, for example in the longitudinal direction of the panel, and a second curvature distinct from the first, for example in the transverse direction of the same panel.
  • the assemblies to be secured by means of a seam of rivets or "lockbolts" are generally of large size, namely each having a volume of several cubic meters.
  • the tolerances relating to interference mounting of the fasteners are very tight, generally a few hundredths of millimeter only, so it is extremely difficult to pre-drill the panels intended to form the overlap zone of the two sets, while ensuring the coaxiality of each of the holes in the interference tolerance. Therefore, the assembly methods are generally implemented so that both sets are drilled during the same drilling operation, in order to obtain during this same operation a single fastener housing opening formed by the two holes respectively obtained through the two panels at least partially superimposed.
  • the difficulty lies in the fact that the assembly interface must normally be free of any burrs and chips, otherwise reducing the fatigue characteristics of the assembled fuselage.
  • the assembly interface must normally be free of any burrs and chips, otherwise reducing the fatigue characteristics of the assembled fuselage.
  • it is lined with a thin layer of sealant, or mastic interposition .
  • the contact between the two assemblies at the level of each fastener is a metal-metal contact, that is to say that there is no force coupling through the interposing mastic.
  • the object of the invention is therefore to propose a method of assembly that overcomes the problems mentioned above, relative to the embodiments of the prior art. More specifically, the object of the invention is to provide an assembly method for applying in a simple manner the pressure required on the covering area during the drilling of the orifices through this same area, in order to prevent on the one hand the appearance of burrs, and on the other hand the insertion of chips at the interface of the assembled panels, usually coated with interposing mastic.
  • the subject of the invention is a method of assembling two assemblies by means of a plurality of fasteners intended to establish a junction between two at least partially superposed panels belonging respectively to the two assemblies and forming together a process of drilling a plurality of orifices through the overlap zone, each of the orifices being intended to house one of the fastening members, the drilling each orifice being made using a drilling tool passing through a corresponding centering hole made on a drill grid fixedly mounted on the overlap zone, the drilling tool comprising a bearing mandrel on the zone covering and an expanding ring conforming to the mandrel according to a conical contact surface allowing, during the application of a relative movement along a central axis of conical contact surface between the mandrel and the ring, an expansion of this ring ensuring its locking in the corresponding centering hole.
  • the application of the relative movement between the expandable ring and the bearing mandrel is performed so as to cause, following the blocking of the expandable ring in the corresponding centering hole, a displacement of the mandrel bearing against the overlap zone, through the corresponding centering hole and along the central axis of conical contact surface in the direction of this overlap zone in order to exert pressure thereon.
  • the invention effectively provides a simple and clever solution to easily apply the required pressure on the overlap area during the drilling holes through the same area, to prevent on the one hand the appearance of burrs, and on the other hand the insertion of chips at the interface of the assembled panels, generally coated with interposing mastic.
  • the piercing tool used may be of the type conventionally known to those skilled in the art, such as that manufactured by the company Cooper Power Tools and designated "P2 Drill with Concentric Collet Foot". This type of drilling tool is also described in EP 0 761 351 A, which is hereby incorporated by reference.
  • the specificity of the invention lies in the particular use made of these means. Indeed, in the drilling tools such as those indicated above, the presence of the support mandrel and its associated expandable ring is motivated by the unique need to lock this tool in rotation and in translation in a centering hole of the drilling grid, by friction between the ring and the same centering hole. To do this, the ring is set in motion along the central axis of conical contact surface between the latter and the mandrel, through the corresponding centering hole and in a direction opposite to the overlap zone against which the mandrel , stationary relative to the centering hole, remains in support. This movement is stopped when the expansion of the ring in the hole of the grid is sufficient to lock the tool in rotation and in translation relative to this grid.
  • the relative movement applied between the ring and the mandrel is essentially translated into a movement of the mandrel in the direction of the overlap zone, and not by a movement of the ring in the direction opposite to that of the overlap zone, even if the latter movement can be observed until a true locking of the ring in the centering hole of the drilling grid.
  • the application of the relative movement between the expandable ring and the support mandrel is preferably performed so as to cause the mandrel to move in abutment against the overlap area and through the corresponding centering hole, on a distance (x2) respecting the condition (x2)> 0,90.
  • a small initial clearance between the ring and the corresponding centering orifice for example less than 0.5 mm, and preferably of the order of 0.3 mm, is required to obtain the locking of the ring in the same hole of drilling extremely quickly after the beginning of the application of the relative movement, this game being nevertheless sufficient to ensure easy introduction of the expandable ring in the centering hole before drilling.
  • tolerances H7 to H10 for the centering orifices of the piercing grids but preferably H7, could be effective for obtaining the desired effect above.
  • the application of the relative movement between the expandable ring and the support mandrel is performed so as to generate, at the end of application, a bearing mandrel pressure, on the covering area, of between about 600 and 1200 N.
  • a bearing mandrel pressure on the covering area, of between about 600 and 1200 N.
  • this pressure value is therefore entirely appropriate to prevent on the one hand the appearance of burrs, and on the other hand the insertion of chips at the interface of the assembled panels, generally coated with interposing mastic. Therefore, it is then advantageously possible to perform all the holes of holes on the overlap area / junction during the same drilling step, followed by the establishment of all the fasteners, without having to disassemble / reassemble the previously referenced sets, in the reference of the aircraft when it is fuselage sets.
  • Such a method in which all the bores are made, followed by all the installation and crimping of the fasteners has the advantage of being very flexible in terms of labor.
  • this type of method according to the invention also makes it possible to involve several operators both outside and inside the fuselage, so as to reduce the time of realization of the seams. Therefore, it is notable that the method of the invention offers great flexibility in terms of organization of work for the same seam according to the production rates required, unlike for example the processes of the prior art said with "Burst", because of the clustering point related to the same burst / disassembly of the two sets after drilling.
  • the invention thus proposes a simple solution allowing an easy and quick installation of the pressurizing means of the recovery zone, since it is comparable to a simple installation of the piercing tool with respect to the corresponding drilling grid.
  • the manufacturing cycle is therefore greatly optimized.
  • the adopted solution does not present no disadvantage in terms of space contrary to what was encountered in the prior art, since the pressurizing means are constituted by the piercing tool itself.
  • this clever way of realizing the pressure during the drilling of the orifices makes it easy to perform stitching on overlapping areas of complex shapes, such as overlapping zones with double curvatures, or on assemblies forming structures called " closed ", since only access to a single side of the structure is necessary for the installation of the drilling tool generating the required pressure.
  • the invention is equally applicable to an automated process that a process performed at least partially manually, for example of the type in which the operator manually performs the drilling holes and the establishment of fasteners , using appropriate tools.
  • the method according to the invention allows the realization of orbital seams suitable for the assembly of two sets of approximately cylindrical shape, as well as the so-called longitudinal seams corresponding to the assembly of two sets of which the shape is substantially that of a half-cylinder.
  • the piercing grid is made of aluminum or one of its alloys, and the expandable ring is made of steel.
  • the drilling grids should preferably be able to provide 1 'sets of the following functions:
  • the drilling grids can then be thermally expanded in the same way as the fuselage aluminum alloy.
  • This constitution of the grids also offers the advantage of making them lighter and thus to facilitate handling by operators.
  • these The materials have a relatively low wear resistance, which may be incompatible with the high requirements for the service life of such grids, provided for the repeated insertion of an expandable ring into each centering hole.
  • this preferred solution has a lower wear resistance.
  • the wear of the grids remains largely acceptable as long as it is uniform along the contact surface between the ring and the centering orifice.
  • the drilling grid is designed and arranged so that prior to the application of the relative movement between the ring expandable and the support mandrel, when the drilling tool is positioned with its support mandrel passing through the corresponding centering hole and in contact with the overlap area, the expansion ring protrudes from side and other of the corresponding centering hole.
  • This preferred position should also preferably be maintained until the locking of the ring in the centering hole.
  • the thickness of the grids is slightly less than the length of the expandable ring along the central axis of conical contact surface. The initial spacing of the grid relative to the overlap area to be assembled is also provided accordingly.
  • the method comprises a step of referencing the two sets, intended to bring these two sets in a determined relative positioning for the completion of the drilling holes.
  • the drilling of the orifices and a subsequent step of placing the fasteners in their respective orifices are successively carried out while maintaining the determined relative positioning obtained during the referencing step of the two assemblies, which avoids the realization of a bursting of the two sets after drilling, costly in terms of manufacturing cycle time.
  • the method comprises the following successive steps, performed while maintaining the determined relative positioning obtained during the referencing step of the two sets: - Fixing one or more drill grids on the overlap area, each piercing grid being provided with a plurality of centering orifices; - Drilling orifices through the overlap area, using the drilling tool for cooperating with each piercing grid; disassembly of each piercing grid; - The establishment of fasteners in their respective holes.
  • the method comprises the following successive steps: - the referencing of the two sets, provided to bring these two sets in the determined relative positioning for the completion of the drilling holes , the two sets thus positioned together forming the overlap area having a layer of mastic interposed between the two panels of this area; placing one or more first pressurizing devices on a first side of the overlap area, and placing one or more second pressurizing devices on a second side of the overlap, opposite the first side;
  • each mounting hole being made close to at least one first setting device; pressure and at least one second pressurizing device;
  • the method comprises the following successive steps:
  • pressurizing devices also known as clamping devices, such as those used in the first preferred embodiment, which makes it possible to reduce the cycle time, even if it incorporates cleaning and deburring of the panels at the mounting holes made after the bursting assemblies to assemble.
  • the fasteners are rivets or "lockbolts".
  • the lockbolt type fasteners are in particular known from US Pat. No. 3,203,300. However, they can take any other form while preserving the principle of expansion by traction. rod, and compression ring, without departing from the scope of the invention.
  • the method applies for the assembly of aircraft fuselage assemblies, such as those constituting the fuselage portions located at the forward or at the rear end of the aircraft. the aircraft, where the shape of the fuselage has a double curvature.
  • the method is preferably implemented so that the fasteners together form a so-called orbital seam.
  • FIG. 1 there can be seen two sets 1a, 1b intended to be assembled by said orbital seam, using rivets, and by the implementation of a method according to an embodiment preferred embodiment of the present invention, which will now be described.
  • This is two sets la, Ib respectively constituting two transverse sections of the fuselage of an aircraft, preferably located at the front or rear end of the aircraft, where the shape of the fuselage has a double curvature.
  • the method starts, as shown in this FIG. 1, by referencing the two sets Ia, Ib, intended to bring them into a relative positioning determined in the reference of the aircraft, symbolized here by the reference X, Y, Z.
  • the referencing is such that it leads to the formation of a covering zone 4, also called junction zone formed by two panels 6, 8 at least partially superimposed respectively belonging respectively to two sets la, Ib.
  • the junction zone 4 is intended to receive the orbital seam rivets, as will be explained below. Therefore, following the referencing of the two sets Ia, Ib, the overlap area obtained, in which is a layer of mastic interposed between the two panels 6, 8, is in the appropriate configuration for the drilling holes to accommodate the various rivets of the seam.
  • first pressurizing devices 10 of the overlap zone 4 may constitute the outer side of the fuselage of the aircraft, and the second side 16 the inner side. So, as we can see in the figure
  • the pressurizing devices are of the suction cup type, namely comprising a first suction cup 18 pressed against the panel 6 and a second suction cup 20 pressed against the panel 8, these suction cups being rigidly connected by a connecting bar 22 traversed by a pressure screw 24 pressing on the overlap zone 4, being disposed locally substantially orthogonally thereto.
  • suckers 18, 20 are connected to vacuum means (not shown) to maintain the adhesion thereof on the panels 6, 8, even when tightening the pressure screw 24.
  • the pressure screw 24 allows to locally apply a pressure between the two parts of the zone 4, and thus to bring the panels 6, 8, which has the effect of flowing fresh interposing mastic and not yet polymerized, and thus to obtain a metal-metal contact between these two panels coated with interposing mastic and preferably made of aluminum alloy.
  • the overlap area 4 can then be drilled close to the screws 24 so as to obtain mounting holes, without there being any burr formation at the interface, or introducing chips or cutting oil into the sealant layer.
  • the applied clamping pressure is adjusted by means of the tightening torque of the screw 24, tightened with a torque wrench.
  • this local clamping force is established ideally around 600 N, which corresponds to a screw tightening torque of the pressurizing device of the order of 0.48 Nm. It is possible to apply without risk of deformation of the assemblies to be assembled, and without excessively increasing the risks of smudging, a pressure force between 400 N and 1200 N. Note that this wide enough range makes it possible to absorb the inaccuracies of adjustment of the torque of tightening, and ratio between the tightening torque and the effective pressure at the interface.
  • FIG. 3 Several variants of the device 10 shown in FIG. 3 can be envisaged, in particular for the pressurizing devices 12 intended to be mounted on the inner side 16 of the fuselage.
  • one or both suction cups can be replaced by so-called press ends 26, 28, these being also rigidly connected by a connecting bar 22 through which a pressure screw 24 passes.
  • press ends 26, 28 being also rigidly connected by a connecting bar 22 through which a pressure screw 24 passes.
  • the overlap zone 4 being disposed locally substantially orthogonally thereto.
  • Each press end has a suitable shape to lock in translation in the opposite direction to that of the tightening of the screw 24, on a stiffener 30, 32 belonging to one of the sets la, Ib.
  • the flanged tools of Figure 4 are more reliable over time and especially less noisy, the lack of reliability of vacuum tools mainly from the progressive wear of the sealing lips, and the noise from the vacuum venturi means.
  • the main advantage of flanged devices over vacuum devices is, of course, the removal of the source of compressed air necessary for the proper operation of the suction cups.
  • the devices 10 and 12 may optionally be arranged opposite one another in pairs on either side of the zone 4.
  • each mounting hole 32 shown in FIG. 5 are therefore intended for the subsequent fixing of piercing grid, each mounting hole 32 being made near at least one first pressurizing device 10 and at least one second pressurizing device 12, in order to obtain the positive effects described above. related to the application of substantial pressure between the panels 6, 8.
  • the first pressurizing devices 10 located on the outer side 14 of the fuselage are disassembled.
  • These special staples 36 therefore have the particularity of being fixed in an orifice of the grid, thus locating it with respect to the mounting holes 32, and of having a reduced height making it possible to install a drilling tool equipped with a foot pressure type "Concentric Collet", in an orifice adjacent to the orifice occupied by the staple in question.
  • the grids 34 shown in FIG. 6 are thus sequentially arranged and preferably contiguous along the seam to be produced, the staples 36 ensuring the positioning and the maintenance of these grids with respect to the overlap zone 4, but also realizing a reduced contact pressure at the interface of the assembly.
  • the drilling grids 34 preferably made of aluminum or in one of its alloys, provide three distinct functions: - the correct positioning of the orifices on the fuselage, thanks to the centering of the drilling tool successively in each of the corresponding centering orifices 38 made on the grids 34 as shown in FIG. 6, immobilizing the drilling tool in rotation and in translation during the drilling operation, and
  • the drilling grids have structural characteristics determined both from the point of view of the dimensioning and the choice of the material constituting them.
  • the step of drilling the orifices through the overlap zone 4 is carried out from the first side 14 of the overlap area 4, with the aid of the drilling tool intended to successively cooperate with each piercing grid 34 each orifice being made near at least one second pressurizing device 12 remained in place for this step.
  • the drilling in question here preferably incorporates drilling and milling, which preferably respond to the following constraints: - accuracy of the positioning of the orifices on the fuselage,
  • the precise positioning of the orifices is ensured by the drilling grids 34.
  • the solution adopted in the present invention makes it possible to obtain a concentric pressurization of the drill during drilling, the means used being housed inside a centering hole of the grid and therefore not affecting the centering of the tool.
  • the piercing tool employed may be of the type conventionally known to those skilled in the art, such as that manufactured by Cooper Power Tools and designated "P2 Drill with Concentric Collet Foot". This type of drilling tool is also described in EP 0 761 351 A, which is hereby incorporated by reference. This tool 40 is also shown in FIGS. 7 and 8.
  • the piercing tool 40 is advantageously used in the present invention for: positioning and holding this tool on the grid by means of an expandable centering ring, making a depth stop by contacting the end of a mandrel on the fuselage, and
  • the first two functions are known to those skilled in the art.
  • the third, relating to the application of an interface pressure is a consequence of the particular operating principle of the drilling tool 40 under specific conditions imposed at the level of the drilling grids 34, preferably associated with the pressure interface generated by the pressurizing devices 12.
  • the drilling tool 40 generally comprises a body 42 extending by a bearing mandrel 51 whose end 50 is intended to be in contact with the covering zone 4 during drilling.
  • the drill (not shown) is provided to move internally and concentrically with respect to the bearing mandrel 51.
  • the mandrel 51 is integral with a pressure foot 52, itself secured to an axis 57 or upper axis.
  • an expandable ring 56 intended to be introduced into a centering hole 38 of a piercing grid 34, matches the mandrel 51 according to a conical contact surface 53 visible in FIG. 8.
  • This conical contact surface 53 provided for to shrink closer to the end 50 of the mandrel, allows when applying a relative movement along a central axis of conical contact surface 48, between the mandrel 51 and the ring 56, an expansion of this ring ensuring its locking in the corresponding centering hole 38.
  • the application of the relative movement between the expandable ring 56 and the support mandrel 51 is made so as to generate, following the blocking of the expandable ring 56 in the corresponding centering hole 38, a displacement of the mandrel 51 bearing against the overlap zone 4, through the corresponding centering orifice and along the central axis of the surface of the conical contact 48 towards this overlap zone in order to exert pressure thereon.
  • the tool 40 comprises a jack 54 integral with the body 42, whose end 46 is connected by an axis 47 or lower axis, to a pair of rods 55, and more specifically to a lower end thereof. rods 55 whose upper end is articulated on the upper axis 57 supra.
  • the tool 40 has an intermediate axis 58 or double intermediate axes integral with the expansion ring 56, this axis 58 through lights 45 made in the pressure foot 52.
  • this tool 40 is such that when the cylinder 54 is actuated in the direction of the arrow 43 of Figure 7, this has the effect of applying a displacement of the lower end of the rods 55 in the same direction that of the boom 43.
  • Such a displacement of the rods 55 under the effect of the jack 54 actually produces a relative movement between the ring 56 and the mandrel 51, relative displacement which due to the contact along the conical surface 53 produces an expansion of the ring 56.
  • the actuation of the cylinder 54 produces a movement of the ring 56 rearwardly while the mandrel remains stationary in abutment against the zone 4, c that is to say that the axis 57 acts as pivot and the axis 58 moves in the opposite direction to that going to the panels to be assembled, namely according to the arrow 43, through the lights 45 of the foot provided for this purpose.
  • the ring 56 that expands simultaneously undergoes movement relative to the centering hole in which it is placed, and not the mandrel which remains fixed relative to the same centering hole .
  • the relative movement is stopped when the ring has been expanded enough to ensure the locking in rotation and in translation of the tool relative to the grid provided with the centering hole in question.
  • the relative movement applied between the ring 56 and the mandrel 51 essentially results in a movement of the mandrel in the direction of the overlap zone 4, and not by a movement of the ring 56 in the direction opposite to that of the overlap zone, even if the latter movement can be observed until a true locking of the ring 56 in the centering hole 38 of the
  • those skilled in the art will naturally be able to adapt the design of the various elements in question to achieve such operation, in particular by appropriately dimensioning the nominal diameter of the expandable ring 56 and that of the centering hole 38.
  • a low clearance ini tial between the ring 56 and the centering orifice 38 makes it easy to obtain the locking of the ring in the same piercing hole extremely fast after the beginning of the application of the relative movement, this clearance being nevertheless sufficient to ensure easy introduction of the expandable ring in the centering hole before drilling.
  • H7 tolerances for the centering holes 38 of the piercing grids 34 could be effective for obtaining the desired effect.
  • the application of the relative movement between the expandable ring 56 and the bearing mandrel 51 is preferably performed so as to cause the mandrel to move in abutment against the overlap zone 4 and through the corresponding centering hole 38 , over a distance (x2), shown in Figure 9, respecting the condition (x2)> 0.90.
  • (x) corresponds to a total distance of the relative movement applied between the ring 56 and the mandrel 51.
  • the aforementioned relation actually reflects the desire to obtain essentially a movement of the mandrel 51 through the centering hole 38, rather than a movement of the ring 56 through the same centering hole 38 in an opposite direction.
  • the application of the relative movement is performed so as to obtain a displacement of the mandrel 51 in the X, Y, Z coordinate system of the aircraft, driving with it the pressure-biased portion of the zone 4 as shown in Figure 9, the ring 56 remaining substantially motionless in this same frame.
  • the axis 58 then plays the role of pivot while remaining fixed in the X, Y, Z coordinate of the aircraft, and that the axis 57 moves in the direction going towards the zone of cover 4, opposite to the direction of the arrow 43.
  • Such a situation has the advantage of being able, by means of this particular desired operation, to apply in the zone contiguous to the bore a pressure force which may be sufficient to ensure: creep sealing mastic in the immediate vicinity of the fuselage orifice, so as to ensure a metal-metal contact between the two panels of the zone 4; - avoid the introduction of chips and cutting oil at the interface; and
  • the contact pressure exerted by the mandrel 51 of the tool 40, when drilling an orifice on the fuselage, can be controlled according to different parameters.
  • the mandrel 51 biases the ring by a pressure proportional to the relative displacement of these two elements and normal to the contact surface. It also undergoes an angle of friction ⁇ l which tends to oppose the relative displacement.
  • the ring 56 undergoes a radial pressure Ps ⁇ proportional to the relative displacement between the mandrel 51 and the ring 56.
  • AP 56 KAx tga / S
  • K is a constant function of the elasticity of the parts in the presence, S being the contact surface between the ring 56 and the orifice 38 of the grid 34.
  • ⁇ 2 is the coefficient of friction at the interface between the ring 56 and the orifice 38
  • F 56 is the axial resultant of the friction forces of the ring 56 in the orifice:
  • F 56 P 56 .S.tg ⁇ 2
  • the cylinder 54, the axis 57 and the axis 58 being connected by the rods 55 rigid, for these two kinematics, the relative speed and displacement between the elements 56 and 51 are the same.
  • the energy dispensed by the jack 54 is distributed as follows: for the first kinematic, between the friction at the level of the conical surface 53 between the elements 51 and 56, the radial elastic deformation of the various elements (grid 34, ring 56, mandrel 51), consecutive to the expansion, and friction to the joints; for the second kinematics, between the same sources of dissipation as mentioned above, having the same intensity, to which is added the friction between the ring 56 and the centering orifice 38.
  • the first kinematics is therefore more favorable, and this is the one that will actually be observed during the implementation of the process.
  • the ring 56 remains stationary relative to the gate and the action of the jack 54 leads to an "extraction "Of the mandrel 51.
  • the actuation of the jack 54 causes the mandrel 51 to move relative to the gate 34 in the direction of the zone 4 and according to the axis 48, until the force applied to the cylinder is equal to the reaction force of the ring 56 on the mandrel 51, this force being subsequently called Fj ;.
  • Fj reaction force of the ring 56 on the mandrel 51
  • Each link 55 is itself in equilibrium under the action of three parallel forces F 54 , F57 and Fss, as shown in FIG. 10. It follows that:
  • this force is obtained for a displacement of the mandrel 51 along the axis 46 by a distance called X; and shown diagrammatically in FIG. 10, from its initial position counted at the beginning of the contact between the ring 56 and the orifice 38 of the grid 34.
  • the force Fj is proportional to the relative displacement between elements 56 and 51, therefore proportional to the displacement i, cj; being a coefficient of stiffness that accounts for this proportionality.
  • reaction R equivalent to the force of thrust / pressure on the fuselage
  • the pressure force commonly applied to the pressure of the sheets by the piercing tool is easily between 600 N and 1200 N, depending on the thickness of the panels present.
  • the thickness of the gate 34 is slightly less than the length of the ring 56, along the axis 46. It is also made so that the distance Xo between the underside of the gate 34 at the bore and the fuselage 4 is such that the ends of the ring 56 protrude from either side of the centering orifice 38, when the ring is inserted into this last, introduction stopped by the contact of the mandrel 51 with the fuselage 4.
  • the distance Xo is preferably fixed so that: the adapted pressure force can be applied in the vicinity of the hole to be drilled (distance X2 relative to Xi "unladen");
  • both ends of the ring 56 are outside the centering orifice 38 (distance Xo).
  • the pressurization of the overlap zone 4 is carried out slightly prior to the drilling of the desired orifice in this zone, this drilling being carried out using a drill (not shown) passing through the mandrel 51 of coaxial way continuing to exert the desired pressure to generally avoid the formation of burrs on the panels 6, 8.
  • the drilling and milling is carried out using a milling drill, in a single operation.
  • the mandrel 51 whose end 50 is in contact with the fuselage 4, defines an axial stop which makes it possible to ensure the accuracy of the depth of the countersink.
  • the countersink depth is set from in order to ensure adequate conditions of outcropping of the rivet head. The appropriate setting of the countersink depth is for example determined by laboratory tests which make it possible to define for each rivet diameter the depth of countersinking necessary so that the conditions of flush of its head are verified after its crushing.
  • Stopping the penetration that is to say stopping the advance of the tool, is provided by a stop connected to the mandrel 51, itself in contact with the fuselage.
  • the drilling is preferably carried out under micro-spraying of oil, by the center of the tool or laterally when drilling is performed at high cutting speed, namely of the order of 15,000 rpm or higher.
  • the amounts of lubrication are preferably adapted to the drilling and milling diameter, and are generally set in a range of 3 to 50 ml per hour of a lubricating product whose maximum viscosity is 400 mm 2 / sec.
  • This supply of micro-spraying oil greatly improves the quality of drilling and allows the use of both piercing tool less powerful, therefore lighter, and reduce the penetration effort.
  • the use of the micro-oil spraying is made possible by the sufficient pressure prevailing at the metal-metal interface at the junction, and which, combined with the small amount, the viscosity of the oil and at the possible suction, avoids any introduction of oil into the interposing mastic.
  • the machine can be equipped with a suction device at the level of the pressure foot 52, which makes it possible to evacuate chips and oil vapors to a recovery plant.
  • This suction prevents any staining of the sealant joints located outside the fuselage.
  • the use of drills with helical flute is preferable.
  • chips may possibly be projected into the inner fuselage at the orifice outlet. These can then be deposited on the assembly interface, particularly in the lower part of the aircraft, and may therefore be introduced into this interface. Under these conditions, it is advantageous to protect the interface line, referenced 2 in the figures, by an adhesive tape called "cover band".
  • organs provisional fasteners 70 each of which may also take the form of a clip. It is noted that each clip 70 thus crosses one of the orifices made in the overlap area 4, and its corresponding centering hole 38 formed on the piercing grid 34 concerned. In this regard, it is stated that each clip 70 could be fixed directly following the drilling of its associated orifice, and therefore prior to the next hole drilling, without departing from the scope of the invention. In addition, each pierced orifice does not require the accommodation of a staple 70, as is also shown in FIG. 11.
  • each drilling grid 34 is disassembled, and provisional fixing means 36. As can be seen in FIG. 12, this then only reveals the outer side 14 of the fuselage, the mounting holes 32 and the orifices 72. intended to accommodate the fasteners, and the temporary fasteners 70.
  • each second pressurizing device 12 has also been disassembled, it is then proceeded to the establishment of the fasteners 74 in their respective orifices 72, this implementation being of course carried out while maintaining the determined relative positioning of the sets Ia, Ib obtained during the referencing step.
  • This step of obtaining the rivets seam is performed in a conventional manner and known to those skilled in the art, preferably only from the outer side 14 of the fuselage.
  • the mounting holes 32 remain free on the overlap zone 4, as shown in FIG. 13.
  • additional attachment members 76 in these same mounting holes 32, such as rivets, as shown in Figure 14.
  • the so-called mounting holes 32 in which took place the staples 36 for maintaining the grids 34, can be bored to their final diameter, milling, and corresponding attachment members 76 corresponding posed in the same holes.
  • the interface pressure installed by the prior installation and crimping of all the other fasteners 74 makes it possible to perform this drilling and countersinking by conventional means, without the intervention of additional pressure means.

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Abstract

L' invention concerne un procédé d'assemblage de deux ensembles, par exemple des ensembles de fuselage d'aéronef, par l'intermédiaire d'une pluralité d'organes de fixation. Il comprend le perçage d'orifices à travers une zone de recouvrement, réalisé à l'aide d'un outil de perçage traversant un orifice de centrage (36) correspondant pratiqué sur une grille de perçage (34) montée fixement sur cette zone de recouvrement, l'outil de perçage comprenant un mandrin d'appui ainsi qu'une bague expansible (56) épousant le mandrin selon une surface de contact conique. Selon l'invention, il est appliqué un mouvement relatif entre la bague expansible et le mandrin de manière à engendrer, suite au blocage de la bague dans l'orifice de centrage, un déplacement du mandrin en appui contre la zone de recouvrement, à travers l'orifice de centrage et en direction de cette zone de recouvrement afin d'exercer une pression sur celle-ci.

Description

PROCEDE D'ASSEMBLAGE DE DEUX ENSEMBLES, TELS QUE DES ENSEMBLES DE FUSELAGE D'AERONEF
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention se rapporte de façon générale à un procédé d'assemblage de deux ensembles, par exemple par rivetage.
L'invention s'applique de préférence mais non exclusivement à l'assemblage de deux ensembles constitutifs d'un fuselage d'aéronef. Plus précisément, il peut s'agit d'un procédé d'assemblage dit de couture, c'est-à-dire visant à l'assemblage par la pose d' organes de fixation à sertir de type « lockbolt » ou rivet, le long d'une interface commune aux deux ensembles, dite zone de recouvrement ou zone de j onction . A titre indicatif, on distingue généralement les coutures dites orbitales adaptées à l'assemblage de deux ensembles, appelés dans ce cas « tronçons », de forme approximativement cylindrique, des coutures dites longitudinales correspondant à l'assemblage de deux ensembles dont la forme est sensiblement celle d'un demi-cylindre. Les coutures longitudinales sont réalisées selon des génératrices de la section courante, tandis que les coutures orbitales sont quant à elles réalisées dans une zone d' interface comprise entre deux sections transversales du fuselage, ces deux types de coutures pouvant être réalisées respectivement selon des génératrices longitudinales non linéaires et selon des génératrices transversales non circulaires lorsque ces assemblages sont réalisés sur des parties de fuselage situées en pointe avant ou en extrémité arrière de l'aéronef, là où la forme du fuselage présente une double courbures.
Le procédé selon l'invention est susceptible de s'appliquer pour la jonction d'une zone de recouvrement présentant une simple courbure ou une double courbures. A titre informatif, les panneaux à simple courbure sont dits « développables », et présentent une génératrice rectiligne impliquant qu'ils peuvent être « déroulés » sur un plan. En revanche, les panneaux à double courbures, tels que les panneaux de fuselage du cockpit d'un aéronef, ne sont pas « développables » et ne disposent donc pas de génératrice rectiligne, c'est-à-dire qu'ils ne peuvent pas être « déroulés » sur un plan. Effectivement, ils présentent une première courbure, par exemple dans la direction longitudinale du panneau, ainsi qu'une seconde courbure distincte de la première, par exemple dans la direction transversale de ce même panneau.
ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE
Dans le domaine de l'assemblage d'ensembles de fuselage d'aéronef, les ensembles à solidariser par l'intermédiaire d'une couture de rivets ou de « lockbolts » sont généralement de grande dimension, à savoir disposant chacun d'une volume de plusieurs mètres cube. De plus, les tolérances relatives au montage en interférence des organes de fixation sont très serrées, en général de quelques centièmes de millimètre seulement, de sorte qu'il est extrêmement difficile de pré-percer les panneaux destinés à former la zone de recouvrement des deux ensembles, tout en assurant la coaxialité de chacun des trous dans la tolérance d'interférence. Par conséquent, les procédés d'assemblage sont généralement mis en œuvre de sorte que les deux ensembles soient percés au cours de la même opération de perçage, afin d'obtenir au cours de cette même opération un unique orifice de logement d'organe de fixation, formé par les deux trous respectivement obtenus à travers les deux panneaux au moins partiellement superposés.
La difficulté réside alors dans le fait que l'interface d'assemblage doit normalement être exempte de toute bavure et de tout copeaux sous peine de réduire les caractéristiques de tenue en fatigue du fuselage ainsi assemblé. De plus, pour assurer l'étanchéité de l'interface entre les ensembles, indispensable au maintien de la pressurisation du fuselage en vol, celle-ci est garnie d'une fine couche d'un mastic d' étanchéité, ou mastic d'interposition. En outre, afin d'assurer la continuité mécanique de transmission des efforts dans le fuselage, il est fait en sorte que le contact entre les deux ensembles au niveau de chaque organe de fixation soit un contact métal-métal, c'est à dire qu'il n'y ait pas de couplage d'effort à travers le mastic d'interposition.
Afin d'assurer ces différentes conditions, il est connu d'opérer les étapes successives suivantes : - la mise en référence préalable des deux ensembles, prévue pour amener ces deux ensembles dans le positionnement relatif déterminé, ces deux ensembles ainsi positionnés formant conjointement la zone de recouvrement ;
- le perçage de trous de montage à travers la zone de recouvrement, pour la fixation ultérieure de grille de perçage ;
- la fixation d'une ou plusieurs grilles de perçage sur la zone de recouvrement par l'intermédiaire de moyens de fixation provisoires coopérant avec les trous de montage ;
- le perçage des orifices à travers la zone de recouvrement, à l'aide d'un outil de perçage destiné à coopérer avec chaque grille de perçage ;
- le démontage des grilles de perçage et le désassemblage des deux ensembles afin de réaliser un nettoyage et un ébavurage des panneaux au niveau des orifices et des trous de montage ; - l'application de mastic d'interposition sur les panneaux des ensembles destinés à former la zone de recouvrement ;
- la mise en référence des deux ensembles, prévue pour amener à nouveau ces deux ensembles dans le positionnement relatif déterminé permettant la mise en place des organes de fixation, les deux ensembles ainsi positionnés formant conjointement la zone de recouvrement présentant une couche de mastic d' interposition entre les deux panneaux de cette zone ; et - la mise en place des organes de fixation dans leurs orifices respectifs.
Avec cette façon de procéder, tant les opérations de désassemblage / d'éclatement et de réassemblage des ensembles, que les opérations de nettoyage / ébavurage de ces derniers, allongent considérablement le cycle de fabrication, rendant celui-ci coûteux et non optimisé. Pour éviter l'apparition de telles bavures au niveau de la zone de recouvrement / jonction entre les deux panneaux devant être percés au cours de la même opération, une solution connue de l'art antérieur consiste à appliquer une force de serrage déterminée entre ces deux panneaux. Plus précisément, la pression désirée est telle qu'elle permet de générer un effort sur la zone de recouvrement qui empêche d'une part l'apparition de bavures, d'autre part l'insertion de copeaux à l'interface des panneaux assemblés, enduits de mastic d'interposition.
Néanmoins, les moyens généralement utilisés pour réaliser cette pression sont complexes et difficiles à mettre en place sur les ensembles à solidariser par couture, ce qui constitue une autre source de pénalisation du cycle de fabrication. A ce titre, pour des raisons d'encombrement, il est relativement difficile de monter ces moyens de mise en pression lors de l'utilisation de grilles de perçage, pourtant couramment utilisées dans le domaine considéré. Surtout, il est habituellement difficile voire impossible de les mettre en place sur des zones de recouvrement de formes complexes, telles que les zones de recouvrement à double courbures, ou encore sur des ensembles formant des structures dites « fermées » où l'accès reste délicat. Enfin, ces moyens de mise en pression connus de l'art antérieur sont essentiellement conçus pour être employés dans le cadre d'un procédé d'assemblage entièrement automatisé, mais aucunement adaptés à un assemblage manuel, par exemple dans lequel l'opérateur réalise manuellement le perçage des orifices ainsi que la mise en place des organes de fixation, à l'aide d'outils appropriés.
EXPOSÉ DE L'INVENTION
L' invention a donc pour but de proposer un procédé d'assemblage remédiant aux problèmes mentionnés ci-dessus, relatifs aux réalisations de l'art antérieur. Plus précisément, le but de l'invention est de fournir un procédé d'assemblage permettant d'appliquer d'une façon simple la pression requise sur la zone de recouvrement lors du perçage des orifices à travers cette même zone, afin d'empêcher d'une part l'apparition de bavures, et d'autre part l'insertion de copeaux à l'interface des panneaux assemblés, habituellement enduits de mastic d'interposition.
Pour ce faire, l'invention a pour objet un procédé d'assemblage de deux ensembles par l'intermédiaire d'une pluralité d'organes de fixation destinés à établir une jonction entre deux panneaux au moins partiellement superposés appartenant respectivement aux deux ensembles et formant conjointement une zone de recouvrement, le procédé comprenant le perçage d'une pluralité d'orifices à travers la zone de recouvrement, chacun des orifices étant destiné à loger l'un des organes de fixation, le perçage de chaque orifice étant réalisé à l'aide d'un outil de perçage traversant un orifice de centrage correspondant pratiqué sur une grille de perçage montée fixement sur la zone de recouvrement, l'outil de perçage comprenant un mandrin d' appui sur la zone de recouvrement ainsi qu'une bague expansible épousant le mandrin selon une surface de contact conique permettant, lors de l'application d'un mouvement relatif selon un axe central de surface de contact conique entre le mandrin et la bague, une expansion de cette bague assurant son blocage dans l'orifice de centrage correspondant.
Selon l'invention, l'application du mouvement relatif entre la bague expansible et le mandrin d'appui est réalisée de manière à engendrer, suite au blocage de la bague expansible dans l'orifice de centrage correspondant, un déplacement du mandrin en appui contre la zone de recouvrement, à travers l'orifice de centrage correspondant et selon l'axe central de surface de contact conique en direction de cette zone de recouvrement afin d'exercer une pression sur celle-ci.
Ainsi, l'invention prévoit effectivement une solution simple et astucieuse permettant d'appliquer facilement la pression requise sur la zone de recouvrement lors du perçage des orifices à travers cette même zone, afin d'empêcher d'une part l'apparition de bavures, et d'autre part l'insertion de copeaux à l'interface des panneaux assemblés, généralement enduits de mastic d'interposition. En effet, l'outil de perçage employé peut être du type classiquement connu de l'homme du métier, tel que celui fabriqué par la société Cooper Power Tools et désigné « P2 Drill with Concentric Collet Foot ». Ce type d'outil de perçage est également décrit dans le document EP 0 761 351 A, qui est inclus ici par référence .
Il est noté que si les moyens employés pour obtenir la pression sur la zone de recouvrement durant le perçage des orifices sont connus de l'art antérieur, la spécificité de l'invention réside dans l'utilisation particulière qui est faite de ces moyens. Effectivement, dans les outils de perçage tels que ceux indiqués ci-dessus, la présence du mandrin d'appui et de sa bague expansible associée est motivée par l'unique nécessité de bloquer cet outil en rotation et en translation dans un orifice de centrage de la grille de perçage, par friction entre la bague et ce même orifice de centrage. Pour ce faire, la bague est mise en mouvement selon l'axe central de surface de contact conique entre celle-ci et le mandrin, à travers l'orifice de centrage correspondant et dans une direction opposée à la zone de recouvrement contre laquelle le mandrin, immobile par rapport à l'orifice de centrage, reste en appui. Ce mouvement est stoppé lorsque l'expansion de la bague dans l'orifice de la grille est suffisante pour bloquer l'outil en rotation et en translation par rapport à cette grille.
En revanche, dans l'invention, on fait en sorte que le mouvement relatif appliqué entre la bague et le mandrin se traduise essentiellement par un mouvement du mandrin dans la direction de la zone de recouvrement, et non pas par un mouvement de la bague dans la direction opposée à celle de la zone de recouvrement, même si ce dernier mouvement peut être observé jusqu'à l'obtention d'un véritable blocage de la bague dans l'orifice de centrage de la grille de perçage. A cet égard, l'application du mouvement relatif entre la bague expansible et le mandrin d'appui est préférentiellement réalisée de manière à engendrer un déplacement du mandrin en appui contre la zone de recouvrement et à travers l'orifice de centrage correspondant, sur une distance (x2) respectant la condition (x2) > 0,90. (x) , où (x) correspond à une distance totale du mouvement relatif appliqué entre la bague et le mandrin. La relation précitée traduit effectivement la volonté d'obtenir essentiellement un mouvement du mandrin à travers l'orifice de centrage plutôt qu'un mouvement de la bague à travers ce même orifice de centrage dans un sens opposé. L'homme du métier sera naturellement en mesure d'adapter la conception des différents éléments en question pour aboutir à un tel fonctionnement, notamment en dimensionnant de façon appropriée le diamètre nominal de la bague expansible et celui de l'orifice de centrage. A cet égard, il est noté qu'un faible jeu initial entre la bague et l'orifice de centrage correspondant, par exemple inférieur à 0,5 mm, et de préférence de l'ordre de 0,3 mm, est requis pour obtenir le blocage de la bague dans ce même orifice de perçage extrêmement rapidement après le début de l'application du mouvement relatif, ce jeu étant néanmoins suffisant pour assurer une introduction aisée de la bague expansible dans l'orifice de centrage avant perçage. A ce titre, il a été constaté que l'application de tolérances H7 à HlO pour les orifices de centrage des grilles de perçage, mais de préférence H7, pouvait s'avérer efficace pour l'obtention de l'effet désiré ci-dessus.
En outre, l'application du mouvement relatif entre la bague expansible et le mandrin d'appui est réalisée de manière à engendrer, en fin d'application, une pression de mandrin d'appui, sur la zone de recouvrement, comprise entre environ 600 et 1200 N. Comme cela sera décrit ci-après, la conception des moyens particuliers employés pour effectuer une telle pression permettent de déterminer préalablement la pression qui sera exercée lors de l'application du mouvement relatif, en fonction de différents paramètres connus .
Quoi qu'il en soit, cette valeur de pression est donc tout à fait appropriée pour empêcher d'une part l'apparition de bavures, et d'autre part l'insertion de copeaux à l'interface des panneaux assemblés, généralement enduits de mastic d'interposition. Par conséquent, il est alors avantageusement possible d'effectuer tous les perçages d'orifices sur la zone de recouvrement / jonction lors d'une même étape de perçage, suivie de la mise en place de tous les organes de fixation, sans avoir à désassembler / réassembler les ensembles préalablement mis en référence, dans le repère de l'aéronef lorsqu'il s'agit d'ensembles de fuselage. Un tel procédé dans lequel l'ensemble des perçages sont effectués, suivis de l'ensemble de la pose et du sertissage des organes de fixation, présente l'avantage d'être très flexible en termes de main d'œuvre. En effet, une personne seule peut réaliser l'ensemble des étapes nécessaires à l'obtention de la couture, car à aucun moment il n'est nécessaire d'accéder en même temps des deux côtés du fuselage, que ce soit pour l'installation des outillages, le perçage- fraisurage, le démontage des outillages, ou encore la pose et le sertissage des organes de fixation.
D'autre part, ce type de procédé selon l'invention permet également de faire intervenir plusieurs opérateurs tant à l'extérieur qu'à l'intérieur du fuselage, de manière à réduire le temps de réalisation des coutures. De ce fait, il est notable que le procédé objet de l'invention offre une grande flexibilité en terme d'organisation du travail pour une même couture en fonction des cadences de production exigées, contrairement par exemple aux procédés de l'art antérieur dit avec « éclatement », du fait du point de regroupement lié à ce même éclatement / déassemblage des deux ensembles après perçage.
L' invention propose donc une solution simple permettant une mise en place facile et rapide des moyens de mise en pression de la zone de recouvrement, étant donné qu'elle est assimilable à une simple mise en place de l'outil de perçage par rapport à la grille de perçage correspondante. Le cycle de fabrication est donc grandement optimisé. De plus, il apparaît clairement que la solution adoptée ne présente aucun inconvénient en terme d'encombrement contrairement à ce qui était rencontré dans l'art antérieur, étant donné que les moyens de mise en pression sont constitués par l'outil de perçage lui- même .
De plus, cette manière astucieuse de réaliser la pression lors du perçage des orifices autorise facilement la réalisation de coutures sur des zones de recouvrement de formes complexes, telles que les zones de recouvrement à double courbures, ou encore sur des ensembles formant des structures dites « fermées », étant donné que seul l'accès à un unique côté de la structure s'avère nécessaire pour la mise en place de l'outil de perçage générant la pression requise. En outre, l'invention est aussi bien applicable à un procédé automatisé qu'à un procédé réalisé au moins partiellement manuellement, par exemple du type dans lequel l'opérateur réalise manuellement le perçage des orifices ainsi que la mise en place des organes de fixation, à l'aide d'outils appropriés .
Enfin, il est bien entendu que le procédé selon l'invention permet la réalisation des coutures dites orbitales adaptées à l'assemblage de deux ensembles de forme approximativement cylindrique, ainsi que celle des coutures dites longitudinales correspondant à l'assemblage de deux ensembles dont la forme est sensiblement celle d'un demi-cylindre.
De préférence, la grille de perçage est réalisée en aluminium ou dans l'un de ses alliages, et la bague expansible est réalisée en acier. En effet, il est noté que les grilles de perçage doivent de préférence pouvoir assurer 1' ensembles des fonctions suivantes :
- l'immobilisation de l'outil de perçage en rotation et en translation dans l'orifice de centrage correspondant, et ceci uniquement par la force de friction de la bague expansible dans l'orifice de la grille ; une durée de vie suffisante de la grille ; et
- un positionnement correct des orifices de centrage par rapport aux ensembles à assembler, quelques soient les conditions environnantes, notamment lors des variations de température au cours de l'assemblage.
Afin de satisfaire à cette dernière fonction, l'emploi de l'aluminium ou de l'un de ses alliages apparaît tout à fait adéquat, en particulier lorsque les ensembles sont réalisés dans un matériau identique ou similaire, tel que cela est habituellement le cas pour les ensembles de fuselage d'aéronef. En effet, les grilles de perçage peuvent alors se dilater thermiquement de la même manière que le fuselage en alliage d'aluminium. Alternativement, il peut être avantageux de réaliser ces grilles de perçage à partir d'un matériau composite à renfort carbone, dans le cas d'un fuselage constitué d'un tel matériau ou similaire. Cette constitution des grilles offre en outre l'avantage de les rendre plus légères et ainsi d'en faciliter la manipulation par les opérateurs. Cependant, ces matériaux présentent une résistance à l'usure relativement faible, susceptible d'être incompatible avec les exigences élevées relatives à la durée de vie de telles grilles, prévues pour l'introduction répétée d'une bague expansible dans chaque orifice de centrage.
Ainsi, pour faire face à ce problème d'usure, une autre solution pouvant être retenue consiste à chemiser par une bague en acier les orifices de centrage de la grille, elle-même réalisée en aluminium ou dans l'un de ses alliages, ou encore à partir d'un matériau composite à renfort carbone. Néanmoins, la première solution indiquée ci-dessus est préférentiellement retenue étant donné que le frottement entre l'aluminium de la grille et l'acier de la bague est près de deux fois plus élevé qu'un frottement acier-acier, ce qui permet de faciliter le blocage en rotation et translation de la bague expansible par rapport à la grille de perçage.
Cependant, cette solution préférée présente une moindre résistance à l'usure. A cet égard, il apparaît que l'usure des grilles reste largement acceptable dès lors que celle-ci est uniforme le long de la surface de contact entre la bague et l'orifice de centrage. Pour que cette condition soit vérifiée, mais aussi pour éviter une usure plus marquée en entrée et en sortie d'orifice de centrage, il est préférentiellement recherché la pus grande surface de contact possible entre la bague et cet orifice de centrage. Pour ce faire, la grille de perçage est conçue et agencée de sorte que préalablement à l'application du mouvement relatif entre la bague expansible et le mandrin d'appui, lorsque l'outil de perçage est positionné avec son mandrin d'appui traversant l'orifice de centrage correspondant et en contact avec la zone de recouvrement, la bague d'expansion fasse saillie de part et d'autre de l'orifice de centrage correspondant. Cette position préférée doit également préférentiellement être conservée jusqu'au blocage de la bague dans l'orifice de centrage. Ainsi, on fait de préférence en sorte que l'épaisseur des grilles soit légèrement inférieure à la longueur de la bague expansible selon l'axe central de surface de contact conique. L'écartement initial de la grille par rapport à la zone de recouvrement à assembler est également prévu en conséquence.
Préférentiellement, le procédé comprend une étape de mise en référence des deux ensembles, prévue pour amener ces deux ensembles dans un positionnement relatif déterminé permettant la réalisation du perçage des orifices. Dans un tel cas, le perçage des orifices et une étape ultérieure de mise en place des organes de fixation dans leurs orifices respectifs sont réalisés successivement en conservant le positionnement relatif déterminé obtenu lors de l'étape de mise en référence des deux ensembles, ce qui évite la réalisation d'un éclatement des deux ensembles après perçage, coûteux en terme de durée de cycle de fabrication.
Préférentiellement, le procédé comporte les étapes successives suivantes, réalisées en conservant le positionnement relatif déterminé obtenu lors de l'étape de mise en référence des deux ensembles : - la fixation d'une ou plusieurs grilles de perçage sur la zone de recouvrement, chaque grille de perçage étant pourvue d'une pluralité d'orifices de centrage ; - le perçage des orifices à travers la zone de recouvrement, à l'aide de l'outil de perçage destiné à coopérer avec chaque grille de perçage ; le démontage de chaque grille de perçage ; - la mise en place des organes de fixation dans leurs orifices respectifs.
Plus précisément, selon un premier mode de réalisation préféré de la présente invention, le procédé comporte les étapes successives suivantes : - la mise en référence des deux ensembles, prévue pour amener ces deux ensembles dans le positionnement relatif déterminé permettant la réalisation du perçage des orifices, les deux ensembles ainsi positionnés formant conjointement la zone de recouvrement présentant une couche de mastic d' interposition entre les deux panneaux de cette zone ; la mise en place d'un ou plusieurs premiers dispositifs de mise en pression sur un premier côté de la zone de recouvrement, et, la mise en place d'un ou plusieurs seconds dispositifs de mise en pression sur un second côté de la zone de recouvrement, opposé au premier côté ;
- le perçage de trous de montage à travers la zone de recouvrement, pour la fixation de grille de perçage, chaque trou de montage étant réalisé à proximité d'au moins un premier dispositif de mise en pression et d'au moins un second dispositif de mise en pression ;
- le démontage de chaque premier dispositif de mise en pression ; - la fixation d'une ou plusieurs grilles de perçage sur la zone de recouvrement, du premier côté de celle-ci, par l'intermédiaire de moyens de fixation provisoires coopérant avec les trous de montage ;
- le perçage des orifices à travers la zone de recouvrement, depuis le premier côté de la zone de recouvrement, à l'aide de l'outil de perçage destiné à coopérer avec chaque grille de perçage, chaque orifice étant réalisé à proximité d'au moins un second dispositif de mise en pression ; - la mise en place d'organes de fixation provisoires chacun traversant l'un des orifices pratiqués dans la zone de recouvrement, ainsi que son orifice de centrage correspondant pratiqué sur la grille de perçage ; - le démontage de chaque grille de perçage, et des moyens de fixation provisoires ;
- le démontage de chaque second dispositif de mise en pression ;
- la mise en place des organes de fixation dans leurs orifices respectifs, cette mise en place étant effectuée en conservant le positionnement relatif déterminé obtenu lors de l'étape de mise en référence des deux ensembles ; et la mise en place d'organes de fixation annexes dans lesdits trous de montage. Alternativement, selon un second mode de réalisation préféré de la présente invention, le procédé comporte les étapes successives suivantes :
- une mise en référence préalable des deux ensembles, prévue pour amener ces deux ensembles dans le positionnement relatif déterminé, les deux ensembles ainsi positionnés formant conjointement la zone de recouvrement ;
- le perçage de trous de montage à travers la zone de recouvrement, pour la fixation ultérieure de grille de perçage ;
- le désassemblage des deux ensembles afin de réaliser un nettoyage et un ébavurage des panneaux au niveau des trous de montage ; - la mise en référence des deux ensembles, prévue pour amener à nouveau ces deux ensembles dans le positionnement relatif déterminé permettant la réalisation du perçage des orifices, les deux ensembles ainsi positionnés formant conjointement la zone de recouvrement présentant une couche de mastic d' interposition entre les deux panneaux de cette zone ; la mise en place d'un ou plusieurs seconds dispositifs de mise en pression sur un second côté de la zone de recouvrement, opposé à un premier côté ;
- la fixation d'une ou plusieurs grilles de perçage sur la zone de recouvrement, du premier côté de celle-ci, par l'intermédiaire de moyens de fixation provisoires coopérant avec les trous de montage ; - le perçage des orifices à travers la zone de recouvrement, depuis le premier côté de la zone de recouvrement, à l'aide de l'outil de perçage destiné à coopérer avec chaque grille de perçage, chaque orifice étant réalisé à proximité d'au moins un second dispositif de mise en pression ; - la mise en place d'organes de fixation provisoires chacun traversant l'un des orifices pratiqués dans la zone de recouvrement, ainsi que son orifice de centrage correspondant pratiqué sur la grille de perçage ; - le démontage de chaque grille de perçage, et des moyens de fixation provisoires ;
- le démontage de chaque second dispositif de mise en pression ;
- la mise en place des organes de fixation dans leurs orifices respectifs, cette mise en place étant effectuée en conservant le positionnement relatif déterminé obtenu lors de l'étape de mise en référence des deux ensembles ; et la mise en place d'organes de fixation annexes dans les trous de montage.
Dans ce second mode de réalisation préféré, dans lequel on procède donc à un éclatement des ensembles avant d'effectuer les perçages des orifices destinés à loger les organes de fixation, il n'est alors plus nécessaire de procéder au montage / démontage des premiers dispositifs de mise en pression, également dits dispositifs de bridage, tels que ceux employés dans le premier mode de réalisation préféré, ce qui permet de réduire le temps de cycle, même si celui-ci intègre un nettoyage et un ébavurage des panneaux au niveau des trous de montage réalisés, après l'éclatement des ensembles à assembler.
De préférence, les organes de fixation sont des rivets ou des « lockbolts ». A titre indicatif, comme cela est connu de l'homme du métier, les organes de fixation de type « lockbolt » sont notamment connus du brevet US 3 203 300. Ils peuvent néanmoins prendre toute autre forme en conservant le principe d'expansion par traction de tige, et de compression par bague, sans sortir du cadre de l'invention.
Toujours de manière préférentielle et tel que cela a été indiqué ci-dessus, le procédé s'applique pour l'assemblage d'ensembles de fuselage d'aéronef, tels que ceux constitutifs des parties de fuselage situées en pointe avant ou en extrémité arrière de l'aéronef, là ou la forme du fuselage présente une double courbures.
Ainsi, le procédé est préférentiellement mis en œuvre de sorte que les organes de fixation forment conjointement une couture dite orbitale.
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 les figures 1 à 14 illustrent un mode de réalisation préféré du procédé d'assemblage selon la présente invention. EXPOSE DETAILLE D'UN MODE DE REALISATION PREFERE
En référence tout d'abord à la figure 1, on peut voir deux ensembles la, Ib destinés à être assembler par couture dite orbitale, à l'aide de rivets, et par la mise en œuvre d'un procédé selon un mode de réalisation préféré de la présente invention, qui va à présent être décrit. Il s'agit ici de deux ensembles la, Ib constituant respectivement deux tronçons transversaux du fuselage d'un aéronef, de préférence situés en pointe avant ou en extrémité arrière de l'aéronef, là où la forme du fuselage présente une double courbures.
Dans ce mode de réalisation préféré, le procédé débute, comme montré sur cette figure 1, par la mise en référence des deux ensembles la, Ib, prévue pour amener ceux-ci dans un positionnement relatif déterminé dans le repère de l'aéronef, symbolisé ici par le repère X, Y, Z. La mise en référence est telle qu'elle conduit à la formation d'une zone de recouvrement 4, également dite zone de jonction formée par deux panneaux 6, 8 au moins partiellement superposés et appartenant respectivement aux deux ensembles la, Ib. Bien entendu, la zone de jonction 4 est destinée à recevoir la couture orbitale de rivets, tel que cela sera explicité ci-après. De ce fait, suite à la mise en référence des deux ensembles la, Ib, la zone de recouvrement obtenue, dans laquelle se trouve une couche de mastic d' interposition entre les deux panneaux 6, 8, se trouve dans la configuration adéquate pour la réalisation du perçage des orifices destinés à loger les différents rivets de la couture. A titre informatif, on prévoit préférentiellement que du mastic d'interposition ou mastic d'étanchéité soit placé sur chacun des deux panneaux 6, 8 avant la mise en référence des deux ensembles la, Ib. L'étape suivante symbolisée sur la figure 2 consiste à la mise en place de plusieurs premiers dispositifs de mise en pression 10 de la zone de recouvrement 4, sur un premier côté 14 de celle-ci, et, à la mise en place de plusieurs seconds dispositifs de mise en pression 12 sur un second côté 16 de la zone de recouvrement, opposé au premier côté. A titre indicatif, le premier côté 14 peut constituer le côté extérieur du fuselage de l'aéronef, et le second côté 16 le côté intérieur. Ainsi, comme on peut le voir sur la figure
2, ces dispositifs 10, 12, également dénommés dispositif de bridage et prévus pour assurer conjointement une pression de serrage importante entre les deux panneaux 6, 8, par exemple comprise entre 600 et 1200 N, sont répartis tout le long de la zone de recouvrement 4.
De préférence et comme montré plus en détail sur la figure 3, les dispositifs de mise en pression sont du type dispositif à ventouses, à savoir comprenant une première ventouse 18 plaquée contre le panneau 6 et une seconde ventouse 20 plaquée contre le panneau 8, ces ventouses étant rigidement reliées par une barre de jonction 22 traversée par une vis de pression 24 s' appuyant sur la zone de recouvrement 4, en étant disposée localement sensiblement orthogonalement à celle-ci. Bien entendu, les ventouses 18, 20 sont reliées à des moyens de mise sous vide (non représentés) permettant de conserver l'adhérence de celle-ci sur les panneaux 6, 8, même lors du serrage de la vis de pression 24. A cet égard, il est indiqué que la vis de pression 24 permet d'appliquer localement une pression entre les deux parties de la zone 4, et donc de rapprocher les panneaux 6, 8, ce qui a pour conséquence de faire fluer le mastic d' interposition frais et non encore polymérisé, et de ce fait d'obtenir un contact métal-métal entre ces deux panneaux revêtus de mastic d' interposition et de préférence réalisés en alliage d'aluminium. Comme cela sera indiqué ci-après, la zone de recouvrement 4 peut alors être percée à proximité des vis 24 de manière à obtenir des trous de montage, sans qu'il n'y ait de formation de bavure à l'interface, ni d'introduction de copeaux ou d'huile de coupe dans la couche de mastic.
La pression de serrage appliquée est réglée par l'intermédiaire du couple de serrage de la vis 24, serrée à l'aide d'une visseuse à couple de débrayage. Conventionnellement, cette force de serrage locale s'établit idéalement autour de 600 N, qui correspond à un couple de serrage des vis du dispositif de mise en pression de l'ordre de 0,48 Nm. Il est possible d'appliquer sans risque de déformation des ensembles à assembler, et sans accroître exagérément les risques de bavure, une force de pression comprise entre 400 N et 1200 N. A noter que cette plage assez large permet d'absorber les imprécisions de réglage du couple de serrage, et de rapport entre le couple de serrage et la pression effective à l'interface.
Plusieurs variantes du dispositifs 10 montré sur la figure 3 peuvent être envisagées, en particulier pour les dispositifs de mise en pression 12 destinés à être montés du côté intérieur 16 du fuselage. En effet, comme montré sur la figure 4, l'une ou les deux ventouses peuvent être remplacées par des extrémités dite à presse 26, 28, celles-ci étant également reliées rigidement par une barre de jonction 22 traversée par une vis de pression 24 s' appuyant sur la zone de recouvrement 4, en étant disposée localement sensiblement orthogonalement à celle-ci. Chaque extrémité à presse dispose d'une forme adaptée permettant de se bloquer en translation dans le sens opposé à celui du serrage de la vis 24, sur un raidisseur 30, 32 appartenant à l'un des ensembles la, Ib. A titre informatif, en comparaison des outillages à ventouses, les outillages à brides de la figure 4 sont plus fiables dans le temps et surtout moins bruyants, le défaut de fiabilité des outillages à ventouses provenant essentiellement de l'usure progressive des lèvres d' étanchéité, et le bruit provenant des moyens de mise sous vide de type venturi . L'avantage principal des dispositifs à brides par rapport aux dispositifs à ventouses réside naturellement dans la suppression de la source d'air comprimé nécessaire au bon fonctionnement des ventouses.
Naturellement, il est également possible de combiner ces dispositifs afin d'obtenir une extrémité du type à presse, et l'autre du type ventouse, sans sortir du cadre de l'invention.
Comme montré sur la figure 2, les dispositifs 10 et 12 peuvent éventuellement être disposés en regard deux à deux de part et d'autre de la zone 4.
Ensuite, le procédé est poursuivi en réalisant à l'aide d'un outil de perçage les trous de montage précités, à travers la zone de recouvrement 4. Ces trous de montage 32 montrés sur la figure 5 sont donc destinés à la fixation ultérieure de grille de perçage, chaque trou de montage 32 étant réalisé à proximité d'au moins un premier dispositif de mise en pression 10 et d'au moins un second dispositif de mise en pression 12, afin d'obtenir les effets positifs décrits ci-dessus liés à l'application d'une pression substantielle entre les panneaux 6, 8.
Avant le montage des grilles de perçage sur la zone de recouvrement 4, les premiers dispositifs de mise en pression 10 situés côté extérieur 14 du fuselage sont démontés.
Comme cela deviendra évident dans la suite de la description, il est noté que les perçages ultérieurs des orifices au niveau des emplacements des organes de fixation dédiés à la jonction des ensembles la, Ib, sont effectivement réalisés par l'intermédiaire de grilles de perçage 34 qui permettent de positionner de manière précise les orifices ainsi réalisés. Comme visible sur la figure 6, ces grilles de perçage 34 sont fixées sur la zone 4 du premier côté 14, par l'intermédiaire de moyens de fixation provisoires telles que des agrafes spéciales 36 traversant chacune simultanément un orifice de grille ainsi qu'un trou de montage 32 préalablement réalisé à cet effet. Le principe général des telles agrafes est par exemple décrit dans le brevet EP 0 336 808, incorporé ici par référence. Ces agrafes spéciales 36 présentent donc la particularité de se fixer dans un orifice de la grille, localisant ainsi celle-ci par rapport aux trous de montage 32, et de présenter une hauteur réduite permettant d'installer un outil de perçage équipé d'un pied de pression de type « Concentric Collet », dans un orifice adjacent à l'orifice occupé par l'agrafe en question .
Les grilles 34 montrées sur la figure 6 sont donc agencées de façon successive et de préférence jointives le long de la couture à réaliser, les agrafes 36 assurant le positionnement et le maintien de ces grilles par rapport à la zone de recouvrement 4, mais réalisant également une pression de contact réduite à l'interface de l'assemblage.
De manière préférentielle, les grilles de perçage 34, de préférence réalisées en aluminium ou dans l'un de ses alliages, assurent trois fonctions distinctes : - le bon positionnement des orifices sur le fuselage, grâce au centrage de l'outil de perçage successivement dans chacun des orifices de centrage correspondants 38 pratiqués sur les grilles 34 tel que montré sur la figure 6, - l'immobilisation de l'outil de perçage en rotation et en translation durant l'opération de perçage, et
- la constitution d'un élément de réaction pour assurer la pression à l'interface durant le perçage, ceci constituant l'une des particularités de la présente invention.
Comme cela sera décrit ci-après, pour assurer l'ensemble de ces fonctions, les grilles de perçage présentent des caractéristiques structurelles déterminées tant du point de vue du dimensionnement que du choix de la matière les constituant.
Ensuite, l'étape de perçage des orifices à travers la zone de recouvrement 4 est réalisée depuis le premier côté 14 de la zone de recouvrement 4, à l'aide de l'outil de perçage destiné à coopérer successivement avec chaque grille de perçage 34, chaque orifice étant réalisé à proximité d'au moins un second dispositif de mise en pression 12 resté en place pour cette étape.
A titre informatif, le perçage dont il est ici question intègre de préférence le perçage et le fraisurage, qui répondent de préférence aux contraintes suivantes : - précision du positionnement des orifices sur le fuselage,
- précision du diamètre percé pour assurer l'assemblage en interférence de l'organe de fixation à sertir, - précision de la profondeur de fraisurage pour assurer l'affleurement de la tête de l'organe de fixation, de sorte qu'il n'y ait aucun creux ou protubérance par rapport au fuselage extérieur,
- absence de création de bavure au niveau de l'interface, et, - absence d' introduction de copeaux et d'huile de coupe à l'interface pourvue de mastic d' interposition.
A cet égard, le positionnement précis des orifices est assuré par les grilles de perçage 34. Afin d'assurer l'absence de bavure et d'introduction de copeaux ou d'huile à l'interface entre les panneaux au moment du perçage, on recherche donc à appliquer une pression tendant à rapprocher ces panneaux, au voisinage du foret pendant le perçage. Comme cela sera explicité ci-après, la solution adoptée dans la présente invention permet d'obtenir une mise sous pression concentrique au foret durant le perçage, les moyens utilisés étant logés à l'intérieur d'un orifice de centrage de la grille et ne nuisant par conséquent aucunement au centrage de l'outil.
L'outil de perçage employé peut être du type classiquement connu de l'homme du métier, tel que celui fabriqué par la société Cooper Power Tools et désigné « P2 Drill with Concentric Collet Foot ». Ce type d'outil de perçage est également décrit dans le document EP 0 761 351 A, qui est inclus ici par référence. Cet outil 40 est aussi représenté sur les figures 7 et 8.
D'une manière générale, l'outil de perçage 40 est avantageusement utilisé dans la présente invention pour : - positionner et maintenir cet outil sur la grille par l'intermédiaire d'une bague de centrage expansible, réaliser une butée de profondeur par contact de l'extrémité d'un mandrin sur le fuselage, et
- cela constitue une particularité propre à la présente invention, générer une pression de contact sur le fuselage concentriquement au perçage à l'aide du mandrin, afin d'assurer un contact direct des panneaux à assembler et éviter ainsi la formation de bavure et l'introduction de copeaux à l'interface pourvue de mastic d'interposition.
Les deux premières fonctions sont connues de l'homme du métier. La troisième, relative à l'application d'une pression d'interface, est une conséquence du principe de fonctionnement particulier de l'outil de perçage 40 dans des conditions spécifiques imposées au niveau des grilles de perçage 34, de préférence associée à la pression d'interface générée par les dispositifs de mise en pression 12.
En référence donc aux figures 7 et 8, on voit l'outil de perçage 40 comportant globalement un corps 42 se prolongeant par un mandrin d'appui 51, dont l'extrémité 50 est destinée à être au contact de la zone de recouvrement 4 durant le perçage. Durant le perçage d'un orifice dans le fuselage, le foret (non représenté) est prévu pour se déplacer intérieurement et concentriquement par rapport au mandrin d'appui 51.
Au niveau de la partie avant de l'outil 40, le mandrin 51 est solidaire d'un pied de pression 52, lui-même solidaire d'un axe 57 ou axe supérieur. De plus, une bague expansible 56, destinée à être introduite dans un orifice de centrage 38 d'une grille de perçage 34, épouse le mandrin 51 selon une surface de contact conique 53 visible sur la figure 8. Cette surface de contact conique 53, prévue pour se rétrécir en se rapprochant de l'extrémité 50 du mandrin, permet lors de l'application d'un mouvement relatif selon un axe central de surface de contact conique 48, entre le mandrin 51 et la bague 56, une expansion de cette bague assurant son blocage dans l'orifice de centrage correspondant 38. Plus précisément et comme cela sera détaillé ultérieurement, l'application du mouvement relatif entre la bague expansible 56 et le mandrin d'appui 51 est réalisée de manière à engendrer, suite au blocage de la bague expansible 56 dans l'orifice de centrage correspondant 38, un déplacement du mandrin 51 en appui contre la zone de recouvrement 4, à travers l'orifice de centrage correspondant et selon l'axe central de surface de contact conique 48 en direction de cette zone de recouvrement afin d'exercer une pression sur celle-ci.
Pour obtenir ce déplacement relatif, l'outil 40 comprend un vérin 54 solidaire du corps 42, dont l'extrémité 46 est reliée par un axe 47 ou axe inférieur, à une paire de biellettes 55, et plus précisément à une extrémité inférieure de ces biellettes 55 dont l'extrémité supérieure est quant à elle articulée sur l'axe supérieur 57 précité. De plus, entre les axes parallèle 47 et 57, l'outil 40 présente un axe intermédiaire 58 ou double axes intermédiaires solidaires de la bague d'expansion 56, cet axe 58 traversant des lumières 45 pratiquées dans le pied de pression 52.
Ainsi, la conception de cet outil 40 est telle que lorsque le vérin 54 est actionné dans le sens de la flèche 43 de la figure 7, cela a pour effet d'appliquer un déplacement de l'extrémité inférieure des biellettes 55 dans le même sens que celui de la flèche 43. Un tel déplacement des biellettes 55 sous l'effet du vérin 54 produit effectivement un mouvement relatif entre la bague 56 et le mandrin 51, déplacement relatif qui du fait du contact selon la surface conique 53 produit une expansion de la bague 56. Plus précisément, dans son principe tel que décrit dans l'art antérieur, l' actionnement du vérin 54 produit un mouvement de la bague 56 vers l'arrière pendant que le mandrin reste immobile en appui contre la zone 4, c'est-à-dire que l'axe 57 joue le rôle de pivot et l'axe 58 se déplace dans le sens opposé à celui allant vers les panneaux à assembler, à savoir selon la flèche 43, à travers les lumières 45 du pied de pression prévues à cet effet. Ainsi, dans ce cas, c'est la bague 56 qui en s'expansant subit simultanément un mouvement par rapport à l'orifice de centrage dans lequel elle est placée, et non le mandrin qui reste fixe par rapport à ce même orifice de centrage. Toujours dans l'art antérieur, le mouvement relatif est stoppé lorsque la bague a été suffisamment expansée pour assurer le blocage en rotation et en translation de l'outil par rapport à la grille pourvue de l'orifice de centrage en question. Dans le procédé selon la présente invention, il est en revanche fait en sorte que le mouvement relatif appliqué entre la bague 56 et le mandrin 51 se traduise essentiellement par un mouvement du mandrin dans la direction de la zone de recouvrement 4, et non pas par un mouvement de la bague 56 dans la direction opposée à celle de la zone de recouvrement, même si ce dernier mouvement peut être observé jusqu'à l'obtention d'un véritable blocage de la bague 56 dans l'orifice de centrage 38 de la grille de perçage 34. A cet égard, l'homme du métier sera naturellement en mesure d'adapter la conception des différents éléments en question pour aboutir à un tel fonctionnement, notamment en dimensionnant de façon appropriée le diamètre nominal de la bague expansible 56 et celui de l'orifice de centrage 38. Comme montré sur la figure 8 représentant l'outil 40 avant l' actionnement du vérin 54 et juste après son introduction dans l'orifice de centrage 38, un faible jeu initial entre la bague 56 et l'orifice de centrage 38, par exemple inférieur à 0,5 mm et de préférence de l'ordre de 0,3 mm, permet aisément d'obtenir le blocage de la bague dans ce même orifice de perçage extrêmement rapidement après le début de l'application du mouvement relatif, ce jeu étant néanmoins suffisant pour assurer une introduction aisée de la bague expansible dans l'orifice de centrage avant perçage. A ce titre, il a été constaté que l'application d'une tolérances H7 pour les orifices de centrage 38 des grilles de perçage 34 pouvait s'avérer efficace pour l'obtention de l'effet désiré. Par ailleurs, l'application du mouvement relatif entre la bague expansible 56 et le mandrin d'appui 51 est préférentiellement réalisée de manière à engendrer un déplacement du mandrin en appui contre la zone de recouvrement 4 et à travers l'orifice de centrage correspondant 38, sur une distance (x2), montrée sur la figure 9, respectant la condition (x2) > 0,90. (x) , où (x) (non représenté) correspond à une distance totale du mouvement relatif appliqué entre la bague 56 et le mandrin 51. La relation précitée traduit effectivement la volonté d'obtenir essentiellement un mouvement du mandrin 51 à travers l'orifice de centrage 38, plutôt qu'un mouvement de la bague 56 à travers ce même orifice de centrage 38 dans un sens opposé. Par conséquent, contrairement à l'art antérieur, l'application du mouvement relatif est réalisée de manière à obtenir un déplacement du mandrin 51 dans le repère X, Y, Z de l'aéronef, entraînant avec lui la partie sollicitée en pression de la zone 4 tel que montré sur la figure 9, la bague 56 restant quant à elle sensiblement immobile dans ce même repère.
En pratique, il a été constaté que l'axe 58 joue alors le rôle de pivot en restant fixe dans le repère X, Y, Z de l'aéronef, et que l'axe 57 se déplace dans le sens allant vers la zone de recouvrement 4, opposé au sens de la flèche 43.
Une telle situation présente l'avantage de pouvoir, par l'intermédiaire de ce fonctionnement particulier recherché, appliquer dans la zone contiguë au perçage une force de pression qui peut être suffisante pour assurer : le fluage du mastic d'étanchéité au voisinage immédiat de l'orifice du fuselage, de manière à assurer un contact métal-métal entre les deux panneaux de la zone 4 ; - éviter l'introduction de copeaux et d'huile de coupe à l'interface ; et
- éviter la formation de bavures en entrée et sortie de perçage à l'interface.
A présent, il va être démontré que la pression de contact exercée par le mandrin 51 de l'outil 40, lors du perçage d'un orifice sur le fuselage, peut être maîtrisée en fonction de différents paramètres .
Au niveau de la surface de contact conique 53 entre le mandrin 51 et la bague 56, le mandrin 51 sollicite la bague par une pression proportionnelle au déplacement relatif de ces deux éléments et normale à la surface de contact. Il subit en outre un frottement d'angle φl qui tend à s'opposer au déplacement relatif. Lors de son expansion dans l'orifice 38 de la grille de perçage 34, la bague 56 subit une pression radiale Psβ proportionnelle au déplacement relatif entre le mandrin 51 et la bague 56. Si Ax est ce déplacement, l'accroissement de pression résultant AP56 est tel que : AP56= KAx tga/S où K est une constante fonction de l'élasticité des pièces en présence, S étant la surface de contact entre la bague 56 et l'orifice 38 de la grille 34. Si φ2 est le coefficient de frottement à l'interface entre la bague 56 et l'orifice 38, on appelle F56 la résultante axiale des efforts de frottement de la bague 56 dans l'orifice : F56= P56.S.tgφ2
II est tout d'abord considéré une première situation dans laquelle il n'y a pas de réaction de la zone de recouvrement 4 contre le mandrin 51, c'est-à- dire que l'outil est centré et bloqué dans la grille de perçage 34 sans que celui-ci ne soit en vis à vis d'un obstacle. La bague 56 est introduite sans jeu ou presque dans l'alésage de la grille 3. Dans ces conditions, lorsque le vérin 54 est actionné, deux cinématiques sont susceptibles de se produire. Dans la première cinématique, celle la plus probable et correspondant à l'effet désiré, l'axe 58 reste immobile dans le repère X, Y, Z de l'aéronef, et joue le rôle de pivot. Dans la seconde cinématique contraire à la première, c'est l'axe 57 qui reste immobile dans le repère X, Y, Z de l'aéronef et joue le rôle de pivot, car la bague 56 se déplace par rapport à la grille 34 dans le sens opposé à celui de la zone 4.
Le vérin 54, l'axe 57 et l'axe 58 étant liés par les biellettes 55 rigides, pour ces deux cinématiques, la vitesse et le déplacement relatifs entre les éléments 56 et 51 sont les mêmes.
Les efforts appliqués sur le mandrin 51, sur la bague 56 et le vérin 54 étant proportionnels à ce déplacement relatif, ils sont également les mêmes pour les deux cinématiques. Ainsi, la solution cinématique la plus probable est celle qui conduit à la dissipation d'énergie minimale. A cet égard, l'énergie dispensée par le vérin 54 se répartie de la façon suivante : pour la première cinématique, entre le frottement au niveau de la surface conique 53 entre les éléments 51 et 56, la déformation élastique radiale des différents éléments (grille 34, bague 56, mandrin 51), consécutive à l'expansion, et les frottements aux articulations ; - pour la seconde cinématique, entre les mêmes sources de dissipation que celle mentionnées ci- dessus, ayant la même intensité, auxquelles s'ajoute le frottement entre la bague 56 et l'orifice de centrage 38. Energétiquement, la première cinématique est donc plus favorable, et c'est donc celle qui sera effectivement observée lors de la mise en œuvre du procédé. Ainsi, dès lors qu'il y a contact entre la bague 56 et l'orifice de centrage 38 de la grille de positionnement 34, la bague 56 reste immobile par rapport à la grille et l'action du vérin 54 conduit à une « extraction » du mandrin 51.
De plus, en se plaçant dans le cas de la première cinématique indiquée ci-dessus, sans obstacle devant le mandrin, l' actionnement du vérin 54 provoque un déplacement du mandrin 51 par rapport à la grille 34 en direction de la zone 4 et selon l'axe 48, jusqu'à ce que l'effort appliqué à ce vérin soit égal à l'effort de réaction de la bague 56 sur le mandrin 51, cet effort étant par la suite dénommé Fj;. En isolant le mandrin 51 dans cette situation d'équilibre, sous réserve que la fin de course du vérin 54 ne soit pas atteinte avant cet état, selon l'axe 48 correspondant également à l'axe de 5 perçage, le mandrin 51 est en équilibre sous l'action de deux forces qui sont donc égales en intensité et direction, mais de sens opposé, à savoir :
F54 + F57, respectivement les forces appliquées par le vérin 54 et par l'axe 57, et 10 - la réaction de la bague 56 sur le mandrin
51, à savoir Fj;.
Chaque biellette 55 est quant à elle en équilibre sous l'action de trois forces parallèles F54, F57 et Fss, comme montré sur la figure 10. On en déduit 15 que :
F57= —F54, les longueurs Ll et L2
correspondant respectivement à la distance entre l'axe 47 et l'axe 58, et à la distance entre l'axe 58 et l'axe 57 ; et
2 o n 0 - F 7-51 = F7-54 MAX \ 1 I H, ^ 1 , F 7-54 MAX étant l 1 a force v LZJ maximale déployée par le vérin 54.
A noter que cette force est obtenue pour un déplacement du mandrin 51 selon l'axe 46 d'une distance dénommée X; et montrée schématiquement sur la figure 10, 25 à partir de sa position initiale comptée au début du contact entre la bague 56 et l'orifice 38 de la grille 34.
Comme indiqué précédemment, la force Fj; est proportionnelle au déplacement relatif entre les éléments 56 et 51, donc proportionnelle au déplacement i, soit
Figure imgf000040_0001
Cj; étant un coefficient de raideur qui rend compte de cette proportionnalité.
En se plaçant à présent dans une configuration différente où un obstacle, en l'occurrence la zone de recouvrement 4, est positionnée contre le mandrin 51 en position initiale par rapport à la grille, lorsque le vérin 54 est actionné, le mandrin 51 va alors se déplacer jusqu'à atteindre une position d'équilibre X2 considéré selon l'axe 46, position telle que :
- x 2< xi , et π MAx L Ll λ
V LlJ
On en déduit que la réaction R, équivalente à la force de poussée / pression sur le fuselage, est donnée par :
Figure imgf000040_0002
II est donc possible, notamment, par un choix judicieux de l'ajustement de la bague 56 non expansée, dans son état nominal, dans l'orifice de centrage 38 de la gille de perçage 34, par la distance entre la grille 34 et la zone de recouvrement 4, par le choix de la capacité du vérin 54, et le cas échéant par le rapport des bras de levier au niveau des biellettes 55, de contrôler dans une plage donnée d'une part la course nécessaire pour arriver au contact métal-métal entre les panneaux à l'interface de l'assemblage, et d'autre part l'effort de pression à appliquer. Ces réglages peuvent par exemple être obtenus par essais successifs .
A titre informatif, une fois cette position d'équilibre atteinte, l'effort reste appliqué sur la zone de recouvrement 4, le retrait du mandrin 51 sous l'effet de la réaction élastique étant empêché par le frottement régnant entre la surface conique du mandrin
51 et celle de la bague 56, à condition que R soit telle que la réaction correspondante ne sorte pas du cône d'adhérence.
Ainsi, le mandrin 51, après relâchement du vérin 54 est, selon l'axe 46, en équilibre sous l'action de deux forces, à savoir :
- R, et - la réaction correspondant à R qui est : tan(pl - g) R = F MΛX (X L}Λ _ C
On note « τ » le rapport
Figure imgf000041_0001
, pour une tan(α) position donnée %2. i?max est alors définie par :
Figure imgf000041_0002
- soit,
Figure imgf000041_0003
Le calcul de « τ » est effectué en considérant que la pression radiale est proportionnelle à tan (α), α étant le demi-angle du cône de la surface de contact 53. La force de frottement s' opposant à « l'éjection » du mandrin 51 sous l'effet de la réaction élastique du fuselage est inversée par rapport à la force de frottement qui s'oppose au coulissement du mandrin 51 dans la bague 56, d'où l'expression en tan (φl-α) au lieu de tan (φl+α) trouvée pour F51.
Dans le cas préféré de l'outil 40 tel que
L\ décrit ci-dessus, du type « Concentric Collet », — =5,
a = 2,5°, φ\ = %°. Par suite on a - = 0,45, d'où τ potentiel lement R VOΆΎ,
Figure imgf000042_0001
X9 1
Soit — = — , ce qui suppose une raideur de X1 3 contact élevée entre la zone de recouvrement 4 du fuselage et l'extrémité 50 du mandrin 51.
Dans la pratique, les courses ne sont à priori pas réglées de la sorte, et les raideurs de contact ne sont pas suffisantes pour atteindre de telles conditions. Plus généralement, on constate
R = F^ . Il existe donc dans tous les cas une marge satisfaisante de sécurité par rapport à la stabilité du système .
Cette valeur effectivement constatée de l'effort s'explique dans la mesure où, en partant du contact initial du mandrin 51 avec le fuselage, dans un premier temps, le déplacement selon l'axe 46 de celui- ci a pour effet essentiel de faire fluer le mastic d'interposition. La force R est due au fluage du mastic et à la déformation élastique locale du panneau extérieur. Ce processus se poursuit sur une distance de l'ordre du millimètre, jusqu'à ce que le contact métal- métal s'établisse. A ce moment, l'effort R croît plus rapidement, car la déformation concerne cette fois une double épaisseur, à savoir les deux panneaux 6, 8, qui est soutenue à faible distance par l'intermédiaire des dispositifs de mise en pression 12 du côté intérieur du
JC fuselage, toujours en place. Le rapport — est donc de
X1 l'ordre de 0,8 à 0,85. En conséquence, il est clair que le système est très tolérant vis à vis des variations de distance entre les deux panneaux 6, 8 à percer.
Par suite, l'effort de pression couramment appliqué à la pression des tôles par l'outil de perçage est facilement compris entre 600 N et 1200 N, selon l'épaisseur des panneaux en présence.
Il pourrait bien entendu être employé d'autres types d'outils de perçage pour la mise en œuvre du procédé selon l'invention, comme par exemple des variantes utilisant soit un vérin agissant directement sur la bague 56, soit des systèmes de cames en lieu et place des biellettes 55, le principe d'opération et de réglage des paramètres liés à la grille 34 étant en tout point équivalent.
En référence à nouveau à la figure 10, on prévoit préférentiellement que l'épaisseur de la grille 34 est légèrement inférieure à la longueur de la bague 56, selon l'axe 46. Il est par ailleurs fait en sorte que la distance Xo entre la face inférieure de la grille 34 au niveau de l'alésage et le fuselage 4 soit telle que les extrémités de la bague 56 dépassent de part et d'autre de l'orifice de centrage 38, lors de l'introduction de cette bague dans ce dernier, introduction stoppée par le contact du mandrin 51 avec le fuselage 4. Ainsi, la distance Xo est de préférence fixée de telle sorte que : l'effort de pression adapté puisse s'appliquer au voisinage du trou à percer (distance X2 par rapport à Xi « à vide ») ;
- les deux extrémités de la bague 56 se trouvent à l'extérieur de l'orifice de centrage 38 (distance Xo) .
Ces deux conditions sont fixées par la hauteur des pieds d'appui de la grille sur le fuselage, à savoir la hauteur des agrafes 36, et par la tolérance de forme de réalisation de cette grille 34 en comparaison de la tolérance de forme du fuselage à l'emplacement de la grille. L'homme du métier pourra déterminer cette distance et la tolérance sur cette distance par un calcul classique de chaînes de côtes. La tolérance de réalisation sera d'autant plus large
JC que le rapport — a été choisi judicieusement. Dans les
X1
JC conditions évoquées précédemment, avec un rapport — de
X1 l'ordre de 0,85, c'est-à-dire de telle sorte que la condition R = F^* soit vérifiée, la tolérance sur la distance Xo est de +/- 0,2 mm. Cette condition s'avère largement satisfaisante pour une réalisation industrielle des grilles de perçage 34. Le problème technique qui consiste donc à assurer des conditions de pression adaptées à l'interface en cours de perçage est par conséquent résolu par un choix raisonné des caractéristiques des grilles de perçage (matière, dimensionnement, etc.) en rapport des caractéristiques de fonctionnement de l'outil de perçage dit « Concentric Collet » et des besoins de pression à l'interface, sur la zone de recouvrement. Sachant que la pression est de préférence comprise entre 400 N et 1200 N, et idéalement aux environ de 600 N, ces conditions peuvent être obtenues par : le réglage des distances Xi et %2 par l'intermédiaire de la distance Xo et de l'ajustement de l'orifice de centrage 38 ;
- le choix du « point de fonctionnement » (distance X2) de l'outil de perçage, par rapport au fuselage 4 ;
- la force développée par le vérin 54 ; et - le choix de la matière de constitution de la grille 34 et de préférence l'absence de chemisage acier des orifices de centrage.
Bien entendu, le mise en pression de la zone de recouvrement 4 est réalisée légèrement antérieurement au perçage même de l'orifice désiré dans cette zone, ce perçage étant effectué à l'aide d'un foret (non représenté) traversant le mandrin 51 de façon coaxiale continuant quant à lui à exercer la pression désirer pour globalement éviter la formation de bavures sur les panneaux 6, 8.
Plus précisément, le perçage-fraisurage est effectué à l'aide d'un foret fraisureur, en une seule opération. Le mandrin 51, dont l'extrémité 50 est en contact avec le fuselage 4, définit une butée axiale qui permet d'assurer la précision de profondeur de la fraisure. La profondeur de fraisure est fixée de manière à assurer des conditions adéquates d'affleurement de la tête de rivet. Le réglage approprié de la profondeur de fraisure est par exemple déterminé par des essais en laboratoire qui permettent de définir pour chaque diamètre de rivet la profondeur de fraisure nécessaire afin que les conditions d'affleurement de sa tête soient vérifiées après son écrasement .
L'arrêt de la pénétration, c'est-à-dire l'arrêt de l'avance de l'outil, est assuré par une butée connectée au mandrin 51, lui même en contact avec le fuselage. Ainsi, la profondeur de fraisure peut être assurée même en cas de fluctuation des distances xo et
X2. Le perçage / alésage des alliages d'aluminium, constituant la majorité des fuselages actuels, reste délicat sans lubrification. L'arrosage est ici évité du fait du risque d' introduction de fluide de coupe à l'interface pourvue de mastic d'interposition. A cette fin, le perçage est préférentiellement effectué sous micro-pulvérisation d'huile, par le centre de l'outil ou latéralement lorsque le perçage est effectué à grande vitesse de coupe, à savoir de l'ordre de 15 000 trs/min ou supérieure.
Les quantités de lubrification sont de préférence adaptées au diamètre de perçage et de fraisurage, et sont généralement fixées dans une fourchette allant de 3 à 50 ml à l'heure d'un produit lubrifiant dont la viscosité maximale est de 400 mm2/sec. Cet apport de micro-pulvérisation d'huile améliore grandement la qualité du perçage et permet l'utilisation à la fois d'outil de perçage moins puissants, donc plus légers, et de réduire l'effort de pénétration. L'utilisation de la micro-pulvérisation d'huile est rendue possible par la pression suffisante qui règne à l'interface métal-métal au niveau de la jonction, et qui, combinée à la faible quantité, à la viscosité de l'huile et à l'aspiration éventuelle, évite toute introduction d'huile dans le mastic d'interposition.
Avantageusement, la machine peut être équipée d'un dispositif d'aspiration au niveau du pied de pression 52, qui permet d'évacuer vers une centrale de récupération les copeaux et les vapeurs d'huiles. Cette aspiration empêche toute souillure des joints de mastic situés à l'extérieur du fuselage. Pour cette même raison de facilité d'évacuation des copeaux, l'utilisation de forets à goujure hélicoïdale est préférable . Dans certaines circonstances, des copeaux peuvent éventuellement être projetés dans le fuselage intérieur, en sortie d'orifice. Ceux-ci peuvent alors se déposer sur l'interface d'assemblage, particulièrement en partie basse de l'aéronef, et risquent de ce fait de s' introduite dans cette interface. Dans ces conditions, il est avantageux de protéger la ligne d'interface, référencée 2 sur les figures, par une bande adhésive dite « bande cache ».
Une fois l'ensemble des orifices percés à l'aide de l'outil depuis le côté extérieur 14 du fuselage, il est précédé à une mise en place d'organes de fixation provisoires 70, chacun pouvant également prendre la forme d'une agrafe. Il est noté que chaque agrafe 70 traverse donc l'un des orifices pratiqués dans la zone de recouvrement 4, ainsi que son orifice de centrage correspondant 38 pratiqué sur la grille de perçage 34 concernée. A cet égard, il est indiqué que chaque agrafe 70 pourrait être fixée directement à la suite du perçage de son orifice associé, et donc antérieurement au perçage d'orifice suivant, sans sortir du cadre de l'invention. De plus, chaque orifice percé ne nécessite pas le logement d'une agrafe 70, comme cela est d'ailleurs représenté sur la figure 11.
Ensuite, il est procédé au démontage de chaque grille de perçage 34, et des moyens de fixation provisoires 36. Comme visible sur la figure 12, cela laisse alors uniquement apparaître du côté extérieur 14 du fuselage, les trous de montage 32, les orifices 72 destinés à loger les organes de fixation, et les organes de fixation provisoires 70. Lorsque chaque second dispositif de mise en pression 12 a également été démonté, il est alors procédé à la mise en place des organes de fixation 74 dans leurs orifices respectifs 72, cette mise en place étant bien entendu effectuée en conservant le positionnement relatif déterminé des ensembles la, Ib obtenu lors de l'étape de mise en référence. Cette étape consistant à obtenir la couture de rivets s'effectue d'une manière classique et connue de l'homme du métier, de préférence uniquement depuis le côté extérieur 14 du fuselage. A ce stade, seuls les trous de montage 32 restent libres sur la zone de recouvrement 4, tel que cela est montré sur la figure 13. De ce fait, il est alors précédé à la mise en place d'organes de fixation annexes 76 dans ces mêmes trous de montage 32, tels que des rivets, comme visible sur la figure 14. Plus précisément, après la pose des organes de fixation 74, les trous 32 dits de montage, dans lesquels prenaient place les agrafes 36 pour le maintien des grilles 34, peuvent être alésés à leur diamètre définitif, fraisures, et des organes de fixation annexes 76 correspondants posés dans ces mêmes trous. La pression d' interface installée par la pose et le sertissage préalable de touts les autres organes de fixation 74 permet d'effectuer ce perçage et ce fraisurage par des moyens classiques, sans l'intervention de moyens de pression supplémentaires.
Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite, uniquement à titre d'exemple non limitatif.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé d'assemblage de deux ensembles par l'intermédiaire d'une pluralité d'organes de fixation destinés à établir une jonction entre deux panneaux au moins partiellement superposés appartenant respectivement aux deux ensembles et formant conjointement une zone de recouvrement, ledit procédé comprenant le perçage d'une pluralité d'orifices à travers ladite zone de recouvrement, chacun desdits orifices étant destiné à loger l'un desdits organes de fixation, le perçage de chaque orifice étant réalisé à l'aide d'un outil de perçage traversant un orifice de centrage correspondant pratiqué sur une grille de perçage montée fixement sur ladite zone de recouvrement, ledit outil de perçage comprenant un mandrin d'appui sur ladite zone de recouvrement ainsi qu'une bague expansible épousant ledit mandrin selon une surface de contact conique permettant, lors de l'application d'un mouvement relatif selon un axe central de surface de contact conique entre ledit mandrin et ladite bague, une expansion de cette bague assurant son blocage dans ledit orifice de centrage correspondant, caractérisé en ce que l'application dudit mouvement relatif entre la bague expansible et le mandrin d'appui est réalisée de manière à engendrer, suite au blocage de la bague expansible dans ledit orifice de centrage correspondant, un déplacement du mandrin en appui contre ladite zone de recouvrement, à travers l'orifice de centrage correspondant et selon l'axe central de surface de contact conique en direction de cette zone de recouvrement afin d'exercer une pression sur celle-ci.
2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'application dudit mouvement relatif entre la bague expansible et le mandrin d'appui est réalisée de manière à engendrer un déplacement du mandrin en appui contre ladite zone de recouvrement et à travers l'orifice de centrage correspondant, sur une distance (x2) respectant la condition (x2) > 0,90. (x) , où (x) correspond à une distance totale du mouvement relatif appliqué entre la bague et le mandrin.
3. Procédé selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce que l'application dudit mouvement relatif entre la bague expansible et le mandrin d'appui est réalisée de manière à engendrer, en fin d'application, une pression de mandrin d'appui, sur ladite zone de recouvrement, comprise entre environ 600 et 1200 N.
4. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite grille de perçage est réalisée en aluminium ou dans l'un de ses alliages, et en ce que ladite bague expansible est réalisée en acier.
5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite grille de perçage est conçue et agencée de sorte que préalablement à ladite application du mouvement relatif entre la bague expansible et le mandrin d'appui, lorsque ledit outil de perçage est positionné avec son mandrin d'appui traversant ledit orifice de centrage correspondant et en contact avec ladite zone de recouvrement, ladite bague d'expansion fasse saillie de part et d'autre dudit orifice de centrage correspondant .
6. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend une étape de mise en référence desdits deux ensembles, prévue pour amener ces deux ensembles dans un positionnement relatif déterminé permettant la réalisation du perçage desdits orifices.
7. Procédé selon la revendication 1 ou la revendication 6, caractérisé en ce que le perçage desdits orifices et une étape ultérieure de mise en place desdits organes de fixation dans leurs orifices respectifs sont réalisés successivement en conservant ledit positionnement relatif déterminé obtenu lors de ladite étape de mise en référence desdits deux ensembles .
8. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte les étapes successives suivantes, réalisées en conservant ledit positionnement relatif déterminé obtenu lors de ladite étape de mise en référence desdits deux ensembles : - la fixation d'une ou plusieurs grilles de perçage sur ladite zone de recouvrement, chaque grille de perçage étant pourvue d'une pluralité d'orifices de centrage ; - le perçage desdits orifices à travers ladite zone de recouvrement, à l'aide de l'outil de perçage destiné à coopérer avec chaque grille de perçage ; le démontage de chaque grille de perçage ; la mise en place desdits organes de fixation dans leurs orifices respectifs.
9. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce qu'il comporte les étapes successives suivantes : ladite mise en référence desdits deux ensembles, prévue pour amener ces deux ensembles dans le positionnement relatif déterminé permettant la réalisation du perçage desdits orifices, lesdits deux ensembles ainsi positionnés formant conjointement ladite zone de recouvrement présentant une couche de mastic d' interposition entre lesdits deux panneaux de cette zone ; - la mise en place d'un ou plusieurs premiers dispositifs de mise en pression sur un premier côté de ladite zone de recouvrement, et, la mise en place d'un ou plusieurs seconds dispositifs de mise en pression sur un second côté de ladite zone de recouvrement, opposé au premier côté ; - le perçage de trous de montage à travers ladite zone de recouvrement, pour la fixation de grille de perçage, chaque trou de montage étant réalisé à proximité d'au moins un premier dispositif de mise en pression et d'au moins un second dispositif de mise en pression ;
- le démontage de chaque premier dispositif de mise en pression ;
- la fixation d'une ou plusieurs grilles de perçage sur ladite zone de recouvrement, du premier côté de celle-ci, par l'intermédiaire de moyens de fixation provisoires coopérant avec lesdits trous de montage ; le perçage desdits orifices à travers ladite zone de recouvrement, depuis ledit premier côté de la zone de recouvrement, à l'aide de l'outil de perçage destiné à coopérer avec chaque grille de perçage, chaque orifice étant réalisé à proximité d'au moins un second dispositif de mise en pression ; - la mise en place d'organes de fixation provisoires chacun traversant l'un desdits orifices pratiqués dans ladite zone de recouvrement, ainsi que son orifice de centrage correspondant pratiqué sur la grille de perçage ; - le démontage de chaque grille de perçage, et desdits moyens de fixation provisoires ;
- le démontage de chaque second dispositif de mise en pression ; la mise en place desdits organes de fixation dans leurs orifices respectifs, cette mise en place étant effectuée en conservant ledit positionnement relatif déterminé obtenu lors de ladite étape de mise en référence desdits deux ensembles ; et
- la mise en place d'organes de fixation annexes dans lesdits trous de montage.
10. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce qu'il comporte les étapes successives suivantes,
- une mise en référence préalable desdits deux ensembles, prévue pour amener ces deux ensembles dans le positionnement relatif déterminé, lesdits deux ensembles ainsi positionnés formant conjointement ladite zone de recouvrement ;
- le perçage de trous de montage à travers ladite zone de recouvrement, pour la fixation ultérieure de grille de perçage ;
- le désassemblage des deux ensembles afin de réaliser un nettoyage et un ébavurage des panneaux au niveau desdits trous de montage ; - ladite mise en référence desdits deux ensembles, prévue pour amener à nouveau ces deux ensembles dans le positionnement relatif déterminé permettant la réalisation du perçage desdits orifices, lesdits deux ensembles ainsi positionnés formant conjointement ladite zone de recouvrement présentant une couche de mastic d' interposition entre lesdits deux panneaux de cette zone ; la mise en place d'un ou plusieurs seconds dispositifs de mise en pression sur un second côté de ladite zone de recouvrement, opposé à un premier côté ; - la fixation d'une ou plusieurs grilles de perçage sur ladite zone de recouvrement, du premier côté de celle-ci, par l'intermédiaire de moyens de fixation provisoires coopérant avec lesdits trous de montage ; le perçage desdits orifices à travers ladite zone de recouvrement, depuis ledit premier côté de la zone de recouvrement, à l'aide de l'outil de perçage destiné à coopérer avec chaque grille de perçage, chaque orifice étant réalisé à proximité d'au moins un second dispositif de mise en pression ;
- la mise en place d'organes de fixation provisoires chacun traversant l'un desdits orifices pratiqués dans ladite zone de recouvrement, ainsi que son orifice de centrage correspondant pratiqué sur la grille de perçage ;
- le démontage de chaque grille de perçage, et desdits moyens de fixation provisoires ;
- le démontage de chaque second dispositif de mise en pression ; la mise en place desdits organes de fixation dans leurs orifices respectifs, cette mise en place étant effectuée en conservant ledit positionnement relatif déterminé obtenu lors de ladite étape de mise en référence desdits deux ensembles ; et
- la mise en place d'organes de fixation annexes dans lesdits trous de montage.
11. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que lesdits organes de fixation sont des rivets.
12. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il s'applique pour l'assemblage d'ensembles de fuselage d'aéronef.
13. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il s'applique pour l'assemblage d'ensembles de fuselage d'aéronef, présentant une zone de recouvrement à double courbures .
14. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il est mis en œuvre de sorte que les organes de fixation forment conjointement une couture dite orbitale.
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