WO2010118970A1 - Procédé et dispositif de pré-assemblage d'équipements pour fuselage d'aéronef - Google Patents

Procédé et dispositif de pré-assemblage d'équipements pour fuselage d'aéronef Download PDF

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WO2010118970A1
WO2010118970A1 PCT/EP2010/054551 EP2010054551W WO2010118970A1 WO 2010118970 A1 WO2010118970 A1 WO 2010118970A1 EP 2010054551 W EP2010054551 W EP 2010054551W WO 2010118970 A1 WO2010118970 A1 WO 2010118970A1
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WO
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aircraft
assembled
primary structure
intermediate structure
mounting surface
Prior art date
Application number
PCT/EP2010/054551
Other languages
English (en)
Inventor
Jesus Aspas Puertolas
Michel Bermudez
Nicolas Chevassus
Benoît DANTIN
Didier Mesnage
Pierre Mons
Bruno Thomas
Original Assignee
European Aeronautic Defence And Space Company Eads France
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Publication date
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/066—Interior liners
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/10—Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C2211/00—Modular constructions of airplanes or helicopters

Definitions

  • Aircraft fuselage equipment pre-assembly method and device Aircraft fuselage equipment pre-assembly method and device
  • the present invention is in the field of aircraft. It relates more particularly to the assembly processes of these complex assemblies.
  • the son constituting these networks are grouped into strands, which are installed by fixing on the internal structure of the aircraft from time to time, by means of collars
  • brackets whose materials and dimensions are predetermined according to the nature of the networks and the applicable technical safety rules.
  • the purpose of this invention is to simplify the assembly of the networks in the cabin structure of an aircraft, and thus to produce a significant time saving during the assembly of the aircraft.
  • an electric current recovery system ESN
  • Another goal is an implementation as simple as possible.
  • Yet another object of the invention is to be feasible for a reduced cost, based on non-complex components.
  • the invention aims at a method of assembling at least a part of a predetermined network within a primary structure, said primary structure being manufactured in the form of subassemblies, assembled side by side by the following: said network to be assembled along a predetermined surface of the primary structure, said mounting surface, the method comprising steps of:
  • the longitudinal elements are tubes or strands of wires, the networks being electrical, hydraulic, pneumatic, etc.
  • complementary connectors are adapted to their two free ends (for example a male connector at one end, and a female connector at the other end).
  • the invention allows a group pre-installation of various electrical systems outside the aircraft, before the assembly into a block of the structure and electrical equipment that it supports in the aircraft, thus producing a gain very significant time compared to a separate installation of said equipment in the aircraft.
  • the method further comprises a step of electrically connecting the intermediate structures mounted on adjoining subsets of the primary structure.
  • the invention also addresses the problem of the lack of electrical conductivity of a structure based on composite materials of the type CFRP (Carbon Fiber Reinforced Plastic), which requires the introduction of a metal network (ESN network of the English Electro Structural Network) which serves, among other things, functional current feedback, and grounding for the various electrical equipment mounted on the device.
  • CFRP Carbon Fiber Reinforced Plastic
  • the electrical equipment must all be brought to the same electrical ground, resulting in known manner the use of metal connecting pieces for interconnecting the masses of all equipment.
  • tens of thousands of contacting must then be performed, which implies both a dedicated assembly time, a mass overload and a heterogeneity of the resulting electrical network.
  • the step of fixing the segments of the network elements on the intermediate structure is carried out by arranging the intermediate structure on a construction frame of similar shape to the mounting surface, said building frame being adapted to be retained upon insertion of the intermediate structure into the primary structure, and then removed after attachment of the intermediate structure to the mounting surface.
  • the intermediate structure has no function of taking up significant mechanical efforts, but only to ensure their correct positioning, and to transmit the mechanical forces to the primary structure of the aircraft.
  • the structure according to the invention must take up mechanical forces generated by the systems installed on it but it has no structural role from the point of view of the aircraft.
  • it when it corresponds to the floor of a section of fifteen meters in length and 4.5 meters in width, it may be required to support a few hundred kilos of cables and various network elements.
  • the intermediate structure is thus supported before it is inserted into the hull of the aircraft by a support frame that is more rigid than it, whose function is to take up these mechanical forces, without hindering access to the intermediate structure during the assembly of the elements on it.
  • the assembly mode of the building frame is such that it can be mounted and disassembled many times.
  • the manufacture of the intermediate positioning structure is made, inter alia, from tubular elements, solid or hollow sections and whose cylindrical or rectangular section is adapted to the functions to be ensured (rigidity or electromagnetic protection) standardized welded.
  • the primary structure is an aircraft hull, the subassemblies are sections of said hull, assembled end to end thereafter.
  • the invention aims, in a second aspect, an intermediate structure for a method according to any one of the preceding claims.
  • This is preferably made of aluminum alloy.
  • the intermediate structure comprises in an advantageous embodiment two series of tubes arranged generally perpendicular.
  • the tubes favorably have a diameter of the order of five to ten millimeters.
  • the intermediate structure advantageously comprises a set of regularly spaced, connected frame arcs. between them by spacers substantially perpendicular to the arches of frames.
  • the intermediate structure also comprises insulating strip positioning elements.
  • the invention aims in yet another aspect a construction frame for the method as described.
  • the device comprises means to ensure a common ground equipment attached to it.
  • FIG. 1 schematically illustrates in perspective a fuselage section of FIG. 2 is a perspective view of an intermediate structure according to the invention, in the case where the mounting surface is an aircraft cabin floor
  • FIG. 3 likewise shows an intermediate structure in the case where the surface assembly is the so-called triangle zone of the aircraft
  • FIG. 4 shows an intermediate structure detail for triangle zone, once equipped with electric, hydraulic and pneumatic network elements
  • FIG. 5 is a detailed view of FIG. a junction of tubular sections forming the intermediate structure, by welding.
  • the invention finds its place, for example but without limitation, during the assembly of an aircraft, typically a transport aircraft, for example of commercial type.
  • FIG. 1 then schematically illustrates a section 10 of a fuselage, such as made during the assembly of an aircraft fuselage (It is clear, however, that the invention remains usable in the case where the airplane is manufactured in only two sections, a section forming the front part, and a section forming the rear part of the apparatus).
  • a section comprises a series of frames
  • the part situated under this floor 14 constitutes a cargo hold comprising a cargo floor 15.
  • Tubes of hydraulic, pneumatic, electrical networks etc. are generally attached to the upper or lower surface of the floor 14, or on the side surfaces of the cargo hold.
  • a longitudinal axis X is defined as the normal axis of movement of the aircraft in flight.
  • a transverse axis Y perpendicular to the longitudinal axis and located in the plane plane of the cabin of the aircraft.
  • a vertical axis Z complete of reference.
  • the first example of implementation of the invention is the case of an aircraft floor 14 and the electrical network of the aircraft.
  • a floor 14 is usually the support of tens of strands of electric cables forming part of the electrical network of the aircraft. These strands are arranged longitudinally on the floor 14, and serve, for example, to connect equipment located at the rear of the aircraft to a power source located at the front. Some of them locally present connectors according to the needs born from the design of the aircraft.
  • these strands, cut along the length of a fuselage section are fixed to an intermediate structure 1, which is fixed to the floor 14 of the aircraft (or to any other mounting surface) by standardized fixing points in type and spacing.
  • This intermediate structure 1 is here shaped into a series of positioning grids whose dimensions are adapted, for each grid 1, to those of the floor of an aircraft fuselage section. It is recalled that aircraft fuselages are made in the form of successive sections, then assembled end to end. More precisely, as can be seen in FIG. 2, in this example of the floor of an aircraft, the intermediate structure 1 according to the invention is a rectangular grid with a length equal to that of a section of plane, for example about fifteen meters (Figure 2 here represents a substantially shorter length for simplification), and width substantially equal to the width of the floor of the fuselage of the aircraft, for example four meters.
  • the positioning grid 1 is, in the present example in no way limiting, composed of six longitudinal longitudinal members 2, including four central spars, regularly spaced about one meter, and two side members, about fifty centimeters apart from the central spars.
  • the longitudinal members 2 and the crosspieces 3 take the form of metal tubular sections of diameter typically between five and ten millimeters.
  • the metal chosen here is a weldable aluminum alloy, such as AG5. Any other metal alloy little corrodable, light, weldable and especially conductive would be possible alternatively.
  • the positioning grid 1 is a very light structure, with a mass of the order of a few hundred grams per square meter.
  • the tubes forming the longitudinal members 2 and the cross members 3 are joined at each intersection by a weld (illustrated in FIG. 5) made in a conventional manner.
  • a weld illustrated in FIG. 5
  • the intermediate structure comprises, for example on the cross members 3, a set of standardized attachment points for attachment to the floor of the aircraft.
  • each cross section between two longitudinal members 2 has two attachment points (not visible in the figure).
  • These attachment points are of the classical type and not detailed further here. They are dimensioned to transmit to the primary structure of the aircraft, via its floor, the mechanical forces generated by the set of strands attached to the grid, in the case of constraints including the maximum acceleration experienced by the 'plane. Other forces generating deformations in the flight phases or internal overpressurization may represent dimensional constraints for the fasteners.
  • the positioning grid 1 once equipped with a set of strands of the electrical network, will weigh a few kilograms per square meter. The maximum forces to be transmitted to the floor structure of the aircraft therefore remain low, and the attachment points of the positioning grid 1 thus meet simple design constraints.
  • FIG. 1 A second implementation of the intermediate structure 1 according to the invention is illustrated in FIG.
  • the intermediate structure 1, as shown in this illustration, is intended to be fastened in the fuselage zone comprised, vertically, between the floor of the cargo compartment and the floor of the cabin, and delimited laterally by the fuselage itself. same, which is mainly cylindrical in this case.
  • This zone of the fuselage is classically called “triangle zone”. Its access is obviously difficult for the workers responsible for installing equipment.
  • the invention uses an intermediate structure pre-assembly here shaped as illustrated in FIG.
  • a first group 3 is shaped in arches, similar in overall shape to the aircraft fuselage frames at the place where the intermediate structure 1 must be installed.
  • Each arc 3 is indeed intended to come to bear and to attach to a frame of the triangle area of the aircraft structure.
  • each crosspiece 3 comprises in fact two twin arches arranged at a short distance from one another, and intended to be fixed on the same plane frame.
  • the intermediate structure comprises upper rails 3 'rectilinear, similar to what has been described for the structure of Figure 2.
  • these sleepers 3, 3 ' are placed at regular intervals, here chosen substantially equal to the gap between the sleepers of the floor of the fuselage.
  • the crosspieces 3, 3 'and the longitudinal members 2, 2' are also made here in the form of aluminum alloy tubular sections, welded at their junction points.
  • the intermediate structure 1 further comprises fastening lugs 4, secured to the end of each upper rail 3 ', and intended for the attachment of said cross members 3', and hence of the intermediate structure, under the structure of the airplane floor .
  • each arc 3 and each corresponding upper cross member 3 ' are connected by a bow 5 intended to increase the mechanical strength of the intermediate structure, while providing a new zone for fixing tubes or strands.
  • the intermediate structure 1 also includes strips 6 for supporting sound and / or thermal insulation components. These support strips 6, arranged perpendicularly between the arches 3 to which they are welded, are generally shaped "U", with a depth corresponding to the thickness of the sound or heat insulation components they must accommodate.
  • the intermediate structure relates to the upper inner part of the fuselage (the ceiling of the cabin).
  • the longitudinal members are mainly rectilinear tubular pieces, and the cross members take the form of arcs of geometry circle adapted to the local shape of a section of the fuselage.
  • the method of installing the elements of an electrical network in the fuselage (here for example on the floor of the cabin) according to the invention takes place as follows.
  • the elements (cables, etc.) forming the electrical network are prepared in the form of strand segments, each segment being of length adapted to the length of the section of the fuselage on which it is to be installed.
  • Each strand segment is provided with a connector, or terminated on a cut-off socket, at each of its longitudinal ends, so that, during the assembly of two successive sections of the fuselage, two successive segments of a same cable are connected.
  • the connectors used are of a type known to those skilled in the art and are therefore not detailed further here.
  • the intermediate structure 1 which takes the form of a positioning grid is assembled from standard tubular elements.
  • This grid is built on a support frame that supports it, due to its low intrinsic structural strength.
  • the shape of the support frame is dictated by the dimensions of the intermediate structure 1 that it must accommodate, by the weight of the intermediate structure 1 once equipped, and by the geometry of the section of aircraft in which the frame will have to be introduced to come to press the intermediate structure in front of the mounting surface.
  • the detail of its realization, its exact dimensions or materials are deduced from these considerations, and are not detailed further here.
  • the grid has a shape substantially similar to that of the mounting surface on which it must be fixed later.
  • the positioning grid is of substantially rectangular shape, comprising, for example, about fifteen sleepers 3 and about ten longitudinal members 2.
  • the longitudinal members 2 and crosspieces 3 are welded together at their intersections.
  • the fastening points on the structure, or fasteners, are assembled on the intermediate structure at this stage.
  • FIG. 4 illustrates an example of an intermediate structure equipped with various segments of electric elements (9, 10, 11, 12), pneumatic elements 7 or hydraulic elements 8. It also comprises, in the present illustration, sound insulation components and / or thermal 13, so as to also benefit from the reduction of the assembly time of these equipment on the aircraft allowed by the method according to the invention.
  • the equipped intermediate structure 1 is inserted into the hull of the section the aircraft to which it corresponds, always secured to its support frame, which ensures its mechanical rigidity.
  • the support frame may optionally be inclined or returned, according to the mounting surface (upper or lower part of the cabin floor, triangle area, cabin ceiling).
  • the equipped intermediate structure 1 is fixed on the mounting surface via predetermined attachment points on said mounting structure.
  • These attachment points chosen from the design of the aircraft, remain unchanged regardless of the load of the equipped intermediate structure 1, and are therefore not affected by different options of electrical or other networks depending on the specific arrangements requested by particular users.
  • each frame is here designed to be inserted longitudinally in the area of the section to which it corresponds.
  • the connectors disposed at the ends of the segments are connected to the segments attached to other sections and their corresponding, so as to create the continuity of an element of the aircraft. network extending over several sections of the hull of the aircraft.
  • the successive intermediate structures are electrically connected, for example by flexible metal strips welded to two structures facing each other.
  • the method according to the invention has a number of advantages.
  • the choice of using an intermediate structure makes it possible to separate the systems from the structure, in order to parallelize the installation of the electrical and mechanical systems of the assembly of the structure. It is thus possible to obtain a reduction in production cycles of the order of 40%.
  • the grid can be electrically connected to the structure or isolated according to design needs. This invariance of the grid / structure interface makes it possible to reduce the loops of structural and system design offices during the development phases.
  • the fact that the grid is a homogeneous structure makes it possible to significantly reduce the number of media references
  • the grid forming the intermediate structure is easily repairable and can be disassembled, divided into pieces.
  • the grid is optionally but not limited to mount to absorb the deformations of the structure, which requires less installed systems.
  • attachment points must secure the attachment of the intermediate structure equipped, they therefore transfer the movements of the structure.
  • the systems will not be more stressed than when they are assembled on the primary structure of the aircraft by a traditional method.
  • the manufacture of the grid uses known and proven methods (cutting, stamping, welding, bolting, painting %), without industrial risk (current products, widely used processes), and can be made to large scale and low cost.
  • this method using an intermediate mounting structure is particularly advantageous in the case of aircraft whose hull is made mainly of composite materials. Indeed, in this case, the problem of the current return of the electrical equipment is posed, the structure of the aircraft not being conductive.
  • the metal intermediate structure according to the invention solves this problem by creating a large conductor extending over all sections of the aircraft.
  • this structure makes it possible to reduce the problems of electrical coupling between systems and to simplify the consideration of systems segregation standards.
  • an intermediate structure in the form of a grid formed of welded tubes, but the present structure can also take the form of any light wire mesh, grating of stamped sheet metal, machined bar, ..., flat or shaped to fit to the structure of the aircraft.

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Abstract

Le procédé d'assemblage d'un réseau électrique, hydraulique ou autre, au sein d'une structure primaire, par exemple une coque d'aéronef fabriquée sous forme de sous-ensembles tels que des tronçons assemblés bout à bout, ledit réseau devant être assemblé le long d'une surface prédéterminée de la coque, dite surface de montage, comporte des étapes de : -fabrication des éléments du réseau, sous forme de segments correspondants à chaque sous-ensemble de la structure primaire, -fabrication pour chaque sous-ensemble d'une structure intermédiaire de forme similaire à celle de la surface de montage, -fixation des segments des éléments du réseau sur la structure intermédiaire, -insertion de la structure intermédiaire équipée dans la structure primaire, -fixation de la structure intermédiaire équipée sur la structure de montage, et, lors de l'assemblage bout à bout des sous-ensembles de la structure primaire, de connexion bout à bout des segments correspondants à un même élément de transfert se prolongeant sur au moins deux structures intermédiaires mitoyennes.

Description

«Procédé et dispositif de pré-assemblage d'équipements pour fuselage d'aéronef»
La présente invention relève du domaine des aéronefs. Elle concerne plus particulièrement les procédés d'assemblage de ces ensembles complexes.
Elle vise encore plus particulièrement l'assemblage de réseaux électriques, pneumatiques ou autres au sein de la coque d'un aéronef réalisé principalement en matériaux composites.
Préalablement à l'installation des divers équipements actifs au sein de la structure d'un aéronef, il est nécessaire d'installer les réseaux électriques, hydrauliques, pneumatiques, télémétriques etc. destinés à alimenter ces équipements, ainsi qu'à leur permettre de communiquer.
Typiquement, en ce qui concerne l'installation des réseaux électriques, les fils constituant ces réseaux sont regroupés en torons, qui sont installés par fixation sur la structure interne de l'aéronef de loin en loin, au moyen de colliers
(brackets) dont les matériaux et dimensions sont prédéterminées selon la nature des réseaux et les règles techniques de sécurité applicables.
On comprend que la complexité d'un avion commercial actuel, par exemple, entraîne la présence de dizaines de milliers de fils pour le contrôle de tous les équipements embarqués, regroupés en quelques centaines de torons interconnectés. L'assemblage de ces réseaux, qui comprend également l'assemblage des blindages, surblindages et connecteurs, est alors extrêmement précis et exigeant en temps de travail.
Par ailleurs, autant, sur des avions dont le fuselage est de grand diamètre, il est possible à un ouvrier d'intervenir aisément en tout point de la structure interne, autant sur des avions de plus petit diamètre, une intervention de fixation en un point particulier de la soute, par exemple, peut devenir pénible pour les ouvriers, source de temps d'assemblage plus long et de limitations de faisabilité.
Enfin, dès lors qu'un équipement électrique a été installé dans la coque d'un aéronef, il n'est plus concevable d'y réaliser des travaux de perçage, lesquels risqueraient de provoquer la création et la dispersion de copeaux légers, éventuellement conducteurs et donc incompatibles avec la sécurité exigée pour le fonctionnement correct de l'aéronef en vol. Il est ainsi indispensable d'avoir déterminé à l'avance tous les points de fixation qui seront nécessaires aux réseaux, pour connaître tous les perçages à réaliser sur la structure interne d'un aéronef, avant de débuter l'installation des équipements. Ceci complique significativement les procédures d'assemblage des aéronefs, et naturellement encore plus si l'on souhaite prendre en compte les besoins d'équipements spécifiques de chaque aéronef selon son utilisateur futur.
L'objectif de cette invention est de simplifier l'assemblage des réseaux dans la structure de la cabine d'un aéronef, et ainsi de produire un gain de temps significatif lors de l'assemblage des aéronefs.
Selon un second but de l'invention, elle facilite la mise en place dans l'aéronef assemblé d'un système électrique de reprise de courant (ESN).
Un autre objectif est une mise en œuvre aussi simple que possible. Encore un autre but de l'invention est d'être réalisable pour un coût réduit, à base de composants non complexes.
A cet effet, l'invention vise un procédé d'assemblage d'au moins une partie d'un réseau prédéterminé au sein d'une structure primaire, ladite structure primaire étant fabriquée sous forme de sous-ensembles, assemblés côte à côte par la suite : ledit réseau devant être assemblé le long d'une surface prédéterminée de la structure primaire, dite surface de montage, le procédé comportant des étapes de :
- fabrication des éléments du réseau, chaque élément étant séparé en un ensemble de segments de longueur adaptée à chaque sous-ensemble de la structure primaire, lesdits segments d'un même élément étant adaptés à être assemblés entre eux, lors de l'assemblage des sous-ensembles entre eux, par des connecteurs fixés en leurs extrémités longitudinales se faisant face, puis pour chaque sous-ensemble, de :
- fabrication d'une structure intermédiaire de forme sensiblement similaire à celle de la surface de montage,
- fixation des segments des éléments du réseau sur la structure intermédiaire, - insertion de la structure intermédiaire équipée dans la structure primaire, au voisinage immédiat de la surface de montage,
- fixation de la structure intermédiaire équipée sur la structure de montage, par l'intermédiaire de points d'attache prédéterminés de la structure de montage correspondant à des points de fixation prédéterminés de la structure intermédiaire, et, lors de l'assemblage côte à côte des sous-ensembles de la structure primaire,
- assemblage des connecteurs des segments correspondants à un même élément se prolongeant sur au moins deux sous-ensembles mitoyens.
Dans cet énoncé, les éléments longitudinaux sont des tubes ou des torons de fils, les réseaux pouvant être électrique, hydraulique, pneumatique etc.
Dans le cas de coque d'aéronef assemblée à partir de tronçons réunis ensuite bout à bout, les tubes ou torons sont coupés à la longueur d'un tronçon de l'avion, des connecteurs complémentaires sont adaptés à leurs deux extrémités libres (par exemple un connecteur mâle à une extrémité, et un connecteur femelle à l'autre extrémité).
On comprend que l'invention permet une pré-installation groupée de divers systèmes électriques en dehors de l'avion, avant l'assemblage en un bloc de la structure et des équipements électriques qu'elle supporte dans l'avion, produisant ainsi un gain de temps très significatif par rapport à une installation séparée desdits équipements dans l'avion.
Elle permet en fait de réaliser de façon parallèle, d'une part, l'assemblage de la structure mécanique de l'aéronef, et, d'autre part, l'assemblage d'un certain nombre d'équipements, par exemple réseaux électriques, pneumatiques, hydrauliques etc. Par cette parallélisation des assemblages, qui s'oppose à la réalisation classique en série de ces assemblages, des gains de temps considérables peuvent être obtenus. Par ailleurs, le fait de disposer les segments des éléments de réseaux sur la structure intermédiaire, en dehors de la coque de l'aéronef résout le problème de l'exiguïté de certaines zones de la coque de l'aéronef. La structure intermédiaire est accessible pratiquement de tous côtés pour l'assemblage des éléments, ce qui facilite considérablement le montage, et réduit d'autant le temps nécessaire à celui-ci.
Préférentiellement, le procédé comporte en outre une étape de liaison électrique des structures intermédiaires montées sur des sous-ensembles mitoyens de la structure primaire.
On comprend que, de façon très intéressante, l'invention répond également au problème du manque de conductivité électrique d'une structure à base de matériaux composites de type CFRP (de l'anglais Carbon Fiber Reinforced Plastic), laquelle impose l'introduction d'un réseau métallique (réseau dit ESN de l'anglais Electro Structural Network) qui sert, entre autres, de retour de courant fonctionnel, et de mise à la masse pour les divers équipements électriques montés sur l'appareil.
Or il apparaît que, du fait de la recherche sans cesse accrue de performances améliorées et d'une consommation en carburant réduite, l'évolution des structures d'aéronefs se fait vers des appareils dont la structure est constituée de plus en plus de matériaux composites, voire est "tout composite".
Dans ces appareils, les équipements électriques doivent tous être ramenés à une même masse électrique, ce qui entraîne de façon connue l'utilisation de pièces de liaisons métalliques destinées à relier entre elles les masses de tous les équipements. Au total, dans ce procédé, des dizaines de milliers de mise en contact doivent alors être réalisées, ce qui implique à la fois un temps d'assemblage dédié, une surcharge en masse et une hétérogénéité du réseau électrique résultant. Selon un mode préféré de mise en œuvre, l'étape de fixation des segments des éléments du réseau sur la structure intermédiaire est réalisée en disposant la structure intermédiaire sur un bâti de construction de forme analogue à la surface de montage, ledit bâti de construction étant adapté à être conservé lors de l'insertion de la structure intermédiaire dans la structure primaire, puis retiré après fixation de la structure intermédiaire sur la surface de montage.
En effet, la structure intermédiaire n'a pas de fonction de reprise d'efforts mécaniques significatifs, mais seulement d'assurer leur positionnement correct, et de transmettre les efforts mécaniques à la structure primaire de l'aéronef. Autrement dit, la structure selon l'invention doit reprendre des efforts mécaniques engendrés par les systèmes qui sont installés dessus mais elle n'a pas de rôle structural du point de vue de l'aéronef. Or, lorsqu'elle correspond au plancher d'un tronçon de quinze mètres de longueur et 4,5 mètres de largeur, elle peut être amenée à supporter quelques centaines de kilos de câbles et éléments de réseaux divers. La structure intermédiaire est donc soutenue avant son insertion dans la coque de l'aéronef par un bâti de support plus rigide qu'elle, qui a pour fonction de reprendre ces efforts mécaniques, sans gêner l'accès à la structure intermédiaire lors du montage des éléments sur celle-ci.
Dans ce cas, avantageusement, le mode d'assemblage du bâti de construction est tel que celui-ci peut être monté et démonté de nombreuses fois. Selon un mode favorable de mise en œuvre, la fabrication de la structure intermédiaire de positionnement est réalisée, entre autres, à partir d'éléments tubulaires, de profilés pleins ou creux et dont la section cylindrique ou rectangulaire est adaptée aux fonctions à assurer (rigidité ou protection électromagnétique) standardisés assemblés par soudure. Selon un cas de mise en œuvre particulier, la structure primaire est une coque d'aéronef, les sous-ensembles sont des tronçons de ladite coque, assemblés bout à bout par la suite.
L'invention vise, sous un second aspect, une structure intermédiaire pour procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes. Celle-ci est préférentiellement réalisée en alliage d'aluminium.
Dans le cas où la surface de montage est plane, la structure intermédiaire comprend dans un mode de réalisation avantageux deux séries de tubes disposés de façon globalement perpendiculaire.
Dans ce cas, les tubes ont favorablement un diamètre de l'ordre de cinq à dix millimètres.
Alternativement, dans le cas où la surface de montage est située dans la zone triangle d'un aéronef, la structure intermédiaire comprend avantageusement un ensemble d'arcs de cadres régulièrement espacés, reliés entre eux par des entretoises sensiblement perpendiculaires aux arcs de cadres.
Selon un mode avantageux de réalisation, la structure intermédiaire comporte également des éléments de positionnement de bandes d'isolation. L'invention vise sous encore un autre aspect un bâti de construction pour procédé tel qu'exposé.
Préférentiellement, dans le cas où la cabine de l'aéronef est réalisée en matériaux composites peu conducteurs, le dispositif comporte des moyens d'assurer une masse commune aux équipements susceptibles d'y être attachés.
La description qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple d'un mode de réalisation de l'invention, est faite en se référant aux figures annexées dans lesquelles : la figure 1 illustre de façon schématique en perspective un tronçon de fuselage d'avion, la figure 2 est une vue en perspective une structure intermédiaire selon l'invention, dans le cas où la surface de montage est un plancher de cabine d'avion, la figure 3 montre de même une structure intermédiaire dans le cas où la surface de montage est la zone dite zone triangle de l'avion, la figure 4 montre un détail de structure intermédiaire pour zone triangle, une fois équipée d'éléments de réseaux électrique, hydraulique et pneumatique, la figure 5 est une vue de détail d'une jonction de profilés tubulaires formant la structure intermédiaire, par soudure.
L'invention trouve sa place, par exemple mais de façon non limitative, lors de l'assemblage d'un aéronef, typiquement un avion de transport, par exemple de type commercial.
La figure 1 illustre alors de façon schématique un tronçon 10 de fuselage, tel que réalisé lors de l'assemblage d'un fuselage d'avion (II est clair cependant que l'invention reste utilisable dans le cas où l'avion est fabriqué en deux tronçons seulement, un tronçon formant la partie avant, et un tronçon formant la partie arrière de l'appareil). De façon très simplifiée, un tel tronçon comporte une série de cadres
11 , globalement circulaires, sur lesquels vient se fixer le fuselage 12 proprement dit. Un ensemble de traverses 13, sensiblement disposées à mi hauteur des cadres 11 , supporte le plancher 14 de la cabine. La partie située sous ce plancher 14 constitue une soute comportant un plancher de soute 15.
Les tubes des réseaux hydrauliques, pneumatiques, électriques etc. sont généralement fixés à la surface supérieure ou inférieure du plancher 14, ou sur les surfaces latérales de la soute.
Pour la suite de la description, on définit un axe longitudinal X comme l'axe de déplacement normal de l'avion en vol. De même, on définit un axe transversal Y perpendiculaire à l'axe longitudinal et situé dans le plan du plancher de la cabine de l'avion. Enfin, un axe vertical Z complète de repère.
On considère comme premier exemple de mise en œuvre de l'invention, le cas d'un plancher 14 d'avion et du réseau électrique de l'avion. Un tel plancher 14 constitue usuellement le support de dizaines de torons de câbles électriques faisant partie du réseau électrique de l'avion. Ces torons sont disposés longitudinalement sur le plancher 14, et servent, par exemple, à relier des équipements situés à l'arrière de l'avion à une source de courant située à l'avant. Certains d'entre eux présentent localement des connecteurs selon les besoins nés de la conception de l'avion.
Dans l'art antérieur, ces torons sont installés le plus souvent un par un dans l'avion sur le plancher 14, nécessitant, pour chaque toron, des points de fixation spécifiques de loin en loin sur le plancher.
Au contraire, selon l'invention, ces torons, coupés à la longueur d'un tronçon de fuselage, sont fixés à une structure intermédiaire 1 , laquelle est fixée au plancher 14 de l'avion (ou à toute autre surface de montage) par des points de fixation standardisés en type et en espacement.
Cette structure intermédiaire 1 est ici conformée en une série de grilles de positionnement dont les dimensions sont adaptées, pour chaque grille 1 , à celles du plancher d'un tronçon de fuselage d'avion. On rappelle en effet que les fuselages d'avions sont réalisés sous forme de tronçons successifs, assemblés ensuite bout à bout. Plus précisément, comme on le voit sur la figure 2, dans cet exemple du plancher d'un aéronef, la structure intermédiaire 1 selon l'invention est une grille de positionnement à maillage rectangulaire, de longueur égale à celle d'un tronçon d'avion, par exemple une quinzaine de mètres (la figure 2 représente ici une longueur sensiblement plus courte à titre de simplification), et de largeur sensiblement égale à la largeur du plancher du fuselage de l'avion, par exemple quatre mètres.
La grille de positionnement 1 est, dans le présent exemple nullement limitatif, composée de six longerons longitudinaux 2, dont quatre longerons centraux, espacés régulièrement d'environ un mètre, et deux longerons latéraux, distants d'environ cinquante centimètres des longerons centraux.
Ces longerons sont croisés avec des traverses 3 disposées selon l'axe longitudinal X avec un intervalle régulier, ici choisi sensiblement égal à l'intervalle existant entre les traverses du plancher du fuselage. Dans le présent exemple, les longerons 2 et les traverses 3 prennent la forme de profilés tubulaires métalliques de diamètre compris entre cinq et dix millimètres typiquement. Le métal choisi ici est un alliage d'aluminium soudable, tel I'AG5. Tout autre alliage métallique peu corrodable, léger, soudable et surtout conducteur serait envisageable en variante. La grille de positionnement 1 est donc une structure très légère, avec une masse de l'ordre de quelques centaines de grammes par mètre carré.
Les tubes formant les longerons 2 et les traverses 3 sont joints à chaque intersection par une soudure (illustrée figure 5) réalisée de façon classique. La nature des profilés choisis pour les longerons et traverses, fait que l'assemblage de la grille de positionnement 1 est réalisable simplement et rapidement à partir d'éléments standardisés.
La structure intermédiaire comporte, par exemple sur les traverses 3, un ensemble de points d'attache standardisés permettant sa fixation sur le plancher de l'avion. Dans l'exemple illustré figure 2, chaque segment de traverse situé entre deux longerons 2 comporte deux points d'attache (non visibles sur la figure). Ces points d'attache sont de type classique et non détaillé plus avant ici. Ils sont dimensionnés pour transmettre à la structure primaire de l'avion, par l'intermédiaire de son plancher, les efforts mécaniques générés par l'ensemble de torons attachés à la grille, dans les cas de contraintes notamment d'accélération maximale subie par l'avion. D'autres efforts engendrant des déformations dans les phases de vol ou la surpressurisation interne peuvent représenter des contraintes dimensionnantes pour les attaches.
Typiquement, la grille de positionnement 1 , une fois équipée d'un ensemble de torons du réseau électrique, va peser quelques kilos par mètre carré. Les efforts maximums à transmettre à la structure du plancher de l'avion restent donc faibles, et les points d'attache de la grille de positionnement 1 répondent donc à des contraintes de conception simples.
Il est clair qu'une structure similaire peut être réalisée en vue d'un assemblage au dessous du plancher avion, contrairement au cas précédent. Une deuxième mise en œuvre de la structure intermédiaire 1 selon l'invention est illustrée par la figure 3.
La structure intermédiaire 1 , telle qu'on le voit sur cette illustration, est destinée à être attachée dans la zone du fuselage comprise, verticalement, entre le plancher de la soute et le plancher de la cabine, et délimitée latéralement par le fuselage lui-même, lequel est principalement cylindrique dans le cas présent. Cette zone du fuselage est dite classiquement "zone triangle". Son accès est évidement difficile pour les ouvriers chargés d'y installer des équipements.
Toujours dans le but de faciliter le montage des éléments des réseaux électriques, hydrauliques ou autres dans cette zone, l'invention utilise une structure intermédiaire de pré-assemblage ici conformée comme illustré figure 3.
On retrouve sur cette structure intermédiaire un ensemble de longerons 2, dont une partie adaptée 2' à venir se placer sous le plancher de l'avion.
Ces longerons 2, 2' croisent un ensemble de traverses dont un premier groupe 3 est conformé en arcs, de forme globalement similaire aux cadres du fuselage avion à l'endroit où la structure intermédiaire 1 doit être installée. Chaque arc 3 est en effet destiné à venir prendre appui et se fixer sur un cadre de la zone triangle de la structure avion.
Tel que représenté sur la figure 3, chaque traverse 3 comporte en fait deux arcs jumeaux disposés à courte distance l'un de l'autre, et destinés à être fixés sur un même cadre avion.
Dans la partie supérieure, destinée à se placer sous le plancher de la cabine de l'avion, la structure intermédiaire comporte des traverses supérieures 3' rectilignes, de façon analogue à ce qui a été décrit pour la structure de la figure 2. Chaque traverse supérieure 3' vient dans le prolongement d'une traverse 3.
Ici encore, ces traverses 3, 3' sont placées à intervalle régulier, ici choisi sensiblement égal à l'intervalle existant entre les traverses du plancher du fuselage.
Les traverses 3, 3' et les longerons 2, 2' sont également réalisés ici sous forme de profilés tubulaires en alliage d'aluminium, soudés à leurs points de jonction.
La structure intermédiaire 1 comprend en outre des pattes de fixation 4, solidarisées à l'extrémité de chaque traverse supérieure 3', et destinées à la fixation desdites traverses 3' , et par là, de la structure intermédiaire, sous la structure du plancher avion.
Dans l'exemple non limitatif illustré figure 3, chaque arc 3 et chaque traverse supérieure correspondante 3' sont reliés par un arceau 5, destiné à augmenter la résistance mécanique de la structure intermédiaire, tout en fournissant une nouvelle zone de fixation de tubes ou torons. Toujours dans ce même exemple de mise en œuvre, la structure intermédiaire 1 comprend également des bandes 6 de support de composants d'isolation phonique et/ou thermique. Ces bandes 6 de support, disposées perpendiculairement entre les arcs 3 auxquelles elles sont soudées, sont conformées globalement en "U", avec une profondeur correspondant à l'épaisseur des composants d'isolation phonique ou thermique qu'elles doivent accueillir.
Une autre mise en œuvre de la structure intermédiaire, non illustrée sur les figures, concerne la partie intérieure haute du fuselage (le plafond de la cabine). Dans ce cas, les longerons sont des pièces tubulaires principalement rectilignes, et les traverses prennent la forme d'arcs de cercle de géométrie adaptée à la forme locale d'une section du fuselage.
Le procédé d'installation des éléments d'un réseau électrique dans le fuselage (ici par exemple sur le plancher de la cabine) selon l'invention se déroule de la façon suivante.
Dans un premier temps, les éléments (câbles etc.) formant le réseau électrique sont préparés sous forme de segments de torons, chaque segment étant de longueur adaptée à la longueur du tronçon du fuselage sur lequel il doit être installé. Chaque segment de toron est doté d'un connecteur, ou terminé sur une prise de coupure, à chacune de ses extrémités longitudinales, de manière à ce que, lors de l'assemblage de deux tronçons successifs du fuselage, deux segments successifs d'un même câble soient connectés.
Les connecteurs utilisés sont de type connu de l'homme de l'art et ne sont donc pas détaillés plus avant ici.
Puis, pour chaque tronçon de l'avion, la structure intermédiaire 1 qui prend la forme d'une grille de positionnement est assemblée à partir d'éléments standardisés tubulaires.
Cette grille est construite sur un bâti de support qui la soutient, du fait de sa résistance structurelle intrinsèque faible.
La forme du bâti de support est dictée par les dimensions de la structure intermédiaire 1 qu'il doit accueillir, par le poids de la structure intermédiaire 1 une fois équipée, ainsi que par la géométrie du tronçon d'aéronef dans lequel le bâti va devoir être introduit pour venir plaquer la structure intermédiaire en face de la surface de montage. Le détail de sa réalisation, ses dimensions exactes ou matériaux se déduisent de ces considérations, et ne sont pas détaillés plus avant ici.
La grille présente une forme sensiblement similaire à celle de la surface de montage sur laquelle elle doit être fixée par la suite. Dans le cas présent du plancher de la cabine, la grille de positionnement est de forme sensiblement rectangulaire, comportant par exemple une quinzaine de traverses 3 et une dizaine de longerons 2. Les longerons 2 et les traverses 3 sont soudés ensemble à leurs intersections. Les points de fixation sur la structure, ou pièces d'attache, sont assemblés sur la structure intermédiaire à ce stade.
Une fois la structure intermédiaire 1 assemblée sur son bâti de support, les segments des éléments du réseau sont fixés sur cette structure intermédiaire de façon connue de l'homme de l'art (bracelets etc.). La figure 4 illustre un exemple de structure intermédiaire équipée de divers segments d'éléments électriques (9, 10, 11 , 12), pneumatiques 7 ou hydrauliques 8. Elle comporte également, dans la présente illustration, des composants d'isolation phonique et/ou thermique 13, de manière à bénéficier également de la réduction du temps d'assemblage de ces équipements sur l'avion permise par le procédé selon l'invention.
Puis la structure intermédiaire équipée 1 est insérée dans la coque du tronçon l'aéronef 10 auquel elle correspond, toujours solidarisée de son bâti de support, qui assure sa rigidité mécanique. On note que pour réaliser cette insertion, le bâti de support peut éventuellement être incliné ou retourné, selon la surface de montage (partie supérieure ou inférieure du plancher cabine, zone triangle, plafond cabine).
Une fois amenée au voisinage de la surface de montage sur laquelle elle doit être montée, en l'occurrence le plancher de la cabine, la structure intermédiaire équipée 1 est fixée sur la surface de montage par l'intermédiaire des points d'attache prédéterminés sur ladite structure de montage. Ces points d'attache, choisis dès la conception de l'aéronef, demeurent inchangés quelle que soit la charge de la structure intermédiaire équipée 1 , et ne sont donc pas affectés par des options différentes de réseaux électriques ou autres dépendant des aménagement spécifiques demandés par des utilisateurs particuliers.
La nature précise de ces points d'attache et de leurs correspondants sur la structure de montage (qui fait partie de la structure du tronçon d'aéronef) sortent du cadre de la présente invention et ne sont donc pas détaillés plus avant ici.
Si l'équipement d'un tronçon d'aéronef comporte des éléments de réseaux à la fois sur le plancher de la cabine, dans les zones triangles et / ou sous le plafond de la cabine, plusieurs opérations d'assemblage analogue à ce qui vient d'être décrit sont menées l'une après l'autre. Chaque bâti est ici conçu de manière à être inséré longitudinalement dans la zone du tronçon à laquelle il correspond.
Enfin, lors de l'assemblage bout à bout des tronçons de fuselage d'aéronef, les connecteurs disposés aux extrémités des segments sont reliés aux segments fixés sur d'autres tronçons et leur correspondant, de manière à créer la continuité d'un élément de réseau se prolongeant sur plusieurs tronçons de la coque de l'aéronef.
Dans cette même phase, les structures intermédiaires successives sont reliées électriquement, par exemple par des bandes métalliques souples soudées sur deux structures se faisant face.
On a bien de la sorte un résultat final équivalent fonctionnellement à ce qui était obtenu par le procédé d'assemblage connu.
Le procédé selon l'invention présente un certain nombre d'avantages. Le choix d'utiliser une structure intermédiaire permet de séparer les systèmes de la structure, afin de paralléliser l'installation des systèmes électriques et mécaniques de l'assemblage de la structure. On peut ainsi obtenir une réduction des cycles de production de l'ordre de 40 %.
Elle permet par ailleurs l'automatisation de l'installation des systèmes sur la structure intermédiaire, car celle-ci est accessible quasiment de tous côté, et l'utilisation de mécanismes robotisés est alors envisageable, ce qui n'était pas le cas dans une zone confinée de travail dans la coque de l'aéronef. Un des principaux avantages de cette grille est de proposer une interface invariante avec la structure de l'aéronef (découplage structure- système).
La grille peut être connectée électriquement à la structure ou bien isolée en fonction des besoins de conception. Cette invariance de l'interface grille / structure permet de réduire les boucles de bureaux d'études structure et systèmes lors des phases de développement. Le fait que la grille soit une structure homogène permet de réduire de manière important le nombre de références de supports
Elle facilite également la conception, même tardive, en proposant une grande possibilité de routage prédéfinis ou non des systèmes électriques (accrochable en tout point de la structure intermédiaire), sans interférence avec la structure.
Enfin, sa structure métallique remplace un grand nombre de composants métalliques (goulottes, supports, tresses, clinquants,...) rapportés à la structure, réduisant ainsi la masse et le coût de l'aéronef.
De plus, elle permet la personnalisation en fonction des routages des harnais et des besoins électriques. Du fait de sa nature électriquement continue, elle facilite les essais de continuité très pénalisants en chaîne d'assemblage et en maintenance compagnie. La grille formant la structure intermédiaire est facilement réparable et peut être démontée, fractionnée par morceaux. La grille est éventuellement mais non limitativement montée de façon à absorber les déformations de la structure, ce qui sollicite moins les systèmes installés.
Cependant, il est à noter que les points d'attache doivent sécuriser la fixation de la structure intermédiaire équipée, ils transfèrent donc les mouvements de la structure. Quoi qu'il en soit, les systèmes ne seront pas plus sollicités que lors de leur assemblage sur la structure primaire de l'aéronef par une méthode traditionnelle.
La fabrication de la grille, de conception simple, fait appel à des méthodes connues et éprouvées (découpe, emboutissage, soudage, boulonnage, peinture...), sans risque industriel (produits courants, procédés très répandus), et peut être fabriqué à grande échelle et à bas coût.
Sa décomposition en éléments simples (barres embouties, tubes) permet une grande customisation lors de la fabrication, lors de l'installation des systèmes sur la grille ou même après installation de cette grille équipée dans l'aéronef.
Elle permet également, du fait de sa structure métallique, l'intégration de fonctions électriques comme la protection électromagnétique ou le retour de courant fonctionnel. L'utilisation de cette grille permet la réduction du temps d'installation et d'assemblage, la réduction de masse de la structure et la simplification de la conception. Un autre avantage de l'utilisation d'une structure intermédiaire de montage est qu'elle permet de placer certains systèmes à distance les uns des autres en les répartissant sur une large partie de la surface de la structure intermédiaire, facilitant ainsi le respect des règles de ségrégation dans les aéronefs. Ceci permet également la réduction de la taille des torons de câbles, ce qui est favorable, entre autres, à une maintenance plus simple.
Enfin, ce procédé utilisant une structure de montage intermédiaire est particulièrement intéressant dans le cas d'aéronef dont la coque est réalisée principalement en matériaux composites. En effet, dans ce cas, le problème du retour de courant des équipements électriques est posé, la structure de l'avion n'étant pas conductrice. La structure intermédiaire métallique selon l'invention permet de résoudre ce problème en créant un vaste conducteur s'étendant sur tous les tronçons de l'avion.
Par ailleurs, cette structure permet de réduire les problèmes de couplage électrique entre systèmes et de simplifier la prise en compte des normes de ségrégation des systèmes
La portée de la présente invention ne se limite pas aux détails des formes de réalisation ci-dessus considérées à titre d'exemple, mais s'étend au contraire aux modifications à la portée de l'homme de l'art. II est clair que le procédé selon l'invention et la structure intermédiaire peuvent être utilisés dans de nombreux environnements (aéronefs, trains,...) réalisés en structure composite.
On a décrit une structure intermédiaire sous forme de grille formée de tubes soudées, mais la présente structure peut aussi prendre la forme de tout treillis métallique léger, caillebotis en tôle emboutie, barre usinée,..., plat ou en forme pour s'adapter à la structure de l'aéronef.
La structure de montage intermédiaire et le procédé ont été décrits dans le cas particulier nullement limitatif d'installation de réseaux sur une coque d'aéronef assemblée par tronçons. Il est clair cependant qu'il existe d'autres découpages d'une structure donnée (tout assemblage à partir de sous-ensembles disposés côte à côte) et d'autres procédés industriels d'assemblage pour lesquels la présente invention peut être utilisée.
Elle est même plus généralement adaptable à tous les procédés industriels d'assemblage comportant de nombreux équipements ou systèmes à installer dans une structure primaire, particulièrement dans le cas où ces systèmes ou équipements peuvent varier sans que la structure primaire change.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé d'assemblage d'au moins une partie d'un réseau prédéterminé au sein d'une structure primaire, ladite structure primaire étant fabriquée sous forme de sous-ensembles, assemblés côte à côte par la suite, ledit réseau devant être assemblé le long d'une surface prédéterminée de la structure primaire, dite surface de montage, caractérisé en ce que le procédé comporte des étapes de :
101 - fabrication des éléments du réseau, chaque élément étant séparé en un ensemble de segments de longueur adaptée à chaque sous- ensemble de la structure primaire, lesdits segments d'un même élément étant adaptés à être assemblés entre eux, lors de l'assemblage des sous-ensembles entre eux, par des connecteurs fixés en leurs extrémités longitudinales se faisant face, puis, pour chaque sous-ensemble, de :
201 - fabrication d'une structure intermédiaire de positionnement (1 ) sans rôle structural, de forme sensiblement similaire à celle de la surface de montage, ladite structure intermédiaire (1 ) étant structure très légère, avec une masse de l'ordre de quelques centaines de grammes par mètre carré,
202 - fixation des segments des éléments du réseau sur la structure intermédiaire (1 ), 203 - insertion de la structure intermédiaire de positionnement (1 ) équipée dans la structure primaire, au voisinage immédiat de la surface de montage,
204 - fixation de la structure intermédiaire de positionnement (1 ) équipée sur la structure de montage, par l'intermédiaire de points d'attache prédéterminés de la structure correspondant à des points de fixation prédéterminés de la structure intermédiaire (1 ), et, lors de l'assemblage bout à bout des sous-ensembles de la structure primaire, 301 - d'assemblage des connecteurs des segments correspondants à un même élément se prolongeant sur au moins deux sous-ensembles mitoyens.
2. Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce qu'il comporte en outre une étape de:
302 - liaison électrique des structures intermédiaires (1 ) montées sur des sous-ensembles mitoyens de la structure primaire, de manière à créer dans la structure primaire assemblée un système électrique de reprise de courant (ESN).
3. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'étape 202 de fixation des segments des éléments du réseau sur la structure intermédiaire (1 ) est réalisée en disposant la structure intermédiaire (1 ) sur un bâti de construction, de forme analogue à la surface de montage, ledit bâti de construction étant adapté à être conservé lors de l'insertion de la structure intermédiaire (1 ) dans la structure primaire, puis retiré après fixation de la structure intermédiaire (1 ) sur la surface de montage.
4. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce que le mode d'assemblage du bâti de construction est tel que celui-ci peut être monté et démonté de nombreuses fois.
5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la fabrication de la structure intermédiaire (1 ) (étape 201 ) est réalisée, entre autres, à partir d'éléments tubulaires, de profilés pleins ou creux et dont la section cylindrique ou rectangulaire est adaptée aux fonctions à assurer (rigidité ou protection électromagnétique), standardisés et assemblés par soudure.
6. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la structure primaire est une coque d'aéronef, et en ce que les sous-ensembles sont des tronçons de ladite coque, assemblés bout à bout par la suite.
7. Structure intermédiaire de positionnement (1 ) sans rôle structural, destinée à être utilisée dans un procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 6 d'assemblage d'au moins une partie d'un réseau prédéterminé au sein d'une structure primaire, ladite structure primaire étant fabriquée sous forme de sous-ensembles, assemblés côte à côte par la suite, ledit réseau devant être assemblé le long d'une surface prédéterminée de la structure primaire, dite surface de montage, caractérisée en ce que ladite structure intermédiaire (1 ) est de forme sensiblement similaire à celle de la surface de montage d'au moins un sous- ensemble, en ce qu'elle comporte des points de fixation pour la structure de montage, et en ce qu'elle est réalisée, entre autres, à partir d'éléments tubulaires, de profilés pleins ou creux et dont la section cylindrique ou rectangulaire est adaptée aux fonctions à assurer (rigidité ou protection électromagnétique), standardisés et assemblés par soudure.
8. Structure intermédiaire (1 ) selon la revendication 7, adaptée au cas où la surface de montage est plane, caractérisée en ce qu'elle comprend principalement deux séries de tubes disposés de façon globalement perpendiculaire.
9. Structure intermédiaire (1 ) selon la revendication 8, caractérisée en ce que les tubes ont un diamètre de l'ordre de cinq à dix millimètres.
10. Structure intermédiaire (1 ) selon la revendication 7, adaptée au cas où la surface de montage est située dans la zone triangle d'un aéronef, caractérisé en ce qu'elle est comprend un ensemble d'arcs de cadres régulièrement espacés, reliés entre eux par des entretoises sensiblement perpendiculaires aux arcs de cadres.
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2961488A1 (fr) * 2010-06-22 2011-12-23 Airbus Operations Sas Dispositif de maintien de matelas isolants et de support de systemes pour un aeronef
CN110525683A (zh) * 2019-10-08 2019-12-03 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种数字化装配保形工装、实施及使用方法
CN113139235A (zh) * 2021-04-22 2021-07-20 贵州天义电器有限责任公司 一种飞机曲面配电装置的设计方法

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2977992B1 (fr) * 2011-07-13 2014-04-04 Eads Europ Aeronautic Defence Structure intermediaire de maintien de systemes a embarquer a bord d'un aeronef
FR2977860B1 (fr) * 2011-07-13 2015-01-02 Eads Europ Aeronautic Defence Module de structure d'aeronef, structure et aeronef associes
FR2996938B1 (fr) * 2012-10-17 2015-11-13 Eurocopter France Architecture de communication et de distribution de puissance electrique d'un aeronef, et aeronef

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2264408A (en) * 1937-11-24 1941-12-02 Messerschmitt Boelkow Blohm Method of assembling and installing equipment
EP1510454A1 (fr) * 2003-08-28 2005-03-02 The Boeing Company Panneau intérieur integré avec isolation et conduits de l'air
DE102006025388A1 (de) * 2006-05-31 2007-12-06 Airbus Deutschland Gmbh Leitungssystemanordnung in einem einen Rumpf aufweisenden Luft- oder Raumfahrzeug
WO2008022752A1 (fr) * 2006-08-22 2008-02-28 Airbus Deutschland Gmbh Élément d'armature, système de climatisation d'aéronef et procédé destiné au montage d'un élément d'armature dans un aéronef
WO2008043557A1 (fr) * 2006-10-12 2008-04-17 Airbus Deutschland Gmbh Structure intérieure de cabine autoportante à éléments de montage intégrés

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2264408A (en) * 1937-11-24 1941-12-02 Messerschmitt Boelkow Blohm Method of assembling and installing equipment
EP1510454A1 (fr) * 2003-08-28 2005-03-02 The Boeing Company Panneau intérieur integré avec isolation et conduits de l'air
DE102006025388A1 (de) * 2006-05-31 2007-12-06 Airbus Deutschland Gmbh Leitungssystemanordnung in einem einen Rumpf aufweisenden Luft- oder Raumfahrzeug
WO2008022752A1 (fr) * 2006-08-22 2008-02-28 Airbus Deutschland Gmbh Élément d'armature, système de climatisation d'aéronef et procédé destiné au montage d'un élément d'armature dans un aéronef
WO2008043557A1 (fr) * 2006-10-12 2008-04-17 Airbus Deutschland Gmbh Structure intérieure de cabine autoportante à éléments de montage intégrés

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2961488A1 (fr) * 2010-06-22 2011-12-23 Airbus Operations Sas Dispositif de maintien de matelas isolants et de support de systemes pour un aeronef
CN110525683A (zh) * 2019-10-08 2019-12-03 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种数字化装配保形工装、实施及使用方法
CN113139235A (zh) * 2021-04-22 2021-07-20 贵州天义电器有限责任公司 一种飞机曲面配电装置的设计方法

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