INPI-France/Brevets-Francais-2024-Chunked huggingface dataset:
Le procédé de montage P comprend également une étape de fixation E3 ( ) mise en œuvre après l’étape de montage E2.
L’étape de fixation E3 consiste à fixer le module de plancher 7, ainsi introduit dans le corps de fuselage 2, audit corps de fuselage 2. La fixation du module de plancher 7 consiste, notamment, à fixer au moins certaines desdites traverses 9 du module de plancher 7 et de préférence l’ensemble des traverses 9 du module de plancher 7, à des parties du corps de fuselage 2 et, de préférence, à des cadres 11 (figures 5 et 6) du corps de fuselage 2. Les traverses 9 à fixer présentent une largeur L prédéterminée ( ).
Pour ce faire, on prévoit de fixer chacune des deux extrémités 9A et 9B ( ) des traverses 9 considérées, à un cadre 11 du corps de fuselage 2, à un point de fixation 15 ( ) précisé ci-dessous. Dans un mode de réalisation préféré, chacune des deux extrémités des traverses 9 est fixée à une patte de fixation 12 solidaire du cadre 11, comme représenté sur les figures 5 et 6 pour l’extrémité 9A. La patte de fixation 12 qui est, par exemple, soudée ou vissée au cadre 11 est pourvue d’un trou 13 (rond) destiné à coopérer avec un trou 14 (rond) similaire, pratiqué à l’extrémité 9A de la traverse 9. La fixation consiste à amener, si cela est nécessaire, le trou 13 de la patte de fixation 12 en superposition du trou 14 de la traverse 9. Pour amener le trou 13 de la patte de fixation 12 à la position du trou 14 de la traverse 9, on peut exercer une action sur le cadre 11 du corps de fuselage 2 qui est légèrement flexible, dans le sens illustré par une flèche H sur la .
Lorsque la position recherchée est atteinte, la fixation consiste à simplement introduire un élément de fixation 16 dans les trous 13 et 14 superposés de l’extrémité 9A de la traverse 9 et de la patte de fixation 12. Cet élément de fixation 16 peut être un boulon ou tout autre élément de fixation pourvu d’un axe apte à traverser les deux trous 13 et 14 et à réaliser la fixation. Les traverses 9 (et donc le module de plancher 7) peuvent ainsi être fixées rapidement et simplement au corps de fuselage 2. Le point de fixation 15 correspond à la position du centre de l’élément de fixation 16 et des trous 13 et 14, lorsque l’élément de fixation 16 est introduit dans les trous 13 et 14 superposés.
Comme indiqué ci-dessus, le module de plancher 7 présente une forme prescrite prédéterminée, à savoir au moins une largeur prescrite servant de référence (latérale). Plus particulièrement, au moins certaines des traverses 9 et de préférence l’ensemble des traverses 9, liés ensemble au sein du module de plancher 7, présentent une même longueur L prescrite appropriée ( ). La longueur L correspond à la longueur entre les centres des trous prévus aux deux extrémités 9A et 9B de la traverse 6, qui sont destinés à la fixation de la traverse 6, tel que le trou 14 prévu à l’extrémité 9A, qui est représenté sur la . Cette longueur L prescrite appropriée est telle que la fixation du corps de fuselage 2 aux traverses 9 permet d’amener le corps de fuselage 2 à la position appropriée au niveau du plancher 8.
Pour ce faire, il peut être nécessaire d’agir sur le corps de fuselage 2, dans le sens illustré par la flèche H ( ), pour l’amener à la position requise par le trou 14 de fixation de la traverse 9. En effet, bien que le corps de fuselage 2 présente initialement une forme appropriée, il est possible qu’il se soit affaissé très légèrement en raison notamment de la gravité ou se soit déformé très légèrement autrement, de manière à présenter avant la fixation du module de plancher 7 un contour externe tel que le contour C1 représenté en tirets sur la .
Le corps de fuselage 2 présente une certaine flexibilité, par exemple jusqu’à 1 ou 2 mm, qui permet une légère déformation dans le sens de flèches I1 (similaires à la flèche H) sur la pour l’amener dans la position requise. Cette position requise est définie par la longueur L des traverses 9 et la position des points de fixation 15 par rapport au corps de fuselage 2.
Il s’est avéré que le fait d’amener la partie centrale du corps de fuselage 2 dans la forme prescrite par le plancher 8 et requise pour le corps de fuselage 2 à cet endroit, a pour effet que le reste du corps de fuselage 2 prennent également sa forme requise, illustrée par un contour C2 en trait continu sur la , et notamment à sa partie haute 17 (où le contour se redresse comme illustré par une flèche I2). Le contour C2 représente donc la forme définitive recherchée, obtenue simplement par l’introduction et la fixation du module de plancher 7, sans aucune autre action de mise en forme.
Le module de plancher 7 présente ainsi plusieurs fonctions. En effet, en plus d’une part d’avoir une fonction structurelle usuelle pour supporter des charges et d’autre part de permettre, de façon usuelle, l’installation des systèmes qui sont attachés au plancher 8, il présente une fonction supplémentaire, à savoir une fonction de conformateur de forme pour le corps de fuselage 2 (et donc pour la pointe avant 1), en étant configuré pour permettre d’amener le corps de fuselage 2 (et ainsi la pointe avant 1) dans la forme (contour C2) définitive recherchée.
Dans un mode de réalisation simplifié, les différentes étapes du procédé d’assemblage P, tel que décrit ci-dessus, sont mises en œuvre à un seul et même poste d’assemblage.
ii. la teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant ;
iii. la teneur en hydrocarbures multi-aromatiques du carburant ;
iv. le pourcentage d’espèces contenant de l’azote dans le carburant ;
v. la présence ou le pourcentage d’une espèce traceuse ou d’un élément de trace dans le carburant (par exemple, une substance à l’état de trace intrinsèquement présente dans le carburant qui peut varier d’un carburant à l’autre et donc être utilisée pour identifier un carburant, et/ou une substance ajoutée délibérément pour agir en tant que traceur) ;
vi. le rapport hydrogène sur carbone (H/C) du carburant ;
vii. la distribution d’hydrocarbures du carburant ;
viii. le niveau d’émissions de matières particulaires non volatiles (nvPM) lors de la combustion (par exemple lors de la combustion pour une conception de chambre de combustion donnée, dans des conditions de fonctionnement données) ;
ix. la teneur en naphtalène du carburant ;
x. la teneur en soufre du carburant ;
xi. la teneur en cycloparaffines du carburant ;
xii. la teneur en oxygène du carburant ;
xiii. la stabilité thermique du carburant (par exemple la température de dégradation thermique) ;
xiv. le niveau de cokéfaction du carburant ;
xv. une indication que le carburant est un carburant fossile, par exemple du kérosène fossile ; et
xvi. une ou plusieurs propriétés telles que la densité, la viscosité, le pouvoir calorifique et/ou la capacité calorifique.
Le procédé peut comprendre en outre la détection chimique ou physique d’un ou plusieurs paramètres du carburant résultant dans le réservoir de carburant après le ravitaillement, et la vérification d’une ou plusieurs des caractéristiques de carburant calculées sur la base du ou des plusieurs paramètres détectés. Les paramètres détectés peuvent être des caractéristiques de carburant, ou peuvent être utilisés pour calculer ou déduire des caractéristiques de carburant - par exemple, les paramètres détectés peuvent être une vitesse d’arbre et un débit massique du carburant, à partir desquels un pouvoir calorifique (une caractéristique de carburant) peut être déterminé, ou les paramètres détectés peuvent être la densité de carburant et/ou la présence d’un traceur, qui sont toutes deux des caractéristiques de carburant.
Généralement, un procédé d’assemblage d’une telle pointe avant d’un aéronef consiste à assembler une pluralité de pièces de fuselage particulières, fabriquées préalablement. Chacune de ces pièces de fuselage correspond, le plus souvent, à une partie (ou tronçon) longitudinale, par exemple, sensiblement semi-cylindrique.
Le procédé d’assemblage comprend, généralement, une succession d’étapes d’assemblage. Il consiste à prendre une pièce de fuselage particulière initiale, généralement une pièce inférieure devant être agencée le plus vers l’avant de la pointe avant, comme pièce initiale de la structure à assembler, puis à assembler successivement, étape par étape, d’autres parties de fuselage à la structure en train d’être ainsi assemblée. Ces pièces de fuselage sont assemblées en mettant en œuvre des opérations de moulage/réglage (« molding/rigging » en anglais) qui sont longues et relativement complexes. Certaines des pièces de fuselage comprennent une partie de plancher de sorte que, lorsque toutes les pièces de fuselage sont assemblées ensemble, la pointe avant obtenue intègre directement un plancher formé des différentes parties de plancher jointes ensemble lors de l’assemblage.
Pour la mise en œuvre d’un tel procédé d’assemblage, il est nécessaire, à chaque étape, d’aligner exactement la pièce de fuselage à assembler et le cas échéant également la partie de plancher qu’elle comprend, à la structure déjà assemblée. De plus, il est nécessaire de prévoir des moyens pour amener et maintenir en cours d’assemblage le contour de la structure, dans la forme recherchée. L’ensemble de ce procédé d’assemblage est donc complexe et doit généralement être réalisé au même poste d’assemblage.
Un tel procédé d’assemblage peut être amélioré.
La présente invention concerne un procédé amélioré d’assemblage d’un tronçon de fuselage d’un aéronef, en particulier d’un avion de transport, et notamment d’une pointe avant de l’aéronef.
Selon l’invention, ledit procédé d’assemblage comprend au moins la suite d’étapes suivantes : - une succession d’étapes d’assemblage consistant à assembler une pluralité de pièces de fuselage du tronçon de fuselage de l’aéronef de manière à former un corps de fuselage ; - une étape de montage consistant à introduire dans le corps de fuselage ainsi formé un module de plancher présentant au moins une largeur prédéterminée ; et - une étape de fixation consistant à fixer le corps de fuselage au module de plancher, si nécessaire après déformation dudit corps de fuselage, de sorte que le module de plancher conforme la forme finale du corps de fuselage et que l’on obtienne le tronçon de fuselage assemblé.
Ainsi, grâce à l’invention, le module de plancher qui présente au moins une largeur prédéterminée telle que prescrite permet, lorsqu’il est intégré dans le corps de fuselage, de conférer au corps de fuselage qui est légèrement flexible sa forme recherchée et définitive. La forme définitive n’a donc pas à être définitivement établie et conservée au fur et à mesure de l’assemblage, mais elle est établie après l’assemblage des pièces de fuselage lors de l’intégration du module de plancher (à savoir auxdites étapes de montage et de fixation) qui met en œuvre une fonction de conformateur de forme, ce qui permet notamment de simplifier le procédé d’assemblage.
Ledit procédé s’applique à tout tronçon de fuselage (fermé de façon circonférentielle) d’un aéronef, et notamment à la pointe avant de l’aéronef.
Dans un mode de réalisation préféré, le module de plancher est pourvu de traverses, et l’étape de fixation consiste au moins à fixer les deux extrémités d’au moins certaines desdites traverses du module de plancher, de part et d’autre du corps de fuselage, à chaque fois en un point de fixation.
De façon avantageuse, lesdites traverses sont pourvues d’un trou à chacune de leurs deux extrémités, les deux trous représentant lesdits points de fixation, les centres des deux trous étant distants l’un de l’autre de ladite largeur prédéterminée.
En outre, avantageusement, l’étape de fixation consiste, pour chaque point de fixation entre une extrémité d’une traverse et le corps de fuselage, à amener un trou pratiqué dans le corps de fuselage en superposition d’un trou pratiqué à l’extrémité de la traverse, puis à insérer un élément de fixation dans les deux trous ainsi superposés.
De préférence, pour le corps de fuselage, au moins certains des trous sont pratiqués dans des pattes de fixation solidaires de cadres du corps de fuselage.
Par ailleurs, avantageusement, la succession d’étapes d’assemblage consiste à prendre une pièce de fuselage comme pièce initiale d’une structure d’assemblage et à assembler l’une après l’autre, étape par étape, les autres pièces de fuselage à cette structure d’assemblage.
En outre, dans un mode de réalisation particulier, d’une part, la succession d’étapes d’assemblage, et d’autre part, l’étape de montage et l’étape de fixation sont mises en œuvre à des postes d’assemblage différents.
La est le schéma synoptique d’un mode de réalisation particulier d’un procédé d’assemblage d’une pointe avant d’un aéronef.
La montée peut faire référence à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé par la poussée produite par le moteur. Pendant la montée, le moteur peut produire entre 75% et 100% de poussée disponible. Dans d’autres exemples, le moteur peut produire entre 80% et 95% de poussée disponible. Dans encore d’autres exemples, le moteur peut produire entre 85% et 90% de poussée disponible. À cet égard, la montée peut faire référence à une phase de fonctionnement dans un cycle de vol d’un aéronef entre le décollage et l’arrivée dans des conditions de croisière. De plus ou en variante, la montée peut faire référence à un point nominal dans un cycle de vol d’un aéronef entre le décollage et l’atterrissage, où une augmentation relative de l’altitude est nécessaire, ce qui peut nécessiter une demande de poussée supplémentaire du moteur.
Telles qu’utilisées ici, les conditions de croisière ont la signification conventionnelle et seraient facilement comprises par l’homme du métier. Ainsi, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, l’homme du métier reconnaîtrait immédiatement les conditions de croisière comme désignant le point de fonctionnement du moteur à mi-croisière d’une mission donnée (que l’on peut appeler dans l’industrie « mission économique ») d’un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être attaché. À cet égard, la mi-croisière est le point dans un cycle de vol d’un aéronef où 50% du carburant total brûlé entre la fin de la montée et le début de la descente a été brûlé (ce qui peut être approximé par le point médian - en termes de temps et/ou distance - entre la fin de la montée et le début de la descente). Les conditions de croisière définissent ainsi un point de fonctionnement du moteur à turbine à gaz qui fournit une poussée qui assurerait un fonctionnement en régime permanent (c’est-à-dire en maintenant une altitude constante et un Nombre de Mach constant) à mi-croisière d’un aéronef auquel il est conçu pour être attaché, en tenant compte du nombre de moteurs prévus pour cet aéronef. Par exemple, lorsqu’un moteur est conçu pour être attaché à un aéronef équipé de deux moteurs du même type, dans des conditions de croisière le moteur fournit la moitié de la poussée totale qui serait nécessaire pour le fonctionnement en régime permanent de cet aéronef à mi-croisière
En d’autres termes, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, les conditions de croisière sont définies comme étant le point de fonctionnement du moteur qui fournit une poussée spécifiée (nécessaire pour assurer - en combinaison avec tout autre moteur sur l’aéronef - le fonctionnement en régime permanent de l’aéronef auquel il est conçu pour être attaché à un Nombre de Mach de mi-croisière donné) dans les conditions atmosphériques de mi-croisière (définies par l’Atmosphère Type International conformément à la norme ISO 2533 à l’altitude de mi-croisière). Pour tout moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, la poussée de mi-croisière, les conditions atmosphériques et le Nombre de Mach sont connus, et ainsi le point de fonctionnement du moteur dans les conditions de croisière est clairement défini.
À titre purement indicatif, la vitesse d’avancement dans les conditions de croisière peut être n’importe quel point dans la plage allant de Mach 0.7 à 0.9, par exemple 0.75 à 0.85, par exemple 0.76 à 0.84, par exemple 0.77 à 0.83, par exemple 0.78 à 0.82, par exemple 0.79 à 0.81, par exemple de l’ordre de Mach 0.8, de l’ordre de Mach 0.85 ou dans la plage allant de 0.8 à 0.85. Toute vitesse unique dans ces plages peut faire partie des conditions de croisière. Pour certains aéronefs, les conditions de croisière peuvent être en dehors de ces plages, par exemple inférieures à Mach 0.7 ou supérieures à Mach 0.9.
À titre purement indicatif, les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques normales (selon l’Atmosphère Type Internationale, ISA) à une altitude qui se trouve dans la plage allant de 10000 m à 15000 m, par exemple dans la plage allant de 10000 m à 12000 m, par exemple dans la plage allant de 10400 m à 11600 m (environ 38000 pieds), par exemple dans la plage allant de 10500 m à 11500 m, par exemple dans la plage allant de 10600 m à 11400 m, par exemple dans la plage allant de 10700 m (environ 35000 pieds) à 11300 m, par exemple dans la plage allant de 10800 m à 11200 m, par exemple dans la plage allant de 10900 m à 11100 m, par exemple de l’ordre de 11000 m. Les conditions de croisière peuvent correspondre aux conditions atmosphériques normales à n’importe quelle altitude donnée dans ces plages.
À titre purement indicatif, les conditions de croisière peuvent correspondre à un point de fonctionnement du moteur qui fournit un niveau de poussée requis connu (par exemple une valeur dans la plage allant de 30 kN à 35 kN) à un nombre de Mach d’avancement de 0.8 et des conditions atmosphériques normales (selon l’Atmosphère Type Internationale) à une altitude de 38000 pieds (11582 m). À titre d’exemple purement supplémentaire, les conditions de croisière peuvent correspondre à un point de fonctionnement du moteur qui fournit un niveau de poussée requis connu (par exemple une valeur dans la plage allant de 50 kN à 65 kN) à un nombre de Mach d’avancement de 0.85 et des conditions atmosphériques normales (selon l’Atmosphère Type Internationale) à une altitude de 35000 pieds (10668 m).
En cours d’utilisation, un moteur à turbine à gaz décrit et/ou revendiqué ici peut fonctionner dans les conditions de croisière définies ailleurs ici. De telles conditions de croisière peuvent être déterminées par les conditions de croisière (par exemple les conditions de mi-croisière) d’un aéronef sur lequel au moins un moteur à turbine à gaz (par exemple 2 ou 4) peut être monté afin de fournir une poussée propulsive.
En outre, l’homme du métier reconnaîtrait immédiatement la descente et/ou l’approche pour se référer à une phase de fonctionnement dans un cycle de vol d’un aéronef entre la croisière et l’atterrissage de l’aéronef. Pendant la descente et/ou l’approche, le moteur peut produire entre 20% et 50% de poussée disponible. Dans d’autres exemples, le moteur peut produire entre 25% et 40% de poussée disponible. Dans encore d’autres exemples, le moteur peut produire entre 30% et 35% de poussée disponible. De plus ou en variante, la descente peut faire référence à un point nominal dans un cycle de vol d’un aéronef entre le décollage et l’atterrissage, où une diminution relative de l’altitude est nécessaire, et qui peut nécessiter une demande de poussée réduite du moteur.
Selon un aspect, un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici est prévu. L’aéronef selon cet aspect est l’aéronef pour lequel le moteur à turbine à gaz a été conçu pour être attaché. Ainsi, les conditions de croisière selon cet aspect correspondent à la mi-croisière de l’aéronef, telles que définies ailleurs ici.
Selon un aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici est prévu. Le fonctionnement peut se faire dans les conditions de croisière telles que définies ailleurs ici (par exemple en termes de poussée, de conditions atmosphériques et de nombre de Mach).
Selon un aspect, un procédé de fonctionnement d’un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici est prévu. Le fonctionnement selon cet aspect peut comprendre (ou peut être) un fonctionnement à mi-croisière de l’aéronef, tel que défini ailleurs ici.
L’homme du métier comprendra que, sauf exclusion mutuelle, une caractéristique ou un paramètre décrit(e) en relation avec l’un quelconque des aspects ci-dessus peut être appliqué(e) à tout autre aspect. En outre, sauf exclusion mutuelle, tout(e) caractéristique ou paramètre décrit(e) ici peut être appliqué(e) à tout aspect et/ou combiné(e) avec tout(e) autre caractéristique ou paramètre décrit(e) ici.
Des modes de réalisation seront maintenant décrits à titre d’exemple uniquement, en référence aux Figures, dans lesquelles :
est une vue partiellement en coupe d’une boîte d’engrenages pour un moteur à turbine à gaz ;
L’industrie aéronautique s’attend à ce que la tendance soit à l’utilisation de carburants différents des carburéacteurs traditionnels à base de kérosène généralement utilisés à l’heure actuelle. Ces carburants peuvent avoir des caractéristiques de carburant différentes, par exemple avoir l’une et/ou l’autre parmi une teneur en composés aromatiques plus faible et une teneur en soufre plus faible, par rapport à des carburants hydrocarbonés à base de pétrole.
Ainsi, il est nécessaire de tenir compte des propriétés de carburant à la lumière de la possibilité accrue de variation, et d’adapter la commande et la gestion des systèmes de propulsion d’aéronefs et des alimentations en carburant à ces nouveaux carburants.
Selon un premier aspect, un procédé d’identification d’un carburant contenu dans un réservoir de carburant d’un aéronef et agencé pour alimenter un moteur à turbine à gaz de l’aéronef est prévu, le procédé étant exécuté par des circuits de traitement de l’aéronef et comprenant :
Cette approche peut être qualifiée d’approche de sommation infinie active, étant donné que des mesures sont prises pour créer et mettre à jour en continu un enregistrement du carburant à bord d’un aéronef. Le procédé peut être exécuté pour chacun des multiples réservoirs de carburant de l’aéronef séparément, ou pour l’ensemble de carburant à bord de l’aéronef, quel que soit le réservoir dans lequel il se trouve.
L’obtention de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant de tout carburant déjà présent dans le réservoir de carburant avant le ravitaillement peut comprendre l’obtention de ces caractéristiques à partir d’un stockage informatique, la détection directe de ces caractéristiques ou la détermination de ces caractéristiques à partir d’autres paramètres détectés.
L’étape d’obtention d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant de tout carburant déjà présent dans le réservoir de carburant avant le ravitaillement peut comprendre la détection d’une ou plusieurs caractéristiques de la composition du carburant déjà présent dans le réservoir de carburant.
L’étape d’obtention d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant de tout carburant déjà présent dans le réservoir de carburant avant le ravitaillement peut comprendre l’obtention du résultat d’une détermination antérieure effectuée en utilisant le procédé d’identification d’un carburant décrit ci-dessus pour ce premier aspect.
L’étape d’obtention d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant de tout carburant déjà présent dans le réservoir de carburant avant le ravitaillement peut comprendre le maintien de données de caractéristiques de carburant actuelles en mettant à jour les caractéristiques de carburant du carburant présent dans le réservoir de carburant après chaque ravitaillement de l’aéronef.
L’étape de détermination d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant ajouté au réservoir de carburant lors du ravitaillement peut comprendre la lecture d’un code à barres associé au carburant fourni.
Les caractéristiques de carburant peuvent être ou comprendre des paramètres d’une distribution d’hydrocarbures du carburant. Les caractéristiques de carburant peuvent être ou comprendre :
i. le pourcentage de carburant d’aviation durable dans le carburant ;
la est une vue en coupe axiale d’un ensemble hydraulique selon l’invention ;
la est une représentation en perspective de l’unité de transfert équipant l’ensemble hydraulique selon l’invention ;