Airbus Operations (S.A.S.)

L'invention concerne un système de propulsion (100) pour aéronef comportant une turbomachine (102) comportant un carter avant (103) avec une face arrière (103a) et un carter arrière (105), un mât d'accrochage (104) avec une partie frontale (106a) et auquel est fixée une ferrure arrière (108), une arche (152) fixée à la ferrure arrière (108) et au carter arrière (105), et de part et d'autre du plan médian vertical (P), et un ensemble de six bielles réparties de part et d'autre du plan médian vertical (P), et où chacune est fixée à la face arrière (103a) du carter avant (103) et à l'arche (152) et où deux à deux, les bielles convergent l'une vers l'autre au niveau de l'arche (152).

L'invention concerne un procédé de contrôle (S4) d'un angle de calage d'une soufflante ou d'une hélice d'un groupe motopropulseur d'aéronef visant à opérer une mise en drapeau de ladite soufflante ou de l'hélice lorsqu'une incohérence dudit angle de calage est détectée (S3). L'invention concerne en outre un dispositif avionique configuré pour mettre en œuvre le procédé. Avantageusement, il est ainsi possible de limiter les risques d'effets aérodynamiques indésirables en cas de dysfonctionnement de la commande d'angle de calage.

Ensemble pour un aéronef comportant une turbomachine (100), un pylône (20) comprenant une extrémité amont (21) et un système de fixation (50) de la turbomachine (100) au pylône (20), la turbomachine s'étendant selon un axe longitudinal (XX) orienté dans un sens d'un écoulement généré par la turbomachine, la turbomachine comportant, selon l'axe longitudinal (XX), un carter amont (104), un carter intermédiaire (105), un carter de turbine (106) et un carter d'échappement (107), le système de fixation comprenant des moyens de fixation amont (40) comportant des premiers moyens de suspension (41) de la turbomachine au pylône fixés au niveau du carter amont (104) de la turbomachine et des moyens de fixation aval (60) de la turbomachine au pylône fixés au niveau du carter intermédiaire (105) de la turbomachine, dans lequel les moyens de fixation amont comportent des deuxièmes moyens de suspension (42) de la turbomachine au pylône fixés au niveau du carter intermédiaire (105), les premiers et deuxièmes moyens de suspensions étant fixés au pylône dans un même plan (P) perpendiculaire à l'axe longitudinal (XX).

L'invention concerne un procédé (S0, S1, S2, S3, S4) de contrôle et de limitation d'un angle de calage des pales d'une soufflante ou d'une hélice d'un groupe motopropulseur d'aéronef visant à opérer (S4) un verrouillage dudit angle de calage de ladite soufflante ou de ladite hélice lorsqu'une incohérence dudit angle de calage de pales est détectée (S3). L'invention concerne en outre un dispositif avionique configuré pour mettre en œuvre ledit procédé. Avantageusement, il est ainsi possible de limiter les risques d'effets aérodynamiques indésirables en cas de dysfonctionnement de la commande d'angle de calage des pales d'une hélice ou d'une soufflante d'un groupe motopropulseur d'aéronef.

A method and system for aircraft turnaround readiness optimization, involving: receiving (301) target information data related to passengers' onboarding, selected turnaround tasks on an aircraft, and the aircraft schedule; receiving (302) progress information data related to progress of execution of passengers' onboarding and of the selected turnaround tasks; calculating (303) an estimate for the time of completion of the selected turnaround tasks, by comparing the corresponding target information data and progress information data; providing (304) the calculated estimate to at least an aircraft operator; and receiving (305) from the aircraft operator a subset of the selected turnaround tasks.

L'invention concerne un système de motorisation (150) pour aéronef comportant un moteur (152) avec une chambre de combustion (152c) et un bloc turbine (152d, 152e), une première rampe d'injecteurs (156a) pour la chambre de combustion (152c), une deuxième rampe d'injecteurs (156b) en aval du bloc turbine (152d-e), une canalisation d'apport (154) et une boucle thermique (160) comportant un premier échangeur thermique (162) sur une canalisation d'apport (154) en dihydrogène, un deuxième échangeur thermique (164) où la deuxième rampe d'injecteurs (156b) est orientée vers ce dernier et des canalisations (166) entre les échangeurs thermiques (162, 164) pour chauffer le dihydrogène circulant dans la canalisation d'apport (154) avant son arrivée aux rampes d'injecteurs (156a-b). Avec un tel arrangement, même au démarrage, lorsque le moteur est froid, le dihydrogène est chauffé avant de venir alimenter le moteur.

L'invention a pour objet un procédé de traitement de surface d'au moins une pièce en titane anodisée comprenant une étape de projection à froid d'un flux de particules solides (34) à une vitesse supersonique sur au moins une surface à traiter (36) de la pièce en titane anodisée afin de former une couche d'accroche poreuse qui favorise une adhésion d'un revêtement. L'invention a également pour objet un élément de fixation comprenant une surface aérodynamique traitée par ledit procédé ainsi qu'un aéronef comportant au moins un tel élément de fixation.

L'invention a pour objet un procédé de fabrication d'une structure alvéolaire d'un panneau d'atténuation acoustique, ledit procédé de fabrication comprenant : - une étape de fabrication de conduits (46) en matériau rigide thermoplastique, - une étape de mise en place des conduits (46) sur un outillage (48) qui comporte, pour chaque conduit (46), un noyau relié à une base (50) ; chaque conduit (46) étant emmanché sur un noyau, sa première extrémité (46.1) étant en contact avec la base (50), - une étape de mise en place d'une couche flexible (56) en matériau thermoplastique contre les deuxièmes extrémités) des conduits (46), - une étape de chauffage et de pression à plat pour fusionner la couche flexible (56) et les deuxièmes extrémités des conduits (46) de manière à former la structure alvéolaire, - une étape de démoulage de la structure alvéolaire.

La présente divulgation concerne un procédé et un système de désaturation de premières surfaces de contrôle vers des deuxièmes surfaces de contrôle intégré dans une cinématique de roulis d'un aéronef. Le procédé comprend : déterminer (302) un premier et un deuxième moments de roulis commandés à appliquer à des premières, respectivement des deuxièmes, surfaces de contrôle, à partir d'un premier, respectivement d'un deuxième, ordre de loi de pilotage à réaliser par lesdites premières, respectivement deuxièmes, surfaces de contrôle ; déterminer (303) un premier, respectivement un deuxième, angle de déflexion desdites premières, respectivement deuxièmes, surfaces de contrôle, à partir desdits premier et deuxième moments de roulis commandés, et d'une fonction de conversion non-linéaire ; braquer lesdites premières, respectivement deuxièmes, surfaces de contrôle, selon ledit premier, respectivement deuxième, angle de déflexion. Il est ainsi possible d'améliorer le contrôle de l'aéronef autour de son axe de roulis en prenant en compte la non-linéarité entre l'angle de braquage des ailerons et le moment de roulis correspondant.

A method and system for assistance to on ground aircraft security is devised, which involves receiving data about planned intervention information on an aircraft (100), monitoring data about security status information for the aircraft (100), and if a at least one aircraft opening (103) is opened, determining whether it is the result of an intrusion in the aircraft (100) external and/or internal structure, by comparing the corresponding data about planned intervention information and data about security status information, and if it is determined that an intrusion in the aircraft (100) has occurred, raising an alert with at least one aircraft operator.