Airbus Operations (S.A.S.) Patente

Un procédé de calcul d'un vecteur de trajectoire de vol, appelé FPV, d'un aéronef, comportant : appliquer (1001) un filtre passe-bas à des données inertielles provenant d'au moins un capteur inertiel embarqué dans l'aéronef et représentatives d'un FPV réel ; calculer (1002) une estimée d'une variation du FPV en fonction de commandes fournies par un pilote de l'aéronef via un manche de pilotage ; calculer (1003) une estimée du FPV en intégrant l'estimée de la variation du FPV ; appliquer (1004) un filtre passe-haut à l'estimée du FPV ; et obtenir (1005) un signal résultant en additionnant un signal de sortie du filtrage passe-bas et un signal de sortie du filtrage passe-haut, le signal résultant de l'addition étant destiné à être affiché en tant que FPV. La solution proposée permet d'améliorer encore la stabilité du FPV en cas de turbulences.

A system for servicing a vacuum space in a hydrogen storage and distribution system of an aircraft is provided, the vacuum space being an interspace between a vessel and an insulated jacket, and having a vacuum valve communicating with the space. The system controls a vacuum pump arrangement using a sensor such as a microphone for sensing the pressure in the interspace, to equalise the pressure on the pump side of the valve with the vacuum space before opening the valve. This mitigates any damage to internal equipment which can result from high flow rates in the interspace.

L'invention a pour objet une planche de bord (16) d'aéronef qui comprend : - au moins une tablette mobile (20) configurée pour se translater entre des positions rétractée et déployée, - au moins un support de tablette (38) relié à la planche de bord (16) de part et d'autre de la tablette mobile (20), la planche de bord (16) et/ou le support de tablette (38) étant configuré(e)(s) pour loger la tablette mobile (20) au moins dans la position rétractée, - au moins un système de guidage (22) intercalé entre la tablette mobile (20) et le support de tablette (38), - au moins un système de verrouillage/déverrouillage configuré pour maintenir la tablette mobile (20) dans au moins une position parmi la position déployée et la position rétractée.

L'invention a pour objet un procédé de détermination du niveau de contamination d'une surface (11) comprenant un recouvrement (E1) de tout ou partie d'une surface (11) par des gouttes de fluide incolore (12) ayant toutes sensiblement le même volume, lesdites gouttes (12) étant déposées sur ladite surface (11), selon un schéma de dépose défini en fonction des contraintes suivantes : la distance entre deux gouttes de fluide incolore (16) déposées successivement est sensiblement constante et chaque goutte de fluide incolore (16) est espacée d'une distance non nulle des autres gouttes de fluide incolores (16) l'entourant. Le procédé comprend également les étapes successives : acquisition (E2) d'une image de la surface (11) à analyser, une étape de calcul (E3), une étape de comparaison (E4) et une étape de décompte (E5) afin d'obtenir la position des gouttes (16) pour lesquelles la surface (11) sous lesdites gouttes (16) est dite contaminée.

L'invention a pour objet un dispositif de raccordement (22) d'un câble électrique (20) comportant :- au moins une cosse (24) configurée pour être reliée au câble électrique (20),- au moins une borne (26),- au moins un élément de liaison (28), qui relie la cosse (24) et la borne (26), comportant une tige (34) qui présente un axe de tige (A34) sensiblement confondu avec l'axe longitudinal (A20) du câble électrique (20).Cette solution permet de relier la cosse (24) et la borne (26) quelle que soit l'orientation de la cosse (24), et ce sans qu'il ne soit nécessaire de vriller le câble électrique (20).L'invention a également pour objet une installation électrique qui comporte au moins un tel dispositif de raccordement.

Procédé de gestion de la poussée et de la vitesse d'un aéronef, comportant, pour au moins une phase de vol comprenant une variation d'altitude : recevoir (501) un profil de poussée et de vitesse comprenant, pour chacune d'une pluralité de tranches d'altitudes, des valeurs cibles de poussée et de vitesse ; calculer (504), en fonction du profil de poussée et de vitesse et d'une altitude courante de l'aéronef, des consignes de poussée et de vitesse ; transmettre (506) la consigne de poussée à un système de contrôle moteur pour agir sur un moteur ; et transmettre (507) la consigne de vitesse à un système de contrôle de vol pour agir sur des gouvernes. La solution proposée permet d'améliorer la gestion de la poussée et de la vitesse de l'aéronef et donc de réduire la dégradation du moteur.

Dispositif de fixation aveugle apte à être resserré après installation, et Procédé d'installation d'un tel dispositif de fixation aveugle. Un dispositif de fixation aveugle (10) pour la fixation d'un assemblage comprenant une tige d'actionnement (18) comportant une douille de déformation (18d), et un manchon (20) comprenant une douille de déformation (20d) et une portion déformable (20e) configurée pour se déformer radialement lorsque les douilles de déformation (18d, 20d) coopèrent. La tige d'actionnement (18) comprend un premier écrou d'entraînement (18e) suivi d'une première gorge de rupture (18f) configurée pour se rompre lorsqu'un couple de serrage appliqué sur le premier écrou d'entraînement (18e) dépasse un premier couple prédéterminé, et un deuxième écrou d'entraînement (18g) suivi d'une deuxième gorge de rupture (18h) configurée pour se rompre lorsqu'un couple de re-serrage appliqué sur le deuxième écrou d'entraînement (18g) dépasse un deuxième couple prédéterminé supérieur audit premier couple prédéterminé. Ce dispositif de fixation aveugle peut être re-serré après son installation.

Assembly (100) for aircraft, said assembly (100) having a vertical median plane (P) and comprising a pylon (18) having a front face, a motor casing (16), two lugs (20a-b) attached to the pylon (18) and arranged in front of the front face, the lugs (20a-b) being arranged on both sides of the vertical median plane (P) and each being drilled with a bore, an external beam (22) having a first cylindrical end and a second end, and an internal beam (24) having a first cylindrical end and a second end, the first cylindrical end of the internal beam (24) being arranged inside the first cylindrical end of the external beam (22), the beams (22, 24) being mounted mobile in rotation in the bores around an axis perpendicular to the vertical median plane (P), and the two second ends being mounted articulated with the motor casing (16).The proposed assembly is more compact

Assembly (100) for aircraft, said assembly (100) having a vertical median plane (P) and comprising a pylon (18) having a front face (18a), a motor casing (16), a front link (20) mounted articulated on the front face (18a) by a central articulation point, and on the motor casing (16) by two lateral articulation points, two central links (22b) arranged on both sides of the vertical median plane (P) and each comprising a first end mounted articulated on the pylon (18) and a second end mounted articulated on the motor casing (16), and two rear links (24b) arranged on both sides of the vertical median plane (P) and each comprising a first end mounted articulated at a same articulation pin (27) of the pylon (18) and a second end mounted articulated on the motor casing (16), where the articulation pin (27) is arranged in the vertical median plane (P).The proposed assembly is more compact

Système (2) de propulsion pour aéronef (1) comportant notamment une tuyère d'échappement (24) par laquelle s'échappe un flux (Fx) de gaz d'échappement chaud et un échangeur thermique (3) disposé dans la tuyère d'échappement et configuré pour réchauffer du dihydrogène destiné à alimenter une chambre de combustion.L'échangeur thermique comporte une paroi intérieure (31) qui forme un conduit (310) à l'intérieur duquel s'écoule le flux (Fx) et une paroi extérieure (32) qui s'étend autour de la paroi intérieure et qui forme avec cette dernière un espace d'écoulement (33) du carburant. En particulier, les axes longitudinaux des parois intérieure et extérieure s'étendent globalement parallèlement à l'axe longitudinal (241) de la tuyère d'échappement (24).Les échanges thermiques entre le flux de gaz d'échappement chaud et le carburant circulant dans l'échangeur thermique s'effectuent donc sans croisement des flux, ce qui permet de limiter les risques d'endommagement de l'échangeur thermique et d'améliorer la sécurité globale du système de propulsion.

L'invention concerne une installation électrique (1) pour aéronef (A) et qui comporte :- une barre de distribution (11) électrique destinée à être fixée à un support (101) d'une armoire électrique ;- un circuit imprimé (13) qui comporte un premier élément de connexion électrique (131) mâle ;- un transformateur de courant (12) comportant :- un corps (121) ;- des moyens de fixation (123) destinés à fixer ledit corps audit support ; et- un deuxième élément de connexion électrique (124) femelle destiné à coopérer avec ledit premier élément de connexion électrique dudit circuit imprimé ;- un équipement (16) destiné à être raccordé électriquement à ladite barre de distribution.L'invention propose donc une installation électrique qui permet de simplifier le câblage électrique global d'un aéronef tout en optimisant son encombrant. En effet, l'utilisation de barres de distribution permet de simplifier le câblage des armoires électriques et présente un encombrement plus faible qu'un câblage par des fils électriques classiques.

The invention relates to a protection device, comprising:- at least one head protection cover (18) configured to cover at least one printhead (12.1) of a printing device (12),- at least one frame (24),- at least one flexible connection system (26) connecting the head protection cover (18) and the frame (24),- at least one automatic fastening system (28) configured to connect the frame (24) and the printing device (12).This solution allows automatic mounting of the protective cover on the corresponding printhead.The invention also relates to an item of printing equipment including at least one protection device.

Il est proposé un système d'actionnement (200) d'une unité d'inversion de poussée (204) d'un moteur à réaction d'un aéronef . Le système d'actionnement comprend (au moins) un actionneur (203) associé à (au moins) un moteur électrique (202) pour une mise en mouvement de l'unité d'inversion de poussée depuis une position escamotée vers une position déployée (dans une phase d'extension) ou inversement (dans une phase de rétraction). Le moteur électrique est de type dissipatif et configuré pour dissiper au moins une partie de l'énergie générée par celui-ci quand il contrebalance une charge de traction subie par le système d'actionnement pendant la phase d'extension. L'utilisation d'un moteur électrique dissipatif permet de ne nécessiter ni banc de résistances ni moyens mécaniques de dissipation d'énergie, et donc de préserver la fiabilité de l'électronique de commande du moteur électrique tout en limitant le coût, le poids et l'encombrement du système d'actionnement.

La présente invention porte sur un ensemble propulsif comprenant un moteur (22) s'étendant autour d'un axe longitudinal X comportant un carter arrière (24) et des attaches destinés à le fixer à un mât (16) dont une attache moteur arrière comprenant une ferrure (40) au moins partiellement enveloppante. L'ensemble propulsif comprend des dispositifs de maintien du moteur (48) entre le carter (24) et la ferrure (40) comportant une partie au moins partiellement flexible (56) fixée au carter arrière (24) ou à la ferrure (40) et une partie rigide (52) en contact avec la partie au moins partiellement flexible (56) fixée inversement à la ferrure (40) ou au carter arrière (24).

Le système de commandes de vol (10) comprend des calculateurs primaires (PRIM1, PRIM2, PRIM3) et des calculateurs secondaires (SEC1, SEC2, SEC3) de commandes de vol. Chaque calculateur secondaire est configuré pour :- déterminer si une situation est vérifiée, dans laquelle aucun calculateur primaire n'est fonctionnel, ledit calculateur secondaire reçoit des informations anémo-inertielles valides de l'aéronef et ledit calculateur secondaire n'a pas reçu d'ordre de pilotage issu d'un organe de pilotage (16), pendant au moins une durée prédéterminée,- si ladite situation est vérifiée, activer un mode de pilotage dans lequel ledit calculateur secondaire est configuré pour :. déterminer des angles de roulis et de tangage en fonction d'informations anémo-inertielles de l'aéronef ;. calculer des ordres de commande d'actionneurs de gouvernes reliés à ce calculateur secondaire de façon à maintenir l'aéronef à plat et à altitude constante ; et. commander les actionneurs de gouvernes (a1a ... a1n, a2a ... a2p, a3a ... a3q) reliés à ce calculateur secondaire en fonction des ordres calculés.

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).

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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 a pour objet un dispositif de régulation de pression d'encre pour une machine d'impression, ledit dispositif comprenant au moins un boîtier (42) rigide, au moins une membrane (44) souple reliée au boîtier (42) de manière étanche afin de délimiter une première cavité (46), au moins une cloison (52) située dans la première cavité (46) et configurée pour générer dans la première cavité (46) au moins un chemin d'écoulement (54) reliant des orifices d'entrée et de sortie (48, 50) de la première cavité (46) ; la membrane (44) étant configurée pour occuper un premier état dans lequel la membrane (44) est distante de ladite au moins une cloison (52) ainsi qu'un deuxième état dans lequel la membrane (44) est en contact avec ladite au moins une cloison (52) de manière à former le chemin d'écoulement (54), au moins un système de commande (56) étant configuré pour contrôler l'état de la membrane (44).

L'invention a pour objet un véhicule comportant : - au moins une paroi aérodynamique (20) qui présente une surface aérodynamique (S20) contre laquelle peut s'écouler un flux d'air (22) selon une direction d'écoulement (D22) de l'avant vers l'arrière, - au moins une zone d'accumulation (ZA) au niveau de laquelle peut s'accumuler un gaz ascendant, - au moins un évent (26) qui comporte : ∘ au moins un conduit (28) reliant la zone d'accumulation (ZA) et la surface aérodynamique (S20), ∘ au moins un déflecteur (30) relié à la paroi aérodynamique (20), positionné au-dessus du conduit (28) et configuré pour dévier vers l'arrière un flux de gaz sortant du conduit (28). Cet évent permet d'éviter l'accumulation du gaz ascendant dans le véhicule en le canalisant vers l'extérieur.

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.

L'invention a pour objet un ensemble de propulsion d'aéronef comportant au moins un dispositif activable d'atténuation d'ondes qui comprend au moins un système d'analyse (70) configuré pour analyser une première onde (66) produite par une motorisation de l'ensemble de propulsion ou/et au moins une de ses caractéristiques et générer un signal de commande (S76) ainsi qu'au moins un générateur d'ondes (72) configuré pour, à réception du signal de commande (S76), générer au moins une deuxième onde (74) déphasée et en opposition de phase par rapport à la première onde (66).

L'invention concerne un système de propulsion (100) pour aéronef comportant un mât réacteur (102) avec un nez (102a), un turboréacteur (104) présentant un carter (104a), une manille centrale (110a-b) fixée de manière articulée au nez (102a) par un premier point de liaison (112a) et fixée de manière articulée au carter (104a) par deux deuxièmes points de liaison (112b-c), et une manille latérale (116) fixée de manière articulée entre le nez (102a) et le carter (104a) par un point de liaison centrale (118a) et deux points de liaison latérale (118b) disposés de part et d'autre d'un plan médian vertical (P). Avec un tel arrangement, le montage du turboréacteur 104 au mât réacteur 102 est simplifié

A method, control program (11), computer-readable data carrier (12), control unit (3), communication system (1) and a corresponding aircraft (7) are provided, wherein for providing data objects (D) to at least one operating person (O) for operating an aircraft (7), the method comprises the steps of providing a computing device (10) on the aircraft (7) configured to handle data objects (D) containing status information (I) regarding the aircraft (7), at least one of an operational unit (U) of the aircraft (7), a transportation unit (V) to be carried by the aircraft (7) and/or the operating person (O) to be tasked with handling the aircraft (7) and/or a transportation unit (V) transported by and/or supposed to be transported by the aircraft (7); and providing at least one communication device (2), such as a mobile device, at least temporarily associated to the operating person (O) or to a further operating person (P) and adapted to send to and/or receive the data objects (D) embedded in and/or in the form of push messages (M) to provide the status information (I) to the operating person (O) and/or to the further operating person (P).

A method, control program (11), computer-readable data carrier (12), control unit (3), communication system (1) and a corresponding aircraft (7) are provided, wherein for managing work tasks (W) to be accomplished within a pre-defined time frame (T), in particular a turn-around time measured between an expected arrival timepoint (e) and a scheduled departure time point (f) of an aircraft (7), the method comprises the steps of providing a computing device (10) on the aircraft (7) configured to handle data objects (D) containing status information (I) regarding the aircraft (7), at least one of an operational unit (U) of the aircraft (7), a transportation unit (V) to be carried by the aircraft (7) and/or an operating person (O) to be tasked with handling the aircraft (7) and/or the transportation unit (V) for achieving at least one respective work task (W); and providing at least one communication device (2), such as a mobile device, at least temporarily associated to the operating person (O) or to a further operating person (P) and adapted to send to and/or receive the data objects (D) to provide the status information (I) to the operating person (O) and/or to the further operating person (P).

L'invention a pour objet un ensemble de propulsion d'aéronef comportant au moins un élément en matériau à mémoire de forme (66) positionné au niveau d'une surface aérodynamique (S50, S52) de l'ensemble de propulsion, cet élément en matériau à mémoire de forme (66) présentant une première géométrie lorsqu'il n'est pas soumis à une première onde (64) et une deuxième géométrie lorsqu'il est soumis à la première onde (64), la deuxième géométrie de l'élément en matériau à mémoire de forme (66) étant configurée pour réfléchir la première onde (64) en au moins une deuxième onde (68) qui se propage essentiellement en sens opposé de la première onde (64), déphasée par rapport à la première onde (64).

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), trois bielles bâbord/tribord (155a-c, 157a-b) où chaque bielle est fixée entre la face arrière (103a) du carter avant (103) et l'arche (152), où les trois bielles bâbord (155a-c) convergent dans une zone de convergence bâbord (161) au niveau de l'arche (152) et où les trois bielles tribord (157a-b) convergent dans une zone de convergence tribord au niveau de l'arche (152).

L'invention concerne un système (2) de propulsion pour aéronef (1) comportant : - une chambre de combustion (21), - un dispositif d'injection (22) de dihydrogène dans ladite chambre de combustion (21), - une turbine (23), - une tuyère d'échappement (24), disposée à l'arrière de ladite turbine (23), dans laquelle circule un flux (Fx) de gaz d'échappement chaud issue de la combustion dudit carburant dans ladite chambre de combustion (21) à évacuer, - un échangeur thermique (25) disposé dans ladite tuyère d'échappement et configuré pour réchauffer le dihydrogène avant qu'il n'alimente la chambre de combustion, - un module de protection (26), disposé entre ladite turbine (23) et ledit échangeur thermique (25), lequel contient un fluide ayant une capacité à inerter du dihydrogène. La mise en œuvre d'un tel module de protection fournit une protection de l'échangeur thermique contre les objets étrangers qui pourraient causer des dommages sur l'échangeur thermique.

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), deux bielles bâbord (155a-b) et deux bielles tribord (157a) fixées entre la face arrière (103a) du carter avant (103) et l'arche (152), où les deux bielles bâbord, respectivement tribord convergent l'une vers l'autre dans une zone de convergence tribord au niveau de l'arche (152), et une bielle centrale (156) inscrite dans le plan médian vertical (P) et fixée entre la face arrière (103a) et à l'arche (152).

L'invention a pour objet un aéronef comprenant au moins un support (24), au moins une structure aérodynamique (22) gonflable qui présente au moins une surface aérodynamique (S22) ainsi qu'au moins un système de liaison (26) reliant la structure aérodynamique (22) et le support (24). Cette structure aérodynamique (22) comprend au moins une paroi souple (28) présentant une face externe (S28) ainsi qu'au moins une cavité (30) gonflable délimitée au moins partiellement par la paroi souple (28) et configurée pour occuper un état gonflé dans lequel la cavité (30) présente un volume maximal et un état dégonflé dans lequel la cavité (30) présente un volume inférieur au volume maximal, la face externe (S28) formant au moins une partie de la surface aérodynamique (S22) lorsque la cavité (30) est à l'état gonflé.

L'invention a pour objet un réservoir cryogénique comprenant : - au moins une enceinte (14) contenant une phase liquide, - au moins une structure anti-ballottement (22) positionnée à l'intérieur de l'enceinte (14) et configurée pour le compartimenter, - au moins un système de liaison reliant la structure anti-ballottement (22) et l'enceinte (14). Le fait de compartimenter l'enceinte (14) permet de limiter les mouvements excessifs de la phase liquide à l'intérieur de l'enceinte (14). L'invention a également pour objet un aéronef comportant au moins un tel réservoir.

L'invention a pour objet un plancher comprenant au moins un système de raccordement (60) reliant des premier et deuxième tronçons (58.1, 58.2) d'un rail longitudinal (52) ainsi qu'une poutre transversale (54) située entre les premier et deuxième tronçons (58.1, 58.2). Ce système de raccordement (60) comprend : - des première et deuxième demi-éclisses (64), solidaires respectivement des premier et deuxième tronçons (58.1, 58.2), qui traversent la poutre transversale (54) via un premier orifice (66), - des premiers éléments de fixation (70) reliant les première et deuxième demi-éclisses (64), - au moins une équerre en L (76) présentant une première aile (76.1) solidaire de la poutre transversale (54) et une deuxième aile (76.2), - au moins un deuxième élément de fixation (80) reliant la deuxième aile (76.2) de l'équerre en L (76) et les première et deuxième demi-éclisses (64).

L'invention concerne un système d'alimentation électrique (PSS) d'aéronef configuré pour alimenter des dispositifs électriques embarqués (D1, D2, D3, D4, D5, D6) comprenant au moins :- un sous-circuit électrique (HVDCN) de type haute tension à courant continu,- un sous-circuit électrique (LPACN) de type basse tension à courant alternatif,- un sous-circuit électrique (LPDCN) de type basse tension à courant continu,le système (PSS) comprenant en outre un circuit de commutation de batterie (HVBATSW) à haute tension (HVBAT), le système (PSS) étant tel que toute ligne d'alimentation dudit sous-circuit basse tension à courant continu, indépendante dudit circuit de commutation (HVBATSW), est dépourvue de batterie basse tension.Avantageusement, il est ainsi possible d'éviter une redondance de batteries préjudiciable au poids de l'aéronef (AC) et conduisant à une complexité de son système électrique.

L'invention concerne un module d'alimentation électrique (APSM) pour aéronef (AC), comprenant une connexion électrique à un premier réseau de distribution de courant alternatif (GPUI), une connexion à un deuxième réseau de courant alternatif (GPU2), un module de synchronisation et de jonction (ACSM) et un convertisseur de puissance (C1), le module d'alimentation électrique (APSM) étant externe à l'aéronef (AC). Le convertisseur de puissance (C1) est configuré pour délivrer à l'aéronef (AC) une tension d'alimentation à courant continu (HVDCN1) obtenue par le module de synchronisation et de jonction (ACSM) à partir des premier et deuxième réseaux de distribution de courant alternatif (GPU1, CPU2).. Avantageusement, il est ainsi possible d'alimenter en énergie électrique un avion stationné sur une aire aéroportuaire, sans requérir de logistique complexe et sans avoir à utiliser son groupe auxiliaire de puissance.