Airbus Operations (S.A.S.) Patente

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 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 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 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 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.

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 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 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.

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).

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 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

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 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).

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 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 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 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.

L'invention concerne un ensemble de connexion électrique (1) configuré pour établir une connexion entre des parties terminales (20, 22) de conducteurs électriques pourvus de cosse à œillet (21, 23) et comprenant un élément thermo déformable (14) configuré pour se déformer en fonction de la température de l'ensemble de connexion (1) de sorte à établir ou rompre un contact électrique entre deux éléments de contact électrique (14, 12c). Avantageusement, il est ainsi possible d'opérer une détection des conditions d'initiation d'un arc électrique (A) ou la présence d'un arc électrique (A) continu ou intermittent au niveau dudit ensemble de connexion (1) par l'échauffement de l'élément thermo déformable (14) lors de l'initiation ou en présence d'un arc électrique.

Le système comprend un système de gestion de vol (14) et un système anticollision (20) installés à bord de l'aéronef, ainsi qu'un transpondeur (38) installé à une position prédéfinie sur l'aéroport et relié à un calculateur (40) d'un centre de contrôle aérien (34). Le transpondeur (38) est configuré pour recevoir des informations environnementales transmises par ledit calculateur (40). Le système anticollision (20) est configuré pour interroger le transpondeur (38), pour recevoir en réponse lesdites informations environnementales et pour déterminer une position du transpondeur. L'un du système anticollision (20) ou du système (14) de gestion de vol est configuré pour comparer la position du transpondeur déterminée par le système anticollision avec une position théorique enregistrée à bord de l'aéronef de façon à authentifier les informations environnementales reçues uniquement si la position déterminée correspond à la position théorique. Le système de gestion de vol (14) est configuré pour commander une trajectoire de vol de l'aéronef en fonction des informations environnementales reçues lorsqu'elles sont authentifiées.

L'invention a pour objet un dispositif de raccordement comprenant : - au moins un premier tronçon de conduit (44), - au moins un manchon (46) pourvu d'une collerette de manchon (50.1) à une de ses extrémités, - un premier système de connexion (48) reliant le manchon (46) et le premier tronçon de conduit (44) et comportant : ∘ au moins une goulotte fixe (56) reliée au premier tronçon de conduit (44) et configurée pour partiellement loger au moins la première collerette de manchon (50.1) du manchon (46), ∘ au moins une butée amovible (58) configurée pour occuper un état assemblé dans lequel elle est reliée au premier tronçon de conduit (44) et maintient une partie de la première collerette de manchon (50.1) du manchon (46) dans la goulotte fixe (56) ainsi qu'un état désassemblé dans lequel elle n'est plus reliée au premier tronçon de conduit (44).

Il est proposé ici un procédé et un système de détermination automatique d'un jeu mécanique relatif réel entre au moins deux actionneurs d'une surface de contrôle d'un aéronef. Le procédé comprend : exécuter (302) une boucle d'asservissement en position pour asservir en position lesdits au moins deux actionneurs, collecter, pendant au moins une période prédéterminée de mesures: des premières données et des deuxièmes données, déterminer, à partir des premières données, un déplacement relatif théorique sans jeu mécanique entre lesdits au moins deux actionneurs et déterminer (303), à partir desdites deuxièmes données et du déplacement relatif théorique, un jeu mécanique relatif réel entre lesdits au moins deux actionneurs, et, si le jeu mécanique relatif réel est supérieur ou égal à un seuil prédéterminé, alors émettre (305) un message d'alerte. Ainsi, la présente divulgation permet de réduire considérablement le temps de diagnostic des jeux mécaniques réels dans des surfaces de contrôle de l'aéronef.

L'invention concerne un aéronef comportant un plancher (102a), un réservoir (110) et des moyens de fixation (150) du réservoir (110) au plancher (102a). Les moyens de fixation (150) comportent des rails de guidage fixés sur le plancher (102a), un châssis (152) avec des rainures de guidage coopérant avec les rails de guidage, deux bielles arrière (158a-b) montées articulées entre le châssis (152) et le réservoir (110), deux bielles avant (156a-b) fixées au châssis (152) et montées articulées sur le réservoir (110), une bielle latérale (160) montée articulée entre le châssis (152) et une partie inférieure du réservoir (110), et deux bielles intermédiaires (162a-b) montées articulées entre le châssis (152) et le réservoir (110).

L'invention concerne une cloison de pressurisation pour un aéronef, comprenant une membrane (2) présentant une surface principale, plane, et au moins une articulation (3) pour connecter la membrane (2) au fuselage de l'aéronef.

The present application relates to a sensor system for an aerofoil, a related aerofoil arrangement, an aircraft and a method. The sensor system includes an optical fiber sensor, a light source, an optical circulator and a signal processing device. The optical fiber sensor is configured to be attached to the aerofoil blade and includes an optical fiber core. The optical fiber core includes a first half and a second half divided by a virtual plane extending in an axial direction of the optical fiber core, and a first Bragg grating and a second Bragg grating with different grating periods are etched in the first half and the second half, respectively. The light source is connected to a first port of the optical circulator, an upstream side of the optical fiber sensor is connected to a second port of the optical circulator, and the signal processing device is connected to a third port of the optical circulator. The optical fiber sensor receives light emitted by the light source and reflects an optical signal associated with central wavelengths of the first Bragg grating and the second Bragg grating to the signal processing device. The signal processing device calculates deformation amount and/or temperature of the optical fiber sensor based on the optical signal.

L'invention a pour objet un procédé de contrôle d'un entrefer entre des première et deuxième matrices (12, 14) d'un outillage de formage à chaud comprenant : - une étape de positionnement d'au moins un accessoire de contrôle (20) entre les première et deuxième matrices (12, 14), - une étape de compression de l'accessoire de contrôle (20) entre les première et deuxième matrices (12, 14) à une température égale à ou proche de la température de formage à chaud, l'accessoire de contrôle (20) étant configuré pour occuper des premier et deuxième états respectivement avant et après l'étape de compression dans lesquels l'accessoire de contrôle (20) présente respectivement au moins des première et deuxième caractéristiques, - une étape de comparaison des première et deuxième caractéristiques de l'accessoire de contrôle (20), et - une éventuelle étape de correction de l'entrefer en fonction de l'étape de comparaison.

L'invention concerne un ensemble (1) pour aéronef comportant un mât réacteur (106) avec des panneaux latéraux (208a-b) et des longerons supérieur (204) et inférieur (206), une ferrure additionnelle (104c) fixée à une structure (104a) d'une aile, des chapes tribord (252a) et bâbord (252b) fixées à la structure (104a) et articulées sur le panneau latéral (208a-b) associé, une bielle avant (254) montée articulée entre le longeron supérieur (204) et la ferrure additionnelle (104c), une bielle arrière (256) montée articulée entre le longeron inférieur (206) et la structure (104a), et un plot d'axe parallèle à une direction verticale (Z) et présentant une extrémité proximale solidaire du longeron supérieur (204) et une extrémité distale montée dans une fenêtre de la ferrure additionnelle (104c) à travers une liaison linéaire annulaire.Avec un tel ensemble, les chemins de transfert des efforts sont multipliés.

L'invention concerne un dispositif de verrouillage pour une porte (P) d'un aéronef (Ae), comprenant une partie mâle (2), et une partie femelle (3), la partie mâle comprenant une tige (4) s'étendant le long d'un axe longitudinal (L-4), la partie femelle (3) s'étendant le long d'un axe longitudinal (L-3), la partie femelle (3) comprenant un logement (20) de la partie mâle (2) et un premier verrou (18) et un deuxième verrou (19) de la partie mâle (2), dit verrous en C, chacun comportant une couronne ouverte, la partie femelle (3) étant pivotante autour de la partie mâle entre une position de déverrouillage de la porte, et une position de verrouillage de la porte, l'axe longitudinal de la partie mâle et l'axe longitudinal de la partie femelle coïncidant dans la position de verrouillage, les verrous en C étant disposés de part et d'autre d'une zone intermédiaire de la tige en position de verrouillage.

L'invention concerne un ensemble (1) pour un aéronef et comportant deux ferrures supérieures (104b-c) fixées à une structure (104a) de l'aile, une ferrure inférieure (104d) fixée à la structure (104a) de l'aile, et un mât réacteur (106) comportant un panneau latéral tribord (208a), un panneau latéral bâbord (208b) et un longeron inférieur (206), où chaque panneau latéral (208a-b) est monté articulé sur la ferrure supérieure (104b-c) qui est du même côté par un premier point d'articulation (209a-b), et où le longeron inférieur (206) est monté articulé sur la ferrure inférieure (104d) par deux deuxièmes points d'articulation (206a-b).Avec un tel ensemble, la fixation à l'aile est hyperstatique.

L'invention concerne un ensemble de dérive (100) pour un aéronef, ledit ensemble de dérive (100) comportant une dérive (101) avec un longeron avant (102), une pluralité de nervures (150), où les nervures (150) sont disposées le long du longeron avant (102), où chaque nervure (150) présente un pied (152) solidaire du longeron avant (102) et une tête (154) solidaire du pied (152), au moins une canalisation (104) s'étendant le long du longeron avant (102) et à l'arrière de chaque tête (154), et un capot fixé aux têtes (154).Avec un tel arrangement, les têtes des nervures assurent avec le capot une protection contre les chocs d'oiseaux pour protéger les canalisations.

The invention relates to a latch mechanism 12 for locking an aircraft folding wing. The mechanism comprises at least one lug 13, 14 having an aperture 15a-15f and a latch pin 16 moveable within the aperture between a latched configuration in which the latch pin is received in the aperture, and an unlatched configuration in which the latch pin is withdrawn from the aperture. At least part of one of the pin 16 and the aperture 15a-15f has a hydrophobic coating. A hydrophobic coating may be applied to all apertures in the mechanism and/or to the latch pin. The provision of a hydrophobic coating helps to prevent the formation of moisture and hence ice on the latch pin and/or in the aperture, which ice can inhibit the pin from moving along the aperture into and out of its latching position.

L'invention a pour objet un caisson cryogénique comprenant au moins une enceinte (12), au moins un élément cryogénique (14) positionné dans l'enceinte (12) ainsi qu'au moins un système de liaison (18) comportant au moins un élément de liaison (22) reliant directement ou indirectement des premier et deuxième points d'ancrage (20.1, 20.2) solidaires respectivement de l'enceinte(12) et de l'élément cryogénique (14) ; caractérisé en ce que l'élément de liaison (22) forme un chemin de conduction thermique qui présente une longueur (D18) supérieure à une distance (D20), mesurée en ligne droite, séparant les premier et deuxième points d'ancrage (20.1, 20.2). Cette solution permet d'augmenter le chemin de conduction thermique et ainsi de réduire la conduction thermique entre l'extérieur de l'enceinte (12) et l'élément cryogénique (14).

L'invention concerne un tableau électrique pour un aéronef, comprenant une première plaque (3), dite plaque avant, une deuxième plaque (4), dite platine arrière, une troisième plaque (7) comprenant un circuit imprimé, dite plaque PCB, la plaque PCB (7) comprenant une unité de traitement d'informations, une quatrième plaque (5) pour l'alimentation électrique d'au moins un disjoncteur (2), dite plaque d'alimentation électrique, la plaque PCB (7) et la plaque d'alimentation électrique (5) étant disposées entre la plaque avant (3) et la platine arrière (4), chacune desdites plaques (3, 4, 5, 7) étant munie d'au moins un orifice de passage dudit disjoncteur (2).