Airbus Operations (S.A.S.) Patente

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).

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 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.

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.

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).

L'invention concerne un procédé d'inspection automatisée d'une surface (AS) d'un objet solide telle que, par exemple, une surface (AS) d'aéronef (100) ; le procédé utilisant une étape de détection d'un défaut (D) de la dite surface (AS) représentée sous la forme d'une image (S) de type carte de profondeurs (S), des analyses de profils de profondeur (DPi) successifs visant à déterminer une profondeur (Pi) pour chacun desdits profils de profondeur (DPi), puis une détermination d'une profondeur (P) « finale » d'un défaut à partir de l'ensemble des profondeurs (Pi) desdits profils. L'invention concerne en outre un système (1) configuré pour exécuter le procédé. Avantageusement il est ainsi possible de déterminer de façon automatisée la profondeur des défauts de planéité dans une surface (AS) d'aéronef (100) avec un niveau de précision non encore atteint.

L'invention concerne une nacelle (100) pour un système de motorisation d'aéronef où la nacelle (100) comporte au moins un capot (102) monté articulé entre une position fermée et une position ouverte autour d'un axe de charnière (103) et, pour chaque capot (102), au moins un ensemble moteur (104) comportant un arbre d'actionnement (106) mobile en rotation autour de l'axe de charnière (103). L'arbre d'actionnement (106) est configuré pour déplacer le capot (102) associé entre la position fermée et la position ouverte. Avec un tel arrangement, l'ensemble moteur est intégré à la charnière de sorte à garantir un encombrement optimal et fournir un accès libre de tout obstacle au noyau disposé dans la nacelle.

Dispositif pour la jonction d'un premier élément d'un aéronef à un deuxième élément d'un aéronef, comprenant une première partie de liaison (2) destinée à être solidaire dudit premier élément et une deuxième partie de liaison (3) destinée à être solidaire dudit deuxième élément, le dispositif (1) comprenant une bague de forme oblongue (10), le dispositif (1) comprenant un axe de liaison (9) disposé dans la bague oblongue (10) de sorte à être bloqué dans la bague oblongue (10) dans une première direction (Z) et libre dans une deuxième direction (X), le dispositif (1) comprenant au moins une pastille en matériau élastomère (14, 15) dans laquelle est inséré l'axe de liaison de sorte à réduire le déplacement de l'axe de liaison (9) dans la deuxième direction (X).

Le système de commandes de vol (10) comprend au moins un calculateur de commandes de vol (16) de l'aéronef prévu pour commander une gouverne de profondeur (5) de l'aéronef. L'au moins un calculateur de commandes de vol est configuré pour mettre en œuvre les étapes suivantes de façon répétitive pendant une phase d'accélération de l'aéronef lors de son roulage au sol en vue de son décollage : - détermination (30) d'un angle de braquage de la gouverne de profondeur (5), correspondant à une charge (F <z>) à appliquer sur un train avant de l'aéronef telle que ladite charge est comprise dans un intervalle de charges ([F <zmin> ; F <zmax]>) prédéterminé, - commande (40) d'un actionneur (18) de la gouverne de profondeur (5) de façon à appliquer ledit angle de braquage à la gouverne de profondeur.

L'invention a pour objet un aéronef qui comprend une voilure, une motorisation, une structure primaire (60) d'un mât reliant la motorisation et la voilure ainsi qu'au moins un système d'attache-voilure reliant la structure primaire (60) et la voilure et comportant des première et deuxième attaches-voilures avant (66, 66') configurées chacune pour transmettre des efforts selon une direction longitudinale (X) parallèle aux efforts de poussée générés par la motorisation, une attache-voilure intermédiaire (68) configurée pour transmettre des efforts selon la direction longitudinale (X) et selon une direction transversale et horizontale (Y) ainsi qu'une attache-voilure arrière (70) configurée pour transmettre des efforts selon une direction verticale (Z) et selon la direction transversale et horizontale (Y). Ainsi, la transmission les efforts de poussée est répartie au niveau des première et deuxième attaches-voilures avant et de l'attache-voilure intermédiaire, ce qui contribue à optimiser la transmission desdits efforts de poussée.

L'invention concerne un ensemble (1) pour aéronef comportant une ferrure supérieure (104c) fixée à une structure (104a) de l'aile de l'aéronef, une ferrure inférieure (104d) fixée à un panneau d'intrados de l'aile, un mât réacteur (106) avec deux panneaux latéraux montés articulés sur la ferrure inférieure (104d), une bielle tribord (252a) et une bielle bâbord (252b) montées articulées entre le panneau latéral (208a-b) qui est du même côté et la ferrure supérieure (104c), et un plot présentant une extrémité proximale solidaire d'une nervure arrière du mât réacteur (106) et une extrémité distale montée dans une fenêtre de la ferrure inférieure (104d) à travers une liaison linéaire annulaire.Avec un tel ensemble, l'apparition de forces hors plan est limitée.

L'invention concerne un système (1) de propulsion pour aéronef comportant un axe longitudinal (A1) et : - une hélice (2) montée mobile en rotation autour de l'axe longitudinal (A1) et comportant une pluralité de pales (20) distribuées angulairement par rapport audit axe longitudinal ; et - des premiers moyens (3) de réglage de l'angle de pas desdites pales configurés pour modifier l'angle de pas de chaque pale en fonction de la position angulaire de chaque pale autour dudit axe longitudinal. Un tel système de propulsion permet un réglage cyclique de l'angle de pas de chaque pale en fonction de sa position angulaire. Un tel réglage permet d'adapter l'angle de pas des pales durant un tour complet afin de fournir une poussée optimale quelle que soit la phase de vol. De plus, un tel réglage permet de réduire l'impact de la distorsion du flux et donc de réduire de manière importante le bruit.

L'invention a pour objet un dispositif d'alimentation en hydrogène comprenant un réservoir d'hydrogène (52) ainsi qu'au moins un circuit d'hydrogène (54) qui comporte :- au moins un premier tronçon (56), positionné dans un premier contenant (76) étanche à l'air, comprenant au moins un équipement d'une première catégorie (66),- au moins un deuxième tronçon (58), positionné dans un deuxième contenant (78) étanche à l'air démontable, comprenant au moins un équipement d'une deuxième catégorie (68),- au moins un tronçon de raccordement (60), reliant les premier et deuxième tronçons (56, 58), positionné sous le premier contenant (76) et sous le deuxième contenant (78) ou positionné sous le premier contenant (76) et entre le deuxième contenant (78) et le réservoir d'hydrogène (52).Cette solution contribue à améliorer la compacité du dispositif et à faciliter le démontage et la manutention du deuxième contenant (58) démontable.

L'invention concerne un procédé d'inspection automatisée d'une surface (AS) d'un objet solide telle que, par exemple, une surface (AS) d'aéronef (100) ; le procédé utilisant une étape de floutage de la dite surface représentée sous la forme d'une image de type carte de profondeurs, puis trois opérations successives de dérivation appliquées à ladite image. L'invention concerne en outre un système configuré pour exécuter le procédé. Avantageusement, il est ainsi possible de détecter de façon automatisée des défauts de planéité dans une surface (AS) d'aéronef (100) avec un niveau de précision non encore atteint.

L'invention concerne un ensemble (100) constituant un matériau acoustiquement absorbant et comportant une plaque (102) présentant au moins deux premières zones (102a) percées de trous (106) et, pour chaque première zone (102a), une deuxième zone (102b) pleine, où les premières et deuxièmes zones (102a-b) sont disposées de manière alternée le long d'une direction d'alignement (X), et pour chaque première zone (102a) et deuxième zone (102b) associée, une canalisation (108) présentant une première extrémité (108a) qui s'appuie contre la plaque (102) autour de la première zone (102a) et une deuxième extrémité (108b) qui s'appuie contre la plaque (102) autour de la deuxième zone (102b).Un tel ensemble permet d'obtenir une atténuation large bande et est facile à fabriquer.

L'invention concerne une charnière destinée à ouvrir ou fermer une porte, par exemple d'une armoire électrique d'un aéronef, comprenant au moins une première paroi (17, 18, 19) et une deuxième paroi (45, 46) délimitant une ouverture angulaire de la charnière et un espace interne, creux, de la charnière, dimensionné pour recevoir un câble, la première et la deuxième paroi étant positionnées l'une relativement à l'autre pour : - ouvrir la charnière dans une position d'insertion ou d'extraction du câble, pour laisser passer le câble par l'ouverture angulaire de la charnière dans l'espace interne ou hors de l'espace interne, et, - fermer la charnière dans des positions de travail de la charnière, entre une position d'ouverture maximale de la porte et une position de fermeture de la porte, pour obturer l'ouverture angulaire de la charnière, de sorte à pouvoir enfermer le câble dans l'espace creux.

L'invention a pour objet un ensemble de propulsion (30) d'aéronef comprenant : - une motorisation (32) qui comporte des parties avant et arrière décalées selon un axe longitudinal (X), - une structure primaire (42) de mât (34), - au moins une structure porteuse (48) qui s'étend selon l'axe longitudinal (X), distincte de la partie arrière et reliée à la partie avant de la motorisation (32), - un système d'attache-moteur (46) qui comporte : ∘ au moins une attache avant (46.1) reliant directement la motorisation (32) et la structure primaire (42), ∘ au moins une attache arrière (46.2), décalée vers l'arrière par rapport à l'attache avant (46.1), reliant la structure primaire (42) et la structure porteuse (48). Cette solution permet d'optimiser le transfert des efforts entre la motorisation (32) et la structure primaire (42) du mât.

L'invention a pour objet un ensemble de propulsion (30) d'aéronef comprenant :- une motorisation (32),- une structure primaire (50) de mât (36),- une nacelle (34) entourant une partie arrière (B) de la motorisation (32),- un système d'attache-moteur (54) qui comprend :o une structure porteuse (58) positionnée entre la motorisation (32) et la nacelle (34),o un premier système de liaison (60) de type rigide reliant l'extrémité avant (58.1) de la structure porteuse (58) et une partie avant (A) de la motorisation (32),o un deuxième système de liaison (62) de type rigide reliant la structure porteuse (58) et la structure primaire (50),o au moins une attache-moteur arrière amortissante (98) intercalée entre la partie arrière (B) de la motorisation (32) et la nacelle (34).L'invention a également pour objet un aéronef comprenant au moins un tel ensemble de propulsion.

L'invention concerne un dispositif de protection thermique d'un longeron inférieur (106a) d'un caisson (106) d'aéronef (50). Ledit dispositif comportant un bouclier (20) qui comporte :- un premier panneau (21) s'étendant parallèlement et à une première distance du longeron inférieur ;- un deuxième panneau (22) disposé entre ledit premier panneau et le longeron inférieur et qui s'étend parallèlement et à une deuxième distance du longeron inférieur.Lesdits panneaux délimitent entre eux un canal qui s'étend parallèlement et à distance du longeron inférieur. Une extrémité avant (231) dudit canal forme un orifice d'entrée d'un flux d'air provenant de la soufflante de l'aéronef et s'écoulant de l'avant vers l'arrière de l'aéronef à travers ledit canal (23).L'invention propose ainsi une protection thermique rigide du longeron inférieur en faisant s'écouler, au sein du bouclier, un flux d'air provenant de la soufflante. Un tel bouclier permet en outre de fournir une protection robuste dont l'épaisseur, et donc l'encombrement, est optimisée.

L'invention a pour objet un ensemble de propulsion (30) d'aéronef comprenant : - une motorisation (32) qui comporte des parties avant et arrière décalées selon un axe longitudinal (X), - une structure primaire (42) de mât (34), - au moins une structure porteuse (48) qui s'étend selon un axe parallèle à l'axe longitudinal (X), reliée à la partie avant de la motorisation (32), supportant au moins un accessoire (66), - un système d'attache-moteur (46) qui comporte : ∘ au moins une attache avant (46.1) reliant directement la motorisation (32) et la structure primaire (42) ; ∘ au moins une attache arrière (46.2), décalée vers l'arrière par rapport à l'attache avant (46.1), reliant la structure primaire (42) et la structure porteuse (48). Cette solution permet d'optimiser la répartition des masses. L'invention a également pour objet un aéronef comprenant au moins un tel ensemble de propulsion.

The method for assembling parts comprises the following steps: providing a first and second parts (1, 2) to be assembled; applying a shim and sealant material (3) on the first part (1) to be assembled; positioning the first part (1) on the second part (2) to be assembled, with the shim and sealant material (3) placed between the first and second parts (1, 2); detecting a contour of the first or second part (1, 2) at least partially covered by the other of the first or second part (1, 2); drilling one or more holes in the first and second parts (1, 2), based on the detected contour; and placing a fastener (6) in the or each drilled hole.It permits to provide a simplified assembling method that reduces these costs.

L'invention a pour objet un ensemble de propulsion comprenant un moteur et au moins une attache-moteur qui relie le moteur et une structure primaire d'un mât et comporte une liaison démontable (62) reliant une poutre transversale (60) et la structure primaire. Cette liaison démontable (62) comprend une première surface de contact (F62) solidaire de la poutre transversale (60), une deuxième surface de contact (F62') solidaire de la structure primaire, au moins un élément de liaison (78) maintenant les première et deuxième surfaces de contact (F62, F62') plaquées l'une contre l'autre, au moins un système de transmission d'efforts transversaux (74) entre le moteur et la structure primaire ainsi qu'au moins une liaison de sécurité en attente (80) distincte de chaque élément de liaison (78) et configurée pour générer un chemin d'efforts additionnel uniquement en cas d'un dysfonctionnement d'un élément de la première liaison démontable (62). Cette solution permet d'obtenir une attache-moteur compacte en hauteur.

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