Airbus-OPS SAS

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.

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.

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 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 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.

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 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 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.