FR2987345A1

FR2987345A1 - Aerodynamic device for transporting e.g. front section of fuselage of aircraft on carrier aircraft, has aerodynamic support for positioning and maintaining front, rear and intermediate sections of fuselage of aircraft on carrier aircraft

Info

Publication number: FR2987345A1
Application number: FR1251823A
Authority: FR
Inventors: Nicolas Boulet; Olivier Chaume; Laurent Barizza
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2012-02-29
Filing date: 2012-02-29
Publication date: 2013-08-30
Anticipated expiration: 2032-02-29
Also published as: FR2987345B1

Abstract

The device (10) has an aerodynamic support (14) for positioning and maintaining front and rear sections (Tav, Tar) and an intermediate section of a fuselage of an aircraft on a carrier aircraft (12) with longitudinal axes (Lav, Lar) and a longitudinal axis of the respective sections parallel to a plane axis (A) of the carrier aircraft. The support includes support elements (16, 18, 20, 22) fixed on an upper part (24) of the fuselage of the carrier aircraft. The support elements are aligned behind each other along the plane axis.

Description

DISPOSITIF AERODYNAMIQUE DE TRANSPORT DE TRONCON DE FUSELAGE D'AERONEF La présente invention est relative à un dispositif aérodynamique permettant le transport de tronçons de fuselage d'aéronef sur un aéronef porteur. Dans l'industrie aéronautique, et pour diverses raisons, toute la construction d'un aéronef n'a généralement pas lieu sur un même site, ni dans un même pays. The present invention relates to an aerodynamic device for transporting aircraft fuselage sections on a carrier aircraft. BACKGROUND OF THE INVENTION In the aviation industry, and for a variety of reasons, the entire construction of an aircraft does not generally take place on the same site or in the same country.

Aussi, les différentes parties d'un aéronef, fabriquées sur différents sites éloignés les uns des autres, doivent être acheminées vers un même site d'assemblage, lui-même éloigné des sites de fabrication. Dans un cas de figure intéressant la présente invention, les différents tronçons de fuselage formant la cabine de l'aéronef sont fabriqués sur un ou sur différents premiers sites, alors que l'assemblage final de l'aéronef, avec son empennage et sa voilure entre autres parties, est effectué sur un autre site. Différents moyens de transport peuvent être envisagés pour transporter ces tronçons d'aéronef jusqu'au site d'assemblage. Ainsi, il est possible de transporter ces tronçons par la route ou par voie 15 maritime. Toutefois, ces modes de transport présentent l'inconvénient d'être relativement lents. De plus, les grandes dimensions des tronçons de fuselage d'aéronef à transporter compliquent considérablement l'itinéraire routier et nécessitent généralement un blocage du trafic sur les routes empruntées, d'où une limitation 20 de ce mode de transport aux heures nocturnes pour limiter les perturbations. Par conséquent, pour transporter des tronçons de fuselage d'aéronef, la solution la plus rapide demeure le transport aérien. Also, the different parts of an aircraft, manufactured at different sites distant from each other, must be routed to the same assembly site, itself far from the manufacturing sites. In a case of interest to the present invention, the various fuselage sections forming the cabin of the aircraft are manufactured on one or at different first sites, while the final assembly of the aircraft, with its empennage and its wing between other parts, is performed on another site. Different means of transport can be envisaged to transport these sections of aircraft to the assembly site. Thus, it is possible to transport these sections by road or by sea. However, these modes of transport have the disadvantage of being relatively slow. In addition, the large dimensions of the aircraft fuselage sections to be transported greatly complicate the road route and generally require a blockage of the traffic on the roads borrowed, hence a limitation of this mode of transport at night hours to limit disruptions. Therefore, to transport aircraft fuselage sections, the fastest solution remains airlift.

A cet effet, des aéronefs de transport, ou avion-cargo, ont été développés puis fabriqués par les constructeurs d'aéronef. Ces aéronefs de transport, généralement obtenus par une modification lourde de la structure d'un aéronef existant, offrent un volume interne de transport 5 adapté aux grandes dimensions des parties d'aéronef à transporter grâce à un agrandissement conséquent du diamètre du fuselage. Cependant, aujourd'hui, la flotte d'aéronef de transport a atteint sa capacité maximale d'exploitation et commence à vieillir rapidement. La solution consistant à concevoir et fabriquer de nouveaux aéronefs de 10 transport est envisageable, mais elle s'avérerait coûteuse à mettre en oeuvre et peu viable à long terme. Aussi, il existe actuellement une nécessité de trouver une solution alternative aux aéronefs de transport de l'art antérieur pour transporter des tronçons de fuselage d'aéronef par la voie aérienne. 15 Bien entendu, cette solution alternative doit aussi être moins coûteuse et plus viable à long terme que la fabrication de nouveaux aéronefs de transport. La présente invention vise à fournir une telle alternative. A cet effet, l' invention propose un dispositif aérodynamique pour le transport de tronçons de fuselage d'aéronef s'étendant le long d'un axe longitudinal sur un 20 aéronef porteur s'étendant le long d'un axe avion, le dispositif aérodynamique étant caractérisé en ce qu'il comprend au moins un support aérodynamique permettant de positionner et de maintenir au moins un tronçon de fuselage d'aéronef en externe sur un aéronef porteur avec l'axe longitudinal du tronçon d'aéronef sensiblement parallèle à l'axe aéronef de l'avion porteur. 25 bans un premier mode de réalisation, le dispositif aérodynamique selon l'invention permet de positionner et de maintenir un tronçon avant et un tronçon arrière de fuselage d'aéronef sur un aéronef porteur. For this purpose, transport aircraft, or cargo aircraft, have been developed and manufactured by the aircraft manufacturers. These transport aircraft, generally obtained by a heavy modification of the structure of an existing aircraft, offer an internal transport volume 5 adapted to the large dimensions of the aircraft parts to be transported by a consequent enlargement of the diameter of the fuselage. However, today, the transport aircraft fleet has reached its maximum operating capacity and is starting to age rapidly. The solution of designing and manufacturing new transport aircraft is conceivable, but it would be costly to implement and unsustainable in the long run. Also, there is currently a need to find an alternative solution to the prior art transport aircraft for transporting aircraft fuselage sections by air. Of course, this alternative solution must also be less expensive and more viable in the long term than the manufacture of new transport aircraft. The present invention aims to provide such an alternative. To this end, the invention provides an aerodynamic device for transporting aircraft fuselage sections extending along a longitudinal axis on a carrier aircraft extending along an aircraft axis, the aerodynamic device. characterized in that it comprises at least one aerodynamic support for positioning and maintaining at least one aircraft fuselage section externally on a carrier aircraft with the longitudinal axis of the aircraft section substantially parallel to the axis aircraft of the carrier aircraft. In a first embodiment, the aerodynamic device according to the invention makes it possible to position and maintain a front section and a rear section of an aircraft fuselage on a carrier aircraft.

Dans un second mode de réalisation, le dispositif aérodynamique selon l'invention permet de positionner et de maintenir un tronçon intermédiaire de fuselage d'aéronef sur un aéronef porteur. De plus, dans le premier ou dans le deuxième mode de réalisation, le dispositif 5 aérodynamique selon l'invention prévoit une conception et des éléments permettant de générer une ligne aérodynamique à partir du ou des tronçons de fuselage transportés. D'autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui va suivre de l' invention, description donnée à titre d'exemple uniquement, en regard 10 des dessins annexés sur lesquels - la figure 1A illustre un premier mode de réalisation du dispositif aérodynamique selon l'invention permettant de positionner et de maintenir un tronçon avant et un tronçon arrière de fuselage d'aéronef sur un aéronef porteur, 15 - la figure 1B illustre schématiquement une vue en coupe selon un plan vertical longitudinal d'un premier mode de réalisation du dispositif aérodynamique selon l'invention, - la figure 2A illustre un second mode de réalisation du dispositif aérodynamique selon l'invention permettant de positionner et de maintenir 20 un tronçon intermédiaire de fuselage d'aéronef sur un aéronef porteur, et - la figure 2B illustre schématiquement une vue en coupe selon un plan vertical longitudinal d'un second mode de réalisation du dispositif aérodynamique selon l'invention. La présente invention est relative à un dispositif aérodynamique 10 pour le 25 transport d'un ou plusieurs tronçons (Tav,Ti,Tar) de fuselage d'aéronef sur un aéronef porteur 12. In a second embodiment, the aerodynamic device according to the invention makes it possible to position and maintain an intermediate fuselage section of an aircraft on a carrier aircraft. In addition, in the first or second embodiment, the aerodynamic device according to the invention provides a design and elements for generating an aerodynamic line from the transported fuselage section or sections. Other features and advantages will become apparent from the following description of the invention, a description given by way of example only, with reference to the accompanying drawings, in which - FIG. 1A illustrates a first embodiment of the aerodynamic device according to the invention. invention for positioning and maintaining a front section and an aircraft fuselage rear section on a carrier aircraft, - Figure 1B schematically illustrates a sectional view along a longitudinal vertical plane of a first embodiment of the device. According to the invention, FIG. 2A illustrates a second embodiment of the aerodynamic device according to the invention making it possible to position and maintain an intermediate fuselage section of an aircraft on a carrier aircraft, and FIG. 2B schematically illustrates a sectional view along a longitudinal vertical plane of a second embodiment of the aerodynamic device according to the invention. The present invention relates to an aerodynamic device 10 for transporting one or more aircraft fuselage sections (Tav, Ti, Tar) onto a carrier aircraft 12.

Les différents tronçons (Tav,Ti,Tar) de fuselage d'aéronef s'étendent le long d'un axe longitudinal (Lav,Li,Lar), et l'aéronef porteur 12 s'étend le long d'un axe avion A. Selon l'invention, le dispositif aérodynamique 10 comprend au moins un support aérodynamique 14 permettant de positionner et de maintenir au moins un tronçon (Tav,Ti,Tar) de fuselage d'aéronef en externe sur un aéronef porteur 12 avec l'axe longitudinal (Lav,Li,Lar) du tronçon d'aéronef sensiblement parallèle à l'axe avion A de l'aéronef porteur 12. bans un premier mode de réalisation illustré par les figures 1A et 1B, visant à positionner et maintenir un tronçon avant Tav et un tronçon arrière Tar de fuselage d'aéronef sur un aéronef porteur 12, le support aérodynamique 14 comprend des éléments support (16,18,20,22) fixés sur la partie supérieure 24 du fuselage de l'aéronef porteur 12, alignés l'un derrière l'autre le long de l'axe avion A de l'aéronef porteur, et conçus de façon à positionner et maintenir un tronçon avant Tav et un tronçon arrière Tar de fuselage d'aéronef avec leurs axes longitudinaux respectifs (Lav,Lar) sensiblement parallèles à l'axe avion A de l'aéronef porteur 12. En complément, le dispositif aérodynamique 10 comprend une structure de liaison 26 permettant de relier un tronçon avant Tav et un tronçon arrière Tar de 20 fuselage d'aéronef de façon que leurs axes longitudinaux respectifs (Lav,Lar) soient sensiblement confondus. Cette structure de liaison 26 prend la forme d'une ceinture 28 formant une jonction aérodynamique entre le tronçon avant Tav et le tronçon arrière Tar de manière à conférer une ligne aérodynamique à l'ensemble ainsi formé avec les 25 tronçons. Cette ceinture 28 est une structure auto-raidie, c'est-à-dire qu'elle intègre des raidisseurs, pour assurer la rigidité de l'assemblage entre le tronçon avant Tav et le tronçon arrière Tar. The different sections (Tav, Ti, Tar) of aircraft fuselage extend along a longitudinal axis (Lav, Li, Lar), and the carrier aircraft 12 extends along an axis A plane According to the invention, the aerodynamic device 10 comprises at least one aerodynamic support 14 making it possible to position and maintain at least one aircraft fuselage section (Tav, Ti, Tar) externally on a carrier aircraft 12 with the axis longitudinal (Lav, Li, Lar) of the aircraft section substantially parallel to the aircraft axis A of the carrier aircraft 12.a first embodiment shown in Figures 1A and 1B, for positioning and maintaining a front section Tav and an aircraft fuselage rear section Tar on a carrier aircraft 12, the aerodynamic support 14 comprises support elements (16,18,20,22) fixed on the upper part 24 of the fuselage of the carrier aircraft 12, aligned one behind the other along the aircraft axis A of the carrier aircraft, and designed so positioning and maintaining a front section Tav and an aircraft fuselage rear section Tar with their respective longitudinal axes (Lav, Lar) substantially parallel to the aircraft axis A of the carrier aircraft 12. In addition, the aerodynamic device 10 comprises a link structure 26 for connecting a front section Tav and an aircraft fuselage rear section Tar so that their respective longitudinal axes (Lav, Lar) are substantially merged. This connecting structure 26 takes the form of a belt 28 forming an aerodynamic junction between the front section Tav and the rear section Tar so as to impart an aerodynamic line to the assembly thus formed with the sections. This belt 28 is a self-stiffened structure, that is to say that it incorporates stiffeners, to ensure the rigidity of the assembly between the front section Tav and the rear section Tar.

Comme illustré par la coupe en figure 1B, cette ceinture 28 comprend une partie mâle 30 insérée et fixée dans la partie arrière 34 du tronçon avant Tav, et une partie femelle 32 enveloppant la partie avant 36 du tronçon arrière Tar et fixée à cette partie avant 36. As illustrated by the section in FIG. 1B, this belt 28 comprises a male part 30 inserted and fixed in the rear part 34 of the front section Tav, and a female part 32 enveloping the front part 36 of the rear section Tar and fastened to this front part. 36.

A cet effet, la partie mâle 30 et la partie femelle 32 comprennent respectivement des moyens de fixation à la partie arrière 34 et à la partie avant 36, et la partie arrière 34 et la partie avant 36 comprennent des moyens de réception de ces moyens de fixation. Comme illustré en figure 1A, le support aérodynamique 14 comprend une paire 10 avant d'éléments support (16,18) pour le positionnement et le maintien du tronçon avant Tav, et une paire arrière d'éléments support (20,22) pour le positionnement et le maintien du tronçon arrière Tar. Chaque élément support (16,18,20,22) prend la forme d'un socle 38 à profil inférieur PI creux épousant la forme de la partie supérieure 24 du fuselage de 15 l'aéronef porteur, et à profil supérieur P5 creux pour épouser la forme de la partie inférieure (40,42) du tronçon avant Tav ou du tronçon arrière Tar. Ces éléments support (16,18,20,22) comprennent des moyens de fixation au tronçon avant Tav ou au tronçon arrière Tar, et le tronçon avant Tav et le tronçon arrière Tar comprennent des moyens de réception de ces moyens de 20 fixation. Ces éléments support (16,18,20,22) comprennent aussi des moyens de protection dans leur zone de contact avec les tronçons transportés (Tar,Tav) pour éviter de les endommager. Enfin, la ceinture 28 et les élément support (16,18,20,22) peuvent intégrer des 25 moyens de réglage pour être adaptés aux dimensions, notamment le diamètre du fuselage, des tronçons transportés (Tar,Tav). bans le cas de la ceinture 28, ces moyens de réglage peuvent permettre un serrage de la partie femelle 32 sur la partie avant 36 du tronçon arrière Tar. bans un second mode de réalisation illustré par les figures 2A et 2B, visant à positionner et maintenir un tronçon intermédiaire Ti de fuselage d'aéronef sur un aéronef porteur 12, le support aérodynamique 14 comprend au moins un carénage 44 fixé sur la partie supérieure 24 du fuselage de l'aéronef porteur 12, aligné le long de l'axe avion A de l'aéronef porteur, et conçu de façon à positionner et maintenir un tronçon intermédiaire Ti de fuselage d'aéronef avec son axe longitudinal Li sensiblement parallèle à l'axe avion A de l'aéronef porteur. En complément, le dispositif aérodynamique 10 comprend un bulbe avant 46 10 monté en partie avant 48 du tronçon intermédiaire Ti et un bulbe arrière 50 monté en partie arrière 52 du tronçon intermédiaire Ti. Ces bulbes avant et arrière (46,50) présentent des profils extérieurs (P46,P50) aérodynamiques de manière à conférer une ligne aérodynamique au tronçon intermédiaire Ti. 15 Ces bulbes avant et arrière (46,50) sont des structures auto-raidies, c'est-à-dire qu"ils intègrent des raidisseurs, pour assurer la rigidité de leur assemblage avec le tronçon intermédiaire Ti. Comme illustré par la coupe en figure 2B, le bulbe arrière 50 est une partie mâle insérée et fixée dans la partie arrière 52 du tronçon intermédiaire Ti, et le 20 bulbe avant 46 est une partie femelle enveloppant la partie avant 48 du tronçon intermédiaire Ti et fixée à cette partie avant 48. A cet effet, le bulbe avant et arrière (46,50) comprennent respectivement des moyens de fixation à la partie arrière 52 et à la partie avant 48, et la partie arrière 52 et la partie avant 48 comprennent des moyens de réception de ces 25 moyens de fixation. Tout comme un radôme, les bulbes avant et arrière (46,50) peuvent intégrer des bandes métalliques parafoudres destinées à conduire le courant d'un arc de foudre du point d'impact à la masse de l'aéronef. For this purpose, the male part 30 and the female part 32 respectively comprise fixing means to the rear part 34 and to the front part 36, and the rear part 34 and the front part 36 comprise means for receiving these means of attachment. fixation. As illustrated in FIG. 1A, the aerodynamic support 14 comprises a front pair of support elements (16, 18) for positioning and holding the front section Tav, and a rear pair of support elements (20, 22) for the positioning and maintaining the rear section Tar. Each support element (16, 18, 20, 22) takes the form of a base plate 38 with a lower profile PI, which is in the shape of the upper part 24 of the fuselage of the carrier aircraft, and whose upper profile P5 is hollow to marry. the shape of the lower part (40,42) of the front section Tav or the rear section Tar. These support elements (16, 18, 20, 22) comprise means of attachment to the front section Tav or to the rear section Tar, and the front section Tav and the rear section Tar comprise means for receiving these fixing means. These support elements (16, 18, 20, 22) also include means of protection in their area of contact with the transported sections (Tar, Tav) to avoid damaging them. Finally, the belt 28 and the support element (16, 18, 20, 22) may incorporate adjustment means to be adapted to the dimensions, in particular the diameter of the fuselage, of the transported sections (Tar, Tav). in the case of the belt 28, these adjustment means may allow a clamping of the female portion 32 on the front portion 36 of the rear section Tar. in a second embodiment illustrated by FIGS. 2A and 2B, intended to position and maintain an aircraft fuselage intermediate section Ti on a carrier aircraft 12, the aerodynamic support 14 comprises at least one fairing 44 fixed on the upper part 24 of the fuselage of the carrier aircraft 12, aligned along the aircraft axis A of the carrier aircraft, and designed to position and maintain an aircraft fuselage intermediate section Ti with its longitudinal axis Li substantially parallel to the aircraft axis A of the carrier aircraft. In addition, the aerodynamic device 10 comprises a front bulb 46 mounted in the front portion 48 of the intermediate portion Ti and a rear bulb 50 mounted at the rear portion 52 of the intermediate portion Ti. These front and rear bulbs (46, 50) have aerodynamic outer profiles (P46, P50) so as to impart an aerodynamic line to the intermediate section Ti. These front and rear bulbs (46, 50) are self-stiffened structures, i.e. they incorporate stiffeners, to ensure the rigidity of their assembly with the intermediate section Ti. As illustrated by the section In FIG. 2B, the rear bulb 50 is a male part inserted and fixed in the rear part 52 of the intermediate section Ti, and the front bulb 46 is a female part enveloping the front part 48 of the intermediate section Ti and fixed to this front part. 48. For this purpose, the front and rear bulb (46, 50) respectively comprise fixing means to the rear portion 52 and to the front portion 48, and the rear portion 52 and the front portion 48 comprise means for receiving the These fastening means As well as a radome, the front and rear bulbs (46, 50) can incorporate metal arrester strips intended to conduct the current of a lightning arc from the point of impact to the aircraft's mass. .

Comme illustré en figure 2A, le support aérodynamique 14 comprend un unique carénage 44 pour le positionnement et le maintien du tronçon intermédiaire. Ce carénage 44 prend la forme d'un socle allongé 54 à profil inférieur Pinf creux épousant la forme de la partie supérieure 24 du fuselage de l'aéronef porteur 12, 5 et à profil supérieur Psup creux pour épouser la forme de la partie inférieure 56 du tronçon intermédiaire Ti. Ce carénage 44 comprend des moyens de fixation au tronçon intermédiaire Ti, et le tronçon intermédiaire Ti comprend des moyens de réception de ces moyens de fixation.As illustrated in FIG. 2A, the aerodynamic support 14 comprises a single fairing 44 for positioning and maintaining the intermediate section. This fairing 44 takes the form of an elongated base 54 with a lower profile Pinf hollow conforming to the shape of the upper part 24 of the fuselage of the carrier aircraft 12, 5 and with a higher profile Psup hollow to match the shape of the lower part 56 intermediate section Ti. This fairing 44 comprises fastening means to the intermediate portion Ti, and the intermediate portion Ti comprises means for receiving these fastening means.

10 Dans l'exemple représenté en figure 2A, les moyens de fixation prennent la forme de deux ceintures de maintien (58,60) reliées au carénage 44 et enserrant le tronçon intermédiaire Ti. Le carénage 44 et les ceintures de maintien (58,60), lorsqu'elles sont utilisées, comprennent aussi des moyens de protection dans leur zone de contact avec le 15 tronçon transporté Ti afin d'éviter de l'endommager. Enfin, le carénage 44 et les ceintures de maintien (58,60), lorsqu'elles sont utilisées, peuvent intégrer des moyens de réglage pour être adaptés aux dimensions, notamment le diamètre du fuselage, du tronçon transporté Ti. Dans le cas des ceintures de maintien (58,60), ces moyens de réglage permettent 20 le serrage de celles-ci sur le tronçon intermédiaire Ti. D'une manière générale, dans les premier et second modes de réalisation, les différents composants du dispositif aérodynamique 10, à savoir les éléments support (16,18,20,22), le carénage 44, la ceinture 28, et les bulbes avant et arrière (46,50) présentent des formes extérieures aérodynamiques étudiées 25 pour perturber le moins possible l'aérodynamique de l'aéronef porteur 12 et minimiser la consommation de carburant de celui-ci. De plus, les éléments support (16,18,20,22), le carénage 44, la ceinture 28, et les bulbes avant et arrière (46,50) formant des structures secondaires aérodynamiques, leurs surfaces externes, dite mouillées car exposées aux intempéries, doivent être parfaitement lisses. A cet effet, ces différents composants : éléments support (16,18,20,22), carénage 44, ceinture 28, et bulbes avant et arrière (46,50), sont obtenus en 5 moulage par dépose de fibres de carbone préimprégnées. Alternativement, ces différents composants sont obtenus par assemblage de pièces métalliques. Toujours dans le premier ou dans le second mode de réalisation, les différents composants du dispositif aérodynamique 10 : éléments support (16,18,20,22), 10 carénage 44, ceinture 28, et bulbes avant et arrière (46,50), peuvent intégrer des points de levage pour leur manutention et leur maintenance. De plus, les éléments support (16,18,20,22), le carénage 44, la ceinture 28, et les bulbes avant et arrière (46,50) peuvent aussi intégrer des capteurs, des caméras, ou d'autres équipements similaires, destinés à faciliter les manoeuvres 15 de l'aéronef porteur 12 et/ou la manutention des tronçons d'aéronef (Tav,Ti,Tar) lors de leur chargement et de leur déchargement. In the example shown in FIG. 2A, the fixing means take the form of two holding belts (58, 60) connected to the fairing 44 and enclosing the intermediate section Ti. The fairing 44 and the seat belts (58, 60), when used, also include means of protection in their area of contact with the transported section Ti to avoid damaging it. Finally, the fairing 44 and the seat belts (58, 60), when used, may incorporate adjustment means to be adapted to the dimensions, in particular the diameter of the fuselage, of the transported section Ti. In the case of holding belts (58, 60), these adjustment means allow clamping of these on the intermediate section Ti. In general, in the first and second embodiments, the various components of the aerodynamic device 10, namely the support elements (16,18,20,22), the fairing 44, the belt 28, and the front bulbs and rear (46, 50) have aerodynamic exterior shapes designed to minimize disruption of the aerodynamics of the carrier aircraft 12 and minimize the fuel consumption thereof. In addition, the support elements (16,18,20,22), the shroud 44, the belt 28, and the front and rear bulbs (46,50) forming aerodynamic secondary structures, their external surfaces, said wet because exposed to bad weather, must be perfectly smooth. For this purpose, these various components: support elements (16, 18, 20, 22), fairing 44, belt 28, and front and rear bulbs (46, 50) are obtained by molding by depositing preimpregnated carbon fibers. Alternatively, these different components are obtained by assembling metal parts. Still in the first or the second embodiment, the various components of the aerodynamic device 10: support elements (16,18,20,22), fairing 44, belt 28, and front and rear bulbs (46,50), can incorporate lifting points for their handling and maintenance. In addition, the support elements (16,18,20,22), the fairing 44, the belt 28, and the front and rear bulbs (46,50) can also incorporate sensors, cameras, or other similar equipment , intended to facilitate the maneuvers 15 of the carrier aircraft 12 and / or the handling of the aircraft sections (Tav, Ti, Tar) during their loading and unloading.

Claims

REVENDICATIONS1. Dispositif aérodynamique (10) pour le transport de tronçons (Tav,Ti,Tar) de fuselage d'aéronef s'étendant le long d'un axe longitudinal (Lav,Li,Lar) sur un aéronef porteur (12) s'étendant le long d'un axe avion (A), le dispositif aérodynamique (10) étant caractérisé en ce qu'il comprend au moins un support aérodynamique (14) permettant de positionner et de maintenir au moins un tronçon (Tav,Ti,Tar) de fuselage d'aéronef en externe sur un aéronef porteur (12) avec l'axe longitudinal (Lav,Li,Lar) du tronçon d'aéronef sensiblement parallèle à l'axe avion (A) de l'aéronef porteur. REVENDICATIONS1. An aerodynamic device (10) for transporting aircraft fuselage sections (Tav, Ti, Tar) extending along a longitudinal axis (Lav, Li, Lar) onto a carrier aircraft (12) extending along an aircraft axis (A), the aerodynamic device (10) being characterized in that it comprises at least one aerodynamic support (14) for positioning and maintaining at least one section (Tav, Ti, Tar) of aircraft fuselage externally on a carrier aircraft (12) with the longitudinal axis (Lav, Li, Lar) of the aircraft section substantially parallel to the aircraft axis (A) of the carrier aircraft.

2. Dispositif aérodynamique (10) selon la revendication 1, le support aérodynamique (14) comprenant des éléments support (16,18,20,22) fixés sur la partie supérieure (24) du fuselage de l'aéronef porteur (12), alignés l'un derrière l'autre le long de l'axe avion (A) de l'aéronef porteur, et conçus de façon à positionner et maintenir un tronçon avant (Tav) et un tronçon arrière (Tar) de fuselage d'aéronef avec leurs axes longitudinaux respectifs (Lav,Lar) 15 sensiblement parallèles à l'axe avion (A) de l'aéronef porteur (12). 2. aerodynamic device (10) according to claim 1, the aerodynamic support (14) comprising support elements (16,18,20,22) fixed on the upper part (24) of the fuselage of the carrier aircraft (12), aligned one behind the other along the aircraft axis (A) of the carrier aircraft, and designed to position and maintain a front section (Tav) and an aircraft fuselage rear section (Tar) with their respective longitudinal axes (Lav, Lar) substantially parallel to the aircraft axis (A) of the carrier aircraft (12).

3. Dispositif aérodynamique (10) selon la revendication 2, le support aérodynamique (14) comprenant une paire avant d'éléments support (16,18) pour le positionnement et le maintien du tronçon avant (Tav), et une paire arrière d'éléments support (20,22) pour le positionnement et le maintien du tronçon 20 arrière (Tar), chaque élément support (16,18,20,22) prenant la forme d'un socle (38) à profil inférieur (PI) creux épousant la forme de la partie supérieure (24) du fuselage de l'aéronef porteur, et à profil supérieur (P5) creux pour épouser la forme de la partie inférieure (40,42) du tronçon avant (Tav) ou du tronçon arrière (Tar). 25 An aerodynamic device (10) according to claim 2, the aerodynamic support (14) comprising a front pair of support members (16,18) for positioning and holding the front section (Tav), and a rear pair of support members (20,22) for positioning and holding the rear section (Tar), each support member (16,18,20,22) in the form of a base (38) having a lower profile (PI) conforming to the shape of the upper part (24) of the fuselage of the carrier aircraft, and upper profile (P5) hollow to fit the shape of the lower part (40,42) of the front section (Tav) or the rear section ( tar). 25

4. Dispositif aérodynamique (10) selon la revendication 2 ou 3, les éléments support (16,18,20,22) comprenant des moyens de protection dans leurzone de contact avec les tronçons transportés (Tar,Tav) pour éviter de les endommager. 4. An aerodynamic device (10) according to claim 2 or 3, the support elements (16,18,20,22) comprising means of protection in their area of contact with the transported sections (Tar, Tav) to avoid damage.

5. Dispositif aérodynamique (10) selon l'une des revendications 1 à 4, le dispositif aérodynamique (10) comprenant une structure de liaison (26) permettant de relier un tronçon avant (Tav) et un tronçon arrière (Tar) de fuselage d'aéronef de façon que leurs axes longitudinaux respectifs (Lav,Lar) soient sensiblement confondus. Aerodynamic device (10) according to one of claims 1 to 4, the aerodynamic device (10) comprising a connecting structure (26) for connecting a front section (Tav) and a rear fuselage section (Tar). the aircraft so that their respective longitudinal axes (Lav, Lar) are substantially merged.

6. Dispositif aérodynamique (10) selon la revendication 5, la structure de liaison (26) prenant la forme d'une ceinture (28) formant une jonction 10 aérodynamique entre le tronçon avant (Tav) et le tronçon arrière (Tar) de manière à conférer une ligne aérodynamique à l'ensemble ainsi formé avec les tronçons, la ceinture (28) comprenant une partie male (30) insérée et fixée dans la partie arrière (34) du tronçon avant (Tav), et une partie femelle (32) enveloppant la partie avant (36) du tronçon arrière (Tar) et fixée à cette partie 15 avant (36). An aerodynamic device (10) according to claim 5, the connecting structure (26) being in the form of a belt (28) forming an aerodynamic junction between the front section (Tav) and the rear section (Tar) so that to impart an aerodynamic line to the assembly thus formed with the sections, the belt (28) comprising a male part (30) inserted and fixed in the rear part (34) of the front section (Tav), and a female part (32) ) wrapping the front portion (36) of the rear section (Tar) and attached to this front portion (36).

7. Dispositif aérodynamique (10) selon la revendication 1, le support aérodynamique (14) comprend au moins un carénage (44) fixé sur la partie supérieure (24) du fuselage de l'aéronef porteur (12), aligné le long de l'axe avion (A) de l'aéronef porteur, et conçu de façon à positionner et maintenir un tronçon 20 intermédiaire (Ti) de fuselage d'aéronef avec son axe longitudinal (Li) sensiblement parallèle à l'axe avion (A) de l'aéronef porteur (12). Aerodynamic device (10) according to claim 1, the aerodynamic support (14) comprises at least one fairing (44) fixed on the upper part (24) of the fuselage of the carrier aircraft (12) aligned along the the aircraft axis (A) of the carrier aircraft, and designed to position and maintain an intermediate fuselage section (Ti) of aircraft with its longitudinal axis (Li) substantially parallel to the aircraft axis (A) of the carrier aircraft (12).

8. Dispositif aérodynamique (10) selon la revendication 7, le support aérodynamique (14) comprenant un unique carénage (44) pour le positionnement et le maintien du tronçon intermédiaire, ce carénage (44) prenant la forme d'un 25 socle allongé (54) à profil inférieur (Pinf) creux épousant la forme de la partie supérieure (24) du fuselage de l'aéronef porteur (12), et à profil supérieur (Psup) creux pour épouser la forme de la partie inférieure (56) du tronçon intermédiaire (Ti). An aerodynamic device (10) according to claim 7, the aerodynamic support (14) comprising a single fairing (44) for positioning and holding the intermediate section, this fairing (44) taking the form of an elongated base ( 54) with a lower profile (Pinf) in the shape of the upper part (24) of the fuselage of the carrier aircraft (12), and upper profile (Psup) hollow to match the shape of the lower part (56) of the intermediate section (Ti).

9. Dispositif aérodynamique (10) selon la revendication 7 ou 8, le dispositif aérodynamique (10) comprenant un bulbe avant (46) monté en partie avant (48) du tronçon intermédiaire (Ti) et un bulbe arrière (50) monté en partie arrière (52) du tronçon intermédiaire (Ti), ces bulbes avant et arrière (46,50) présentant des profils extérieurs (P46,P50) aérodynamiques de manière à conférer une ligne aérodynamique au tronçon intermédiaire (Ti). Aerodynamic device (10) according to claim 7 or 8, the aerodynamic device (10) comprising a front bulb (46) mounted in the front portion (48) of the intermediate section (Ti) and a rear bulb (50) partially mounted. rear (52) of the intermediate section (Ti), these front and rear bulbs (46,50) having external profiles (P46, P50) aerodynamic to impart an aerodynamic line to the intermediate section (Ti).

10. Dispositif aérodynamique (10) selon la revendication 9, le bulbe arrière (50) étant une partie mâle insérée et fixée dans la partie arrière (52) du tronçon intermédiaire (Ti), et le bulbe avant (46) étant une partie femelle enveloppant la partie avant (48) du tronçon intermédiaire (Ti) et fixée à cette partie avant (48). Aerodynamic device (10) according to claim 9, the rear bulb (50) being a male part inserted and fixed in the rear part (52) of the intermediate section (Ti), and the front bulb (46) being a female part. wrapping the front portion (48) of the intermediate portion (Ti) and attached to this front portion (48).