FR2991113A1

FR2991113A1 - Support device assembly for supporting electric strands on fuselage panel of plane, has concave surface, where one support device is arranged at distance equal to or higher than predetermined minimal distance of strands

Info

Publication number: FR2991113A1
Application number: FR1254757A
Authority: FR
Inventors: Kergommeaux Matthieu De; Laurent Rebolloso; Romain Durand; Florent Dareys
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2012-05-24
Filing date: 2012-05-24
Publication date: 2013-11-29

Abstract

The assembly has a concave surface (40) for partly delimiting a space (45) of advance of electric strands. A fixing unit i.e. screw, is arranged for fixing of a support device on a structural element i.e. fuselage panel, of an aircraft i.e. plane. A contact end (56) is arranged to contact with another support device (18a). One of the support devices is arranged at a distance that is equal to or higher than a predetermined minimal distance of the strands within the space of advance of electric strands. Independent claims are also included for the following: (1) an aircraft (2) a method for fixing strands.

Description

ENSEMBLE DE DISPOSITIFS ET PROCÉDÉ POUR LA FIXATION DE TORONS ÉLECTRIQUES DANS UN AÉRONEF DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention concerne un ensemble de dispositifs de support de torons électriques, câbles électriques et/ou de harnais électriques dans un aéronef, notamment dans un avion. The present invention relates to a set of devices for supporting electrical strands, electrical cables and / or electrical harnesses in an aircraft, particularly in an aircraft. BACKGROUND OF THE INVENTION

Elle concerne également un procédé de fixation de torons, câbles et/ou harnais électriques dans un tel aéronef. Dans la suite de la présente description, on désigne par toron électrique indifféremment un toron, un câble électrique constitué d'un ensemble de torons, ou encore un harnais électrique constitué d'un faisceau de câbles électriques. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE La fixation des torons électriques sur des éléments structurels dans les aéronefs est habituellement assurée au moyen de dispositifs de support, couramment appelés « brackets » d'après la terminologie anglophone. Les éléments structurels concernés peuvent 25 par exemple être des cadres circonférentiels et des raidisseurs longitudinaux de fuselage. Les dispositifs de support peuvent intégrer une boucle rigide dans laquelle on fait passer un ou plusieurs torons. En variante, ces dispositifs peuvent 30 comprendre des moyens de retenue d'une attache autobloquante ou analogue permettant la retenue des torons sur le dispositif de support. Chaque dispositif de support peut être constitué de plusieurs éléments prévus pour être 5 assemblés les uns aux autres, l'un de ces éléments étant pourvu de moyens de fixation sur un élément structurel d'aéronef, tandis qu'un autre élément comprend les moyens permettant la retenue des torons. Alternativement, un dispositif de support peut être 10 formé d'une seule pièce assurant simultanément la fixation sur l'aéronef et la retenue des torons. La fixation de ces dispositifs de support sur un élément de structure d'aéronef est en général opérée par boulonnage. 15 Après le perçage des orifices correspondants, il est en général nécessaire de valider les propriétés mécaniques des éléments structurels percés, au moyen d'essais de résistance mécanique. Ces essais comprennent en général des essais statiques, 20 dynamiques, en fatigue, etc. Aussi, l'ensemble de ces essais induit un surcoût considérable dans le cycle de fabrication d'un aéronef. De plus, le positionnement des dispositifs de support doit donc être anticipé afin de prévoir les 25 orifices nécessaires dans les différents éléments structurels correspondants de l'aéronef. Par ailleurs, la distance minimale qui doit exister entre deux torons électriques dans un aéronef, couramment dénommée distance de ségrégation, est une 30 donnée faisant partie des spécifications techniques de l'aéronef. Pour chaque aéronef, il peut être prévu plusieurs distances de ségrégation correspondant respectivement à différents types de torons, câbles et/ou harnais, se distinguant par exemple par le type de signal électrique transporté. It also relates to a method for fixing strands, cables and / or electrical harnesses in such an aircraft. In the remainder of the present description, the term "electrical strand" denotes a strand, an electrical cable consisting of a set of strands, or an electrical harness consisting of a bundle of electric cables. STATE OF THE PRIOR ART Attaching electrical strands to structural elements in aircraft is usually provided by means of support devices, commonly called "brackets" according to English terminology. The structural elements concerned may for example be circumferential frames and longitudinal fuselage stiffeners. The support devices may incorporate a rigid loop in which one or more strands are passed. Alternatively, these devices may comprise means for retaining a self-locking fastener or the like for retaining the strands on the support device. Each support device may consist of several elements intended to be assembled to each other, one of these elements being provided with fastening means on an aircraft structural element, while another element comprises the means allowing the restraint of the strands. Alternatively, a support device may be formed in one piece simultaneously securing the attachment to the aircraft and retaining the strands. The fixing of these support devices on an aircraft structural element is generally operated by bolting. After drilling the corresponding orifices, it is generally necessary to validate the mechanical properties of the pierced structural elements by means of mechanical strength tests. These tests generally include static, dynamic, fatigue, etc. tests. Also, all of these tests induce considerable additional cost in the manufacturing cycle of an aircraft. In addition, the positioning of the support devices must therefore be anticipated in order to provide the necessary orifices in the various corresponding structural elements of the aircraft. Furthermore, the minimum distance that must exist between two electrical strands in an aircraft, commonly known as segregation distance, is a datum that is part of the technical specifications of the aircraft. For each aircraft, segregation distances corresponding to different types of strand, cable and / or harness can be provided, differing for example in the type of electrical signal carried.

Lors du positionnement des dispositifs de support sur un élément structurel dans un aéronef, il est nécessaire de s'assurer que pour tout couple de dispositifs de support, les torons qui seront assemblés respectivement aux deux dispositifs présenteront un écartement mutuel supérieur ou égal à la distance de ségrégation applicable. Une telle vérification se révèle fastidieuse et donc coûteuse. De surcroît, cette vérification doit être faite au moment du perçage des orifices de montage des dispositifs de support. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, économique et efficace à ces 20 problèmes, permettant d'éviter au moins en partie les inconvénients précités. Elle propose à cet effet un ensemble de dispositifs de support destinés au support de torons électriques dans un aéronef dans lequel lesdits torons 25 doivent être écartés mutuellement d'une distance minimale prédéterminée, couramment dénommée distance de ségrégation, chacun desdits dispositifs comprenant des moyens pour délimiter au moins en partie un espace de cheminement de torons électriques ainsi que des moyens 30 pour la fixation du dispositif sur un élément structurel d'aéronef. When positioning the support devices on a structural element in an aircraft, it is necessary to ensure that for any pair of support devices, the strands which will be assembled respectively to the two devices will have a mutual spacing greater than or equal to the distance applicable segregation. Such verification is tedious and therefore expensive. In addition, this check must be made when drilling the mounting holes of the support devices. DISCLOSURE OF THE INVENTION The invention aims in particular to provide a simple, economical and effective solution to these problems, to avoid at least partly the aforementioned drawbacks. It proposes for this purpose a set of support devices for supporting electrical strands in an aircraft in which said strands 25 must be mutually spaced apart by a predetermined minimum distance, commonly called segregation distance, each of said devices comprising means for delimiting at least in part an electrical strand tracking space and means 30 for fixing the device on an aircraft structural element.

Selon l'invention, chacun des dispositifs de support comprend en outre une extrémité de contact destinée au contact avec un autre desdits dispositifs, et les dispositifs de support sont conformés de sorte que lorsque deux de ces dispositifs sont fixés sur un élément d'aéronef en étant en contact mutuel par leurs extrémités de contact respectives, tout toron qui chemine dans l'espace de cheminement de l'un de ces dispositifs, et qui est d'un diamètre inférieur ou égal à un diamètre maximal admissible dans ce dernier, est à une distance supérieure ou égale à ladite distance minimale prédéterminée, de tout toron qui chemine dans l'espace de cheminement de l'autre dispositif et qui est d'un diamètre inférieur ou égal à un diamètre maximal admissible dans ce dernier. Les dispositifs de support selon l'invention permettent ainsi par leur conformation de garantir d'une manière simple le respect de la distance de ségrégation applicable entre deux torons électriques voisins. L'invention permet ainsi d'éviter de fastidieuses opérations de vérification du respect de cette distance de ségrégation. Dans un mode de réalisation préféré de l'invention, chacun des dispositifs de support 25 comporte, à son extrémité de contact, des moyens de liaison mécanique à un autre de ces dispositifs. Les dispositifs de support peuvent ainsi être assemblés par paires pour le support de torons voisins. L'assemblage étant réalisé au niveau des 30 extrémités de contact respectives des dispositifs, le respect de la distance de ségrégation est ainsi garanti. De plus, l'assemblage des deux dispositifs peut être réalisé avant leur fixation, auquel cas la fixation ultérieure des deux dispositifs sur l'élément d'aéronef est rendue plus facile. According to the invention, each of the support devices further comprises a contact end for contact with another of said devices, and the support devices are shaped so that when two of these devices are attached to an aircraft element in being in mutual contact by their respective contact ends, any strand which travels in the path space of one of these devices, and which is of a diameter less than or equal to a maximum permissible diameter in the latter, is a distance greater than or equal to said predetermined minimum distance, of any strand which travels in the path space of the other device and which is of a diameter less than or equal to a maximum permissible diameter in the latter. The support devices according to the invention thus make it possible in their conformation to guarantee in a simple manner the respect of the segregation distance applicable between two adjacent electrical strands. The invention thus makes it possible to avoid tedious verifications of compliance with this segregation distance. In a preferred embodiment of the invention, each of the support devices 25 comprises, at its contact end, mechanical connection means to another of these devices. The support devices can thus be assembled in pairs to support neighboring strands. Since the assembly is performed at the respective contact ends of the devices, the respect of the segregation distance is thus guaranteed. In addition, the assembly of the two devices can be realized before their attachment, in which case the subsequent attachment of the two devices on the aircraft element is made easier.

Dans ce premier mode de réalisation, l'ensemble comprend de préférence des dispositifs de support de deux types distincts dont les moyens de liaison mécanique respectifs forment respectivement une partie mâle et une partie femelle de formes complémentaires. Les dispositifs de support peuvent ainsi être d'une conception particulièrement simple et légère. En variante, tous les dispositifs de support de l'ensemble précité peuvent être semblables, auquel cas les moyens de liaison mécanique de chaque dispositif de support comportent avantageusement une partie mâle et une partie femelle de formes respectives complémentaires. In this first embodiment, the assembly preferably comprises support devices of two distinct types, the respective mechanical connection means form respectively a male part and a female part of complementary shapes. The support devices can thus be of a particularly simple and light design. As a variant, all the support devices of the aforementioned assembly may be similar, in which case the mechanical connection means of each support device advantageously comprise a male part and a female part of complementary respective shapes.

Cette variante permet une réduction optimale des coûts de fabrication des dispositifs de support ainsi qu'une réduction avantageuse du nombre de références de pièces à gérer. D'une manière générale, les moyens de fixation de chaque dispositif de support comprennent de préférence au moins une surface opposée à l'espace de cheminement du dispositif et destinée à être au moins partiellement recouverte d'un matériau adhésif. La fixation de chaque dispositif de support 30 sur l'élément structurel d'aéronef peut ainsi être assurée par un matériau adhésif, tel que de la colle, plutôt que par des organes mécaniques traversants tels que des boulons. Ce mode de fixation est avantageux, notamment du fait qu'il permet d'éviter les opérations préalables de perçage nécessaires à une fixation par organes traversants, et donc d'éviter la nécessité d'anticiper le positionnement des dispositifs de support. De plus, ce mode de fixation permet 10 d'éviter la nécessité de procéder à des essais de résistance mécanique des pièces obtenues à l'issue de telles opérations de perçage. Le mode de fixation par adhésif présente un avantage particulier en lien avec les caractéristiques 15 des dispositifs de support qui permettent d'assurer le respect de la distance de ségrégation applicable. En effet, avec les dispositifs de l'art antérieur, le respect de cette distance est garanti par le positionnement des trous de passage des organes de 20 fixation des dispositifs, en général bien avant la mise en place de ces dispositifs. L'invention permet au contraire de vérifier le respect de la distance de ségrégation applicable au moment de la fixation des dispositifs de support, d'une manière particulièrement 25 simple, tout en évitant de modifier les propriétés mécaniques de l'élément structurel d'aéronef concerné. L'invention offre ainsi une grande liberté dans la mise en place des dispositifs de support. Les moyens de fixation de chaque dispositif 30 de support comprennent avantageusement au moins une plaquette latérale de fixation comportant une pluralité d'orifices traversants et sur laquelle est formée au moins une partie de ladite surface destinée à être au moins partiellement recouverte d'un matériau adhésif. Une telle plaquette permet d'accroître la surface recouverte d'adhésif tout en limitant la masse de chaque dispositif de support. De plus, lorsque l'adhésif utilisé est une colle, la présence d'orifices traversants permet le passage dans chaque orifice d'une petite quantité de cette colle, qui tend à recouvrir le bord opposé de l'orifice et à former, après durcissement, une ancre contribuant à la retenue du dispositif sur l'élément structurel. D'une manière générale, chaque dispositif de support présente de préférence une surface concave globalement en forme de portion de cylindre de révolution, agencée à l'opposée des moyens de fixation du dispositif, et qui délimite partiellement l'espace de cheminement. This variant allows an optimal reduction of the manufacturing costs of the support devices and an advantageous reduction of the number of parts references to manage. In general, the fixing means of each support device preferably comprise at least one surface opposite to the path space of the device and intended to be at least partially covered with an adhesive material. The attachment of each support device 30 to the aircraft structural element can thus be provided by an adhesive material, such as glue, rather than through mechanical members such as bolts. This method of attachment is advantageous, in particular because it makes it possible to avoid the preliminary operations of drilling necessary for fastening by traversing members, and thus to avoid the need to anticipate the positioning of the support devices. In addition, this method of attachment makes it possible to avoid the necessity of testing the mechanical strength of the parts obtained after such drilling operations. The adhesive attachment mode has a particular advantage in connection with the characteristics of the support devices which ensure compliance with the applicable segregation distance. Indeed, with the devices of the prior art, the respect of this distance is guaranteed by the positioning of the passage holes of the fasteners of the devices, generally well before the introduction of these devices. On the contrary, the invention makes it possible to check compliance with the segregation distance applicable at the time of fixing the support devices, in a particularly simple manner, while avoiding modifying the mechanical properties of the aircraft structural element. concerned. The invention thus offers great freedom in setting up support devices. The fixing means of each support device 30 advantageously comprise at least one lateral fixing plate comprising a plurality of through orifices and on which at least a portion of said surface intended to be at least partially covered with an adhesive material is formed. . Such a wafer makes it possible to increase the surface covered with adhesive while limiting the mass of each support device. In addition, when the adhesive used is an adhesive, the presence of through holes allows the passage in each orifice of a small amount of this adhesive, which tends to cover the opposite edge of the orifice and to form, after hardening , an anchor contributing to the retention of the device on the structural element. In general, each support device preferably has a concave surface generally in the shape of a portion of a cylinder of revolution, arranged opposite the fixing means of the device, and which partially delimits the path space.

L'espace de cheminement est ainsi de forme cylindrique de révolution et est partiellement épousé par la surface concave précitée. Dans ce cas, chaque dispositif de support comporte avantageusement une pluralité de tiges s'étendant parallèlement à un axe de ladite surface concave et réparties circonférentiellement sur la surface concave en étant chacune disposée radialement à l'extérieur d'un évidement formé dans ladite surface concave et débouchant circonférentiellement de part et d'autre de la tige pour permettre le passage d'un collier de serrage autour de la tige. The path space is thus cylindrical in shape of revolution and is partially matched by the aforementioned concave surface. In this case, each support device advantageously comprises a plurality of rods extending parallel to an axis of said concave surface and distributed circumferentially on the concave surface, each being arranged radially outside a recess formed in said concave surface. and opening circumferentially on either side of the rod to allow the passage of a clamp around the rod.

La présence de plusieurs tiges permet une adaptation aisée à des torons électriques de différents diamètres. Pour les diamètres les plus grands, plusieurs tiges peuvent être entourées conjointement par un collier de serrage de manière à sécuriser davantage la fixation du toron au dispositif de support. Par ailleurs, la surface concave de chaque dispositif de support est de préférence en forme de demi-cylindre et est avantageusement agencée de sorte que la partie de cette surface qui est la plus proche de l'extrémité de contact du dispositif soit écartée de cette dernière d'une distance supérieure ou égale à la moitié de ladite distance de ségrégation. The presence of several rods allows easy adaptation to electrical strands of different diameters. For the larger diameters, several rods may be jointly surrounded by a clamp to further secure the attachment of the strand to the support device. Furthermore, the concave surface of each support device is preferably half-cylinder-shaped and is advantageously arranged so that the part of this surface which is closest to the contact end of the device is removed from the latter. a distance greater than or equal to half of said segregation distance.

L'invention concerne également un aéronef, tel qu'un avion, comprenant au moins un ensemble de dispositifs de support du type décrit ci-dessus, au moyen desquels des torons, câbles et/ou harnais électriques sont fixés sur au moins un élément structurel de l'aéronef. L'élément structurel est par exemple un cadre circonférentiel, un raidisseur longitudinal également dénommé lisse, ou encore un panneau de fuselage, ou la surface extérieure d'un module de cabine destiné à être logé à l'intérieur du fuselage de l'aéronef. De préférence, au moins l'un desdits dispositifs de support est fixé sur l'élément 30 structurel correspondant au moyen d'un matériau adhésif, tel que de la colle. The invention also relates to an aircraft, such as an aircraft, comprising at least one set of support devices of the type described above, by means of which strands, cables and / or electrical harnesses are attached to at least one structural element. of the aircraft. The structural element is for example a circumferential frame, a longitudinal stiffener also called smooth, or a fuselage panel, or the outer surface of a cabin module intended to be housed inside the fuselage of the aircraft. Preferably, at least one of said support devices is attached to the corresponding structural element by means of an adhesive material, such as glue.

L'invention concerne encore un procédé de fixation de torons, câbles et/ou harnais électriques sur un élément structurel dans un aéronef, comprenant la fixation, sur l'élément structurel, d'au moins deux dispositifs de support faisant partie d'un ensemble du type décrit ci-dessus, de sorte que ces deux dispositifs soient en contact mutuel par leurs extrémités de contact respectives, puis la mise en place et le serrage desdits torons, câbles et/ou harnais électriques respectivement dans les espaces de cheminement respectifs des dispositifs de support. La fixation de chaque dispositif de support sur ledit élément structurel est avantageusement réalisée au moyen d'un matériau adhésif, tel que de la colle. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS L'invention sera mieux comprise, et d'autres détails, avantages et caractéristiques de celle-ci apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : la figure 1 est une vue schématique partielle en perspective d'un élément structurel d'aéronef, tel qu'un panneau de fuselage, comprenant un ensemble de dispositifs de support de torons électriques selon un premier mode de réalisation préféré de l'invention ; la figure 2 est une vue schématique partielle de dessus de l'élément structurel de la figure 1, montrant deux torons électriques supportés par deux dispositifs de support montés bout-à-bout ; la figure 3 est une vue schématique partielle de face des deux dispositifs de support de la figure 2 ; les figures 4 et 5 sont des vues schématiques en perspective respectivement des deux dispositifs de support de la figure 2 ; la figure 6 est une vue schématique partielle en perspective de deux dispositifs de support de torons électriques montés bout-à-bout appartenant à un ensemble selon un deuxième mode de réalisation préféré de l'invention ; la figure 7 est une vue schématique partielle en perspective de deux dispositifs de support de torons électriques montés bout-à-bout appartenant à un ensemble selon un troisième mode de réalisation préféré de l'invention ; la figure 8 est une vue schématique partielle de dessus de deux dispositifs de support de torons 20 électriques appartenant à un ensemble selon un quatrième mode de réalisation préféré de l'invention ; la figure 9 est une vue schématique partielle en perspective de dessous de deux dispositifs de support de torons électriques montés bout-à-bout appartenant à 25 un ensemble selon un cinquième mode de réalisation préféré de l'invention ; la figure 10 est une vue face de deux dispositifs de support de torons électriques montés bout-à-bout appartenant à un 30 ensemble selon un sixième mode de réalisation préféré de l'invention. schématique partielle de Dans l'ensemble de ces figures, des références identiques peuvent désigner des éléments identiques ou analogues. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS La figure 1 illustre un élément structurel d'aéronef, qui peut être par exemple un panneau de fuselage 10 d'un avion. Sur la surface intérieure de ce panneau 10, on aperçoit quatre dispositifs de support de torons électriques appartenant à un ensemble de dispositifs selon un premier mode de réalisation préféré de l'invention, ces dispositifs supportant deux câbles électriques 12 et 14. Il est à noter que les dispositifs de support permettent indifféremment le support de torons, câbles et harnais électriques. Les dispositifs de support illustrés sont destinés au support de torons, câbles et harnais destinés à véhiculer un certain type de signaux électriques, pour lequel une distance de ségrégation prédéterminée est applicable. Parmi les quatre dispositifs de support illustrés, deux dispositifs 16 sont indépendants l'un de l'autre tandis que deux dispositifs 18a et 18b sont assemblés l'un à l'autre, comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit. Comme le montre la figure 1, l'un des câbles électriques 14 présente une partie coudée au-delà de laquelle ce câble s'étend parallèlement à un troisième câble électrique 20. Ces deux derniers câbles sont supportés à proximité de la partie coudée du câble 14 au moyen d'un dispositif de support à angle 22. Ce dernier dispositif ne fait pas partie de l'ensemble précité mais peut le compléter avantageusement. Ce dispositif comporte deux pièces articulées l'une à l'autre par un mécanisme à crabots. Plus précisément, chaque pièce comporte une portion de guidage de câble 24 à l'une de ses extrémités, et une plaquette 26 pourvue de crabots 28 à son extrémité opposée. Chacune des pièces est collée par sa face inférieure sur la surface du panneau de fuselage 10. L'articulation à crabots offre une pluralité de réglages d'angles entre les deux pièces permettant d'adapter le dispositif à différentes configurations de câbles à supporter. La figure 2 représente les câbles 12 et 14 15 ainsi que les deux dispositifs de support 18a et 18b assemblés l'un à l'autre. Ces deux dispositifs sont également visibles assemblés sur la figure 3, et chacun isolé de l'autre respectivement sur les figures 4 et 5. Comme le montrent ces figures, chacun de 20 ces dispositifs 18a et 18b prend la forme d'une pièce en forme générale de prisme droit 30, dont la génératrice est parallèle à une direction locale 32 de cheminement de toron, câble ou harnais électrique. La pièce 30 précitée présente une face 25 inférieure 34 à laquelle sont raccordées deux plaquettes latérales de fixation 36 s'étendant de part et d'autre de la pièce 30. Ces plaquettes 36 présentent chacune une surface inférieure 36a destinée à être recouverte d'un adhésif, tel que de la colle, pour 30 assurer la fixation du dispositif sur le panneau de fuselage 10 ou sur tout autre élément structurel d'aéronef. Dans l'exemple illustré, chaque plaquette de fixation 36 comporte une pluralité d'orifices traversants 37 permettant d'améliorer la retenue de la pièce 30 par collage, comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit. Il est à noter que la face inférieure 34 et les deux plaquettes latérales de fixation 36 forment des moyens pour la fixation du dispositif sur un élément structurel d'aéronef, selon la terminologie propre à la présente invention. The invention further relates to a method for attaching strands, cables and / or electrical harnesses to a structural element in an aircraft, comprising fastening, on the structural element, at least two support devices forming part of an assembly. of the type described above, so that these two devices are in mutual contact with their respective contact ends, then the establishment and tightening of said strands, cables and / or electrical harness respectively in the respective path spaces of the devices of support. The fixing of each support device on said structural element is advantageously carried out by means of an adhesive material, such as glue. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The invention will be better understood, and other details, advantages and characteristics thereof will appear on reading the following description given by way of nonlimiting example and with reference to the appended drawings in which: Figure 1 is a partial schematic perspective view of an aircraft structural member, such as a fuselage panel, comprising a set of electric strand support devices according to a first preferred embodiment of the invention; Figure 2 is a partial schematic top view of the structural member of Figure 1, showing two electrical strands supported by two support devices mounted end-to-end; Figure 3 is a partial schematic front view of the two support devices of Figure 2; Figures 4 and 5 are schematic perspective views respectively of the two support devices of Figure 2; Figure 6 is a partial schematic perspective view of two end-to-end mounted electrical strand support devices belonging to an assembly according to a second preferred embodiment of the invention; Figure 7 is a partial schematic perspective view of two end-to-end mounted electrical strand support devices belonging to an assembly according to a third preferred embodiment of the invention; Figure 8 is a partial schematic top view of two electrical strand support devices belonging to an assembly according to a fourth preferred embodiment of the invention; Fig. 9 is a partial schematic bottom perspective view of two end-to-end electrical strand support devices belonging to an assembly according to a fifth preferred embodiment of the invention; Fig. 10 is a front view of two end-to-end mounted electrical strand support devices belonging to an assembly according to a sixth preferred embodiment of the invention. In all of these figures, identical references may designate identical or similar elements. DETAILED DESCRIPTION OF PREFERRED EMBODIMENTS FIG. 1 illustrates an aircraft structural element, which may for example be a fuselage panel of an aircraft. On the inner surface of this panel 10, there are four electric strand support devices belonging to a set of devices according to a first preferred embodiment of the invention, these devices supporting two electric cables 12 and 14. It is noted that the support devices allow indifferently the support of strands, cables and electrical harnesses. The illustrated support devices are intended for supporting strands, cables and harnesses for conveying a certain type of electrical signals, for which a predetermined segregation distance is applicable. Of the four illustrated support devices, two devices 16 are independent of each other while two devices 18a and 18b are assembled to each other, as will become more apparent in the following. As shown in Figure 1, one of the electric cables 14 has a bent portion beyond which the cable extends parallel to a third electrical cable 20. The latter two cables are supported near the bent portion of the cable 14 by means of an angle support device 22. The latter device is not part of the above set but can complement it advantageously. This device comprises two parts articulated to one another by a jaw mechanism. More specifically, each piece has a cable guide portion 24 at one of its ends, and a plate 26 provided with claws 28 at its opposite end. Each of the parts is glued by its underside on the surface of the fuselage panel 10. The jaw joint offers a plurality of angle adjustments between the two parts to adapt the device to different configurations of cables to support. Figure 2 shows the cables 12 and 14 as well as the two support devices 18a and 18b assembled to each other. These two devices are also visible assembled in FIG. 3, and each isolated from the other respectively in FIGS. 4 and 5. As these figures show, each of these devices 18a and 18b takes the form of a shaped part. general right prism 30, whose generator is parallel to a local direction 32 of strand tracking, cable or electrical harness. The aforementioned part 30 has a lower face 34 to which are connected two lateral attachment plates 36 extending on either side of the part 30. These plates 36 each have a lower surface 36a intended to be covered by a adhesive, such as glue, for securing the device to the fuselage panel 10 or to any other aircraft structural element. In the illustrated example, each attachment plate 36 has a plurality of through orifices 37 to improve the retention of the part 30 by gluing, as will become clearer in the following. It should be noted that the lower face 34 and the two lateral attachment plates 36 form means for fixing the device on an aircraft structural element, according to the terminology proper to the present invention.

La pièce 30 présente une face supérieure 38 évidée de manière à former une surface concave 40 en portion de cylindre de révolution, d'axe 41 parallèle à la direction locale de cheminement 32 (figure 3), cette surface concave 40 étant raccordée à deux extrémités opposées 42 et 44 de la face supérieure 38 précitée. La surface concave 40 délimite en partie un espace de cheminement 45 pour torons électriques (figure 3). Cet espace de cheminement 45 prend la forme d'un cylindre virtuel dont une partie est formée par la surface concave 40 et dont le reste est formé par une prolongation de cette surface 40. Il est à noter que la surface concave 40 constitue ainsi un moyen pour délimiter au moins en partie l'espace de cheminement 45 pour torons électriques, selon la terminologie propre à la présente invention. Dans l'exemple illustré, la surface concave 40 est en forme de demi-cylindre de révolution. Dans ce cas, l'écartement entre les deux extrémités opposées de la surface concave 40 est sensiblement égal au diamètre D de l'espace de cheminement 45 (figure 3), et donc aussi au diamètre maximal admissible de tout toron électrique au sein de cet espace de cheminement 45. La surface concave 40 présente une gorge 46 (figures 2, 4 et 5) s'étendant circonférentiellement 5 d'un bout à l'autre de cette surface concave 40 et débouchant ainsi au niveau des extrémités opposées 42 et 44 de la face supérieure 38 de la pièce 30. Cette gorge 46 est bordée de chaque côté par deux rebords opposés 48 et 50 qui font partie de la surface 10 concave 40. De plus, la pièce 30 intègre une pluralité de tiges 52 s'étendant parallèlement à la direction locale de cheminement 32 de sorte que chacune de ces tiges 32 relie les deux rebords opposés 48 et 50 de la 15 surface concave 40. Chaque tige 52 s'étend ainsi radialement à l'extérieur de la gorge 46 (figures 4 et 5). Dans l'exemple illustré, les tiges 52 sont au nombre de six, réparties de part et d'autre d'un 20 plan médian de la surface concave 40 passant par l'axe de cette dernière. Plus généralement, les tiges 52 sont de préférence en un nombre pair et réparties en deux moitiés disposées de part et d'autre du plan médian précité. 25 Comme le montre la figure 2, chacun des câbles 12 et 14 est solidarisé au dispositif de support correspondant 18a, 18b au moyen d'un collier de serrage 54 du type attache autobloquante, couramment appelé « tie wrap », serré autour du câble 12, 14 et 30 des deux tiges 52 les plus proches du plan médian précité, c'est-à-dire les deux tiges 52 les plus centrées circonférentiellement par rapport à la surface concave 40. La surface concave 40 permet le cheminement d'un ou plusieurs torons, câbles et/ou harnais électriques pouvant être de différentes tailles. Les tiges 52 autour desquelles le collier de serrage est serré peuvent être choisies en fonction de la configuration du ou des torons, câbles et/ou harnais à supporter. The piece 30 has an upper face 38 recessed so as to form a concave surface 40 in a cylindrical portion of revolution, axis 41 parallel to the local direction of travel 32 (Figure 3), this concave surface 40 being connected at both ends opposed 42 and 44 of the upper face 38 above. The concave surface 40 delimits in part a path space 45 for electrical strands (FIG. 3). This path space 45 takes the form of a virtual cylinder, part of which is formed by the concave surface 40 and the remainder of which is formed by an extension of this surface 40. It should be noted that the concave surface 40 thus constitutes a means to delimit at least part of the path space 45 for electrical strands, according to the terminology of the present invention. In the example illustrated, the concave surface 40 is in the form of a half cylinder of revolution. In this case, the spacing between the two opposite ends of the concave surface 40 is substantially equal to the diameter D of the path space 45 (FIG. 3), and therefore also to the maximum permissible diameter of any electrical strand within this region. The concave surface 40 has a groove 46 (FIGS. 2, 4 and 5) extending circumferentially across the concave surface 40 and thus opening at the opposite ends 42 and 44. The groove 46 is bordered on each side by two opposite flanges 48 and 50 which are part of the concave surface 40. In addition, the part 30 incorporates a plurality of rods 52 extending parallel to the local path direction 32 so that each of these rods 32 connects the two opposite flanges 48 and 50 of the concave surface 40. Each rod 52 thus extends radially outwardly of the groove 46 (FIG. and 5). In the example illustrated, the rods 52 are six in number, distributed on either side of a median plane of the concave surface 40 passing through the axis of the latter. More generally, the rods 52 are preferably in an even number and distributed in two halves disposed on either side of said median plane. As shown in FIG. 2, each of the cables 12 and 14 is secured to the corresponding support device 18a, 18b by means of a tie-wrap 54 of the self-locking fastener type, commonly called "tie wrap", tightened around the cable 12 , 14 and 30 of the two rods 52 closest to the aforementioned median plane, that is to say the two rods 52 most centered circumferentially relative to the concave surface 40. The concave surface 40 allows the path of one or several strands, cables and / or electrical harnesses that can be of different sizes. The rods 52 around which the clamp is tightened may be chosen depending on the configuration of the strand or cables and / or harnesses to be supported.

Par ailleurs, comme le montrent les figures 4 et 5, les dispositifs 18a et 18b comprennent chacun une extrémité de contact 56 qui prend la forme d'une surface orthogonale à la face inférieure 34 de la pièce 30 et qui est pourvue de moyens 58a, 58b de liaison mécanique à l'autre de ces dispositifs. Dans l'exemple illustré, ces deux dispositifs 18a et 18b sont de deux types distincts, les différences entre ces dispositifs résidant dans la configuration de leurs moyens de liaison respectifs. Moreover, as shown in FIGS. 4 and 5, the devices 18a and 18b each comprise a contact end 56 which takes the form of a surface orthogonal to the lower face 34 of the part 30 and which is provided with means 58a, 58b of mechanical connection to the other of these devices. In the illustrated example, these two devices 18a and 18b are of two distinct types, the differences between these devices residing in the configuration of their respective connection means.

Plus précisément, le premier dispositif 18a illustré sur la figure 4 comporte un tenon 58a s'étendant en saillie depuis la surface d'extrémité de contact 56. Ce tenon 58a comporte une partie d'extrémité 60 globalement en forme de cylindre de révolution d'axe orthogonal à la face inférieure 34 de la pièce 30, cette partie étant raccordée à la surface d'extrémité de contact 56 par une paroi 62 d'épaisseur inférieure au diamètre du tenon 58a. Le deuxième dispositif 18b illustré sur la figure 5 comporte une fente 64 ménagée dans la surface d'extrémité de contact 56 de ce dispositif et s'étendant selon une direction orthogonale à la face inférieure 34 de celui-ci. Cette fente 64 débouche dans une cavité 58b de forme complémentaire à la forme de la partie d'extrémité 60 du tenon 58a du premier dispositif 18a. De plus, la largeur de la fente 64 est définie pour permettre un engagement sensiblement sans jeu de la paroi 62 du tenon 58a dans la fente 64, comme illustré sur la figure 2. Le tenon 58a et la cavité 58b forment ainsi respectivement une partie mâle et une partie femelle des moyens de liaison mécanique des deux dispositifs 18a et 18b. L'assemblage des dispositifs 18a et 18b tel qu'illustré sur les figures 2 et 3 peut être obtenu par translation relative des deux dispositifs selon la direction orthogonale à la face inférieure 34 respective de chacun de ces dispositifs jusqu'à ce que le tenon 58a soit entièrement logé dans la cavité 58b. Dans cette configuration, les deux dispositifs 18a et 18b sont en contact mutuel par leurs surfaces d'extrémité de contact 56 respectives. Comme le montre la figure 3, la surface d'extrémité de contact 56 de chaque dispositif 18a, 18b est écartée de l'extrémité proximale 66 de la surface concave 40 d'une distance d. Dans le cas particulier illustré, l'extrémité proximale 66 de la surface concave 40 coïncide avec l'extrémité proximale de l'espace de cheminement 45. De ce fait, l'espace de cheminement 45, et donc tout toron, câble ou harnais électrique ou ensemble de ces éléments passant dans l'espace de cheminement 45, est écarté de la surface d'extrémité de contact 56, d'une distance supérieure ou égale à la distance d précitée. Ainsi, lorsque les deux dispositifs de support 18a et 18b sont assemblés l'un à l'autre comme sur les figures 2 et 3, tout toron, câble ou harnais électrique passant dans l'espace de cheminement 45 du premier dispositif 18a est écarté de tout toron, câble ou harnais électrique passant dans l'espace de cheminement 45 du deuxième dispositif 18b, d'une distance supérieure ou égale à deux fois la distance d. Or, chaque dispositif de support 18a, 18b est conformé de sorte que la distance d soit au moins égale à la moitié de la distance de ségrégation applicable. More specifically, the first device 18a illustrated in FIG. 4 comprises a peg 58a projecting from the contact end surface 56. This peg 58a has an end portion 60 that is generally cylindrical in shape with a revolution of rotation. orthogonal axis to the lower face 34 of the part 30, this part being connected to the contact end surface 56 by a wall 62 of thickness less than the diameter of the post 58a. The second device 18b illustrated in FIG. 5 comprises a slot 64 formed in the contact end surface 56 of this device and extending in a direction orthogonal to the lower face 34 thereof. This slot 64 opens into a cavity 58b of complementary shape to the shape of the end portion 60 of the pin 58a of the first device 18a. In addition, the width of the slot 64 is defined to allow a substantially play-free engagement of the wall 62 of the post 58a in the slot 64, as illustrated in FIG. 2. The post 58a and the cavity 58b thus form respectively a male part. and a female part of the mechanical connection means of the two devices 18a and 18b. The assembly of the devices 18a and 18b as illustrated in FIGS. 2 and 3 can be obtained by relative translation of the two devices in the direction orthogonal to the respective lower face 34 of each of these devices until the pin 58a is entirely housed in the cavity 58b. In this configuration, the two devices 18a and 18b are in mutual contact by their respective contact end surfaces 56. As shown in FIG. 3, the contact end surface 56 of each device 18a, 18b is spaced from the proximal end 66 of the concave surface 40 by a distance d. In the particular case illustrated, the proximal end 66 of the concave surface 40 coincides with the proximal end of the path space 45. As a result, the path space 45, and therefore any strand, cable or electrical harness or all of these elements passing in the path space 45, is spaced from the contact end surface 56 by a distance greater than or equal to the distance d above. Thus, when the two support devices 18a and 18b are assembled to each other as in Figures 2 and 3, any strand, cable or electrical harness passing through the path space 45 of the first device 18a is removed from any strand, cable or electrical harness passing through the path space 45 of the second device 18b, by a distance greater than or equal to twice the distance d. However, each support device 18a, 18b is shaped so that the distance d is at least equal to half of the applicable segregation distance.

De ce fait, il est garanti que tout couple de torons passant respectivement dans les espaces de cheminement 45 respectifs des deux dispositifs de support 18a, 18b assemblés l'un à l'autre présente un espacement au moins égal à la distance de ségrégation applicable. Dans l'exemple illustré, l'espacement minimal est obtenu lorsque sont respectivement reçus, dans les espaces de cheminement 45, deux torons de diamètre égal au diamètre D de ces espaces de cheminement 45. Les dispositifs de support 16 indépendants représentés sur la figure 1 sont du même type que le dispositif de support 18b à fente 64 et cavité 58b, ceci afin de limiter au mieux la masse de l'ensemble des dispositifs de support. Therefore, it is ensured that any pair of strands passing respectively in the respective path spaces 45 of the two support devices 18a, 18b assembled to one another has a spacing at least equal to the applicable segregation distance. In the example illustrated, the minimum spacing is obtained when two strands of diameter equal to the diameter D of these path spaces 45 are respectively received in the path spaces 45. The independent support devices 16 shown in FIG. are of the same type as the support device 18b slot 64 and cavity 58b, in order to best limit the mass of all support devices.

Pour réduire cette masse globale, il est à noter que chaque dispositif de support 18a à tenon 58a comporte une cavité cylindrique de révolution 68 ménagée entre la surface concave 40 et l'extrémité de contact 56 du dispositif (figures 2 et 4). D'une manière générale, les dispositifs de support 16, 18a et 18b peuvent être avantageusement fixés sur le panneau de fuselage 10, ou sur tout autre élément structurel, par collage de la face inférieure 34 de la pièce 30 et de celle 36a des plaquettes latérales de fixation 36 sur ce panneau de fuselage. Lors d'un tel collage, une partie de la colle remonte au travers des orifices traversants 37 des plaquettes 36 sous l'effet de la pression exercée sur le dispositif, et se répand autour de ces orifices 37 sur la face supérieure de chaque plaquette 36. Après durcissement, la colle ayant traversé les orifices 37 forme ainsi des moyens d'ancrage des plaquettes 36 sur le panneau de fuselage 10, de nature à accroître l'effet d'adhésion du dispositif sur ce panneau. La figure 6 illustre deux dispositifs de support 18a et 18b d'un ensemble de dispositifs selon un deuxième mode de réalisation préféré de l'invention. Ces dispositifs sont semblables aux dispositifs décrits ci-dessus sauf en ce qu'ils sont dépourvus de plaquettes latérales de fixation. Selon ce deuxième mode de réalisation, les deux dispositifs de support 18a et 18b sont assemblés l'un à l'autre par l'engagement du tenon 58a de l'un des dispositifs 18a dans la cavité cylindrique 58b de l'autre dispositif 18b, et l'ensemble ainsi formé est fixé sur le panneau de fuselage 10, ou sur tout autre élément structurel d'aéronef, au moyen d'une vis 72 traversant la cavité cylindrique du dispositif 18a comportant le tenon 58a et montée dans un orifice adapté du panneau de fuselage 10 (non visible sur la figure 6). La vis 72 comporte une tête 74 appliquée sur la face supérieure 38 de la pièce 30 pour assurer la retenue du dispositif, par exemple en coopération avec un écrou (non représenté sur la figure 6) vissé sur l'autre extrémité de la vis de l'autre côté du panneau de fuselage 10. Une rondelle 75 est de préférence interposée entre la face supérieure 38 précitée et la tête 74 de la vis 72. Il est à noter que la vis 72 fait ainsi partie de moyens pour la fixation du dispositif sur un élément structurel d'aéronef, selon la terminologie propre à la présente invention. La figure 7 illustre deux dispositifs de support 16 d'un ensemble de dispositifs selon un troisième mode de réalisation préféré de l'invention, dans lequel tous les dispositifs de support sont d'un même type. Plus précisément, chaque dispositif de support 16 comporte une surface d'extrémité de contact 56 plane et donc dépourvue de fente et de tenon. De plus, chaque dispositif 16 comporte une cavité cylindrique 58 semblable à la cavité 68 du dispositif 18a décrit ci-dessus. Cette cavité est donc d'axe orthogonal à la face inférieure 34 de la pièce 30 du dispositif et débouche sur la face supérieure 38 de cette pièce 30, entre la surface concave 40 et l'extrémité de contact 56 de la pièce 30. To reduce this overall mass, it should be noted that each support device 18a pin 58a has a cylindrical cavity of revolution 68 formed between the concave surface 40 and the contact end 56 of the device (Figures 2 and 4). In general, the support devices 16, 18a and 18b can advantageously be fixed on the fuselage panel 10, or on any other structural element, by bonding the lower face 34 of the part 30 and that of the plates 36a. lateral fixing 36 on this fuselage panel. During such gluing, a portion of the glue rises through the through holes 37 of the plates 36 under the effect of the pressure exerted on the device, and spreads around these orifices 37 on the upper face of each plate 36 After curing, the adhesive having passed through the orifices 37 thus forms means for anchoring the plates 36 on the fuselage panel 10, such as to increase the adhesion effect of the device on this panel. Figure 6 illustrates two support devices 18a and 18b of a set of devices according to a second preferred embodiment of the invention. These devices are similar to the devices described above except that they are devoid of side fixation plates. According to this second embodiment, the two support devices 18a and 18b are assembled to one another by the engagement of the pin 58a of one of the devices 18a in the cylindrical cavity 58b of the other device 18b, and the assembly thus formed is fixed on the fuselage panel 10, or on any other aircraft structural element, by means of a screw 72 passing through the cylindrical cavity of the device 18a comprising the pin 58a and mounted in a suitable orifice of the fuselage panel 10 (not visible in Figure 6). The screw 72 comprises a head 74 applied on the upper face 38 of the part 30 to ensure the retention of the device, for example in cooperation with a nut (not shown in Figure 6) screwed on the other end of the screw of the Another side of the fuselage panel 10. A washer 75 is preferably interposed between the above upper face 38 and the head 74 of the screw 72. It should be noted that the screw 72 is thus part of the means for fixing the device on an aircraft structural element, according to the terminology of the present invention. FIG. 7 illustrates two support devices 16 of a set of devices according to a third preferred embodiment of the invention, in which all the support devices are of the same type. Specifically, each support device 16 has a contact end surface 56 flat and thus devoid of slot and tenon. In addition, each device 16 has a cylindrical cavity 58 similar to the cavity 68 of the device 18a described above. This cavity is therefore of axis orthogonal to the lower face 34 of the part 30 of the device and opens on the upper face 38 of this part 30, between the concave surface 40 and the contact end 56 of the part 30.

L'ensemble de dispositifs de support se complète d'un ou de plusieurs organes 76 de liaison mécanique provisoire, prenant la forme de deux cylindres parallèles 78 rattachés l'un à l'autre à une extrémité par une plaquette de liaison 80. L'engagement simultané des deux cylindres 78 respectivement dans les cavités cylindriques 58 respectives des deux dispositifs 16 permet de solidariser ces derniers et de garantir leur positionnement relatif au cours de leur fixation sur le panneau de fuselage 10 par collage ou par tout autre type d'adhésif approprié. Dès que le collage est effectif après durcissement de la colle, ou plus généralement après la prise de l'adhésif, l'organe de liaison provisoire 76 peut être retiré afin de réduire la masse de l'ensemble. La figure 8 illustre très schématiquement des moyens de liaison mécanique 58a, 58b de deux dispositifs de support 16 d'un ensemble de dispositifs selon un quatrième mode de réalisation préféré de l'invention, dans lequel tous les dispositifs de support sont d'un même type. Comme le montre cette figure 8, chaque dispositif de support comporte au niveau de son extrémité de contact un tenon 58a et une cavité cylindrique 58b débouchant au travers de la surface d'extrémité de contact 56 par une fente 64 s'étendant perpendiculairement à la face inférieure de la pièce 30 du dispositif. The set of support devices is completed by one or more members 76 of temporary mechanical connection, in the form of two parallel cylinders 78 attached to one another at one end by a connecting plate 80. simultaneous engagement of the two cylinders 78 respectively in the respective cylindrical cavities 58 of the two devices 16 allows to secure the latter and to ensure their relative positioning during their attachment to the fuselage panel 10 by gluing or any other type of appropriate adhesive . As soon as the bonding is effective after curing of the adhesive, or more generally after the setting of the adhesive, the provisional connecting member 76 can be removed in order to reduce the mass of the assembly. FIG. 8 very schematically illustrates mechanical connection means 58a, 58b of two support devices 16 of a set of devices according to a fourth preferred embodiment of the invention, in which all the support devices are of the same type. As shown in FIG. 8, each support device comprises at its contact end a pin 58a and a cylindrical cavity 58b opening through the contact end surface 56 via a slot 64 extending perpendicular to the face lower part 30 of the device.

L'assemblage de deux dispositifs de support 16 peut ainsi être réalisé par un engagement conjoint du tenon 58a de chacun des dispositifs dans la cavité cylindrique 58b de l'autre dispositif. La figure 9 illustre deux dispositifs de support 18a et 18b d'un ensemble selon un cinquième 5 mode de réalisation de l'invention, vus de dessous. Ces deux dispositifs sont semblables aux dispositifs des figures 2 à 5, sauf en ce qu'ils comprennent en outre une piste d'adhésif double face 82 permettant de maintenir en place les deux dispositifs au cours du 10 durcissement de la colle destinée à fixer ces dispositifs sur le panneau de fuselage 10. La figure 10 illustre deux dispositifs de support 18a et 18b d'un ensemble selon un sixième mode de réalisation de l'invention, vus de face.The assembly of two support devices 16 can thus be achieved by a joint engagement of the pin 58a of each of the devices in the cylindrical cavity 58b of the other device. Figure 9 illustrates two support devices 18a and 18b of an assembly according to a fifth embodiment of the invention, seen from below. These two devices are similar to the devices of FIGS. 2 to 5, except that they further comprise a double-sided adhesive strip 82 for holding the two devices in place during the curing of the adhesive intended to fix these devices on the fuselage panel 10. Figure 10 illustrates two support devices 18a and 18b of an assembly according to a sixth embodiment of the invention, seen from the front.

15 Ces deux dispositifs sont globalement semblables aux dispositifs des figures 2 à 5, sauf en ce que la surface concave 40 de chacun des dispositifs est à concavité tournée en direction opposée à la surface d'extrémité de contact 56.These two devices are substantially similar to the devices of FIGS. 2 to 5, except that the concave surface 40 of each of the devices is concavely turned away from the contact end surface 56.

20 Bien entendu, les dispositifs de support décrits ci-dessus peuvent être fixés sur tout type d'élément structurel dans un aéronef, comme expliqué ci-dessus. Of course, the support devices described above may be attached to any type of structural element in an aircraft, as explained above.

Claims

REVENDICATIONS1. Ensemble de dispositifs de support (16, 18a, 18b) destinés au support de torons électriques (12, 14) dans un aéronef dans lequel lesdits torons doivent être écartés mutuellement d'une distance minimale prédéterminée, chacun desdits dispositifs comprenant des moyens (40) pour délimiter au moins en partie un espace (45) de cheminement de torons électriques ainsi que des moyens (34, 36, 72) pour la fixation du dispositif sur un élément structurel (10) d'aéronef, ledit ensemble étant caractérisé en ce que chacun desdits dispositifs de support comprend en outre une extrémité de contact (56) destinée au contact avec un autre desdits dispositifs, et en ce que lesdits dispositifs de support sont conformés de sorte que lorsque deux de ces dispositifs sont fixés sur un élément d'aéronef en étant en contact mutuel par leurs extrémités de contact (56) respectives, tout toron qui chemine dans l'espace de cheminement (45) de l'un de ces dispositifs est à une distance supérieure ou égale à ladite distance minimale prédéterminée de tout toron qui chemine dans l'espace de cheminement (45) de l'autre dispositif. REVENDICATIONS1. A set of support devices (16, 18a, 18b) for supporting electrical strands (12, 14) in an aircraft in which said strands are mutually separated by a predetermined minimum distance, each of said devices comprising means (40) for delimiting at least part of an electrical strand tracking space (45) and means (34, 36, 72) for attaching the device to an aircraft structural member (10), said assembly being characterized in that each of said support devices further comprises a contact end (56) for contact with another of said devices, and in that said support devices are shaped such that when two of these devices are attached to an aircraft element by being in mutual contact with their respective contact ends (56), any strand which travels in the path space (45) of one of these devices is at a distance greater than greater than or equal to the predetermined minimum distance of any strand that travels in the path space (45) of the other device.

2. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel chacun desdits dispositifs de support (16, 18a, 18b) comporte, à son extrémité de contact, des moyens (58a, 58b) de liaison mécanique à un autre de ces 30 dispositifs. 2. The assembly of claim 1, wherein each of said support devices (16, 18a, 18b) has, at its contact end, means (58a, 58b) for mechanical connection to another of these devices.

3. Ensemble selon la revendication 2, comprenant des dispositifs de support (18a, 18b) de deux types distincts dont les moyens de liaison mécanique respectifs forment respectivement une partie mâle (58a) et une partie femelle (58b) de formes respectives complémentaires. 3. An assembly according to claim 2, comprising support devices (18a, 18b) of two distinct types, the respective mechanical connection means form respectively a male portion (58a) and a female portion (58b) of respective complementary shapes.

4. Ensemble selon la revendication 2, dans lequel tous les dispositifs de support (16) sont semblables et les moyens de liaison mécanique de chaque dispositif de support comportent une partie mâle (58a) et une partie femelle (58b) de formes complémentaires. 4. The assembly of claim 2, wherein all the support devices (16) are similar and the mechanical connection means of each support device comprise a male portion (58a) and a female portion (58b) of complementary shapes.

5. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel les moyens de fixation de chaque dispositif de support (16, 18a, 18b) comprennent au moins une surface (34, 36a) opposée à l'espace de cheminement (45) du dispositif et destinée à être au moins partiellement recouverte d'un matériau adhésif. 5. An assembly according to any one of claims 1 to 4, wherein the fixing means of each support device (16, 18a, 18b) comprise at least one surface (34, 36a) opposite to the path space ( 45) of the device and intended to be at least partially covered with an adhesive material.

6. Ensemble selon la revendication 5, dans lequel les moyens de fixation de chaque dispositif de support comprennent au moins une plaquette latérale de fixation (36) comportant une pluralité d'orifices traversants (37) et sur laquelle est formée au moins une partie (36a) de ladite surface destinée à être au moins partiellement recouverte d'un matériau adhésif. 6. An assembly according to claim 5, wherein the fastening means of each support device comprise at least one lateral attachment plate (36) having a plurality of through holes (37) and on which at least one part is formed ( 36a) of said surface intended to be at least partially covered with an adhesive material.

7. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel chaque dispositif de support (16, 18a, 18b) présente une surface concave (40) globalement en forme de portion de cylindre derévolution, agencée à l'opposée des moyens de fixation (34, 36) du dispositif, et qui délimite partiellement ledit espace de cheminement (45). An assembly according to any one of claims 1 to 6, wherein each support device (16, 18a, 18b) has a concave surface (40) generally in the form of an evolutionary cylinder portion, arranged opposite the means fixing device (34, 36), which partially delimits said path space (45).

8. Ensemble selon la revendication 7, dans lequel chaque dispositif de support (16, 18a, 18b) comporte une pluralité de tiges (52) s'étendant parallèlement à un axe (41) de ladite surface concave et réparties circonférentiellement sur ladite surface concave en étant chacune disposée radialement à l'extérieur d'un évidement (46) formé dans ladite surface et débouchant circonférentiellement de part et d'autre de la tige (52) pour permettre le passage d'un collier de serrage (54) autour de la tige. 8. The assembly of claim 7, wherein each support device (16, 18a, 18b) comprises a plurality of rods (52) extending parallel to an axis (41) of said concave surface and distributed circumferentially on said concave surface each being disposed radially outwardly of a recess (46) formed in said surface and opening circumferentially on either side of the shank (52) to allow passage of a clamp (54) around the stem.

9. Ensemble selon la revendication 7 ou 8, dans lequel ladite surface concave (40) de chaque dispositif de support est en forme de demi-cylindre et est agencée de sorte que la partie (66) de ladite surface concave la plus proche de l'extrémité de contact (56) du dispositif est écartée de cette dernière d'une distance d supérieure ou égale à la moitié de ladite distance minimale prédéterminée. An assembly according to claim 7 or 8, wherein said concave surface (40) of each support device is in the shape of a half-cylinder and is arranged so that the portion (66) of said concave surface closest to the the contact end (56) of the device is spaced from the latter by a distance d greater than or equal to half of said predetermined minimum distance.

10. Aéronef, tel qu'un avion, caractérisé en ce qu'il comprend au moins un ensemble de dispositifs de support (16, 18a, 18b) selon l'une quelconque des revendications précédentes, au moyen desquels des torons, câbles et/ou harnais électriques sont fixés sur au moins un élément structurel (10) de l'aéronef. Aircraft, such as an aircraft, characterized in that it comprises at least one set of support devices (16, 18a, 18b) according to any one of the preceding claims, by means of which strands, cables and / or or electrical harnesses are attached to at least one structural element (10) of the aircraft.

11. Aéronef selon la revendication 10, dans lequel au moins l'un desdits dispositifs de support est fixé sur l'élément structurel correspondant au moyen d'un matériau adhésif, tel que de la colle. An aircraft according to claim 10, wherein at least one of said support devices is attached to the corresponding structural member by means of an adhesive material, such as glue.

12. Procédé de fixation de torons, câbles et/ou harnais électriques sur un élément structurel (10) dans un aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend la fixation, sur ledit élément structurel, d'au moins deux dispositifs de support (16, 18a, 18b) faisant partie d'un ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, de sorte que ces deux dispositifs soient en contact mutuel par leurs extrémités de contact (56) respectives, puis la mise en place et le serrage desdits torons, câbles et/ou harnais électriques respectivement dans les espaces de cheminement (45) respectifs desdits dispositifs de support. 12. A method of fixing strands, cables and / or electrical harnesses on a structural element (10) in an aircraft, characterized in that it comprises fixing, on said structural element, at least two support devices (16 , 18a, 18b) forming part of an assembly according to any one of claims 1 to 9, so that these two devices are in mutual contact by their respective contact ends (56), then the establishment and tightening said strands, cables and / or electrical harness respectively in the respective path spaces (45) of said support devices.

13. Procédé selon la revendication 12, dans lequel la fixation de chaque dispositif de support sur ledit élément structurel est réalisée au moyen d'un matériau adhésif, tel que de la colle. 13. The method of claim 12, wherein the attachment of each support device on said structural member is made by means of an adhesive material, such as glue.