Brevet FR2080862A1 — publié le 19711126

La présente invention est relative aux sièges destinés à être utilisés dans les avions militaires ou autres engins et elle concerne plus particulièrement un siège éjectable blindé en une matière composite feuilletée et comprenant un mécanisme d'éjection 5 relié au siège. Dans un siège éjectable pour avion, le mécanisme d'éjection, qui est habituellement un moteur fusée, est fixé sur le siège, et la force nécessaire pour éjecter le siège doit être transmise à celui-ci et supportée par le siège lui-même. Habituellement, le 10 moteur fusée est fixé sur la face arrière du dossier du siège. D'une façon caractéristique, un siège éjectable du type connu jusqu'à présent comporte un revêtement en métal tel que par exemple de l'aluminium, qui est fixé à la rampe de lancement du mécanisme d'éjection, ce revêtement en métal étant relativement léger et ca-15 pable de supporter les forces élevées de cisaillement et de tension qui sont exercées sur le dossier du siège lors de l'éjection. Dans la pratique, de types tels sièges éjectables ne sont pas revêtus d'un blindage, en raison du fait que l'addition d'un blindage ajouterait au siège un tel poids supplémentaire que l'éjection ne se-20 rait pas pratiquable. On ne peut pas non plus habituellement disposer un blindage sur l'avion au voisinage du siège en raison du manque d'espace. On a cependant constaté que l'on pouvait maintenant construire un siège éjectable blindé d'un poids suffisamment léger et présen-25 tant une résistance suffisamment élevée, en une matière feuilletée comprenant des fibres de verre liées au moyen d'une résine et des plaques réfractaires denses, malgré la répugnance naturelle que l'on peut éprouver à utiliser une matière céramique ou réfractaire dans des conditions et un milieu dans lesquels se produisent des 30 forces de cisaillement et de tension élevés. L'invention a en conséquence pour but de réaliser un blindage de protection pour un siège éjectable, procurant en outre à l'occupant du siège éjecté avec celui-ci un blindage protecteur au cours de sa descente en parachute. De plus, le siège peut être utilisé après la fin de la 35 descente en parachute comme bouclier portatif pour la protection contre les petites armes à feu. En ce qui concerne la matière composite elle-même, on sait que dans les récentes années on a réalisé des plaques de blindage extrêmement efficaces en utilisant des plaques relativement minces à 40 densité élevée et fabriquées en une matière réfractaire telle que 70 27210 2 2080862 l'alumine, le carbure de silicium, le carbure de bore et autres. Des éléments composites en fibres de verre et en telles matières réfractaires peuvent être fabriquées pour être montées dans des gilets de protection du personnel combattant et ces éléments de 5 protection ont également été utilisés comme blindages en les disposant en des points vitaux sur des véhicules militaires afin de protéger les parties vitales des machines et le personnel se trouvant derrière les blindages. Les plaques réfractaires utilisées pour les ensembles de 10 blindage composites peuvent être fabriquées suivant les techniques de pressage à chaud décrites par exemple dans la demande de Brevet des Etats-Unis déposée le 30 Juillet 1965 sous le N° 475.940 au nom de R.A. Alliegro. Ces plaques sont relativement minces et sont plus ou moins lourdes suivant la matière dont elles sont 15 faites. Ces plaques, lorsqu'elles sont associées avec des fibres de verre stratifiées sont capables d'arrêter des balles perforantes tirées par les armes de combat habituelles utilisées par le personnel d'infanterie, par exemple du calibre de 12,7 mm. On a constaté que des plaques en carbure de bore sont parti-20 culièrement utiles pour être stratifiées avec une plaque de fibres de verre afin de constituer un blindage adapté pour être utilisé dans les avions, en raison du fait que pour une dimension et une épaisseur donnéé de la plaque, cet ensemble composite présente la même capacité d'arrêt des projectiles que les autres types de 25 blindage constitués de fibres de verre et de plaques réfractaires, le carbure de bore cependant étant plus léger pour des propriétés protectrices données. L'ensemble composite au carbure de bore est couramment utilisé sur les avions construits actuellement et dans les gilets de protection du personnel, en particulier pour les 30 équipages d'hélicoptère. L'invention réalise une adaptation particulière de la matière composite du type décrit ci-dessus en utilisant cette matière composite pour la construction d'un siège éjectable pour avion de façon à bénéficier de tous les avantages que présentent la résistan-35 ce des fibres de verre à la traction et l'a résistance des plaques réfractaires à la compression lors de l'utilisation normale du. siège et lors de son éjection. Le siège comporte des organes de support qui coopèrent avec des rails de guidage s'étendant verticalement, qui peuvent être de. type classique, ces rails étant 40 fixés sur l'avion et les organes de support étant adaptés pour 70 27210 3 2080862 permettre au siège de se déplacer et de quitter les rails de guidage lorsque le mécanisme éjecteur fonctionne. La liaison entre le siège et le mécanisme éjecteur est réalisée de façon à répartir la force appliquée par le mécanisme éjecteur sur une large surface de 5 la couche de fibres de verre du siège afin d'empêcher toute désagrégation ou autre détérioration de ce dernier au cours de l'éjection. La liaison entre le siège et les organes de support est réalisée de façon à répartir les forces engendrées en vol. D'autres caractéristiques de l'invention apparaîtront au 10 cours de la description qui va suivre faite en se référant au dessin annexé donné uniquement à titre d'exemple et dans lequel : la Fig. 1 est une vue en plan d'un siège éjectable blindé auquel est appliquée l'invention ; la Fig. 2 est une vue en élévation latérale et avec arrache-15 ment partiel ; la Fig. 3 est une vue à plus grande échelle prise dans le sens des flèches III-1IÏ et montrant le dispositif de fixation du mécanisme éjecteur sur le siège. En se référant aux Fig. 1 et 2, on voit un dispositif de siè-20 ge éjectable 10 comprenant un siège proprement dit et un mécanisme éjecteur 12 qui est constitué par un moteur fusée, afin de lancer le siège 10 hors de l'avion. Le siège 10 peut être du type classique en baquet utilisé dans les avions, et il est prévu un dispositif de support approprié pour soutenir le siège dans l'avion tout 25 en lui permettant en même temps d'être éjecté lors de la mise en action du mécanisme éjecteur 12. Dans le mode de réalisation représenté, le dispositif de support comprend deux rails 14 et 16 s'é-tendant verticalement, espacés l'un de l'autre, ces rails étant fixés par leur extrémité inférieure à l'avion et soutenant le siè-30 ge 10 entre eux au moyen de galets 18 et 20, ces derniers étant portés sur les cOtés du siège 10 en des points espacés verticalement. Habituellement, le siège 10 est réglable en hauteur pour être adapté à la taille du pilote le long des rails 14 et 16 au moyen d'un dispositif quelconque approprié. Comme représenté, il 35 est prévu une broche 22 associée avec chaque rail et adaptée pour traverser l'un quelconque des trous d'une série de trous alignés 24 et 26 prévus dans le rail, et une ferrure 28 qui est fixée sur le siège 10. Le siège est réalisé en une matière blindée composite qui 40 est constituée par une couche interne 25 forcée d'une matière 70 27210 4 2080862 moulée de fibres de verre liées avec une résine, et une couche externe réfractaire 27 constituée de tuiles individuelles réfractaires. Les techniques de moulage des structures renforcées avec des fibres de verre afin de produire des éléments d'un poids rela-5 tivement léger et ayant une résistance relativement élevée à la traction sont bien connues. En ce qui concerne l'invention, la couche 25 de fibres de verre a de préférence la forme d'un siège baquet comportant une partie avant et une partie arrière avec une partie formant dossier relativement élevée qui est adaptée pour 10 être en contact avec la totalité du dos du pilote et soutenir celui-ci, du type qui s'étend vers le haut afin de fournir une protection autour de la tête du pilote. La forme d'ensemble du siège est conçue pour entourer à peu près complètement le corps du pilote depuis ses genoux jusqu'au sommet de sa tête. 15 Le dossier de l'élément en fibres de verre 25 est adapté pour que des tuiles réfractaires soient fixées sur lui afin de constituer un siège blindé stratifié unitaire. En utilisant des techniques de moulage connues, on peut fabriquer des tuiles réfractaires ayant en section une épaisseur relativement faible et ayant des 20 dimensions telles que par exemple 10 x 10 cm, ces dimensions pouvant s'élever jusqu'à environ 60 x 75 cm. En utilisant cette technique de moulage, on peut fabriquer un modèle de tuiles individuelles qui peuvent être fixées par collage sur le dossier du siège afin de constituer une couche complète 27 de tuiles réfrac-25 taires pour fournir un ensemble composite efficace pour arrêter des balles d'un calibre d'environ 12,7 mm. Le mécanisme éjecteur 12 peut être de construction classique et, comme représenté, il est du type catapulte à fusée comprenant un tube externe 30 ayant une extrémité supérieure ouverte et relié 30 par son extrémité inférieure au moyen d'un support 32 à l'ossature de l'avion. Un moteur fusée 34 est logé télescopiquement et à cou-lissement dans l'extrémité supérieure du tube 30 et est relié à .son extrémité supérieure au dossier du siège 10 au moyen d'un ensemble qui comprend.une potence 36. La mise à feu du moteur fusée 35 34,. sous la commande de l'occupant du siège, est réalisée d'une façon quelconque appropriée comme par exemple au moyen d'un organe 38 qui peut amorcer le combustible de fusée par l'intermédiaire d'un dispositif électrique, mécanique ou pneumatique. Lorsque l'occupant du siège décide de s'éjecter, il retire les broches 22 40 qui retiennent le siège.10 en place par rapport aux rails 14 et 16 70 27210 5 2080862 et met en action le circuit d'allumage du moteur fusée 34, à la suite de quoi le moteur 34 se déplace vers le haut et sort du tube 30 et emporte le siège 10 vers le haut en lui faisant quitter les rails 14 et 16. Il est évident que dans un dispositif plus complet 5 les broches 22 peuvent être automatiquement retirées ou cisaillées afin de libérer le siège 10 lorsque la fusée est mise à feu. Dans tous les cas, la force du moteur fusée, lorsqu'il est mis à feu, est transmise à la potence 36 et par celle-ci au siège 10. Lorsque l'éjection est ainsi réalisée, des contraintes importantes se pro-10 duisent sur la partie du siège à laquelle est fixée la potence 36. Pour empêcher toutes défaillances en ce point, la fixation est renforcée en prévoyant des plaquettes métalliques 40 et 42 qui servent à répartir les contraintes imposées par le moteur fusée. Les plaquettes 40 et 42 qui peuvent de préférence être réali-15 sées en aluminium ayant une résistance élevée, sont montées de part et d'autre du stratifié du siège, en avant et en arrière de celui-ci, et plusieurs trous peuvent etre percés à travers l'ensemble et des rivets 44 peuvent être disposés dans ces trous et utilisés pour serrer les plaquettes 40 et 42 ensemble, grâce à quoi les charges 20 peuvent être réparties d'une façon plus efficace. Chaque plaquette 40 et 42 comporte une partie cylindrique 46 venue de matière qui, avec la partie cylindrique 46 de l'autre plaquette, chevauche la potence 36. Les parties cylindriques 46 et la potence 36 comportent un trou central grâce à quoi, lorsqu'ils sont alignés, une broche 25 48 de section carrée peut être introduite afin de constituer l'élément principal de transmission de la force de la potence 36 au siège 10. Du fait que la broche 48 traverse entièrement les deux parties 46, la force de levage de la potence 36 est appliquée à peu près à la totalité des bords supérieurs des plaquettes 40 et 42. 30 En se reportant à nouveau au montage du siège 10 sur les rails 14 et 16, on remarquera que les forces engendrées par le poids de l'occupant du siège sont transmises par l'intermédiaire de la liaison entre le siège 10 et chacun des rails aux emplacements des galets 18, 20. Comme représenté, chacune de ces liaisons comprend 35 deux plaques 50 et 52, disposées de part et d'autre de la couche 25 en fibres de verre et serrées sur celle-ci au moyen de rivets 54 ou autres organes de fixation appropriés. La plaque externe 50 porte le galet associé 16 ou 18, et les tuiles réfractaires adjacentes qui constituent la couche réfractaire 27 sont agencées pour s'adap-40 ter étroitement contre les quatre bords de la plaque 50. Les 70 27210 6 2080862 ferrures 28 des broches 22 sont fixées sur la plaque 50 la plus basse. Les plaques 50 et 52 ont une surface relativement grande en contact avec la couche 25 de fibres de verre afin de répartir largement les contraintes sur la surface de l'élément en fibres de 5 verre afin d'éviter toute désagrégation de l'ensemble stratifié lorsque le siège 10 est soumis à des charges inhabituellement élevées. Dans un mode de réalisation de l'invention, pour bénéficier au maximum de l'avantage constitué par la légèreté du carbure de 10 bore pour la protection contre les projectiles perforants du calibre de 12,7 mm, il est souhaitable que les tuiles réfractaires fabriquées aient une épaisseur d'environ 12,7 à 15,25 mm. Un modèle de tuiles individuelles peut être réalisé et peut être rendu solidaire du dossier par collage sur lTélément en fibres de verre 15 constituent le siège, les bords jointifs des tuiles individuelles étant ajustés en contact étroit.. Les tuiles peuvent être- assemblées avec la couche de fibres de verre avec un produit adhésif quelconque approprié, l'une des résines du type polysulfure convenant particulièrement bien à cet usage. On peut également utiliser 20 des résines époxy et polyuréthane. Pour réaliser l'invention, on utilise des tuiles en carbure de bore relativement légères et ayant une masse volumique de l'ordre de 2,3 jusqu'à la masse volumique théorique de 2,51 3 grammes par cm , et une résistance à la compression de l'ordre de 25 28 tonnes par cm?. On a fabriqué des tuiles en carbure de bore ayant des épaisseurs de 6,35 mm jusqu'à 15,25 mm pour être utilisées sur des éléments en fibres de verre pour réaliser des plaques de blindage classiques telles que celles qui sont actuellement utilisées au combat. 30 On a réalisé des sièges blindés suivant l'invention dans les quels la couche de fibres de verre du siège baquet avait une épaisseur de 6,35 mm et la couche en carbure de bore, d'une épaisseur de 9,5 mm était liée de façon à être solidaire du dossier de l'élément en fibres de verre au moyen d'un adhésif au polysulfure. Un 35 tel blindage était capable d'arrêter une balle de calibre 7,62 mm du type APH 2 ayant une vitesse initiale de 790 m/s. La couche en carbure de bore a été réalisée en fabriquant des petites tuiles réfractaires de forme telle que leurs côtés pouvaient être ajustés ensemble en contact de butée- les uns avec les autres sur tous leurs 40 côtés. Un tel siège a été essayé en lui appliquant des charges dans 70 27210 7 2080862 toutes les directions, correspondant à un nombre de g tel que l'on peut en rencontrer dans les conditions de combat des avions et l'on a constaté que le siège était approprié pour supporter le poids moyen d'un pilote malgré le fait que l'élément supportant le siège 5 est en fait une poutre en porte-à-faux. Le siège décrit ci-dessus peut être complété par l'addition de panneaux latéraux qui peuvent être boulonnés sur des bâtis latéraux appropriés du siège baquet. Ces panneaux sont de préférence en une matière constituée de fibres de verre stratifiées et de carbure de bore, adaptées pour fournir 10 au pilote une protection latérale supplémentaire. En se reportant à la Fig. 2, lorsqu'un pilote.ayant un poids normal occupe le siège, le centre de gravité de son corps se trouve normalement un peu en avant du dossier et au-dessus de la partie 28 formant siège, comme indiqué par les lettres C G et le signe + . 15 On comprend que la partie inférieure du siège décrit constitue un dispositif de support qui dans son ensemble est en porte-à-faux et, en cours d'utilisation normale du siège, en particulier dans un avion, lorsque l'avion effectue une ressource par exemple, un nombre élevé de g est appliqué sur le fond du siège. La structure en 20 fibres de verre du fond du siège est ainsi soumise à une charge qui tend à l'incurver vers le bas en direction du plancher de l'avion, et cette charge applique une contrainte de traction à la couche 25 en fibres de verre. Lorsque les fibres de verre commencent à se déformer du fait que cette contrainte de traction s'accroît, elles 25 tendent à déplacer les tuiles réfractaires qui sont collées sur la face inférieure de la couche en fibres de verre. En raison de l'interaction de la couche de fibres de verre sous traction et de la tuile rigide solidaire de la face arrière de la couche de fibres de verre, une force de compression est appliquée sur la couche 27 de 30 tuiles réfractaires. Du fait que les tuiles choisies pour être fixées sur la face arrière de la couche 25 en fibres de verre présentent une résistance élevée à la compression, on comprend que les contraintes développées sur les éléments superficiels du siège sont complètement contenues par suite de l'interaction des diffé-35 rentes parties, pour autant que leurs limites de résistance ne soient pas dépassées. La couche en fibres de verre est mise sous traction et en raison du fait qu'elle possède une excellente résistance à la traction, le fond du siège demeure intact aussi long- • temps que les fibres de verre ne sont pas étirées au-delà de leur 40 limite de résistance élastique. Si la contrainte de traction se 70 27210 8 2080862 développe dans une mesure telle qu'elle tend à déformer les fibres de verre, la contrainte est immédiatement transférée à la couche en tuiles réfractaires solidaire de la couche en fibres de verre. Sous ce changement de conditions, les forces de compression com-5 mencent à s'accroître dans la tuile, en même temps, et l'on comprend que des forces extrêmement élevées peuvent être absorbées par l'ensemble stratifié décrit, qui permet au siège d'être complètement efficace dans toutes les conditions auxquelles sont normalement soumis les sièges, en vol. 10 II ressort de la description qui précède que le siège éjecta ble suivant l'invention permet de résoudre le problème consistant à réaliser un siège éjectable suffisamment léger pour pouvoir être efficacement éjecté. En outre le siège procure une protection au cours de la descente de l'occupant en parachute, dans des condi- 15 tions de combat lorsque l'occupant se trouve sur le siège, et fournit également un bouclier portatif léger procurant une protection à l'utilisateur après son atterrissage, dans le cas où il se trouve encore exposé au feu. 70 27210 9 2080862 REVENDICATIONS 1 - Siège blindé pour dispositif de siège éjectable pour pilote de véhicule militaire ou autre, adapté pour être soutenu sur un dispositif permettant de projeter le siège vers le haut depuis 5 le plancher du véhicule, siège caractérisé en ce qu'il comprend un élément en fibres de verre liées au moyen d'une résine et moulé, comportant des faces avant et arrière pour soutenir un passager sur sa face avant, ledit élément en fibres de verre étant réalisé de façon à présenter une résistance élevée à la traction, et une 10 couche relativement mince d'une matière réfractaire liée à la face arrière dudit élément en fibres de verre de façon à être solidaire de cet élément, ladite couche réfractaire ayant une résistance élevée à la compression, afin de constituer un ensemble feuilleté sur lequel des charges notables peuvent être appliquées, réalisant 15 ainsi un siège composite léger, un ensemble propulsif étant prévu pour éjecter le siège du véhicule, et des supports reliant l'ensemble propulsif au siège, ces supports répartissant la force de l'ensemble propulsif sur une surface relativement grande du siège afin d'éviter toutes détériorations de ce dernier lors de l'éjec-20 tion. 2 - Siège suivant la revendication 1, caractérisé en ce que l'élément à résistance élevée à la traction est une structure unitaire en fibres de verre liées au moyen d'une résine. 3 - Siège suivant la revendication 1, caractérisé en ce que 25 ladite couche réfractaire est constituée par plusieurs blocs ajustés entre eux et en contact étroit les uns avec les autres sur tous leurs côtés adj acents. 4 - Siège suivant la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits blocs sont réalisés en un composé de carbure de bore 30 comprimé à chaud. 5 - Siège suivant la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits supports comprennent des plaques de métal avant et arrière ayant une surface notable et entre lesquelles est serrée une partie du dossier du siège, et des moyens reliant lesdites plaques 35 audit ensemble propulsif. 6 - Siège suivant la revendication 5, caractérisé en ce qu'il comprend un dispositif de support pour soutenir le siège de façon libérable sur des organes de guidage, ce dispositif de support comprenant des organes espacés coopérant avec les organes de gui- 40 dage en des points relativement largement espacés, et des plaques 70 27210 10 2080862 de fixation soutenant le siège sur lesdits organes, lesdites plaques de fixation étant en contact avec l'élément en fibres de verre afin de répartir largement les charges sur la surface de l'élément en fibres de verre pour empêcher toute désagrégation de cet élément S lorsque le siège est soumis à des charges inhabituelles.