FR 2463055 A1 19810220 FR 7920398 A 19790809 On sait que des matériaux composites constitués par l'enrobage de fibres minérales, telles que des fibres de verre, de fibres de bore et plus particulièrement des fibres de carbone dans un liant de résine, notamment de résine époxyde, peuvent présenter une résistance mécanique et une rigidité élevée qui permettent de réaliser des structures ayant des qualités de résistance et de rigidité comparables à des structures métalli- ques tout en étant d'un poids très réduit. L'invention a pour but de proposer une structure pour poutres, pylônes ou mâts d'accrochage de charges sous avion mettant à profit les qualités des matériaux composites en question. Dans l'exposé qui suit, l'expression "matériau compo- site" désigne, comme indiqué ci-dessus, un matériau à base de fibres résistantes enrobées dans un liant de résine durcissable telle qu'une résine époxyde. La structure selon l'invention est constituée essentiel- lement par une poutre creuse comprenant au moins un élément en matériau composite s'étendant sur toute la longueur de la poutre et des éléments métalliques accolés aux éléments en maté- riau composite et constituant, d'une part, la liaison entre la poutre et l'avion et, d'autre part, la liaison entre la poutre et la charge à emporter sous avion. Le corps de la poutre présente avantageusement une forme générale simple, par exemple en parallélépipède rectangle avec collage des éléments en matériau composite aux éléments métalliques le long de surfaces planes parallèles à l'axe de la poutre. Selon une caractéristique complémentaire de l'invention, la composition de la poutre constituant le mât d'accrochage de charges sous avion est prévue pour que le passage des efforts entre la charge et l'avion s'effectue par l'intermédiaire de pièces métalliques renforcées par des éléments en matériau composite participant à la solidité de l'ensemble, à sa résis- tance en torsion et à sa rigidité. 35. Plus particulièrement encore, la composition de la poutre est conçue de façon que la retenue des charges soit assurée par deux voies différentes garantissant la résistance aux efforts appliqués dans le cas d'une défaillance de l'une des voies selon le principe de sécurité en cas de défaillance, dit "fail safe"; les efforts passeront alors par exemple,d'une part, dans les éléments métalliques et, d'autre parts dans les éléments en matériau composite et les divers éléments seront assemblés par un collage appropri é. Les éléments de cette structure hyperstatique sont calculés en fonction des différents efforts, tant aérodynamiques qu'inertiels subis par la charge emportée. Pour bien faire comprendre l'invention, on en décrira ci-après plus en détails des exemples d'exécution en référence au dessin schématique annexé dans lequel: la figure 1 est une vue en perspective d'une âme parallélépipédique en matériau composite coiffée par les pièces métalliques de liaison avec l'avion et avec le dispositif d'emport de charge; la figure 2 est une coupe transversale de cette âme formée de deux éléments collés; la figure 3 est une coupe transversale d'une âme en matériau composite analogue, mais composée d'un seul élément à profil de caisson carré ou rectangulaire; la figure 4 est une vue en perspective d'une âme métallique complétée et renforcée par des éléments en matériau composite; les. figures 5 et 6 sont des coupes de détail schémati- sant la texture du matériau composite de renfort établie respec- tivement en nid d'abeilles et en.lames sinus; et la figure 7 représente en perspective une structure mixte composée encore d'éléments métalliques et d'éléments en matériau composite. Sur la figure 1, on a représenté en 1 l'âme en forme de caisson parallélépipédique en matériau composite, par exemple en résine époxyde chargée de fibres de carbone. Cette âme 1 est enserrée par la pièce métallique de liaison 2 avec l'avion, cette pièce 2 présentant une partie conique 3 communé- ment appelée carotte dont les détails connus n'ont pas été représentés. Le dispositif d'emport (non représenté) est requ par des chapes métalliques 4-5 coiffant l'âme 1 de part et d'autre de la carotte 3 et ces chapes présentent des trous 6 pour leur assemblage avec le dispositif d'emport. La simplicité de la forme de l'âme 1 en matériau composite permet sa réalisa- tion facile, tandis que les pièces métalliques 2, 4 et 5 en forme de frettes renforcent sa tenue sans altérer sa résis- tance, les assemblages étant réalisés par collage. Les qualités du matériau composite qui constitue l'âme de la structure repré- sentée sont pleinement utilisées particulièrement en ce qui concerne la solidité par rapport au poids. La simplicité de l'architecture permet d'optimiser ses dimensions par un calcul facile. L'âme en matériau composite 1 en forme de caisson paral- lèlépipédique peut se composer de deux éléments 7 et 8 (figure 2) à profil en U (figure 2) assemblés par collage ou bien d'un seul élément en caisson (figure 3) qui est d'un dessin plus simple mais nécessite pour sa fabrication un outillage plus complexe. Sur la figure 4, on a représenté en 11 un élément métal- lique longitudinal creux portant la carotte 1-3 pour sa liaison avec l'avion et en 14-15 deux lèvres inférieures permettant son assemblage avec une chape métallique 16 de fixation du disposi- tif d'emport par l'intermédiaire d'une pièce longitudinale métallique de liaison 17 d'un profil en I dont la partie centrale se place dans la fente ménagée entre les lèvres 14-15, tandis que les ailes de ce profil recouvrent les lèvres 14-15 ainsi que des lèvres analogues de la chape 16. Un élément longitudinal 18 à profil en U en matériau composite est traversé par la carotte 13 et un autre élément longitudinal 19 à profil en U en matériau composite double la chape métallique 16 tandis qu'un élément longitudinal 20.à profil en oméga en matériau composite double l'élément métallique 11. Des flancs en matériau composite 21 et 22 emprisonnent des raidisseurs 23-24, accolés aux branches du profil en oméga 20, et des raidisseurs 25-26 accolés aux branches du profil en U 19, ces raidisseurs étant constitués par des panneaux dont la texture peut être en nid d'abeilles selon la figure 5 ou en lames sinus selon la figure 6 pour présenter une rigidité particulièrement grande sous un faible poids. On remarquera que la structure représentée sur la figure 4 utilise pleinement la formule dite "fail safea, car la transmission des efforts entre le dispositif d'emport de charge, fixé au moyen des trous 6, et le dispositif de liaison avec l'avion, constitué par la carotte 13, se fait, d'une parts par la chaine métallique constituée par les pièces 16, 17. et 11 et, d'autre part, par la chaîne en matériau composite (fibre + résine époxyde) constituée par les pièces 19, 20, 18 et les flancs 21 et 22, toutes ces pièces étant collées entre elles. - 4, La figure 7 montre une structure établie suivant le même principe mais simplifiée par diminution du nombre des éléments quand l'emport d'une charge moins importante autorise cette simplification. On a indiqué en 31 un élément longitudinal métallique creux analogue -à l'élément 11, comportant une carotte 13 et coiffé par un élément longitudinal 32 à profil en Il en matériau composite au travers duquel passe la carotte 13. Un autre élément 33 à profil en LT en matériau composite forme chape pour recevoir le dispositif d'emport de charge. Sur les faces internes des branches de cet élément 33 sont accolés des renforts métalliques 34 et 35 présentant les trous 36 et 37 pour la fixation du dispositif d 'emport et les trous 38 et 39 pour l'assemblage avec le matériau composite constituant l'élément 33. Des flancs 40 et 41, comparables aux flancs 21 et 22 de la figure 4, assurent la liaison de l'ensemble. Dans cet exemple de structure, les efforts subis par la charge sont transmis par le dispositif d'emport au niveau des trous de fixation 36 et 37 à travers les pièces métalliques 34- et 35 et les pièces en matériau composite 33, 40 et 41. L'assem- blage de ces pièces est assuré, d'une part, sous forme de collage et, d'autre part, par l'expansion du matériau composite de l'élément 33 dans les trous 38 et 39 prévus à cet effet dans les pièces métalliques 34 et 35. Le cheminement des efforts peut ainsi se faire, d'une part, par lesflancs 40 et 41 et la pièce en matériau composite 32 traversée par la carotte 13 de fixation à l'avion et, d'autre part, par la pièce en matériau composite 33 et la pièce métallique 31 assemblée par collage. Dans tous les cas décrits ci-dessus, la réduction du volume d'acier, résultant de l'incorporation du matériau compo- site plus léger mais néanmoins très résistant, conduit à une réduction notable de poids sur l'ensemble. On comprendra que les exemples d'exécution décrits ci-dessus en référence au dessin annexé n'ont aucun caractère limitatif et en particulier que l'invention est applicable à une structure destinée à supporter plusieurs charges distinctes, bien qu'on se soit référé pour simplifier l'exposé à la fixation d'un seul dispositif d'emport. R E V E N D I C A T I 0 N S. 1. Structure de mâts d'accrochage de charges sous avion, caractérisée par le fait qu'elle est constituée essen- tiellement par une poutre creuse comprenant au moins un élément en matériau composite, à base de fibres minérales incorporées dans une résine formant liant durcissable, qui s'étend sur toute la longueur de la poutre et des éléments métalliques accolés aux éléments en matériau composite et constituant, d'une part, la liaison entre la poutre et l'avion et, d'autre part, la liaison entre la poutre et la charge à emporter sous avion. 2. Structure de mâts d'accrochage selon la revendica- tion 1, comprenant une âme en matériau composite sous la forme d'une poutre prismatique creuse frettée ou coiffée par les pièces métalliques de liaison avec l'avion, d'une part, et avec le dispositif d 'emport et de largage de la charge d'autre part. 3. Structure de mâts d'accrochage selon la revendica- tion 1, dans laquelle la transmission des efforts entre la charge et l'avion se fait par deux voies différentes, l'une à travers des pièces métalliques sans solution de continuité et l'autre à travers des pièces en matériau composite à base de fibres minérales incorporées dans une résine durcissable formant liant. 4. Structure de mâts d'accrochage selon la revendicatimi 1 ou la revendication 3, comprenant des panneaux raidisseurs alvéolaires intercalés entre les catés de l'âme de la structure et des flancs en matériau composite pour augmenter la rigidité de la structure. 5. Structure de mâts d'accrochage selon la revendication 1 ou la revendication 3, dans laquelle la liaison par collage entre des pièces métalliques et des raidisseurs ou renforts en matériau composite à fibres minérales incorporées dans une résine durcissable est complétée par l'expansion du matériau composite dans des trous prévus dans les pièces métalliques. 6. Structure selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé par des moyens de liaison à plusieurs dispositifs d'emport de charges.