FR 2202809 A1 19740510 FR 7236756 A 19721017 Ira présente invention concerne une structure coque sandwich pour: avions légers et plus particulièrement une struc- ture moulée caractérisée par un assemblage de panneaux à âme alvéolée, et de membrures, les liaisons des panneaux et des membrures étant réalisées -par collage à la résine au moyen de pattes fournies par des surlongueurs des revêtements. On connatt principalement deux sortes de structures pour avions légers, les structures en treillis à revêtement non travaillant du type des avions de toile, où les efforts sont supportés en des points d'accumulation d'efforts, et les structurnes à âme métallique mince, où le revêtement travaille au cisaillement et où un grand nombre de liaisons transversales s'opposent au flambement, ces dernières structures représentant la majeure partie des avions de tourisme actuellement construits dans le monde. Ces deux genres de structures sont mal adaptés pour les matériaux sandwich nouveaux par le fait que les matériaux plastiques composites utilisés ont une résistance pifique au cisaillement modeste en@comparaison des autres caractéristiques, et qu'ils sont moulés, ce qui conduit nécessairement à accroître les dimensions et les fonctions de chaque pièce élémentaire. Ces raisons expliquent notamment pourquoi les tenta- tives qui ont été faites pour adapter les techni-ques composites sandwich aux structures classiques n'ont pas conduit jusqu'ici à des devis de masses et de prix intéressants par rapport à ceux rencontrés habituellement dans les fabrications classiques. On sait pourtant que les structures coques, dont le revetement travaille à- la fois au cisaillement et aux efforts normaux, constituent lé type idéal de structure par le fait que due telles s-tructures ne nécessitent qu'un triés petit nombre de pinces élémentaires moulées, faciles à réaliser, mais on connait également les difficultés rencontrées dans la définition des moyens de jonction des panneaux élémentaires et dans l'incorporation structuralè-des éléments nénessaires à l'application convenable de ces efforts normaux et de cisaillement.Ainsi le brevet français CAU2RON N 857 265 qui prévoyait déjà en 1939 un panneau- composite travaillant- comprenant au moins une feuille métallique , ne décrivait par contre pas de moyens d'introduction d'efforts intégrés pour la mise en oeuvre de ces dits panneaux. Dans les structures métalliques, les concentrations d'efforts se font simplement par l'intermédiaire de ferrures. Dans les structures coques sandwich, le problème est plus complexe du fait de la faible tenue au cisaillement des matériaux plastiques utilisés; aussi les semelles de ferrures doivent avoir une surface beaucoup plus importante de manière à mieux diffuser les efforts ou bien les pièces élémentaires, panneaux et membrures doivent présenter des formes plus complexes tout en permettant des fonctions multiples de manière à produire une déconcentration dans l'introduction de ces dits efforts. Ainsi pour une structure coque sandwich, les liaisons structurales essentielles doivent être ramenées, pour la voilure, aux liaisons longeron-revêtements et nervures-revêtements et pour le fuselage à la liaison des deux demi-coquilles. Un objet essentiel de l'invention est donc de fournir des modes de liaison adaptés pour les divers éléments d'un avion léger monobloc à structure coque sandwich plastique et un bord d'attaque en mousse expansée collé sur le joint des bordures d'intrados et d'extrados de la voilure, combinaison simple à réaliser, efficace dans certaines conditions contre le givrage et facile à réparer en cas d'avarie. D'autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui va suivre, faite en regard des dessins annexés, et donnant à titre indicatif, mais nullement limitatif une forme de réalisation de l'invention. Sur ces dessins la figure 1 est une vue éclatée en perspective d'une aile d'avion léger suivant l'invention; la figure 2 est une vue en coupe partielle des éléments constitutifs de la figure I après assemblage; la figure 3 est une vue éclatée- en perspective d'un fuselage d'avion léger, suivant l'invention; la figure 4 est une vue éclatée de la partie avant de cet avion léger; la figure 5 est une vue éclatée de la partie arrière de cet avion léger; la figure 6 est une vue en coupe partielle de la partie milieu du fuselage; la figure 7 est une vue en coupe partielle de la partie de fuselage assurant la liaison avec la voilure. On voit sur la figure 1 une structure coque sandwich de voilure conforme à l'invention qui comprend essentiellement un extrados 1, un intrados 2 et une ossature constituée par un moignon de longeron avant 3, un longeron arrière 4, deux nervures d'emplanture 5, deux nervures d'extrémité 6; deux volets 7 et deux ailerons 8 prennent place dans la partie arrière du bord de fuite de cette voilure. L'extrados 1 comprend (figure 2) un revêtement-interne 9, un revêtement externe 10 et une âme alvéolée 11. De même, l'intrados 2 comprend un revêtement externe 12, un revêtement interne 13 et une âme alvéolée 14. Ires longerons 3 et 4 et les nervures 5 et 6 (figure 1) sont également constitués de revêtements latéraux tels que 15 et 16 et d'une âme alvéolée telle que 17. le fuselage, représenté éclaté par des éléments sur la figure 3, est réalisé en structure coque sandwich. Conformément à l'invention il comprend essentiellement la demi-coque droite de fuselage 18, la demi-coque gauche de fuselage 19, le demiélément arrière droit 20, le demi-élément arrière gauche 21 et, à titre d'accessoires, les portes droite et gauche 22 et 23. La partie arrière, représentée éclatée par éléments sur la figure 5, comprend essentiellement un cadre arrière 25 intégré dans les demi-éléments arrière 20 et 21 tandis qu'unie gouverne de direction 26 et des gouvernes de profondeur droite 27 et gauche 28 occupent les parties extrêmes arrière du fuselage de façon classique. La partie avant, représentée éclatée par éléments sur la figure 4, comprend le groupe moto-propulseur 29,un capot supérieur 30, un capot inférieur 31, une planche de bord 32 et une console 33. Selon une caractéristique importante de l'invention représentée sur la figure 2, un élément profilé 34 en un matériau mousse moulé du genre -polyuréthane, par exemple en un matériau de la marque déposée CADARONKy est collé à cheval sur le joint avant intrados-extrados, 1,2, afin de constituer le bord d'attaque de la voilure. On voit, sur la figure 7, des ferrures 35 qui assurent la liaison indispensable entre le demi-fuselage 18 par exemple et le longeron 3. Si l'on se reporte maintenant à la figure 2 représen tant -une vue en coupe de l'aile en structure coque conforme à l'invention on voit clairement apparattre le mode de liaison des longerons 3 et 4 avec les panneaux d'intrados 2 et d'extrados 1 ainsi que le mode de liaison desdits panneaux entre eux, sur le détail duquel on reviendra par la suite. On voit également, sur cette figure 2, le mode de fixation suivant l'invention du bord d'attaque moulé 34 sur le joint (1, 2). Dans la forme de réalisation décrite, prévue pour un avion de tourisme léger, les éléments de l'aile de la figure 1 sont garnis intérieurement et extérieurement d'un tissu "roving" (9, 10, 12, 13) dont les fils croisés de l 'armature 36, comme on le voit, sont orientés suivant l'axe longitudinal et l'axe transversal de l'appareil; le tissu est imprégné. Ires ames alvéolées Il et 14 sont constituées avantageusement en nid d'éveille en métal déployé, par exemple enmatériau de la marque déposée"NIDA" ou en un assemblage alvéolé de tubes d'acétate de cellulose juxtaposés et collés de la marque déposée "?UBUS" ou autre matériau. Ires longerons 3 et 4 et les nervures 5 sont réalisés de façon analogue à cette différence près, comme on le voit en 37 sur la figure 2, que les fils d'armature du tissu "roving" sont orientés à 450 des axes principaux du plan correspondant de l'avion. Pour la liaison des longerons 3 et 4 et des nervures 5 aux panneaux d'intrados 2 et d'extrados l@on voit sur la figure 2 que les âmes alvéolées 11 et 17 sont interrompues à l'empla- cement de la liaison du congé de raccordement 38. Le pattes de surlongueur des revêtements 15 et 16 du ongeron désigné dans son ensemble par 7 sont collées ensemble en 39, les pattes de surlongueur des revêtements 9 et 10 du panneau dtextrados sont également collées l'une sur l'autre en 40, et les deux liaisons 39 et 40 sont collées ensemble eu toute la zone de jonction 38. De même les surlongueurs des revêtements 16 et 17 du longeron désigné dans son ensemble par 4 sont collées ensemble en une patte 41, les surlongueurs des revêtements 9 et 10 au pan- neau d'extrados sont collées ensemble en 42 , et les ensembles 41 et 42 sont collés solidairement sur toute la zone de raccor devent désignée dans son ensemble par 43. Un volet 7 pivotant sur la charnière 24 vient se loger à l'arrière de la voilure. On voit également que les-deux surlongueurs des revêtements 9 et 10 du panneau d, extrados 1 sont collées ensemble en une patte coudée(44, 45)pour enfermer la rive d'extrémité de l'âme alvéolée 46 en 47,de même que les revêtemente 12 et 13 en une patte coudée (48, 49).Les pattes d'extrémité 45 et 49 sont collées ensemble et introduites avec collage au sein du profil en mousse expansée 74 collée dans son ensemble par sa surface arrière 50 aux pattes 44 et 48. On voit sur la figure 6 que les joints de demi-coque 18 et 19 sont assemblés de façon analogue en collant ensemble en une patte 55 les quatre revêtements 51 à 54 au joint de racccrdement, suivant un plan de symétrie de la coque, des deux âmes alvéolées 56 et 57. On remarquera que les fils d'armature des tissus "roving" de la coque sont orientés à 450 des plans principaux de l'avion correspondants comme on le voit en 65. lies renforts métalliques ou inserts tels que la pièce 58 sur laquelle est rapportée la ferrure 35 (figure 7) sont fixés par collage en plusieurs points du sandwich tels que 59, 60 et 61 de manière à transmettre certains efforts et à renforcer certaines zones très évidées ou bien très sollicitées. L'avantage d'une telle conception modulaire de structure coque pour avion léger découle du fait que les matériaux de base utilisés sont économiques et faciles d'emploi notamment pour grandes séries, que les fibres des tissus "roving" peuvent être orientées pour les adapter aux diverses sollicitations e travail . Chaque sous-ensemble peut être réalIsé en quelques éléments importants mono-blocs homogènes, tel l'intrados d'aile en une seule pièce réalisé à partir d'opérations simples. En- fin, le nombre de ces sous-ensembles est réduit, ce ou te une notable simplification du montage complet de l'avion. Une telle conception permet d'assurer le maximum de continuité dans les éléments travaillants, de réduire au maximum l'application d'efforts concentrés, donc d'obtenir une structu- re, légère, à haut rendement et bien adaptée aux matériaux e- ployés. Toutefois, les caractéristiques modestes des matériaux employés pour des raisons de prix et de facilité d'emploi po- sent différents problèmes notamment au niveau des modules élastiques qui interviennent dans la rigidité générale de la structure. Il est donc nécessaire que la faiblesse de ces matériaux soit compensée par des facteurs de raideur propres à la concep- tion structurale qu'apporte alors la conception structurale coque sandwich selon l'invention. Une telle conception permet en effet d'obtenir un moment d'inertie élevé en flexion et en torsion des éléments de structure avec un niveau faible des contraintes admissibles et une bonne rigidité structurale d'ensemble. La demanderesse a d'ailleurs déterminé (d'après les Normes AIR 2053 et FER 23) cue pour une voilure qu représente une surface de 10 m2 pour une envergure de 9 ni et une masse ce 65 kg l'extrados et l'intrados doivent de préférence être constitués, d'une part, d'une âme alvéolée du type du matériau de marque déposée "TUBUS" de 12 mm de hauteur de l'axe de l'a- vion aux nervures d'extrémité et d'un matériau du type de la marque déposée "TUBUS" de 6 mm de hauteur des nervures d'extr mités aux extrémités d'ailes et, d'autre part, de revêtements internes et externes en tissu roving imprégné d'un module dté- lasticité de Young E = 2300 hectobars et d'un module de torsion de Coulomb G = 300 hectobars à 3 plis, d'épaisseur totale 1,05 mm de l'axe de l'avion à une distance de 1,55 m dudit axe, puis à 2 plis d'épaisseur totale 0,7 mm de 1,55 m aux nervures d'extrémité, puis enfin à 2 plis d'épaisseur totale 0,4 mm des nervures d'extrémité aux extrémités de l'aile. Il va de soi que la présente invention a été décrite ci-dessus à titre d'exemple préférentiel indicatif mais nullement limitatif et que l'on pourra introduire dans ses éléments constitutifs toute équivalence; conforme à son esprit sans sortir de son cadre défini par les revendications annexées. REVEtDICATIONS -1 - Elément simple de structure sandwich moulée caractérisé en ce qu'il comprend un premier revêtement en tissu d'armature preimprégné de résine, un second revêtement en tissu d'armature préimprégné de résine, une Eme alvéolée, l'ensemble étant polymérisé à la cuisson au moule sous sa forme finale d'un élément de la structure d'ensemble d'un avion de tourisme léger, une surlongueur de chaque revêtement dépassant du périmètre de l'âme alvéolée en vue de la liaison ultérieure par collage de l'élément aux éléments voisins de ladite structure d'ensemble, l'orientation des fils d'armature étant prévue suivant la direction des plans principaux de l'avion correspondants dans le cas des revêtements travaillant sous des efforts de cisaillement et suivant les diagonales des plans principaux de l'avion 'correspondants dans le cas des revêtements travaillant sous des efforts normaux. 2 - Elément de structure suivant la revendication 1 caractérisé en ce que l'orientation de l'armature est prévue suivant la direction des plans principaux de l'avion pour les revêtements des panneaux de voilure et suivant celle des diagonales des plans principaux pour les revêtements des longerons, des nervures et de la coque. 3 - Elément composite de structure combinant plusieurs éléments suivant la revendication 1, caractérisé en ce que l'â- me alvéolée est interrompue aux emplacements de jonction entre deux éléments simples, les deux dites surlongueurs des revêtements de chaque élément étantw collées ensemble sous forme d5u- ne patte de liaison, les deux pattes de liaison correspondantes des éléments à assembler étant collées ensemble et se substituant à ltépaisseur de l'âme alvéolée à l'emplacement de la jonction. 4 - Elément de voilure suivant la revendication 3 comprenant un panneau d'extrados, un panneau d'intrados, un longeron avant, un moignon de longeron arriere, lesdits panneaux comprenant un revêtement extérieur, un revêtement intérieur et une me alvéolée, l'me alvéolée étant interrompue à un emplacement de jonction avec le longeron avant, les surlongueurs des revêtements des panneaux étant collées ensemble pour constituer des pattes de liaison ainsi que les revêtements audit emplacement de jonction où l'Sme alvéolée est interrompue, les surlongueurs des revêtements des longerons étant collées ensemble pour constituer des pattes de liaison, les pattes de liaison du longeron avant étant collées aux revêtements collés ensemble des panneaux audit emplacement de jonction où l'âme alvéolée est interrompue, les pattes de liaison du longeron arrière étant collées aux pattes de liaison du bord de fuite et les pattes de liaison du bord d'attaque des panneaux étant collées ensemble et solidairement à un profil de moulage en mousse expansée de bord d'attaque. 5 - Elément de voilure suivant la revendication 4, caractérisé en ce que ledit moulage de bord d'attaque est un profil de mousse de polyuréthane collé à cheval sur le joint commun des revêtements intrados-extrados. en ce qu'il comprend 6 - Elément de coque suivant la revendication 3 caractérisé/ deux demi-coques, les surlongueurs des revêtements de chaque demi-coque étant collées l'une sur l'autre en forme de patte de liaison et les pattes correspondantes de chaque demi-coque étant collées ensemble suivant le plan de symétrie de l'avion. 7 - Elément composite suivant la revendication 3 caractérisé en ce qutil comprend au moins une ferrure de liaison fixée à une pièce de renfort elle-même fixée par des pattes de liaison à au moins trois emplacements de la structure sandwich de l'élément. 8 - Elément de structure suivant la revendication l, caractérisé en ce que les âmes alvéolées sont du genre nid d'abeille en métal ou du genre tubulaire à assemblage de tubes juxtaposés. 9 - Avion de tourisme léger caractérisé en ce qutil comprend des accessoires tels qutun groupe moto-propulseur, des portes, des sièges de pilote et de passagers, un capot, une planche de bord, accessoires fixés à un ensemble composite de coque et de voilure obtenu au moyen d'éléments suivant ltune des revendications 1 à 8.