FR2556650A1

FR2556650A1 - Process and device for manufacturing hollow structural bodies made from composite material, especially for missiles

Info

Publication number: FR2556650A1
Application number: FR8320047A
Authority: FR
Inventors: Michel Rouillot; Jean-Michel Lesprit; Daniel Jordan
Original assignee: Societe des Telephones Ericsson SA
Current assignee: Societe des Telephones Ericsson SA
Priority date: 1983-12-14
Filing date: 1983-12-14
Publication date: 1985-06-21
Also published as: FR2556650B1

Abstract

The process is intended for manufacturing a hollow structural body having an elongate shape along a defined direction and having radial projecting parts which can form wings, the extent of which, along the said direction, represents a significant fraction of the length of the body. To this end, a removable mandrel 17 whose surface reproduces the internal shape of the body is draped with a ply or a fabric impregnated with polymerisable material. The radially projecting parts are formed by draping using sheets of ply or fabric preimpregnated with polymerisable material on sectional profiles, at least a part of which can be removed and which are held in place with respect to the mandrel during draping, before simultaneously polymerising all the polymerisable material used in manufacture. The process is especially applied to the manufacture of the bodies of machines such as missiles.

Description

Procédé et dispositif de fabrication de corps structural creux en matériau composite, notamment pour missiles
L'invention a pour objet un procédé et un dispositif de fabrication de corps structuraux creux de forme allongée suivant une direction, en matériau composite stratifié, pré- sentant des parties en saillie dont le développement suivant ladite direction représente une fraction notable de la longueur du corps Elle présente un domaine d'application très large, s'étendant a tous les corps structuraux qui doivent avoir une raideur axiale élevé. Elle présente un intérêt particulier dans la fabrication de corps d'engins autopropulsus, notamment munis d'ailes longues.Method and device for manufacturing hollow structural bodies from composite material, in particular for missiles
The subject of the invention is a method and a device for manufacturing hollow structural bodies of elongated shape in one direction, made of laminated composite material, having projecting parts, the development of which in said direction represents a significant fraction of the length of the body It has a very wide field of application, extending to all structural bodies which must have a high axial stiffness. It is of particular interest in the manufacture of bodies of self-propelled vehicles, in particular provided with long wings.

On réalise couramment, a l'heure actuelle, des structures d'engin en composite associant une matrice orga nue a des fibres longues présentant une grande résistance la traction (notamment verre aramide, carbone). En parti plier, on réalise couramment des enveloppes de propulseurs par enroulement de fibres ou de mèches enrobées de résine polymtrisable. Les corps cylindriques obtenus ont une rosis tance élevée a la pression.Mais la raideur axiale d'un corps ayant une épaisseur juste suffisante pour résister a la pression n'est pas compatible avec la réalisation d'un engin soumis à un facteur de charge Nlev6, ce qui se traduit par l'emploi d'une surépaisseur superflue pour la tenue a la pression. De plus, dans le cas d'un engin muni d'ailes à grand développement dans le sens longitudinal., il est ndces- saire d'intégrer au corps des cadres métalliques de reprise des efforts appliqués aux ailes lors du vol. Une grande partie du gain obtenu par l'utilisation du composite est alors annulée par l'augmentation de masse et d'encombrement résultant de ces deux contraintes. At the present time, composite machine structures are commonly made combining a naked matrix with long fibers having high tensile strength (in particular aramid glass, carbon). Partially folding, casings of propellants are commonly produced by winding fibers or wicks coated with polymerizable resin. The cylindrical bodies obtained have a high rosis tance under pressure. But the axial stiffness of a body having a thickness just sufficient to withstand the pressure is not compatible with the production of a machine subjected to a load factor Nlev6 , which results in the use of an excess thickness for the pressure resistance. In addition, in the case of a machine provided with wings with large development in the longitudinal direction., It is necessary to integrate into the body metal frames for taking up the forces applied to the wings during flight. A large part of the gain obtained by the use of the composite is then canceled out by the increase in mass and size resulting from these two constraints.

On pourrait penser qu'il est possible de résoudre le problème en substituant, aux procédés classiques de fabrica- tion de corps creux connus depuis pres de trente ans (brevet
FR 1 169 030), un moulage du corps maintenu comprimé entre un moule chauffé et une vessie (FR-A-2 490 993). Mais cette solution n'est pas satisfaisante, car elle impose que le corps présente une cavité unique occupée par la vessie l'utilisation de plusieurs vessies correspondant chacune à l'une des cavités risque en effet de provoquer un décentrage dû à un gonflage inégal et, au surplus, serait extrêmement complexe.One might think that it is possible to solve the problem by replacing the conventional processes for manufacturing hollow bodies known for almost thirty years (patent
FR 1,169,030), a molding of the body kept compressed between a heated mold and a bladder (FR-A-2,490,993). But this solution is not satisfactory, because it requires that the body has a single cavity occupied by the bladder the use of several bladders each corresponding to one of the cavities may indeed cause a decentering due to uneven inflation and , moreover, would be extremely complex.

L'invention vise à fournir un procédé et un dispositif de fabrication de corps creux du type ci-dessus défini répondant mieux que ceux antérieurement connus aux exigences de la pratique, notamment en ce qu'ils permettent de donner une raideur importante au corps tout en conservant une constitution simple, sans aucun cadre ou ferrure.Elle propose notamment dans ce but un procédé comportant le drapage d'un mandrin amovibie dont la surface reproduit la forme intérieure du corps par un tissu imprégné de matière polymérisable, caractérisé en ce qu'on forme les parties en saillie du corps par drapage à l'aide de feuilles de tissu pr--lmprégné de matière polymérisable sur des profilés dont une partie au moins sont amovibles et qui sont maintenus lors du drapage par rapport au mandrin , avant de polymériser simultanément l'ensemble du matériau polymérisable utilisé dans la fabrication. The invention aims to provide a method and a device for manufacturing hollow bodies of the type defined above better meeting those previously known to the requirements of practice, in particular in that they make it possible to give significant stiffness to the body while retaining a simple constitution, without any frame or fitting. It proposes in particular for this purpose a method comprising the draping of a removable mandrel whose surface reproduces the internal shape of the body by a fabric impregnated with polymerizable material, characterized in that forms the protruding parts of the body by draping using sheets of fabric impregnated with polymerizable material on profiles of which at least part are removable and which are held during draping with respect to the mandrel, before polymerizing simultaneously all of the polymerizable material used in manufacturing.

Le mandrin et certains au moins des profilés sont avantageusement en un matériau, par exemple métallique, ayant un coefficient de dilatation thermique très supérieur a celui du composite. Grâce à cette différence de coefficient de dilatation, l'expansion des pièces exerce une pression supplémentaire sur le corps lors du chauffage nécessaire pour assurer la polymérisation. De plus, la différence de coefficients de dilatation permet une extraction aisée des pièces amovibles formant noyau (mandrin et profilés) même si aucune dépouille n'est prévue. The mandrel and at least some of the sections are advantageously made of a material, for example metallic, having a coefficient of thermal expansion much higher than that of the composite. Thanks to this difference in expansion coefficient, the expansion of the parts exerts additional pressure on the body during the heating necessary to ensure polymerization. In addition, the difference in expansion coefficients allows easy extraction of the removable parts forming the core (mandrel and profiles) even if no draft is provided.

Dans le cas de l'application du procédé à un corps d'engin muni d'ailes longues, on pourra obtenir une rigidité satisfaisante de ces dernières en les renfor çant par la présence de cloisons de fractionnement. I1 suffit pour cela de réaliser d'abord une ébauche de corps, par exemple par bobinage de pré-imprégné sur un mandrin, puis de réaliser plusieurs ébauches de tronçon radial d'aile par bobinage ou drapage de profilés correspondant chacun à un tronçon radial d'aile, et enfin par mise en place des tron çons et intégration des ailes à la partie centrale par drapage à l'aide de feuilles de composite pré-imprégné débordant sur les ailes et la partie centrale, avant polymérisation. In the case of the application of the method to a body of a machine provided with long wings, it will be possible to obtain a satisfactory rigidity of the latter by reinforcing them by the presence of partition walls. For this, it suffices to first produce a body blank, for example by winding a prepreg on a mandrel, then to produce several blanks for the radial section of the wing by winding or draping profiles each corresponding to a radial section d 'wing, and finally by installing sections and integration of the wings to the central part by draping using sheets of prepreg composite overflowing on the wings and the central part, before polymerization.

Dans le cas plus précis d'une section de tronçon de missile ainsi réalisée, l'encastrement des ailes à la section du corps présente l'avantage d'une transmission continue des efforts aérodynamiques de l'aile au corps. De plus, le respect du calage des ailes par rapport à l'axe longitudinal du corps et des ailes entre elles, ainsi qu'une très grande rectitude de l'aile, améliorent le pilotage en roulis. In the more specific case of a missile section section thus produced, the embedding of the wings to the body section has the advantage of a continuous transmission of the aerodynamic forces from the wing to the body. In addition, the respect of the timing of the wings relative to the longitudinal axis of the body and the wings between them, as well as a very high straightness of the wing, improve steering in roll.

Ces avantages, alliés à une très bonne planéité et un bon état de surface, contribuent à une amélioration notable de l'aérodynamique en général. These advantages, combined with a very good flatness and a good surface condition, contribute to a noticeable improvement in aerodynamics in general.

L'invention propose également un dispositif permettant de mettre en oeuvre le procédé ci-dessus défini, comportant un moule présentant au moins deux parties extérieures déplaçables radialement et des moyens permettant d'appliquer une pression tendant à amener en contact les él- ments du moule en laissant alors, entre ces éléments et le mandrin, le jeu nécessaire a la mise en place du composite. En règle générale, le moule sera démuni de moyens de verrouillage, les éléments qui le constituent n'étant maintenus en contact que par la pression interne. Cette disposition permet un autocentrage des différentes pièces et une répartition régulière de la pression sur l'ensemble de la pièce moulée. I1 sera généralement avantageux que les plans de joints entre les différents éléments du moule correspondent à la pointe des ailes. The invention also provides a device making it possible to carry out the process defined above, comprising a mold having at least two radially displaceable external parts and means making it possible to apply a pressure tending to bring the elements of the mold into contact. while leaving, between these elements and the mandrel, the clearance necessary for the positioning of the composite. As a general rule, the mold will be deprived of locking means, the elements which constitute it being kept in contact only by internal pressure. This arrangement allows self-centering of the various parts and a regular distribution of the pressure over the entire molded part. It will generally be advantageous for the joint planes between the different elements of the mold to correspond to the tips of the wings.

Le procédé et le dispositif qui viennent d'être décrits permettent d'intégrer complètement la voilure à la partie centrale du corps et, donc, d'avoir une rigidité élevée, du fait de l'augmentation d'inertie des sections travaillantes. The method and the device which have just been described make it possible to completely integrate the airfoil in the central part of the body and, therefore, to have a high rigidity, due to the increase in inertia of the working sections.

Le fractionnement des ailes par des cloisons permet d'augmenter encore cette rigidité. La mise en oeuvre reste simple, du -fait qu'il y a glabora- tion directe des ailes sur la partie centrale et polymérisation simultanée des matériaux constitutifs mis en oeuvre.The splitting of the wings by partitions makes it possible to further increase this rigidity. The implementation remains simple, due to the fact that there is direct coating of the wings on the central part and simultaneous polymerization of the constituent materials used.

Les ailes, étant creuses, peuvent permettre le passage de servitudes, ce qui tend å supprimer les carénages qui étaient en général prévus jusqu'ici. Le procédé permet de réaliser non seulement des formes a section constante dans le sens longitudinal, mais aussi les formes évolutives qui sont souhaitables pour améliorer l'aérodynamique et réduire la signature radar. The wings, being hollow, can allow the passage of easements, which tends to remove the fairings which were generally planned so far. The method makes it possible to produce not only shapes with constant section in the longitudinal direction, but also the evolving shapes which are desirable in order to improve aerodynamics and reduce the radar signature.

Lorsque le corps n'a pas besoin d'être muni d'ailes remplissant une fonction aérodynamique, l'invention peut toutefois conserver tout son intérêt chaque fois qu'il est souhaitable d'obtenir une rigidité accrue ou d'offrir un passage à des câbles ou canalisations tout en évitant la présence de carénage extérieur qui constitue des éléments supplémentaires n'ajoutant rien à la résistance du corps. When the body does not need to be provided with wings fulfilling an aerodynamic function, the invention can however retain all its interest whenever it is desirable to obtain increased rigidity or to offer a passage to cables or conduits while avoiding the presence of external fairing which constitutes additional elements adding nothing to the resistance of the body.

L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui suit d'un mode particulier d'exécution de l'invention, donné à titre d'exemple non limitatif. La description se réfère aux dessins qui l'accompagnent, dans lesquels
- la Figure 1 est un schéma en perspective montrant la constitution générale d'un corps structural en matériau composite et à voilure cruciforme réalisé suivant un mode particulier de mise en oeuvre de l'invention,
- la Figure 2 est une vue en coupe transversale d'un fragment du corps de la Figure 1, montrant le détail des divers éléments constitutifs dans un mode particulier de réalisation,
- la Figure 3 est un schéma de principe montrant les constituants d'un dispositif suivant l'invention permettant de réaliser le corps de la Figure 1, en coupe transversale,
- la Figure 4 est un schéma en perspective montrant trois profilés de réalisation des caissons de la voilure du corps de la Figure 1,
la Figure 5 est un schéma en perspective montrant une étape du drapage du corps de la Fig.l, au cours de la réalisation de ce dernier,
- la Figure 6 est un schéma en perspective à grande échelle, montrant l'application d'une nappe de composite sur l'une des parties du moule de la Figure 3.The invention will be better understood on reading the following description of a particular embodiment of the invention, given by way of non-limiting example. The description refers to the accompanying drawings, in which
FIG. 1 is a perspective diagram showing the general constitution of a structural body made of composite material and with a cruciform wing produced according to a particular embodiment of the invention,
FIG. 2 is a cross-sectional view of a fragment of the body of FIG. 1, showing the detail of the various constituent elements in a particular embodiment,
FIG. 3 is a block diagram showing the components of a device according to the invention making it possible to produce the body of FIG. 1, in cross section,
FIG. 4 is a perspective diagram showing three sections for producing the boxes of the airfoil of the body of FIG. 1,
FIG. 5 is a perspective diagram showing a step of draping the body of FIG. 1, during the production of the latter,
- Figure 6 is a large-scale perspective diagram showing the application of a composite web on one of the parts of the mold of Figure 3.

On considérera d'abord, à titre d'exemple, le cas particulièrement intéressant de la fabrication d'un tronçon de voilure d'engin muni d'une voilure sur au moins la majeure partie de sa longueur. Un tel tronçon 10, muni d'ailes el croix 11 sur toute sa longueur, est montré en Figure 1. Le tronçon i0 peut par exemple être destiné a constituer l'enveloppe du propulseur et d'une fraction du système de commande. Dans ce cas,-il sera, sur l'engin complet, relié à la partie avant par des brides ou cadres de liaison. We will first consider, by way of example, the particularly interesting case of the manufacture of a section of a machine wing provided with a wing over at least most of its length. Such a section 10, provided with wings and cross 11 over its entire length, is shown in Figure 1. The section i0 can for example be intended to constitute the casing of the propellant and of a fraction of the control system. In this case, it will, on the complete vehicle, be connected to the front part by flanges or connecting frames.

Le corps 10 doit avoir une forte raideur axiale pour éviter les déformations sous facteur de charge élevé et il doit assurer la transmission à la partie centrale des efforts appliqués aux ailes 11. Les deux résultats sont simultanément atteints en intégrant la voilure a la partie centrale cylindrique du corps 10 pour constituer une structure monolithique et en cloisonnant les ailes pour les renforcer,
Dans le cas d'une enveloppe de propulseur qui doit résister a la pression interne, on peut donner au corps la constitution générale schSmatisée en Figure 2. La partie interne est constituée par un bobinage 12 de fibres longues imDrGgnGes de matière organique, polymérisée sur le corps terminé.Les ailes comportent chacune plusieurs caissons longitudinaux échelonnés dans le sens radial, au nombre de tois dans le mode de réalisation illustré. Les caissons 13, 14 et 15 sont constitués en nappe ou tissu de fibres longues imprAgndes de matière organique polymêris-e. Elles sont solidarisées de la partie interne par un drapage de nappe ou tissu ayant la même constitution, les feuilles utilisées pour le drapage s'appliquant chacune à la fois sur la partie interne et une aile au moins.Les nappes. où toutes les fibres ont sensiblement la même orientation, sont disposées de façon que les fibres aient le sens requis pour transmettre ou absorber les efforts appliqués. Des mèches 16 en fibres imprégnes peuvent être disposées dans les angles rentrants pour accroître l'épaisseur ou éviter les vides.The body 10 must have a high axial stiffness to avoid deformation under a high load factor and it must ensure the transmission to the central part of the forces applied to the wings 11. The two results are simultaneously achieved by integrating the wing structure into the central cylindrical part of the body 10 to constitute a monolithic structure and by partitioning the wings to reinforce them,
In the case of a propellant casing which must withstand internal pressure, the body can be given the general constitution shown in Figure 2. The internal part consists of a coil 12 of long fibers imDrGgnGes of organic material, polymerized on the finished body. The wings each comprise several longitudinal boxes staggered in the radial direction, the number of roofs in the illustrated embodiment. The boxes 13, 14 and 15 consist of a sheet or fabric of long fibers impregnated with polymerized organic material. They are joined to the internal part by a tablecloth drapery or fabric having the same constitution, the sheets used for the draping each applying both to the internal part and at least one wing. The tablecloths. where all the fibers have substantially the same orientation, are arranged so that the fibers have the direction required to transmit or absorb the forces applied. Wicks 16 of impregnated fibers can be placed in the inside corners to increase the thickness or avoid voids.

La polymérisation de l'ensemble de la matière organique est effectuée sous pression en une seule opération de façon à assurer une jonction intime donnant à la structure un caractère monolithique. The polymerization of all of the organic matter is carried out under pressure in a single operation so as to ensure an intimate junction giving the structure a monolithic character.

Les caissons délimités par le cloisonnement de la voilure constituent des canaux pouvant recevoir le câblage requis et évitant donc la nécessité d'un carénage extérieur supplémentaire ne contribuant pas à la rigidité. The boxes delimited by the partitioning of the wing constitute channels which can receive the required wiring and thus avoiding the need for an additional external fairing which does not contribute to the rigidity.

Dans le cas où la présence d'un carénage est toutefois indispensable, celui-ci peut être intégré au corps selon le. In the case where the presence of a fairing is however essential, it can be integrated into the body according to the.

même mode de réalisation et participe donc à la rigidité.same embodiment and therefore participates in rigidity.

Il est possible de fermer la voilure et/ou la partie centrale à une des extrémités, par une paroi qui peut être à courbure variable, cette dernière disposition permettant d'améliorer l'aérodynamisme et/ou de réduire la signature radar. It is possible to close the wing and / or the central part at one of the ends, by a wall which may be of variable curvature, this latter arrangement making it possible to improve aerodynamics and / or reduce the radar signature.

La partie centrale peut de son côté être cylindrique ou à section variable. The central part can in turn be cylindrical or of variable section.

La Figure 3 montre un dispositif utilisable pour réaliser un tronçon du genre montré en Figures 1 et 2. Ce dispositif comporte un mandrin.central 17 cylindrique, prévu pour prévoir un enroulement filamentaire. On ne décrira pas ici le mode de réalisation d'un tel enroulement, qui peut être entièrement classique. Il faut cependant noter qu'on utilisera en règle générale des fibres ou mèches pré- imprégnées par une résine à longue durée de vie à température ambiante, plutôt que des fibres sèches qui ne sont revêtues de résine qu'au moment de l'enroulement. Pour un motif qui sera exposé en détail plus loin, on constituera en général le mandrin en un matériau (alliage par exemple) ayant un coefficient de dilatation thermique beaucoup plus important que celui du composite utilisé pour constituer l'enroulement filamentaire, puis le drapage. Figure 3 shows a device usable for making a section of the kind shown in Figures 1 and 2. This device comprises a central mandrel.central 17, provided to provide a filament winding. The embodiment of such a winding, which may be entirely conventional, will not be described here. It should be noted, however, that fibers or wicks prepreg with long-life resin at room temperature will generally be used, rather than dry fibers which are only coated with resin at the time of winding. For a pattern which will be explained in detail below, the mandrel will generally be made of a material (alloy for example) having a coefficient of thermal expansion much greater than that of the composite used to form the filament winding, then the layup.

Le dispositif comporte également des profilés destinés à réaliser les caissons de voilure. Dans le cas illustré sur la Figure 3, ces profilés sont constitués de barrettes métalliques 18, 19 et 20 (Figures 3 et 4) dont la forme correspond à celle des caissons. Enfin, le dispositif comprend un moule en plusieurs parties 21 déplaçables radialement entre une position où elles sont en appui les unes contre les autres pour délimiter une cavité étanche (Figure 3) et une position ouverte permettant de placer les autres composants du dispositif et de les en retirer. Les moyens de rapprochement des pièces peuvent être constitués par des vérins tels que 22. Mais il suffit que ces moyens de rapprochement soient prévus pour permettre aux parties 21 de s'écarter en synchro nisme sous la pression interne.Le nombre des parties du moule et l'emplacement des joints sont prévus pour que les différents composants internes puissent s'auto-centrer et que la pression puisse s'équilibrer dans l'ensemble de la structure au cours de la polymérisation. The device also includes profiles intended to make the wing boxes. In the case illustrated in Figure 3, these sections consist of metal bars 18, 19 and 20 (Figures 3 and 4) whose shape corresponds to that of the boxes. Finally, the device comprises a mold in several parts 21 which can be moved radially between a position where they bear against each other to delimit a sealed cavity (Figure 3) and an open position allowing the other components of the device to be placed and remove it. The means for bringing the parts together can be constituted by jacks such as 22. But it is sufficient that these means of bringing together are provided to allow the parts 21 to move away in synchronism under internal pressure. The number of parts of the mold and the location of the seals is provided so that the various internal components can self-center and that the pressure can balance throughout the structure during polymerization.

Dans le cas illustré, le moule est en quatre parties 21 dont les plans de joint sont placés au droit des plans médians des ailes Le mandrin 17 et/ou les parties 21 du moule sont munis de moyens de chauffage permettant de porter la matière organique du composite à la température de polymérisation. In the illustrated case, the mold is in four parts 21 whose joint planes are placed in line with the median planes of the wings The mandrel 17 and / or the parts 21 of the mold are provided with heating means making it possible to carry the organic material of the composite at polymerization temperature.

La mise en oeuvre du procédé dans un dispositif du genre qui vient d'être décrit est la suivante. The implementation of the method in a device of the kind which has just been described is as follows.

On commence par constituer, sur le mandrin 17, un enroulement filamentaire d'épaisseur determinée pour qu après contactaye et polymérisation la partie centrale du corps ait 1 'épaisseur recherchée. L'enroulement s'effectue avantageusement avec du fil pré-imprégné de résine. On effectue ensuite un conformage de l'enroulement, par exemple par simple application d'une enveloppe thermorétractable que l'on porte ensuite à la température de rétraction, par exemple à l'air chaud. On obtient ainsi une compression sensiblement constante et une épaisseur régulière. We begin by constituting, on the mandrel 17, a filament winding of determined thickness so that after contact and polymerization the central part of the body has the desired thickness. The winding is advantageously carried out with wire pre-impregnated with resin. Shaping of the winding is then carried out, for example by simple application of a heat-shrinkable envelope which is then brought to the shrinking temperature, for example with hot air. A substantially constant compression and a regular thickness are thus obtained.

On constitue alors séparément les caissons de la voilure, par drapage de renforts sur les barrettes 18, 19 et 20 (Figure 4). On utilise pour cela des feuilles de nappes ou de tissu découpées de façon appropriée. Sur la Figure 4, on a indiqué schématiquement la mise en place de telles feuilles 18a et 19a sur les profilés 18 et 19. Le drapage s'effectue en respectant une orientation des fibres choisie en fonction des efforts à absorber ou à transmettre : dans le cas d'une voilure, on sera freuemment amené à croiser deux nappes superposées, les fibres de chaque nappe étant obliques par rapport a l'axe. The wing boxes are then formed separately, by draping reinforcements on the bars 18, 19 and 20 (Figure 4). Sheets of tablecloths or fabric cut out in an appropriate manner are used for this. In FIG. 4, the installation of such sheets 18a and 19a has been shown diagrammatically on the sections 18 and 19. The draping is carried out while respecting an orientation of the fibers chosen as a function of the forces to be absorbed or transmitted: in the in the case of an airfoil, we will often have to cross two superimposed layers, the fibers of each layer being oblique to the axis.

On drape ensuite le revêtement exterieur. On peut pour cela opérer de la façon schématisée sur les Figures 5 et 6. Les deux parties inférieures du moule etant rapprochées, on place des feuilles de nappe ou de tissu pré-imprégnées 23 pour tapisser les deux parties en place, puis on met les renforts de l'aile inférieure, portés par leurs barrettes 18, 19 et 20. On met en place le mandrin 17 revêtu de son enroulement (Figure 5). Puis on pose les renforts des ailes latérales avant de replier les feuilles de drapage. Le développement des feuilles dans le sens circonfêrentiel est choisi pour obtenir un décalage des coupes et une tension sur les fibres pendant la mise en pression du moule.Lors du drapage, les anomalies d'épaisseur dans la zone de raccordement entre les parties centrales peuvent être compensées par mise en place de mèches 16. En règle générale, l'épaisseur de drapage sera, pour le corps, de 3 à 4 mm dans le cas d'un engin autopropulsé ayant une vingtaine de centimètres de diamètre et de 2 mm environ sur les ailes. Pour assurer la mise en pression du composite, le moule et les barrettes sont prévus pour que subsiste, après drapage, un jeu ne dépassant pas quelques dixièmes de millimètre entre les différentes parties 21 du moule. The outer covering is then draped. This can be done schematically in Figures 5 and 6. The two lower parts of the mold being close together, place sheets of tablecloth or prepreg 23 to line the two parts in place, then put the reinforcements of the lower wing, carried by their bars 18, 19 and 20. The mandrel 17 is put in place coated with its winding (Figure 5). Then put the reinforcements on the side wings before folding the drapery sheets. The development of the sheets in the circumferential direction is chosen to obtain an offset of the cuts and a tension on the fibers during the pressurization of the mold. During the draping, the anomalies of thickness in the zone of connection between the central parts can be compensated by the use of wicks 16. As a general rule, the lay-up thickness will be, for the body, 3 to 4 mm in the case of a self-propelled vehicle having about twenty centimeters in diameter and approximately 2 mm over wings. To ensure the pressurization of the composite, the mold and the bars are provided so that there remains, after draping, a clearance not exceeding a few tenths of a millimeter between the different parts 21 of the mold.

Le moule est alors fermé. La pression est maintenue dans les vérins 22 pendant llensemble du cycle. Le chauffage est commencé, avec une vitesse de montée en température faible pour tenir compte de l'inertie thermique de I'outillage. Le chauffage provoque la dilatation du mandrin 17 et des barrettes 18-20, alors que le composite a un coefficient de dilatation extrêmement faible. L'expansion de ces pièces provoque une augmentation de la pression exercée sur le composite, d'où un accroissement du compactage et un autocentrage. Les quatre parties 21 sont reliées par des moyens provoquant, en cas de pression interne excessive, un écartement symétrique. The mold is then closed. The pressure is maintained in the jacks 22 during the entire cycle. Heating is started, with a low temperature rise speed to take account of the thermal inertia of the tool. The heating causes the mandrel 17 and the bars 18-20 to expand, while the composite has an extremely low coefficient of expansion. The expansion of these parts causes an increase in the pressure exerted on the composite, hence an increase in compaction and self-centering. The four parts 21 are connected by means causing, in the event of excessive internal pressure, a symmetrical spacing.

Une fois la polymérisation terminée, la pression sur les parties 21 est relâchée afin d'éviter le blocage des barrettes et du mandrin, le moule est ensuite ouvert et, après refroidissement, les barrettes 18-20 et le mandrin 17 formant noyau peuvent aisément être extraits, même s'ils ne présentent aucune dépouille, du fait de leur contraction. Once the polymerization is complete, the pressure on the parts 21 is released in order to avoid blocking of the bars and the mandrel, the mold is then opened and, after cooling, the bars 18-20 and the mandrel 17 forming the core can easily be extracts, even if they have no remains, due to their contraction.

L'invention ne se limite évidemment pas au mode particulier de réalisation qui a été représenté et décrit. The invention is obviously not limited to the particular embodiment which has been shown and described.

Elle s'étend à toute variante restant dans le cadre des équivalences, que les parties en saillie constituent ou non des ailes, qu'elles servent ou non de canaux de passage pour des servitudes (par exemple cables ou conduites, etc.). It extends to any variant remaining within the framework of equivalences, whether the projecting parts constitute wings or not, whether or not they serve as passage channels for easements (for example cables or conduits, etc.).

Claims

1. Method for manufacturing hollow structural bodies of elongated shape in one direction, made of laminated composite material, having radial projecting parts which can constitute wings, the development of which in said direction represents a significant fraction of the length of the body, comprising the draping a removable mandrel (17), the surface of which reproduces the internal shape of the body by a tablecloth or a fabric (23) impregnated with polymeric material, characterized in that the parts projecting radially by draping using sheets of tablecloth or fabric pre-impregnated with polymerizable material on profiles of which at least part are removable and which are held during draping with respect to the mandrel, before simultaneously polymerizing all of the polymerizable material used in manufacturing.

2. Method according to claim 1, characterized in that the mandrel and at least some of the profiles are made of a material, for example metallic, having a coefficient of thermal expansion greater than that of the composite.

3. Method according to claim 1 or 2, characterized in that the projecting parts are reinforced by partition walls.

4. Method according to claim 3, characterized in that one carries out a prepreg winding on the mandrel (17), then several blanks of radial section of projecting parts by winding or draping of profiles (18, 19, 20 ) each corresponding to a radial section of wing, before setting up the sections and integrating the wings into the central part by draping with sheets of prepreg composite overflowing on the projecting parts and the central part , before said polymerization.

5. Method according to any one of the preceding claims, characterized in that places wicks (16) of prepreg material before draping.

6. Device for manufacturing a hollow structural body of elongated shape, made of laminated composite material, having radial projecting parts, the development of which in the direction of elongation represents a significant fraction of the length of the body, comprising a mold having at least two radially displaceable external parts and means for applying a pressure tending to bring these parts into contact, characterized in that it also comprises a mandrel (17) of dimensions allowing to remain, between the parts of the mold and the mandrel the necessary clearance the positioning and compression of the composite, and the profiles (18, 19, 20) for forming the wings also cooperating with the mold.

7. Device according to claim 6, characterized in that said parts of the mold are associated with means allowing them to move apart under internal pressure in synchronism during the polymerization.

8. Application of the method according to any one of claims l to 5, characterized in that the projecting parts constitute long wings and are divided by transverse partitions in a box for increasing rigidity.

9. Application according to claim 8, characterized in that at least one of the caissons constitutes a passage for the easements.