WO2005124267A1 - Materiau composite destine au blindage - Google Patents

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WO2005124267A1
WO2005124267A1 PCT/FR2005/001233 FR2005001233W WO2005124267A1 WO 2005124267 A1 WO2005124267 A1 WO 2005124267A1 FR 2005001233 W FR2005001233 W FR 2005001233W WO 2005124267 A1 WO2005124267 A1 WO 2005124267A1
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fibrous material
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Joël AULEN
Dominique Prost
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Vision Systems Aeronautics
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    • F41—WEAPONS
    • F41H—ARMOUR; ARMOURED TURRETS; ARMOURED OR ARMED VEHICLES; MEANS OF ATTACK OR DEFENCE, e.g. CAMOUFLAGE, IN GENERAL
    • F41H5/00—Armour; Armour plates
    • F41H5/02—Plate construction
    • F41H5/04—Plate construction composed of more than one layer
    • F41H5/0471—Layered armour containing fibre- or fabric-reinforced layers
    • F41H5/0478—Fibre- or fabric-reinforced layers in combination with plastics layers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
    • B64C1/1407—Doors; surrounding frames
    • B64C1/1469—Doors between cockpit and cabin

Definitions

  • the present invention relates to a composite material intended for shielding, in particular for the interior door of an aircraft.
  • the access door separating the cockpit comprising the cockpit and the passenger cabin of an airplane must be closed to preserve the safety of the pilots.
  • This door must make it possible to resist the firing of weapons provided with ammunition as defined in the standard NIJ level III A, these shots coming from the passenger cabin. It is therefore necessary to provide the door with armor making it possible to resist such shots, the material ensuring the armor having to comply with the following constraints, linked to use on board an aircraft.
  • the material must be usable in a pressurized atmosphere. It must have a high fire resistance, with minimum smoke and toxic gases. The material must have the lowest possible mass, the reduction in weight being important for aeronautical use.
  • the object of the present invention is to provide a material making it possible to comply with all of the constraints set out above.
  • the present invention relates to a composite material intended for shielding, in particular of a door separating the passenger cabin from an airplane cockpit, characterized in that it comprises at least, superimposed in the following order : - a first layer of fibrous material, - a shielding panel, - a second layer of fibrous material, - a structural panel, - a molded shell.
  • a shield usable in a pressurized atmosphere, having a high fire resistance, with a minimum release of smoke and toxic gases, with a low mass, a reduced thickness and great impact resistance.
  • the structural panel is made of structural foam.
  • the structural panel includes a honeycomb type structure.
  • the composite shielding panel is made in particular of polyethylene or aramid.
  • the fibrous material of the first layer consists of glass fabric.
  • the fibrous material of the second layer of fibrous material consists of carbon fabric.
  • the molded shell comprises carbon fabric and / or glass fabric.
  • the molded shell further comprises aramid.
  • the molded shell is produced in the form of a structural composite.
  • the molded shell comprises reinforcements.
  • the first layer of fibrous material has a thickness of between 0.1 and 1 mm, and preferably between 0.4 and 0.6 mm.
  • the shielding panel has a thickness of between 2 and 10 mm, and preferably between 4.5 and 6.5 mm.
  • the second layer of fibrous material has a thickness of between 0.1 and 1 mm, and preferably between 0.4 and 0.6 mm.
  • the structural panel has a thickness of between 5 and 30 mm, and preferably between 10 and 20 mm.
  • the molded shell has a thickness between 1 and 5 mm, and preferably between 2 and 3 mm.
  • the present invention also relates to a door allowing access between the passenger cabin and the cockpit of an airplane, comprising an armor material, as described above. The present invention will be better understood on reading the following description, with reference to the accompanying drawings showing an embodiment of a composite material according to the invention.
  • Figure 1 is a schematic view in exploded section. According to an embodiment represented in FIG.
  • a composite material intended for the shielding of a door separating the passenger cabin from an airplane cockpit comprises, superimposed in the following order: - a first layer (1) of material fibrous, made of glass fabric. - a composite armor panel (2), made of polyethylene, - a second layer of fibrous material (3), made of carbon fabric. - a structural panel (4), made of foam. - A molded shell (5), and constituted by a structural composite, comprising aramid, glass fabric and carbon fabric.
  • the first layer is closest to the passenger cabin, the molded hull is closest to the cockpit.
  • the first layer (1) of fibrous material has a structural and fire protection function.
  • the glass fabric has characteristics of low flammability and low release of toxic fumes.
  • the armor panel (2) provides ballistic protection.
  • the second layer of fibrous material (3), as well as the structural panel (4) provide a structural function.
  • the molded shell (5) has a structural and fire protection function, thanks to the glass fabric. It also has an anti-projection function, especially in the event of ballistic impact, thanks to aramid.
  • the thicknesses of the different layers of this material are as follows: - the first layer of fibrous material (1) has a thickness (e1) of the order of 0.6 mm. - the shielding panel (2) has a thickness (e2) of the order of 5.5 mm. - The second layer of fibrous material (3) has a thickness (e3) of the order of 0.6 mm. - The structural foam panel (4) has a thickness (e4) of the order of 16 mm.
  • the molded shell (5) has a thickness (e5) of the order of 2.5 mm.
  • Each of the layers is adhered hot or cold to allow its connection with the adjacent layers or panels, following the molding process of this layer.
  • the first layer of fibrous material and the shell are bonded to each other by bonding to the edges of the material.
  • the composite shielding panel is made of aramid.
  • the structural panel is made of a honeycomb type structure.
  • the molded shell is constituted by a structural composite not comprising aramid, but for example, glass fabric and carbon fabric.
  • the molded shell is made simply from carbon fabric.
  • reinforcements As is obvious, the invention is not limited to the preferred embodiment described above, by way of nonlimiting example; on the contrary, it embraces all its variants.

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Abstract

Matériau composite destiné au blindage, notamment d'une porte séparant la cabine passagers d'un cockpit d'avion, caractérisé en ce qu'il comprend au moins, superposés dans l'ordre suivant : - une première couche de matériau fibreux (1), - un panneau de blindage (2), - une seconde couche de matériau fibreux (3), - un panneau structurel (4), - une coque moulée (5).

Description

MATERIAU COMPOSITE DESTINE AU BLINDAGE La présente invention concerne un matériau composite destiné au blindage, notamment de porte intérieure d'un avion. Dans les conditions normales d'utilisation, la porte d'accès séparant le cockpit comprenant le poste de pilotage et la cabine passagers d'un avion doit être fermée pour préserver la sécurité des pilotes. Cette porte doit permettre de résister aux tirs d'armes munies de munitions comme défini dans la norme N I J level III A, ces tirs provenant de la cabine passagers. II est donc nécessaire de munir la porte d'un blindage permettant de résister à de tels tirs, le matériau assurant le blindage devant respecter les contraintes suivantes, liées à l'utilisation à bord d'un avion. Le matériau doit être utilisable en atmosphère pressurisée. Il doit présenter une résistance au feu importante, avec un dégagement minimum de fumée et de gaz toxiques. Le matériau doit présenter la masse la plus faible possible, la réduction du poids étant importante pour une utilisation aéronautique. Ce matériau doit en outre présenter une épaisseur réduite afin de pouvoir être logé facilement dans la porte. Le matériau doit enfin présenter une résistance aux chocs intervenant dans l'utilisation normale de la porte, et résister à des contraintes dues à une dépressurisation rapide du cockpit, ou de la cabine passagers, la dépressurisation d'un de ces deux compartiments engendrant une pression très importante sur la porte. II apparaît que les blindages de type connu ne permettent pas de respecter les contraintes évoquées ci-dessus. La présente invention a pour but de fournir un matériau permettant de respecter l'ensemble des contraintes exposées ci-dessus. A cet effet, la présente invention a pour objet un matériau composite destiné au blindage, notamment d'une porte séparant la cabine passagers d'un cockpit d'avion, caractérisé en ce qu'il comprend au moins, superposés dans l'ordre suivant : - une première couche de matériau fibreux, - un panneau de blindage, - une seconde couche de matériau fibreux, - un panneau structurel, - une coque moulée. Ces dispositions permettent effectivement de fournir un blindage utilisable en atmosphère pressurisée, présentant une résistance au feu importante, avec un dégagement minimum de fumée et de gaz toxiques, avec une masse faible, une épaisseur réduite et grande résistance aux chocs. Selon une possibilité, le panneau structurel est réalisé en mousse structurelle. Selon une autre possibilité, le panneau structurel comprend une structure de type nid d'abeille. Avantageusement, le panneau de blindage composite est réalisé en particulier en polyéthylène ou en aramide. Selon un mode de réalisation, le matériau fibreux de la première couche est constitué par du tissu de verre. Avantageusement, le matériau fibreux de la seconde couche de matériau fibreux est constitué par du tissu de carbone. Avantageusement, la coque moulée comprend du tissu de carbone et/ou du tissu de verre. Selon un mode de réalisation, la coque moulée comprend de plus de l'aramide. Avantageusement la coque moulée est réalisée sous forme d'un composite structurel. Selon un mode de réalisation, la coque moulée comprend des renforts. Selon un mode de réalisation, la première couche de matériau fibreux présente une épaisseur comprise entre 0,1 et 1 mm, et de préférence entre 0,4 et 0,6 mm. Avantageusement, le panneau de blindage présente une épaisseur comprise entre 2 et 10 mm, et de préférence entre 4,5 et 6,5 mm. Selon un mode de réalisation, la seconde couche de matériau fibreux présente une épaisseur comprise entre 0,1 et 1 mm, et de préférence entre 0,4 et 0,6 mm. Avantageusement, le panneau structurel présente une épaisseur comprise entre 5 et 30 mm, et de préférence entre 10 et 20 mm. Selon un mode de réalisation, la coque moulée présente une épaisseur comprise entre 1 et 5 mm, et de préférence entre 2 et 3 mm. La présente invention a également pour objet une porte permettant l'accès entre la cabine passagers et le cockpit d'un avion, comprenant un matériau de blindage, tel que décrit ci-dessus. La présente invention sera mieux comprise à la lecture de la description suivante, en référence aux dessins annexés représentant un mode de réalisation d'un matériau composite selon l'invention. La figure 1 en est une vue schématique en coupe éclatée. Selon un mode de réalisation représenté sur la figure 1 , un matériau composite destiné au blindage d'une porte séparant la cabine passagers d'un cockpit d'avion comprend, superposés dans l'ordre suivant : - une première couche (1) de matériau fibreux, réalisée en tissu de verre. - un panneau de blindage composite (2), réalisé en polyéthylène, - une seconde couche de matériau fibreux (3), réalisée en tissu de carbone. - un panneau structurel (4), réalisé en mousse. - une coque moulée (5), et constituée par un composite structurel, comportant de l'aramide, du tissu de verre et du tissu de carbone. La première couche est la plus proche de la cabine passagers, la coque moulée est la plus proche du cockpit. La première couche (1) de matériau fibreux a une fonction structurelle et de protection contre le feu. En particulier le tissu de verre présente des caractéristiques de faible inflammabilité et de faible dégagement de fumées toxiques. Le panneau de blindage (2) permet une protection balistique. La seconde couche de matériau fibreux (3), ainsi que le panneau structurel (4) assurent une fonction structurelle. La coque moulée (5) possède une fonction structurelle et de protection contre le feu, grâce au tissu de verre. Elle possède également une fonction anti-projection, en cas d'impact balistique notamment, grâce à l'aramide. Les épaisseurs des différentes couches de ce matériau sont les suivantes : - la première couche de matériau fibreux (1) présente une épaisseur (e1) de l'ordre de 0,6 mm. - le panneau de blindage (2) présente une épaisseur (e2) de l'ordre de 5,5 mm. - la seconde couche de matériau fibreux (3) présente une épaisseur (e3) de l'ordre de 0,6 mm. - le panneau de mousse structurelle (4) présente une épaisseur (e4) de l'ordre de 16 mm. - la coque moulée (5) présente une épaisseur (e5) de l'ordre de 2,5 mm. Chacune des couches est adhérisée à chaud ou à froid pour permettre sa liaison avec les couches ou panneaux adjacent, suite au procédé de moulage de cette couche. La première couche de matériau fibreux et la coque sont liées l'une à l'autre par collage sur les bords du matériau. Selon une variante, le panneau de blindage composite est réalisé en aramide. Selon une variante, le panneau structurel est réalisé en structure de type nid d'abeille. Selon une variante, la coque moulée est constituée par un composite structurel ne comprenant pas d'aramide, mais par exemple, du tissu de verre et du tissu de carbone. Selon une variante, la coque moulée est réalisée simplement en tissu de carbone. Avantageusement, elle comprend des renforts. Comme il va se soi, l'invention ne se limite pas à la forme de réalisation préférentielle décrite ci-dessus, à titre d'exemple non limitatif ; elle en embrasse au contraire toutes les variantes.

Claims

REVENDICATIONS 1. Matériau composite destiné au blindage, notamment d'une porte séparant la cabine passagers d'un cockpit d'avion, caractérisé en ce qu'il comprend au moins, superposés dans l'ordre suivant : - une première couche de matériau fibreux (1), - un panneau de blindage (2), - une seconde couche de matériau fibreux (3), - un panneau structurel (4), - une coque moulée (5).
2. Matériau selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le panneau structurel (4) est réalisé en mousse structurelle.
3. Matériau selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le panneau structurel (4) comprend une structure de type nid d'abeille.
4. Matériau selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que le panneau de blindage (2) composite est réalisé en particulier en polyéthylène ou en aramide.
5. Matériau selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que le matériau fibreux de la première couche (1) est constitué par du tissu de verre.
6. Matériau selon l'une des revendications 1 à 5 caractérisé en ce que le matériau fibreux de la seconde couche de matériau fibreux (3) est constitué par du tissu de carbone.
7. Matériau selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que la coque moulée (5) comprend du tissu de carbone et/ou du tissu de verre.
8. Matériau selon la revendication 7, caractérisé en ce que la coque moulée (5) comprend de plus de l'aramide.
9. Matériau selon l'une des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que la coque moulée (5) est réalisée sous forme d'un composite structurel.
10. Matériau selon l'une des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que la coque moulée (5) comprend des renforts.
11. Matériau selon l'une des revendications 1 à 10, caractérisé en ce que la première couche de matériau fibreux (1) présente une épaisseur (e1) comprise entre 0,1 et 1 mm, et de préférence entre 0,4 et 0,6 mm.
12. Matériau selon l'une des revendications 1 à 11 , caractérisé en ce que le panneau de blindage (2) présente une épaisseur (e2) comprise entre 2 et 10 mm, et de préférence entre 4,5 et 6,5 mm.
13. Matériau selon l'une des revendications 1 à 12, caractérisé en ce que la seconde couche de matériau fibreux (3) présente une épaisseur (e3) comprise entre 0,1 et 1 mm, et de préférence entre 0,4 et 0,6 mm.
14. Matériau selon l'une des revendications 1 à 13, caractérisé en ce que le panneau structurel (4) présente une épaisseur (e4) comprise entre 5 et 30 mm, et de préférence entre 10 et 20 mm.
15. Matériau selon l'une des revendications 1 à 14, caractérisé en ce que la coque moulée (5) présente une épaisseur (e5) comprise entre 1 et 5 mm, et de préférence entre 2 et 3 mm.
16. Porte permettant l'accès entre la cabine passagers et le cockpit d'un avion, caractérisée en ce qu'elle comprend un matériau de blindage selon l'une des revendications 1 à 15.
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