EP1140628A1 - Dispositif de suspension d'une charge utile dans un lanceur spatial - Google Patents

Dispositif de suspension d'une charge utile dans un lanceur spatial

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Publication number
EP1140628A1
EP1140628A1 EP99964726A EP99964726A EP1140628A1 EP 1140628 A1 EP1140628 A1 EP 1140628A1 EP 99964726 A EP99964726 A EP 99964726A EP 99964726 A EP99964726 A EP 99964726A EP 1140628 A1 EP1140628 A1 EP 1140628A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
stops
launcher
hydraulic
elastic
pressure
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP99964726A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Pascal Hubert
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Centre National dEtudes Spatiales CNES
Original Assignee
Centre National dEtudes Spatiales CNES
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Filing date
Publication date
Application filed by Centre National dEtudes Spatiales CNES filed Critical Centre National dEtudes Spatiales CNES
Publication of EP1140628A1 publication Critical patent/EP1140628A1/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16F—SPRINGS; SHOCK-ABSORBERS; MEANS FOR DAMPING VIBRATION
    • F16F15/00—Suppression of vibrations in systems; Means or arrangements for avoiding or reducing out-of-balance forces, e.g. due to motion
    • F16F15/02—Suppression of vibrations of non-rotating, e.g. reciprocating systems; Suppression of vibrations of rotating systems by use of members not moving with the rotating systems
    • F16F15/04—Suppression of vibrations of non-rotating, e.g. reciprocating systems; Suppression of vibrations of rotating systems by use of members not moving with the rotating systems using elastic means
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • B64G1/641—Interstage or payload connectors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16F—SPRINGS; SHOCK-ABSORBERS; MEANS FOR DAMPING VIBRATION
    • F16F2230/00—Purpose; Design features
    • F16F2230/18—Control arrangements

Definitions

  • the present invention relates to a device for suspending a payload in a launcher of said payload in space and, more particularly, to such a device of the type which comprises means for absorbing forces installed between first and second rigid annular members centered on the longitudinal axis of the launcher and secured respectively to said launcher and to said payload, and to means for controlling said force absorption means adapted to adapt the rigidity of the device to various phases of the flight of the launcher.
  • FIG. 1 also shows a payload such as a satellite 4 mounted on a second stage 5 of the launcher, by means of an adapter in the form of a frustoconical skirt 6, the satellite being conventionally protected by a cover 7 during crossing the atmosphere.
  • a payload such as a satellite 4 mounted on a second stage 5 of the launcher, by means of an adapter in the form of a frustoconical skirt 6, the satellite being conventionally protected by a cover 7 during crossing the atmosphere.
  • the thrusts developed by the auxiliary thrusters 2, 3 apply intense forces to the envelope of the first stage, in particular at the attachment points 8, 9 of the thrusters 2, 3 on the first floor.
  • this countermeasure consists in installing a suspension device constituted by an annular chamber with flexible wall, filled with a fluid, between the satellite and the launcher, for example at the level of the large base 6b of the skirt 6, which receives the satellite at its other base 6a.
  • the "surge" of forces received by the annular chamber in line with the attachment points 8, 9 are uniformly distributed annularly by the fluid in the chamber, the skirt 6 then undergoing perfectly symmetrical forces which do not asymmetrically deform this skirt. The integrity of the satellite is thus safeguarded during the operation of the auxiliary thrusters 2, 3.
  • Means are provided, moreover, for varying the pressure of the fluid contained in the annular chamber.
  • this pressure can be lowered by a relatively high value ensuring good mechanical cohesion of the launcher and of the skirt 6, necessary in particular during the operation of the auxiliary thrusters 2, 3, to a lower value making it possible to absorb and to absorb forces such as vibrations or shocks propagating in the launcher, in particular during the separations of the stages of the launcher and of the cover 7.
  • the device described in the aforementioned patent application makes it possible to achieve the assigned goals. However, it involves either the use of an annular chamber with a flexible wall or, as a variant, a chamber with two complementary rigid annular walls, which are axially movable relative to one another, the sealing of this chamber. being provided by at least one annular seal whose length is that of the circumference of the chamber.
  • the object of the present invention is precisely to produce a device for suspending a payload in a launcher of said payload in space, which does not have these drawbacks and which, in particular, makes it possible to vary the stiffness of this suspension so as to adapt this stiffness to the particular conditions encountered during the successive phases of the flight of the launcher, while having high operating reliability and a moderate cost of production.
  • the invention aims to produce such a device capable of having a high stiffness during the ordinary phases of flight of the launcher, capable of giving it good mechanical cohesion, and a lower stiffness during extraordinary phases of this flight, such as those corresponding to the separation of the cover or to the separation of the stages of the launcher, these phases generating shocks and / or vibrations which must be absorbed or damped before their propagation to the satellite.
  • a device for suspending a payload in a launcher of said charge in space comprising means force absorbing elastics installed between first and second rigid annular members centered on the longitudinal axis of the launcher and secured respectively to said payload and said launcher, and to means for controlling said elastic force absorption means capable of adapting the rigidity of the device to various phases of the flight of the launcher, this device being remarkable in that said control means comprise at least a plurality of hydraulic stops each arranged axially between said first and second rigid annular members, said stops being movable at least between a first position or they rigidly couple said annular members and a second position wherein said elastic force absorption means are activated.
  • the softening thus obtained of the suspension of the payload allows the filtering of the shocks which appear during the extraordinary flight phases mentioned above.
  • the stiffness of the suspension device is varied by suitably controlling hydraulic stops of conventional design, the sealing of which can be ensured for a moderate cost, at the level of reliability required in the space industries.
  • said elastic force absorption means are constituted by a plurality of elastic stops, said pluralities of elastic and hydraulic stops being nested one inside the other.
  • the hydraulic stops are under pressure.
  • the control means comprise a circuit for supplying liquid to said hydraulic stops, said circuit comprising a cylinder making it possible to selectively vary the pressure of said liquid between at least first and second values controlling the positioning of the stops. hydraulic in their first and second positions, respectively.
  • FIG. 1 schematically represents part of a satellite launcher of the prior art, described in the preamble to this description,
  • FIG. 2 is a schematic plan view of the device according to the present invention.
  • FIGS 3A and 3B are views in axial section of an elastic stop forming part of the device of Figure 2, in two different operating states of this stop, - Figure 4 is a view in axial section of a stop hydraulic forming part of the device according to the invention,
  • FIG. 5 is a diagram of a circuit for controlling the pressure of the liquid present in the hydraulic stops of the device according to the invention.
  • the device according to the invention is arranged at a plane P perpendicular to the axis X of the launcher (see FIG. 1), this mean plane P can be located at any level between the bases 6a and 6b of the skirt 6, advantageously at the base 6b.
  • the device generally takes a circular shape. It is essentially composed of first and second annular members superimposed axially, between which are installed a plurality of elastic stops 12 ⁇ and a plurality of hydraulic stops 13j. It is associated with another mechanical device whose structure and functioning are the subject of the French patent application filed today by the applicant and entitled "Device for supporting a payload in a launcher of said payload". We can refer to this request for more details on this device, the function of which is to prevent the transmission to the satellite of the "surges of effort" mentioned in the preamble to this description. It is therefore not, strictly speaking, part of the device according to the present invention which has the function of preventing the transmission to the satellite of shocks or vibrations.
  • the distributions of the abovementioned stops are regular and nested one inside the other.
  • FIGS 3A, 3B and 4 which respectively represent partial views in axial section of the device according to the invention, taken along the section lines III and IV of Figure 2, passing through an elastic stop 12 ⁇ and a hydraulic stop 13 ⁇ , respectively, it being understood that the other stops of the same type are identical to those which we will describe.
  • the first and second annular members are referenced 10 and 11, respectively, the annular member 10 being fixed on the skirt 6 secured to the satellite 4 and the annular member 11 on the second stage 5 of the launcher, by circular distributions bolts such as those referenced 15 and 16 respectively.
  • the annular member 11 itself comprises first and second annular flanges 17, 18 respectively, secured by bolts such as that referenced 19.
  • the first flange 17 takes the form of an axis ring parallel to the axis X of the launcher, this ring extending two axially spaced radial annular flanges, one 17a projecting outward to be crossed by bolts such as that referenced 19, the other 17b being turned inward to be taken in an annular groove delimited by rings 20a, 20b assembled by bolts such as 21.
  • the ring 20b is itself fixed to the second stage 5 by bolts such as the bolt 16 mentioned above.
  • Skids 22, 23 allow the edge 17b of the flange 17 to slide in the groove delimited by the rings 20a, 20b (see FIG. 3B), transverse to the axis X of the launcher, to ensure decoupling capable of suppressing transmission of "surge” of efforts during the operation of the auxiliary thrusters 2, 3, as explained in detail in the aforementioned French patent application filed today by the applicant and entitled “Device for supporting a payload in a launcher of said payload "request to which reference will be made for more details on this point.
  • the second flange 18, mounted coaxially on the first by bolts such as that referenced 19, takes the form of a crown hollowed out with bores on its two axially spaced bases.
  • the annular member 10 comprises a flange 29 which takes the form of a ring with an axis parallel to the axis X of the launcher, this ring extending from two radial annular flanges spaced apart axially, one (29a) being traversed by the bolts such as 15, for fixing the device according to the invention to the skirt 6, the other (29b) being traversed by bolts such as 31, to be secured to plates 30 for loading the springs 25, 26 (at right of the elastic stops 12 ⁇ ), and by bolts such as that referenced 31 'to be secured to plates 32 for stopping the pistons 28 (in line with the hydraulic stops 13j).
  • FIG. 3A it appears that a clearance exists between the flange 18 and the annular rim 29a on the one hand, and between the flange 18 and the plate 30 on the other hand.
  • the skirt 6 and the satellite 4 are carried by the springs 25, 26 of the elastic stops 12i.
  • This suspension then has a flexibility which is a function of the stiffness of these springs.
  • the flange 18 is shown in abutment against the flange 29a of the flange 29. If these flanges are blocked in this position, it is understood that the springs have no effect on the suspension of the skirt 6 and of the satellite 4, this suspension then being very stiff. According to the present invention it is by an appropriate control of the pressure of the incompressible liquid which fills the chambers 27 of the hydraulic stops 13j that one passes from the "flexible" suspension illustrated by FIG. 3A to the "stiff" suspension illustrated by Figure 3B.
  • This contact establishes a firm connection between the two annular members 10 and 11, then mechanically coupled.
  • the satellite is then rigidly coupled to the launcher.
  • the piston 28 By reducing the pressure in the chamber 27 of the hydraulic stops 12i, the piston 28 approaches the bottom of the chamber 27 by eliminating the rigid mechanical connection previously established between the annular members 10, 11. The satellite and the skirt are then carried by the springs 25, 26 of the elastic stops (see FIG. 3A) and are suspended loosely on the launcher.
  • FIG. 7 shows the typical graph of the variations of the pressure established in the hydraulic abutments, in the phases of the flight of the launcher illustrated in FIG. 6. During the separations (in d and e), the pressure is suddenly reduced, from 70 bars to 0 bars for example, then quickly restored, once separation is complete.
  • FIG. 5 A circuit for controlling this pressure is shown diagrammatically in FIG. 5.
  • This essentially comprises a cylinder 40 provided with a movable piston 41 whose displacements serve to control the pressure of the fluid, advantageously constituted by an incompressible liquid, filling liquid the line 42 and the hydraulic stops 13 j , under pressure, a cylinder chamber 40 being connected to this line 42 by means of a valve 43 while the other cylinder chamber is connected to a drain valve 44.
  • a line 45 equipped with a non-return valve 46 is used to initially fill, on the ground, the stops 13j and the chamber of the cylinder 40 which communicates with these stops, with a liquid under high pressure, of about 70 bars, for example, the valve 44 then being closed to isolate the other chamber of the cylinder, filled with gas under pressure.
  • a liquid under high pressure of about 70 bars
  • the pressure is suddenly reduced by simultaneously opening the valve 43 and the valve 44 for emptying the cylinder chamber which is filled with gas under pressure. This flows in a vacuum until the pressure in this chamber falls to the required value, of the order of 0 to 25 bars for example.
  • the piston 41 then moved to the left, from the point of view of the drawing, to position 41a.
  • This sudden expansion of the volume offered to the liquid under pressure in the line 42 and the hydraulic stops 13j causes a drop in pressure of the liquid and a reduction in the pressure applied to the hydraulic stops, which then drops to a value of between 0 and 25 bars approximately. , for example, to activate the elastic stops 12 ⁇ mounted parallel to the hydraulic stops 13j.
  • a high gas pressure (approximately 70 bars) is restored in the cylinder 20, by recharging it with a pressurized gas from a reservoir 47 (after phase d) or a reservoir 48 (after phase e).
  • These tanks can be conveniently constituted by pyrotechnic chokes with controlled ignition. It now appears that the invention makes it possible to achieve the aims aimed at, namely achieving a device for suspending a payload in a launcher, capable of protecting the latter from shocks or vibrations occurring during different phases of flight , by a suitable adaptation of the stiffness of the suspension, this device being of simple and reliable structure and flexible operation.
  • stops are integrated into the same annular flange 18, which allows the chambers in which these stops are housed to be produced by means of conventional numerical control machining means.
  • the hydraulic stops are themselves of conventional structure, with annular seals, perfectly mastered technology which makes it possible to be assured of the reliability of the device, as is essential in a space vehicle.
  • the device according to the invention does not suffer from the problem mentioned in the preamble of this description, relating to excessive stiffening of the envelope of an annular chamber with flexible wall, when the pressure prevailing in the envelope is high.
  • the invention is not limited to the embodiment described and shown which has been given only by way of example.
  • the elastic and hydraulic stops could be inclined on the longitudinal axis of the launcher so as to ensure the absorption of shocks with axial propagation as with radial propagation.
  • each of the elastic stops 12 ⁇ could comprise only one spring placed in a single bore, in the manner of the single piston of the hydraulic stops 13 and the latter could comprise two head-to-tail bores, in the manner of the bores of the elastic stops. 12 ⁇ .

Abstract

Le dispositif comprend des moyens élastiques d'absorption d'efforts installés entre des premier (10) et deuxième (11) organes annulaires rigides centrés sur l'axe longitudinal du lanceur et solidaires respectivement du lanceur (1) et de la charge utile (4), et des moyens de commande des moyens élastiques d'absorption d'efforts propres à adapter la rigidité du dispositif à diverses phases du vol du lanceur. Suivant l'invention, les moyens de commande comprennent au moins une pluralité de butées hydrauliques (13j) agencées chacune entre les premier (10) et deuxième (11) organes annulaires rigides, les butées (13j) étant mobiles au moins entre une première position où elles couplent rigidement les organes annulaires (10, 11) et une deuxième position dans laquelle les moyens élastiques d'absorption d'efforts sont activés.

Description

DISPOSITIF DE SUSPENSION D'UNE CHARGE UTILE DANS UN LANCEUR SPATIAL
La présente invention est relative à un dispositif de suspension d'une charge utile dans un lanceur de ladite charge dans l'espace et, plus particulièrement, à un tel dispositif du type qui comprend des moyens d'absorption d'efforts installés entre des premier et deuxième organes annulaires rigides centrés sur l'axe longitudinal du lanceur et solidaires respectivement dudit lanceur et de ladite charge utile, et des moyens de commande desdits moyens d'absorption d'efforts propres à adapter la rigidité du dispositif à diverses phases du vol du lanceur.
On connaît un tel dispositif de la demande internationale de brevet WO 98/32658 déposée par la demanderesse, conçu pour être intégré à un lanceur d'une charge utile dans l'espace schématiquement représenté à la figure 1 du dessin annexé où le lanceur comprend un premier étage 1 équipé de propulseurs auxiliaires 2 et 3 fixés dans des positions diamétralement opposées sur 1 ' enveloppe de cet étage, parallèlement à l'axe longitudinal X de celui- ci. On a également schématisé la figure 1 une charge utile tel qu'un satellite 4 monté sur un deuxième étage 5 du lanceur, par l'intermédiaire d'un adaptateur en forme de jupe tronconique 6, le satellite étant protégé classiquement par une coiffe 7 pendant la traversée de l'atmosphère.
Comme on l'explique dans la demande de brevet précitée, les poussées développées par les propulseurs auxiliaires 2, 3 appliquent à l'enveloppe du premier étage des efforts intenses, en particulier au niveau des points d'attache 8, 9 des propulseurs 2, 3 sur le premier étage.
Ces efforts sont beaucoup plus prononcés au niveau de ces points d'attache et leur transmission à la jupe 6 provoquerait une déformation asymétrique de celle-ci, dommageable pour le satellite, en l'absence de contre- mesure. Suivant la demande de brevet précitée, cette contre-mesure consiste à installer un dispositif de suspension constitué par une chambre annulaire à paroi souple, remplie d'un fluide, entre le satellite et le lanceur, par exemple au niveau de la grande base 6b de la jupe 6, qui reçoit le satellite au niveau de son autre base 6a. Les "surflux" d'efforts reçus par la chambre annulaire au droit des points d'attache 8, 9 sont uniformément répartis annulairement par le fluide de la chambre, la jupe 6 subissant alors des efforts parfaitement symétriques qui ne déforment pas asymetriquement cette jupe. L'intégrité du satellite est ainsi sauvegardée pendant le fonctionnement des propulseurs auxiliaires 2, 3.
Des moyens sont prévus, par ailleurs, pour faire varier la pression du fluide contenu dans la chambre annulaire. C'est ainsi que cette pression peut être abaissée d'une valeur relativement élevée assurant une bonne cohésion mécanique du lanceur et de la jupe 6, nécessaire notamment lors du fonctionnement des propulseurs auxiliaires 2, 3, à une valeur plus basse permettant d'absorber et d'amortir des efforts tels que des vibrations ou des chocs se propageant dans le lanceur, notamment lors des séparations des étages du lanceur et de la coiffe 7.
Le dispositif décrit dans la demande de brevet précitée permet bien d'atteindre les buts assignés. Il implique cependant, soit l'utilisation d'une chambre annulaire à paroi souple soit, en variante, d'une chambre à deux parois annulaires rigides complémentaires, mobiles axialement l'une par rapport à l'autre, l'étanchéité de cette chambre étant assurée par au moins un joint annulaire dont la longueur est celle de la circonférence de ]a chambre.
Du fait de son intégration à un lanceur spatial, un tel dispositif doit présenter un niveau de fiabilité élevé. L'obtention de celui-ci peut s'avérer très coûteuse du fait des problèmes d'étanchéité que pose l'utilisation d'une chambre annulaire à paroi souple ou d'une chambre annulaire comportant un long joint annulaire de même extension.
Quand on choisit la solution d'une chambre annulaire à paroi souple, on observe en outre que lorsque la pression dans cette chambre est élevée, la paroi souple se rigidifie fortement, au point que les efforts transmis par le dispositif passent par cette paroi plutôt que par le fluide qu'elle confine, ce qui rend le dispositif inefficace aux pressions élevées.
La présente invention a justement pour but de réaliser un dispositif de suspension d'une charge utile dans un lanceur de ladite charge utile dans l'espace, qui ne présente pas ces inconvénients et qui, en particulier, permette de faire varier la raideur de cette suspension de manière à adapter cette raideur aux conditions particulières rencontrées lors des phases successives du vol du lanceur, tout en présentant une fiabilité de fonctionnement élevée et un coût de réalisation modéré. Plus précisément, l'invention a pour but de réaliser un tel dispositif propre à présenter une forte raideur pendant les phases ordinaires de vol du lanceur, propres à donner à celui-ci une bonne cohésion mécanique, et une raideur plus faible pendant des phases extraordinaires de ce vol, telles que celles correspondant à la séparation de la coiffe ou à la séparation des étages du lanceur, ces phases étant génératrices de chocs et/ou de vibrations qui doivent être absorbés ou amortis avant leur propagation jusqu'au satellite. On atteint ces buts de l'invention, ainsi que d'autres qui apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre, avec un dispositif de suspension d'une charge utile dans un lanceur de ladite charge dans l'espace, comprenant des moyens élastiques d'absorption d'efforts installés entre des premier et deuxième organes annulaires rigides centrés sur l'axe longitudinal du lanceur et solidaires respectivement de ladite charge utile et dudit lanceur, et des moyens de commande desdits moyens élastiques d'absorption d'efforts propres à adapter la rigidité du dispositif à diverses phases du vol du lanceur, ce dispositif étant remarquable en ce que lesdits moyens de commande comprennent au moins une pluralité de butées hydrauliques agencées chacune axialement entre lesdits premier et deuxième organes annulaires rigides, lesdites butées étant mobiles au moins entre une première position ou elles couplent rigidement lesdits organes annulaires et une deuxième position dans laquelle lesdits moyens élastiques d'absorption d'efforts sont activés.
Comme on le verra plus loin en détail, l'assouplissement ainsi obtenu de la suspension de la charge utile permet le filtrage des chocs qui se manifestent pendant les phases extraordinaires de vol mentionnées ci-dessus.
Suivant 1 ' invention, on fait varier la raideur du dispositif de suspension en commandant convenablement des butées hydrauliques de conception classique, dont l'étanchéité peut être assurée pour un coût modéré, au niveau de fiabilité requis dans les industries spatiales.
Suivant d'autres caractéristiques du dispositif selon l'invention, lesdits moyens élastiques d'absorption d'efforts sont constitués par une pluralité de butées élastiques, lesdites pluralités de butées élastiques et hydrauliques étant imbriquées l'une dans l'autre. Les butées hydrauliques sont en équipression. Les moyens de commande comprennent un circuit d'alimentation en liquide desdites butées hydrauliques, ledit circuit comprenant un cylindre permettant de faire varier sélectivement la pression dudit liquide entre au moins des première et deuxième valeurs commandant la mise en place des butées hydrauliques dans leur première et deuxième positions, respectivement .
D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre et à l'examen du dessin annexé dans lequel :
- la figure 1 représente schématiquement une partie d'un lanceur de satellite de la technique antérieure, décrit en préambule de la présente description,
- la figure 2 est une vue schématique, en plan, du dispositif suivant la présente invention,
- les figures 3A et 3B sont des vues en coupe axiale d'une butée élastique formant partie du dispositif de la figure 2, dans deux états de fonctionnement différents de cette butée, - la figure 4 est une vue en coupe axiale d'une butée hydraulique formant partie du dispositif suivant 1 ' invention,
- la figure 5 est un schéma d'un circuit de commande de la pression du liquide présent dans les butées hydrauliques du dispositif suivant l'invention, et
- les figures 6 et 7 sont des graphes utiles à l'explication du fonctionnement du dispositif suivant 1' invention.
Le dispositif suivant l'invention est agencé au niveau d'un plan P perpendiculaire à l'axe X du lanceur (voir figure 1), ce plan moyen P pouvant se trouver à tout niveau entre les bases 6a et 6b de la jupe 6, avantageusement au niveau de la base 6b.
Sur la figure 2 il apparaît que le dispositif prend généralement une forme circulaire. Il est composé essentiellement de premier et deuxième organes annulaires superposés axialement, entre lesquels sont installés une pluralité de butées élastiques 12ι et une pluralité de butées hydrauliques 13j. Il est associé à un autre dispositif mécanique dont la structure et le fonctionnement font l'objet de la demande de brevet français déposée ce jour par la demanderesse et intitulée "Dispositif de support d'une charge utile dans un lanceur de ladite charge utile". On pourra se reporter à cette demande pour plus de détails sur ce dispositif dont la fonction est d'empêcher la transmission au satellite des "surflux d'efforts" évoqués en préambule de la présente description. Il ne fait donc pas partie, stricto sensu, du dispositif suivant la présente invention qui a pour fonction d'empêcher la transmission au satellite de chocs ou de vibrations.
On remarquera que les distributions des butées mentionnées ci-dessus sont régulières et imbriquées les unes dans les autres. A titre d'exemple illustratif et non limitatif seulement, le dispositif représenté comprend ainsi quatre butées élastiques 12i (i de 1 à n = 4) et huit butées hydrauliques 13j (j de 1 à n = 8) régulièrement écartées angulairement .
On se réfère aux figures 3A, 3B et 4 qui représentent respectivement des vues partielles en coupe axiale du dispositif suivant l'invention, prises suivant les traits de coupe III et IV de la figure 2, passant par une butée élastique 12ι et une butée hydraulique 13χ, respectivement, étant entendu que les autres butées du même type sont identiques à celles que l'on va décrire. Sur ces figures les premier et deuxième organes annulaires sont référencés 10 et 11, respectivement, l'organe annulaire 10 étant fixé sur la jupe 6 solidaire du satellite 4 et l'organe annulaire 11 sur le deuxième étage 5 du lanceur, par des distributions circulaires de boulons tels que ceux référencés 15 et 16 respectivement.
L'organe annulaire 11 comprend lui-même des première et deuxième brides annulaires 17, 18 respectivement, solidarisées par des boulons tels que celui référencé 19.
La première bride 17 prend la forme d'une bague d'axe parallèle à l'axe X du lanceur, cette bague se prolongeant de deux rebords annulaires radiaux écartés axialement, l'un 17a débordant vers l'extérieur pour être traversé par des boulons tels que celui référencé 19, l'autre 17b étant tourné vers l'intérieur pour être pris dans une rainure annulaire délimitée par des bagues 20a, 20b assemblées par des boulons tels que 21. La bague 20b est elle-même fixée sur le second étage 5 par des boulons tels que le boulon 16 mentionné plus haut.
Des patins 22, 23 autorisent un glissement du rebord 17b de la bride 17 dans la rainure délimitée par les bagues 20a, 20b (voir figure 3B) , transversalement à l'axe X du lanceur, pour assurer un découplage propre à supprimer une transmission de "surflux" d'efforts lors du fonctionnement des propulseurs auxiliaires 2, 3, comme on l'explique en détails dans la demande de brevet français précitée déposée ce jour par la demanderesse et intitulée " Dispositif de support d'une charge utile dans un lanceur de ladite charge utile" demande à laquelle on se reportera pour plus de détails sur ce point. La deuxième bride 18, montée coaxialement sur la première par des boulons tels que celui référencé 19, prend la forme d'une couronne creusée d'alésages sur ses deux bases axialement écartées. Au droit des butées élastiques 12i elle est percée de deux alésages axiaux concentriques isolés par leur fond commun 24 (voir figure 3A) chacun de ces alésages débordant sur l'une des deux bases de la couronne et recevant un ressort 25, 26 respectivement, par exemple du type ressort à boudin, fonctionnant en compression. Les actions des ressorts 25, 26 sont ainsi antagonistes et s'exercent sur des surfaces radiales annulaires d'organes 29 et 30 qui seront décrits dans la suite.
Au droit des butées hydrauliques 13j (voir figure 4), la bride 18 est percée d'un seul alésage 27 rempli avec un liquide et fermé par un piston 28. L'organe annulaire 10 comprend une bride 29 qui prend la forme d'une bague d'axe parallèle à l'axe X du lanceur, cette bague se prolongeant de deux rebords annulaires radiaux écartés axialement, l'un (29a) étant traversé par les boulons tels que 15, de fixation du dispositif selon l'invention à la jupe 6, l'autre (29b) étant traversé par des boulons tels que 31, pour être solidarisé à des plaques 30 de charge des ressorts 25, 26 (au droit des butées élastiques 12ι) , et par des boulons tels que celui référencé 31' pour être solidarisé à des plaques 32 d'arrêt des pistons 28 (au droit des butées hydrauliques 13j) .
Sur la figure 3A il apparaît qu'un jeu existe entre la bride 18 et le rebord annulaire 29a d'une part, et entre la bride 18 et la plaque 30 d'autre part. Dans cette configuration il apparaît que la jupe 6 et le satellite 4 sont portés par les ressorts 25, 26 des butées élastiques 12i. Cette suspension présente alors une souplesse qui est fonction de la raideur de ces ressorts.
Sur la figure 4, la bride 18 est représentée en butée contre le rebord 29a de la bride 29. Si ces brides sont bloquées dans cette position on comprend que les ressorts sont alors sans effet sur la suspension de la jupe 6 et du satellite 4, cette suspension étant alors de très grande raideur. Suivant la présente invention c'est par une commande appropriée de la pression du liquide incompressible qui remplit les chambres 27 des butées hydrauliques 13j que l'on passe de la suspension "souple" illustrée par la figure 3A à la suspension "raide" illustrée par la figure 3B.
On se réfère à cet égard à la figure 4 du dessin annexé où il apparaît qu'en accroissant la pression dans la chambre 27 de la butée hydraulique représentée, le piston 28 s'écarte du fond de la chambre 27, ce qui amène par contrecoup la bride 18 (voir figure 3B) en contact avec la bride 29.
Ce contact établit une liaison ferme entre les deux organes annulaires 10 et 11, alors couplés mécaniquement. Le satellite est alors rigidement couplé au lanceur.
En réduisant la pression dans la chambre 27 des butées hydrauliques 12i, le piston 28 se rapproche du fond de la chambre 27 en supprimant la liaison mécanique rigide précédemment établie entre les organes annulaires 10, 11. Le satellite et la jupe sont alors portés par les ressorts 25, 26 des butées élastiques (voir figure 3A) et sont suspendus souplement sur le lanceur.
On a vu plus haut que, dans certaines phases du vol du lanceur, des chocs et des vibrations peuvent se transmettre du lanceur vers le satellite, avec pour effet des risques d'endommagement de ce dernier. Ces vibrations et ces chocs interviennent notamment lors des séparations de certains éléments du lanceur. Il en est ainsi en particulier lors du largage de la coiffe 7 et, plus tard, lors du largage du premier étage du lanceur, qui libère l'étage supérieur 5 portant le satellite. On a repéré ces largages sur le graphe de la figure 6 qui représente les variations de l'accélération du lanceur lors des fonctionnements successifs des propulseurs auxiliaires (branche A) , du premier étage 1 (branche B) et de l'étage supérieur 5
(branche C) . La séparation de la coiffe intervient en d, pendant le fonctionnement du premier étage, et le largage du premier étage intervient en e sur la branche C où l'accélération est sensiblement nulle. Pour protéger le satellite de ces vibrations et de ces chocs, il convient de les amortir et de les filtrer. C'est le rôle des butées élastiques 12i du dispositif suivant l'invention (voir figures 3A et 3B) . Lorsque ces butées sont activées, les ressorts qui les équipent donnent au couplage des organes annulaires 10 et 11 une raideur de --.7 l'ordre de 10 N/m par exemple, très inférieure à celle établie par la mise sous haute pression des butées hydrauliques 13j, ce qui a pour effet de filtrer les chocs. Suivant l'invention, pour activer ces butées, on réduit la pression du fluide dans les butées 13j de manière que le satellite 4 et la jupe 6 reposent alors sur les butées élastiques axiales 12i (voir figure 3A) . Celles-ci sont alors à même d'amortir les chocs et vibrations évoqués ci-dessus. On a représenté à la figure 7 le graphe typique des variations de la pression établie dans les butées hydrauliques, dans les phases du vol du lanceur illustrées à la figure 6. Lors des séparations (en d et e) , la pression est brusquement réduite, de 70 bars à 0 bars par exemple, puis rétablie rapidement, une fois la séparation terminée.
Un circuit de commande de cette pression est représenté schématiquement à la figure 5. Celui-ci comprend essentiellement un cylindre 40 muni d'un piston mobile 41 dont les déplacements servent à commander la pression du fluide, constitué avantageusement par un liquide incompressible, liquide remplissant la ligne 42 et les butées hydrauliques 13j, en équipression, une chambre du cylindre 40 étant raccordée à cette ligne 42 par l'intermédiaire d'une vanne 43 alors que l'autre chambre du cylindre est raccordée à une vanne de vidange 44. Une ligne 45 équipée d'un clapet anti-retour 46 sert à remplir initialement, au sol, les butées 13j et la chambre du cylindre 40 qui communique avec ces butées, avec un liquide sous pression élevée, de 70 bars environ, par exemple, la vanne 44 étant alors fermée pour isoler l'autre chambre du cylindre, remplie de gaz sous pression. Pendant les phases normales du vol, c'est cette pression du liquide qui donne au dispositif de suspension suivant l'invention la raideur requise, après fermeture de la vanne 43.
Au début d'une phase de séparation, on réduit brusquement la pression en ouvrant simultanément la vanne 43 et la vanne 44 de vidange de la chambre du cylindre qui est remplie de gaz sous pression. Celui-ci s'écoule dans le vide jusqu'à ce que la pression dans cette chambre tombe à la valeur requise, de l'ordre de 0 à 25 bars par exemple. Le piston 41 s'est alors déplacé vers la gauche, du point de vue du dessin, jusqu'à la position 41a. Cette brusque expansion du volume offert au liquide sous pression dans la ligne 42 et les butées hydrauliques 13j provoque une chute de pression du liquide et une réduction de la pression appliquée aux butées hydrauliques, qui tombe alors à une valeur comprise entre 0 et 25 bars environ, par exemple, pour activer les butées élastiques 12ι montées parallèlement aux butées hydrauliques 13j.
Quand la phase de séparation est terminée, on rétablit une haute pression de gaz (70 bars environ) dans le cylindre 20, en rechargeant celui-ci avec un gaz sous pression venu d'un réservoir 47 (après la phase d) ou d'un réservoir 48 (après la phase e) . Ces réservoirs peuvent être commodément constitués par des étoupilles pyrotechniques à allumage commandé. II apparaît maintenant que l'invention permet bien d'atteindre les buts visés, à savoir réaliser un dispositif de suspension d'une charge utile dans un lanceur, propre à protéger celle-ci de chocs ou de vibrations survenant lors de différentes phases du vol, par une adaptation convenable de la raideur de la suspension, ce dispositif étant de structure simple et fiable et de fonctionnement souple. On remarquera à cet égard que toutes les butées sont intégrées à une même bride annulaire 18, ce qui permet une réalisation des chambres dans lesquelles sont logées ces butées par des moyens d'usinage à commande numérique classique. Les butées hydrauliques sont elles-mêmes de structure classique, à joints d'étanchéité annulaires, technologie parfaitement maîtrisée qui permet d'être assurée de la fiabilité du dispositif, comme cela est essentiel dans un véhicule spatial.
Le dispositif suivant l'invention ne souffre pas non plus du problème évoqué en préambule de la présente description, relatif au raidissement excessif de l'enveloppe d'une chambre annulaire à paroi souple, lorsque la pression régnant dans l'enveloppe est élevée.
Bien entendu, l'invention n'est pas limitée au mode de réalisation décrit et représenté qui n'a été donné qu'à titre d'exemple. C'est ainsi que les butées élastiques et hydrauliques pourraient être inclinées sur l'axe longitudinal du lanceur de manière à assurer l'absorption de chocs à propagation axiale comme à propagation radiale.
C'est ainsi également qu'on pourrait remplacer la commande en "tout ou rien" des butées élastiques axiales décrites ci-dessus par une commande progressive combinant des fractions variables de la souplesse développée par les ressorts et de la rigidité établie par les butées hydrauliques . Encore, chacune des butées élastiques 12± pourrait ne comprendre qu'un ressort placé dans un seul alésage, à la manière du piston unique des butées hydrauliques 13 et ces dernières pourraient comprendre deux alésages tête-bêche, à la manière des alésages des butées élastiques 12ι.

Claims

REVENDICATIONS
1. Dispositif de suspension d'une charge utile (4) dans un lanceur de ladite charge dans l'espace, comprenant des moyens élastiques d'absorption d'efforts installés entre des premier (10) et deuxième (11) organes annulaires rigides centrés sur l'axe longitudinal du lanceur et solidaires respectivement de ladite charge utile (4) et dudit lanceur (1), et des moyens de commande desdits moyens élastiques d'absorption d'efforts propres à adapter la rigidité du dispositif à diverses phases du vol du lanceur, caractérisé en ce que lesdits moyens de commande comprennent au moins une pluralité de butées hydrauliques (13j) agencées chacune entre lesdits premier (10) et deuxième (11) organes annulaires rigides, lesdites butées (13) étant mobiles au moins entre une première position où elles couplent rigidement lesdits organes annulaires (10, 11) et une deuxième position dans laquelle lesdits moyens élastiques d'absorption d'efforts sont activés.
2. Dispositif conforme à la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits moyens élastiques d'absorption d'efforts sont constitués par une pluralité de butées élastiques (12ι) , lesdites pluralités de butées élastiques (12±) et hydrauliques (13j) étant imbriquées l'une dans l'autre.
3. Dispositif conforme à l'une quelconque des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que lesdites butées hydrauliques (13j) sont en équipression.
4. Dispositif conforme à la revendication 3, caractérisé en ce que lesdits moyens de commande comprennent un circuit (40, 42) d'alimentation en liquide desdites butées hydrauliques (13j)> ledit circuit comprenant un cylindre (40) permettant de faire varier sélectivement la pression dudit liquide entre au moins des première et deuxième valeurs commandant la mise en place des butées hydrauliques (13j) dans leurs première et deuxième positions, respectivement.
5. Dispositif conforme à la revendication 4, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens pour commander, pendant l'application au dispositif de chocs et/ou de vibrations, l'établissement de la pression dudit liquide à ladite deuxième valeur, inférieure à ladite première valeur, et propre à activer les butées élastiques.
6. Dispositif conforme à la revendication 5, caractérisé en ce que lesdits moyens de commande déclenchent une chute de pression du liquide chargé dans lesdites butées hydrauliques (13j), pour amener ladite pression à ladite deuxième valeur.
7. Dispositif conforme à la revendication 6, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens (47, 48) pour rétablir la pression du liquide à sa première valeur, à la fin des phases de vol avec chocs et/ou vibrations.
8. Dispositif conforme à la revendication 7, caractérisé en ce que lesdits moyens (47, 48) sont des étoupilles pyrotechniques.
9. Dispositif conforme à l'une quelconque des revendications 2 à 8, caractérisé en ce que lesdites butées élastiques (12ι) et hydrauliques (13j) sont toutes montées sur un même organe annulaire (10) .
10. Dispositif conforme à l'une quelconque des revendications 5 à 9, caractérisé en ce que lesdites butées hydrauliques (13j) plaquent lesdites butées élastiques (12i) contre ledit premier organe annulaire (10) quand le liquide qui les alimente est à ladite première valeur de pression.
11. Dispositif conforme à l'une quelconque des revendications 2 à 10, caractérisé en ce que lesdites butées élastiques (12i) comprennent chacune deux alésages tête-bêche garnis de ressorts (25, 26) antagonistes, intercalés entre deux surfaces annulaires en regard (29a, 30) dudit premier organe annulaire (10) .
12. Dispositif conforme à l'une quelconque des revendications 1 à 11, caractérisé en ce qu'il est intégré à une jupe (6) de support de la charge utile (4) sur le lanceur (1) .
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