EP2415114A1 - Antenne radioelectrique - Google Patents

Antenne radioelectrique

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Publication number
EP2415114A1
EP2415114A1 EP10712443A EP10712443A EP2415114A1 EP 2415114 A1 EP2415114 A1 EP 2415114A1 EP 10712443 A EP10712443 A EP 10712443A EP 10712443 A EP10712443 A EP 10712443A EP 2415114 A1 EP2415114 A1 EP 2415114A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
skin
reflector
antenna according
elastic material
antenna
Prior art date
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EP10712443A
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German (de)
English (en)
Other versions
EP2415114B1 (fr
Inventor
Christian Desagulier
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.)
Airbus Defence and Space SAS
Original Assignee
Astrium SAS
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Filing date
Publication date
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Publication of EP2415114A1 publication Critical patent/EP2415114A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP2415114B1 publication Critical patent/EP2415114B1/fr
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Classifications

    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
    • H01Q1/00—Details of, or arrangements associated with, antennas
    • H01Q1/005—Damping of vibrations; Means for reducing wind-induced forces
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
    • H01Q15/00—Devices for reflection, refraction, diffraction or polarisation of waves radiated from an antenna, e.g. quasi-optical devices
    • H01Q15/14—Reflecting surfaces; Equivalent structures
    • H01Q15/16—Reflecting surfaces; Equivalent structures curved in two dimensions, e.g. paraboloidal

Definitions

  • the present invention relates to the field of radio-reflector antennas, and relates in particular to an antenna for a spacecraft, such as a telecommunications satellite.
  • Spacecraft antennas must comply with specifications concerning, in particular, the reflectivity of their reflectors, but also the mechanical strength of the means for connecting the reflectors to the spacecraft, which are subjected to acoustic and dynamic vibrational stresses induced. by space launchers. These antennas must also comply with specifications concerning their thermoelastic behavior in orbit.
  • Figures 1 and 1a show an example of a radio antenna 10 (Figure 1) for telecommunications satellite operating at frequencies between 12 GHz and 18 GHz (Ku band), of a known type.
  • the reflector 12 of the antenna 10 comprises a shell 14 of the sandwich type formed of a honeycomb structure on which are affixed a front skin - commonly called active skin - and a rear skin, each of these skins consisting of a fold of carbon fibers embedded in an epoxy resin.
  • the shell 14 of the reflector 12 is supported by a rigid tubular rear structure 16 of this reflector.
  • This rear structure 16 is for example of hexagonal shape, centered on an axis of the reflector, and of smaller extent than the extent of the reflector.
  • the rear structure 16 is connected to the rear skin of the shell 14 by angles 18
  • Figure la able to ensure the mechanical strength of the antenna when launching and putting into orbit the satellite equipped with this antenna, and a thermomechanical decoupling between the reflector 12 and the rear structure 16 when the satellite is in orbit. Furthermore, the rear structure 16 is carried by a support arm 19 intended to provide the connection between the antenna 10 and the satellite.
  • the carbon fibers of the folds of the above-mentioned front and rear skins are arranged in the form of triaxial fabrics which are characterized by quasi-isotropic mechanical properties and by the presence of through openings which are regularly distributed over their surface.
  • the composite materials used in these antennas give them a great lightness, which is an essential advantage in the field of space applications.
  • the reflectivity properties of the perforated reflectors of the type described above are not satisfactory at frequencies between about 20 GHz and 40 GHz (Ka band).
  • Solutions have been proposed, which consist, from an antenna of the type described above, to reduce the size of the openings of the active skin, or even to replace the active skin openwork with a full skin, but the antennas and obtained proved to be too sensitive to acoustic demands.
  • the tolerances relating to the reflector profiles are more stringent, which leads to more stringent requirements in terms of manufacturing accuracy and stability over time of the reflectors, typically of the order of 30.
  • RMS compared to 150 ⁇ m RMS for satellites operating at lower frequencies of the Ku band.
  • the invention aims in particular to provide a simple, economical and effective solution to these problems, to avoid the aforementioned drawbacks.
  • It relates in particular to a radio antenna for a space satellite, able to operate at frequencies of the band Ka, and satisfying the requirements imposed on this type of antenna, in particular with regard to the sensitivity of the antenna to the vibratory stresses induced by the launchers, the accuracy of manufacture of the profile of the antenna reflector and the stability of this profile over time, and in general the thermomechanical behavior of the antenna in orbit.
  • the invention proposes for this purpose a radio antenna, in particular for spacecraft, comprising a reflector and means for supporting this reflector, the reflector comprising a front skin capable of reflecting the radio waves, and a rigid rear structure carried by the support means, the antenna being characterized in that the reflector comprises a layer of elastic material which is interposed between the front skin and the rigid rear structure, and which is capable of damping the vibrations of the front skin.
  • the layer of elastic material makes it possible to considerably reduce the impact of vibratory stresses, in particular acoustic stresses, on the support means of the reflector of the antenna. This limits the level of mechanical strength required for the support means, and thus makes it easier to dimension these support means.
  • the front skin of the reflector is a full skin, that is to say, not perforated.
  • the presence of the layer of elastic material makes it possible to use a full front skin, able to provide the reflector with optimal reflectivity properties, while limiting the risk of under-dimensioning the reflector support means.
  • said elastic material has a Young's modulus of between 0.25 MPa and 1 MPa, a tensile strength of between 0.1 MPa and 0.5 MPa, and an elongation at break of between 20% and 40%. %.
  • the layer of elastic material is thus able to optimally dampen the vibratory stresses to which the antenna is likely to be subjected, in particular when this antenna equips a spacecraft.
  • said elastic material is a foam and comprises at least one compound belonging to the group of polyimides.
  • this elastic material preferably has a density of between 10 kg / m 3 and 20 kg / m 3 .
  • the use of an elastic material of this type allows a weight saving compared to antennas of the prior art whose honeycomb structure generally has a density of between 26 kg / m 3 and 34 kg / m 3 .
  • This weight gain can be used to increase the thickness of the front skin, so as to improve the accuracy and stability over time of the profile of this skin before, without significantly increasing the antenna compared to antennas type known. As will become more apparent in what follows, this weight gain can also help strengthen the rigid rear structure of the reflector.
  • the elastic material may comprise at least one elastomeric adhesive.
  • the elastic material is chosen not to degrade at space operating temperatures in orbit, and more precisely at temperatures between -180 0 C and +200 0 C.
  • the rigid rear structure comprises a rear structural skin fixedly connected to said reflector support means.
  • the damping properties of the layer of elastic material are indeed sufficient to allow such a back skin to fulfill the structuring function of rigid tubular rear structures antennas of the prior art of the type described above.
  • the rear structural skin preferably comprises at least one thickened portion to which are connected said reflector support means. Such a thickened portion reinforces the connection between the reflector and the support means of the latter.
  • the front skin and the rear structural skin are made of a composite material comprising fibers embedded in a cured resin.
  • These fibers are advantageously carbon fibers arranged so as to optimize the isotropy of the mechanical and thermal properties of these skins.
  • these fibers may for example be arranged in the form of two folds of taffeta fabric crossed at angles of plus or minus 45 degrees or in the form of three to six plies of symmetrically draped fiber sheets (0 °, + 60 °, - 60 °).
  • the layer of elastic material is preferably attached to the front skin and the rear structural skin by gluing.
  • This bonding can be achieved simply by a homogeneous contact and under adequate docking pressure, the front and rear faces of the layer of foam respectively with the skin before and with the structural back skin.
  • the rear structural skin is flat and extends perpendicularly to an axis of the reflector.
  • the layer of elastic material is then advantageously profiled so that its front and rear faces have substantially the same shape respectively as the front skin and the rear skin.
  • the rear structural skin may have a shape substantially identical to that of the front skin.
  • the layer of elastic material is profiled to maximize the contact area between its upper face and the skin before one hand, and between its lower face and the rear skin on the other. Due to its elasticity, the layer of elastic material also makes it possible to compensate for the differences between the theoretical and real profiles of the front and rear skins, and also to compensate for the presence of any parts in excess thickness of the rear structural skin.
  • the bonding surface between the front and rear skins respectively and the layer of elastic material can thus be maximum, so as to allow in particular a reduction of the requirements relating to the mechanical strength in shear of the reflector support means.
  • the rear structural skin has a hollow central portion.
  • the rear structural skin comprises, in one piece, fastening elements to the support means.
  • These support means which are for example formed of an arm, can in fact be connected to the rear structural skin by flooding a fixing portion of these support means in the resin which composes the rear structural skin.
  • the antenna is advantageously configured to operate in a predetermined frequency band of the microwave spectrum, this frequency band being in particular included in the Ka band.
  • This use of an active non-open face, made possible by the invention, is indeed particularly advantageous in the Ka band, as explained above.
  • FIG. 1, already described is a schematic perspective view of a radio antenna of a known type
  • FIG. 1a is a view on a larger scale of the detail Ia of FIG. 1;
  • FIG. 2 is a schematic perspective view of the reflector of a radio antenna according to the invention.
  • FIG. 2 represents a reflector 20 of a radio antenna for a spacecraft according to one embodiment of the invention.
  • the reflector 20 comprises a front skin 22, sometimes also called active skin, and a structural rear skin 24 carried by a support arm (not shown in Figure 2) intended to provide the connection between the antenna and a spacecraft.
  • the front skin 22 of the reflector has substantially the shape of a paraboloid of revolution about an axis 26.
  • This front skin 22 is made of a conventional composite material, of the type comprising a fabric of structural fibers, for example carbon, embedded in an epoxy resin or the like.
  • the structural fibers are woven according to a draping adapted to ensure optimal isotropy of the mechanical behavior of the skin before 22, and so that the front skin 22 is full.
  • these structural fibers are for example arranged in the form of two folds of taffeta fabric crossed at angles plus or minus 45 degrees or in the form of three to six plies of symmetrically draped fiber sheets (0 °, +60 °, -60 °). This type of structure makes it possible in particular to optimize the accuracy and stability over time of the profile of the front skin.
  • the rear skin 24 is made of a composite material similar to that of the front skin 22, but has a more rigid structure than that of the front skin so as to ensure the mechanical connection between the front skin of the reflector and the support arm of the antenna.
  • the rear skin 24 thus constitutes a rigid rear structure.
  • the support arm has an end fixed by gluing on the rear face of the rear skin 24.
  • the end of the support arm may be integrated with the rear skin 24, for example by embedding this end in the resin constituting the rear skin 24.
  • the structural rear skin 24 has one or more reinforced portions in excess thickness located at level of attachment of the support arm of the antenna.
  • the front skin 22 and the structural back skin 24 are respectively adhered to the front and rear faces of a layer of polyimide foam 28, intended to dampen the vibrations to which the front skin 22 is likely to be subjected, especially during the launch. and putting into orbit a spacecraft equipped with the antenna.
  • the polyimide foam is chosen so as not to degrade at temperatures between -180 ° C. and + 200 ° C., and to satisfy the spatial standards relating to degassing, typically specifying a total mass loss (TML) of less than about 1%. .
  • This foam is further selected to have thermomechanical properties such that this foam affects as little as possible the thermomechanical behavior of the reflector 20.
  • the foam is chosen to have a thermoelastic coefficient as low as possible.
  • the polyimide foam has a density of between 10 kg / m 3 and 20 kg / m 3 , a tensile strength of between 0.1 MPa and 0.5 MPa, a Young's modulus of between 0.25 MPa and 1 MPa, and a breaking elongation of between 20% and 40%.
  • the aforementioned physical parameters are chosen according to the level of damping and mechanical decoupling required between the front skin 22 and the structural rear skin 24.
  • the structural rear skin 24 is in the form of a flat disc and the foam layer 28 is profiled so as to maximize the contact surface on the one hand between the front face of the foam layer 28 and the front skin 22, and secondly between the rear face of the foam layer 28 and the rear skin 24.
  • the rear skin 24 may be of a shape similar to that of the front skin 22.
  • the foam layer 28 makes it possible to compensate for the differences between the profiles. Theoretical and real skins before 22 and rear 24, and also to compensate the part or parts of the extra thickness of the rear skin 24.
  • the structural rear skin 24 may comprise a central portion recessed so as to form a ring centered on the axis 26 of the reflector.
  • the front skin of the reflector may of course have a shape different from that described above by way of example without departing from the scope of the invention.

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Abstract

L'invention concerne une antenne radioélectrique (20) pour satellite spatial, comprenant un réflecteur et des moyens de support de ce réflecteur. Le réflecteur comprend une peau avant (22) propre à réfléchir les ondes radioélectriques, une structure arrière rigide (24) portée par les moyens de support, et une couche de matière élastique (28) interposée entre ladite peau avant (22) et ladite structure arrière rigide (24), propre à amortir les vibrations de la peau avant (22).

Description

ANTENNE RADIOELECTRIQUE
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte au domaine des antennes radioélectriques à réflecteurs, et concerne en particulier une antenne pour un engin spatial, tel qu'un satellite de télécommunications.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Les antennes d'engins spatiaux doivent être conformes à des spécifications concernant notamment la réflectivité de leurs réflecteurs, mais aussi la tenue mécanique des moyens de liaison des réflecteurs aux engins spatiaux, qui sont soumis aux sollicitations vibratoires acoustiques et dynamiques induites par les lanceurs spatiaux. Ces antennes doivent en outre être conformes à des spécifications concernant leur comportement thermoélastique en orbite.
Le niveau des sollicitations acoustiques induites par les lanceurs étant très difficile à prévoir, il est préférable que ces antennes soient quasiment insensibles aux efforts acoustiques, pour limiter les risques de sous dimensionnement ou de sur dimensionnement des moyens de liaison des réflecteurs aux engins spatiaux.
Les figures 1 et la représentent un exemple d'antenne radioélectrique 10 (figure 1) pour satellite de télécommunications fonctionnant à des fréquences comprises entre 12 GHz et 18 GHz environ (bande Ku), d'un type connu. Le réflecteur 12 de l'antenne 10 comprend une coque 14 du type sandwich formée d'une structure en nid d'abeilles sur laquelle sont apposées une peau avant - couramment appelée peau active - et une peau arrière, chacune de ces peaux étant constituée d'un pli de fibres de carbone noyées dans une résine époxy.
La coque 14 du réflecteur 12 est supportée par une structure arrière tubulaire rigide 16 de ce réflecteur. Cette structure arrière 16 est par exemple de forme hexagonale, centrée sur un axe du réflecteur, et d'étendue inférieure à l'étendue du réflecteur.
La structure arrière 16 est reliée à la peau arrière de la coque 14 par des cornières 18
(figure la) aptes à assurer la tenue mécanique de l'antenne lors du lancement et de la mise en orbite du satellite équipé de cette antenne, ainsi qu'un découplage thermomécanique entre le réflecteur 12 et la structure arrière 16 lorsque le satellite est en orbite. Par ailleurs, la structure arrière 16 est portée par un bras de support 19 destiné à assurer la liaison entre l'antenne 10 et le satellite.
Les fibres de carbone des plis des peaux avant et arrière précitées sont agencées sous la forme de tissus triaxiaux qui se caractérisent par des propriétés mécaniques quasi-isotropes et par la présence d'ajours traversants qui sont régulièrement répartis sur leur surface.
Ces ajours permettent une réduction de la masse du réflecteur, et communiquent avec des alvéoles de la structure en nid d'abeilles de sorte que ce type de réflecteur est peu sensible aux sollicitations vibratoires, en particulier aux sollicitations acoustiques lors du lancement du satellite équipé de l'antenne 10.
D'une manière générale, les matériaux composites employés dans ces antennes leur confèrent une grande légèreté, ce qui constitue un avantage essentiel dans le domaine des applications spatiales.
Toutefois, les propriétés de réflectivité des réflecteurs ajourés du type décrit ci-dessus ne sont pas satisfaisantes aux fréquences comprises entre 20 GHz et 40 GHz environ (bande Ka) .
Des solutions ont été proposées, qui consistent, à partir d'une antenne du type décrit ci- dessus, à réduire la dimension des ajours de la peau active, ou même à remplacer la peau active ajourée par une peau pleine, mais les antennes ainsi obtenues se sont révélées trop sensibles aux sollicitations acoustiques .
En outre, à ces fréquences plus élevées, les tolérances relatives aux profils des réflecteurs sont plus strictes, ce qui conduit à des exigences plus sévères en termes de précision de fabrication et de stabilité dans le temps des réflecteurs, typiquement de l'ordre de 30 μm RMS, à comparer à 150 μm RMS pour les satellites opérant aux fréquences inférieures de la bande Ku.
Or, les structures sandwich du type décrit ci-dessus, qui comportent des peaux formées d'un unique pli de matériau composite, ne permettent pas de satisfaire aisément les niveaux d'exigence inhérents à un fonctionnement dans la bande Ka. EXPOSE DE L'INVENTION
L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, économique et efficace à ces problèmes, permettant d'éviter les inconvénients précités.
Elle a notamment pour objet une antenne radioélectrique pour satellite spatial, apte à fonctionner aux fréquences de la bande Ka, et satisfaisant les exigences imposées à ce type d'antenne, notamment en ce qui concerne la sensibilité de l'antenne aux sollicitations vibratoires induites par les lanceurs, la précision de fabrication du profil du réflecteur de l'antenne et la stabilité de ce profil dans le temps, et d'une manière générale le comportement thermomécanique de l'antenne en orbite.
L' invention propose à cet effet une antenne radioélectrique, en particulier pour engin spatial, comprenant un réflecteur et des moyens de support de ce réflecteur, le réflecteur comprenant une peau avant apte à réfléchir les ondes radioélectriques, et une structure arrière rigide portée par les moyens de support, l'antenne étant caractérisée en ce que le réflecteur comprend une couche de matière élastique qui est interposée entre la peau avant et la structure arrière rigide, et qui est apte à amortir les vibrations de la peau avant.
La couche de matière élastique permet de réduire considérablement l'impact de sollicitations vibratoires, notamment acoustiques, sur les moyens de support du réflecteur de l'antenne. Cela permet de limiter le niveau de tenue mécanique exigé pour les moyens de support, et cela rend ainsi plus aisé le dimensionnement de ces moyens de support. Dans un mode de réalisation préféré de l'invention, la peau avant du réflecteur est une peau pleine, c'est-à-dire non ajourée.
La présence de la couche de matière élastique rend en effet possible l'utilisation d'une peau avant pleine, apte à doter le réflecteur de propriétés de réflectivité optimales, tout en limitant les risques de sous-dimensionnement des moyens de support du réflecteur.
Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, ladite matière élastique présente un module de Young compris entre 0.25 MPa et 1 MPa, une résistance en traction comprise entre 0.1 MPa et 0.5 MPa, et un allongement à rupture compris entre 20% et 40%. La couche de matière élastique est ainsi apte à amortir d'une manière optimale les sollicitations vibratoires auxquelles l'antenne est susceptible d'être soumise, en particulier lorsque cette antenne équipe un engin spatial. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, ladite matière élastique est une mousse et comprend au moins un composé appartenant au groupe des polyimides .
De plus, cette matière élastique a de préférence une densité comprise entre 10 kg/m3 et 20 kg/m3. L'utilisation d'une matière élastique de ce type permet un gain de poids par rapport aux antennes de l'art antérieur dont la structure en nid d'abeilles a en général une densité comprise entre 26 kg/m3 et 34 kg/m3.
Ce gain de poids peut être mis à profit pour accroître l'épaisseur de la peau avant, de manière à améliorer la précision et la stabilité dans le temps du profil de cette peau avant, sans alourdir sensiblement l'antenne par rapport aux antennes de type connu. Comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit, ce gain de poids peut aussi permettre de renforcer la structure arrière rigide du réflecteur.
En variante, la matière élastique peut comprendre au moins un adhésif élastomère.
Lorsque l'antenne équipe un engin spatial, la matière élastique est choisie pour ne pas se dégrader aux températures opérationnelles spatiales en orbite, et plus précisément aux températures comprises entre -1800C et +2000C.
Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, la structure arrière rigide comprend une peau structurale arrière reliée fixement auxdits moyens de support du réflecteur. Les propriétés d'amortissement de la couche de matière élastique sont en effet suffisantes pour permettre à une telle peau arrière de remplir la fonction structurante des structures arrière tubulaires rigides des antennes de l'art antérieur du type décrit ci-dessus. La peau structurale arrière comporte de préférence au moins une partie en surépaisseur à laquelle sont reliés lesdits moyens de support du réflecteur . Une telle partie en surépaisseur permet de renforcer la liaison entre le réflecteur et les moyens de support de ce dernier.
Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, la peau avant et la peau structurale arrière sont réalisées en un matériau composite comprenant des fibres noyées dans une résine durcie.
Ces fibres sont avantageusement des fibres de carbone agencées de manière à optimiser l'isotropie des propriétés mécaniques et thermiques de ces peaux. Pour cela, ces fibres peuvent par exemple être agencées sous la forme de deux plis de tissus taffetas croisés selon des angles de plus ou moins 45 degrés ou sous la forme de trois à six plis de nappes de fibres drapées de façon symétrique (0°,+60°,- 60°) .
Ces modes d' agencement des fibres permettent en outre d'améliorer la précision et la stabilité des profils des peaux par rapport aux peaux à un seul pli des réflecteurs conventionnels. La couche de matière élastique est de préférence fixée à la peau avant et à la peau structurale arrière par collage.
Ce collage peut être réalisé simplement par une mise en contact homogène et sous une pression d'accostage adéquate, des faces avant et arrière de la couche de mousse respectivement avec la peau avant et avec la peau arrière structurale.
Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, la peau structurale arrière est plane et s'étend perpendiculairement à un axe du réflecteur.
La couche de matière élastique est alors avantageusement profilée de sorte que ses faces avant et arrière aient sensiblement la même forme respectivement que la peau avant et que la peau arrière.
En variante, la peau structurale arrière peut avoir une forme sensiblement identique à celle de la peau avant.
Dans tous les cas, la couche de matière élastique est profilée pour maximiser la surface de contact entre sa face supérieure et la peau avant d'une part, et entre sa face inférieure et la peau arrière d'autre part. Du fait de son élasticité, la couche de matière élastique permet en outre de compenser les écarts entre les profils théoriques et réels des peaux avant et arrière, et aussi de compenser la présence d'éventuelles parties en surépaisseur de la peau structurale arrière.
La surface de collage entre les peaux avant et arrière respectivement et la couche de matière élastique peut ainsi être maximale, de manière à permettre notamment une réduction des exigences relatives à la tenue mécanique en cisaillement des moyens de support du réflecteur. Avantageusement, la peau structurale arrière comporte une partie centrale évidée. Lorsque la couche de matière élastique est suffisamment dense, cette caractéristique permet un gain de masse.
Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, la peau structurale arrière comporte, d'un seul tenant, des éléments de fixation aux moyens de support .
Ces moyens de support, qui sont par exemple formés d'un bras, peuvent en effet être reliés à la peau structurale arrière par noyage d'une partie de fixation de ces moyens de support dans la résine qui compose la peau structurale arrière.
Cela permet une liaison optimale entre le réflecteur et les moyens de support de ce réflecteur. D'une manière générale, l'antenne est avantageusement configurée pour fonctionner dans une bande de fréquences prédéterminée du spectre des microondes, cette bande de fréquences pouvant être en particulier comprise dans la bande Ka. L'utilisation d'une face active non ajourée, rendue possible par l'invention, est en effet particulièrement avantageuse dans la bande Ka, comme cela a été expliqué ci-dessus.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS L'invention sera mieux comprise, et d'autres détails, avantages et caractéristiques de celle-ci apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1, déjà décrite, est une vue schématique en perspective d'une antenne radioélectrique d'un type connu ;
- la figure la, déjà décrite, est une vue à plus grande échelle du détail Ia de la figure 1 ;
- la figure 2 est une vue schématique en perspective du réflecteur d'une antenne radioélectrique selon 1' invention .
EXPOSÉ DÉTAILLÉ D'UN MODE DE RÉALISATION PREFERE
La figure 2 représente un réflecteur 20 d'une antenne radioélectrique pour engin spatial selon un mode de réalisation de l'invention.
Le réflecteur 20 comprend une peau avant 22, parfois également appelée peau active, et une peau arrière structurale 24 portée par un bras de support (non représenté sur la figure 2) destiné à assurer la liaison entre l'antenne et un engin spatial.
Dans le mode de réalisation représenté, la peau avant 22 du réflecteur a sensiblement la forme d'un paraboloïde de révolution autour d'un axe 26.
Cette peau avant 22 est réalisée en un matériau composite conventionnel, du type comportant un tissu de fibres structurales, par exemple de carbone, noyées dans une résine époxy ou analogue. Les fibres structurales sont tissées suivant un drapage propre à assurer une isotropie optimale du comportement mécanique de la peau avant 22, et de sorte que la peau avant 22 soit pleine. Pour cela, ces fibres structurales sont par exemple agencées sous la forme de deux plis de tissus taffetas croisés selon des angles de plus ou moins 45 degrés ou sous la forme de trois à six plis de nappes de fibres drapées de façon symétrique (0 ° , +60 ° , -60 ° ) . Ce type de structure permet notamment d'optimiser la précision et la stabilité dans le temps du profil de la peau avant.
La peau arrière 24 est réalisée en un matériau composite analogue à celui de la peau avant 22, mais présente une structure plus rigide que celle de la peau avant de manière à pouvoir assurer la liaison mécanique entre la peau avant du réflecteur et le bras de support de l'antenne. La peau arrière 24 constitue ainsi une structure arrière rigide.
Le bras de support comporte une extrémité fixée par collage sur la face arrière de la peau arrière 24.
En variante, l'extrémité du bras de support peut être intégrée à la peau arrière 24, par exemple par noyage de cette extrémité dans la résine composant la peau arrière 24. La peau arrière structurale 24 comporte une ou plusieurs parties renforcées en surépaisseur situées au niveau de la fixation du bras de support de 1' antenne .
La peau avant 22 et la peau arrière structurale 24 sont collées respectivement sur les faces avant et arrière d'une couche de mousse de polyimide 28, destinée à amortir les vibrations auxquelles la peau avant 22 est susceptible d'être soumise, notamment pendant le lancement et la mise en orbite d'un engin spatial équipé de l'antenne. La mousse de polyimide est choisie pour ne pas se dégrader aux températures comprises entre -1800C et +2000C, et pour satisfaire les normes spatiales relatives au dégazage, spécifiant typiquement une perte totale de masse (TML) inférieure à 1% environ.
Cette mousse est en outre choisie pour présenter des propriétés thermomécaniques telles que cette mousse affecte le moins possible le comportement thermomécanique du réflecteur 20. En particulier, la mousse est choisie pour présenter un coefficient thermoélastique aussi faible que possible.
Par ailleurs, la mousse de polyimide présente une densité comprise entre 10 kg/m3 et 20 kg/m3, une résistance en traction comprise entre 0.1 MPa et 0.5 MPa, un module de Young compris entre 0.25 MPa et 1 MPa, et un allongement à rupture compris entre 20% et 40%. Les paramètres physiques précités sont choisis en fonction du niveau d'amortissement et de découplage mécanique requis entre la peau avant 22 et la peau arrière structurale 24.
Dans le mode de réalisation représenté, la peau arrière structurale 24 a la forme d'un disque plan et la couche de mousse 28 est profilée de manière à maximiser la surface de contact d'une part entre la face avant de la couche de mousse 28 et la peau avant 22, et d'autre part entre la face arrière de la couche de mousse 28 et la peau arrière 24.
En variante, la peau arrière 24 peut être d'une forme semblable à celle de la peau avant 22. Dans tous les cas, la couche de mousse 28 permet de compenser les écarts entre les profils théoriques et réels des peaux avant 22 et arrière 24, et aussi de compenser la ou les parties en surépaisseur de la peau arrière 24.
En variante encore, dans le cas où la couche de mousse 28 est suffisamment dense, la peau arrière structurale 24 peut comporter une partie centrale évidée de manière à former une couronne centrée sur l'axe 26 du réflecteur.
La peau avant du réflecteur peut bien entendu avoir une forme différente de celle décrite ci- dessus à titre d'exemple sans sortir du cadre de 1' invention .

Claims

REVENDICATIONS
1. Antenne radioélectrique (20), en particulier pour engin spatial, comprenant un réflecteur et des moyens de support de ce réflecteur, le réflecteur comprenant une peau avant (22) apte à réfléchir les ondes radioélectriques, et une structure arrière rigide (24) portée par les moyens de support, l'antenne étant caractérisée en ce que le réflecteur comprend une couche de matière élastique (28) qui est interposée entre ladite peau avant (22) et ladite structure arrière rigide (24), et qui est apte à amortir les vibrations de la peau avant (22) .
2. Antenne selon la revendication 1, caractérisée en ce que ladite peau avant (22) est une peau pleine.
3. Antenne selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que ladite matière élastique présente un module de Young compris entre 0.25 MPa et 1 MPa.
4. Antenne selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que ladite matière élastique présente une résistance en traction comprise entre 0.1 MPa et 0.5 MPa.
5. Antenne selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que ladite matière élastique présente un allongement à rupture compris entre 20% et 40%.
6. Antenne selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisée en ce que ladite matière élastique est une mousse.
7. Antenne selon la revendication 6, caractérisée en ce que ladite matière élastique comprend au moins un composé appartenant au groupe des polyimides .
8. Antenne selon la revendication 6 ou 7, caractérisée en ce que ladite matière élastique a une densité comprise entre 10 kg/m3 et 20 kg/m3.
9. Antenne selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisée en ce que ladite matière élastique comprend au moins un adhésif élastomère .
10. Antenne selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisée en ce que ladite structure arrière rigide comprend une peau structurale arrière (24) reliée fixement auxdits moyens de support du réflecteur.
11. Antenne selon la revendication 10, caractérisée en ce que la peau structurale arrière (24) est plane et s'étend perpendiculairement à un axe (26) du réflecteur.
12. Antenne selon la revendication 10, caractérisée en ce que la peau structurale arrière (24) a une forme sensiblement identique à celle de la peau avant (22) .
13. Antenne selon l'une quelconque des revendications 10 à 12, caractérisée en ce que ladite peau structurale arrière (24) comporte une partie centrale évidée.
14. Antenne selon l'une quelconque des revendications 10 à 13, caractérisée en ce que ladite peau structurale arrière (24) comporte, d'un seul tenant, des éléments de fixation aux moyens de support.
15. Antenne selon l'une quelconque des revendications 1 à 14, caractérisée en ce qu'elle est configurée pour fonctionner dans une bande de fréquences prédéterminée du spectre des micro-ondes, comprise dans la bande Ka.
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