EP3665083A1 - Procede de fabrication dans l'espace de structures de grandes dimensions - Google Patents

Procede de fabrication dans l'espace de structures de grandes dimensions

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Publication number
EP3665083A1
EP3665083A1 EP18762382.2A EP18762382A EP3665083A1 EP 3665083 A1 EP3665083 A1 EP 3665083A1 EP 18762382 A EP18762382 A EP 18762382A EP 3665083 A1 EP3665083 A1 EP 3665083A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
manufacturing
wire
tile
metal
machine
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
EP18762382.2A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Delphine CARPONCIN
Christophe Figus
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
Airbus Defence and Space SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Defence and Space SAS filed Critical Airbus Defence and Space SAS
Publication of EP3665083A1 publication Critical patent/EP3665083A1/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

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Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G4/00—Tools specially adapted for use in space
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21F—WORKING OR PROCESSING OF METAL WIRE
    • B21F1/00—Bending wire other than coiling; Straightening wire
    • B21F1/008—Bending wire other than coiling; Straightening wire in 3D with means to rotate the wire about its axis
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • 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
    • B64G1/222—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state
    • B64G1/2221—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state characterised by the manner of deployment
    • B64G1/2222—Folding
    • 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
    • B64G1/222—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state
    • B64G1/2221—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state characterised by the manner of deployment
    • B64G1/2225—Rolling or unfurling

Definitions

  • the invention relates to a manufacturing method in the space of a rigid structure comprising a lattice, and a structure obtained by this method.
  • the invention also relates to a machine for manufacturing such a structure.
  • the invention applies in particular to the manufacture of large structures such as antenna reflectors, optical mirrors, or satellite link structures of a satellite constellation.
  • thermoplastic materials possibly reinforced with carbon fibers.
  • These solutions have the advantage of allowing, by a moderate heating of the material (typically less than 300 ° C) compared to an additive manufacturing of metal, the creation and assembly of large structures.
  • thermoplastic materials are poorly adapted to the environments space. Indeed, the large structures installed in space are exposed to a large electromagnetic flux that tends to charge them into ionized particles; or thermoplastic materials have an electrical conductivity too low to allow a flow of these electrical charges when the dimensions of these structures become consistent.
  • Another disadvantage of these materials is that their high sensitivity to ultraviolet and atomic oxygen tends to decrease the life of the structures obtained.
  • the metal is then an interesting material for the manufacture of large structures in orbit. Its Additive Layer Manufacturing or 3D printing requires nevertheless heating at temperatures well beyond the operating temperature of the structures obtained, and also leads to a deformation of the material during the process. cooling which contributes to the dimensional uncertainty of the structure.
  • the fusion of all the material, as required by the 3D printing process is therefore time-consuming and energy-consuming.
  • the cooling in the space of the heated metal can be achieved only by radiation and not by convection, which can make it even longer.
  • the metal shaping by additive manufacturing causes a degradation of the surface state of the metal material due to its melting and cooling.
  • this process remains capable of generating smoke contaminating the surfaces of optics or neighboring sensors.
  • US 20160185471 a method of manufacturing a structure in space by assembling a set of elements that are prefabricated on the ground and taken to a launcher. This type of implementation is binding because it requires in terms of logistics a large number of different parts, and therefore not optimal in terms of mass.
  • the object of the invention is to overcome at least in part the disadvantages of the prior art.
  • an object of the invention is to provide a method of manufacturing structures of large dimensions in space, less energy consuming and less expensive than the prior art.
  • Another object of the invention is to provide a manufacturing method adaptable to a wide variety of structures and functions.
  • Another object of the invention is to provide a manufacturing method not involving heat input.
  • Another object of the invention is to provide structures having improved service life and dimensional stability, and satisfactory electrical conductivity for discharging accumulated ionized particles upon exposure to electromagnetic fields.
  • the subject of the invention is a manufacturing method in the space of a rigid structure comprising a lattice, characterized in that it comprises:
  • the manufacturing method may further comprise at least one of the following features:
  • each reinforcement element may comprise the following steps:
  • each reinforcing element may further comprise a step of folding the length of wire or metal ribbon cut in at least one fold orthogonal to the main direction of the length of wire or cut metal ribbon.
  • Each reinforcing element can be made from a metal ribbon winding, and the embodiment of each reinforcing element then comprises a step of folding the length of metal ribbon cut in a fold parallel to the main direction of said ribbon. length to give it an L-shaped cross section.
  • the method may further include cold joining reinforcing members to form a plurality of elementary structural modules, and cold joining elementary structural modules to form the lattice.
  • the cold assembly can be implemented by stapling, clinching, magnetic fastening or cold welding by molecular adhesion.
  • the method may further include attaching to the lattice at least one functional tile from the group consisting of:
  • an antenna reflector tile comprising a metal grid adapted to reflect radiofrequency waves
  • an optical reflector tile comprising a reflective optical surface in the visible range
  • a protective tile comprising a frame on which is stretched a single or multilayer insulation sheet
  • a screen tile comprising a dense surface with or without emissive surface treatment, for protection against micrometeorites.
  • the fixing of a tile on the mesh is advantageously reversible, and can be implemented by cold welding by molecular adhesion, magnetic fastener, or by means of a clamp, a double-sided adhesive or velvet strips -hook.
  • the wire or wire ribbon material may be Invar, titanium, an aluminum-based alloy, or a carbon-based alloy.
  • the invention also relates to a rigid structure comprising a lattice, characterized in that it is obtained by the implementation of the method according to the foregoing description.
  • the rigid structure may be an optical mirror, an antenna reflector, a shield, a spatial habitat, or a satellite link structure of a satellite constellation.
  • the rigid structure comprises a lattice and at least one functional tile fixed on the lattice, and each functional tile comprises a tile positioning device and a wireless energy-autonomous communication device.
  • the invention also relates to a machine for manufacturing a rigid structure in space, comprising:
  • assembly equipment comprising at least one articulated arm adapted for cold joining two reinforcing elements formed from wire or metal ribbon, and
  • the manufacturing machine further comprises a remote communication interface adapted to receive control instructions from the ground.
  • the invention also relates to a satellite, comprising a manufacturing machine according to the foregoing description.
  • Another object of the invention relates to a control method from the ground of a machine for manufacturing a structure in space, comprising sending to the machine of an instruction sequence configured for the implementation of the method according to the foregoing description.
  • the proposed method makes it possible to produce large structures with minimal energy input since the assembly of the reinforcing elements is done cold.
  • the fact of dispensing with a heat input also removes the problems of heat removal, modification of the surface state of the metal and generation of smoke that could generate contamination (including optical equipment located nearby). It also reduces deformations of the structure during its manufacture. The time required to complete the structure is also shortened.
  • the structure obtained by the method comprises a support lattice which can be functionalized in many different ways by fixing functional tiles thereon, for example to form an antenna reflector, a mirror or even a residential structure.
  • the support mesh is formed from a wire or a metallic ribbon unrolled in space, only the tiles and the wire or metal ribbon must be conveyed by a launcher, and the dimensions constraints related to the dimensions of the headdress of a launcher are removed.
  • the trellises can be designed to minimize the energy, the mass of material, and the time required for their manufacture, while minimizing the potential deformations of the structure.
  • the trellis is made from a wire or a metal ribbon ensures a good electrical conductivity and, depending on the metal used, also provides a sufficiently low coefficient of thermal expansion to limit its deformations with thermal variations in space.
  • the cold joining of the reinforcing elements is achieved by molecular adhesion. Therefore, it is sufficient to contact with a low pressure between two reinforcing elements to assemble them, which represents a low energy expenditure.
  • the reinforcement elements used are formed from a ribbon folded in its length to present an L-shaped section. This increases the stiffness of the lattice obtained while limiting the amount of material required for its manufacture.
  • the proposed manufacturing machine not only makes it possible to manufacture such a structure in space, but also to carry out a dimensional control throughout its manufacture.
  • FIGS. 1a to 1d show examples of reinforcement elements produced during the implementation of the manufacturing method according to the invention
  • FIG. 2a and 2b show two examples of elementary modules manufactured during the implementation of the manufacturing method according to one embodiment of the invention.
  • FIG. 3 represents an example of lattice obtained by the implementation of the method
  • FIG. 4a to 4c show examples of structures respectively comprising a lattice and one or more functional tiles.
  • Figure 5 shows schematically the main steps of the manufacturing method according to one embodiment of the invention.
  • FIG. 6 schematically represents an example of a machine for manufacturing a structure according to one embodiment of the invention.
  • Figure 7 schematically illustrates an example of a robot for inspecting a structure.
  • In space means the part of the universe beyond the earth's atmosphere, and located outside any vehicle or dwelling structure located in space such as the station international space.
  • This manufacturing method makes it possible to manufacture a rigid structure 1 comprising a wire mesh 10, and, in some embodiments, at least one functional tile 20 fixed to the trellis.
  • rigid structure is meant a structure devoid of joints, since as we will see the manufacturing process allows to manufacture, directly in space, a large structure, without the need to route this structure in form folded into a launcher headdress.
  • the manufacturing method therefore comprises a step 100 for manufacturing a wire mesh 10.
  • This step comprises the manufacture of at least two reinforcing elements 11 from wire or metal ribbon unrolled from a reel.
  • the wire or the metal ribbon is chosen from a material having a low coefficient of thermal expansion, preferably less than 5.10 "6 K " 1 , to prevent the mesh from deforming during temperature variations in space.
  • the wire or metal ribbon is made of an alloy of iron and nickel in the respective proportions of 64 and 36%, known under the trade name Invar TM, because it has a very low coefficient of thermal expansion, less than 2.10. "6 K " 1 .
  • the material chosen for the wire or the metal ribbon may be titanium, or an aluminum-based alloy, or a carbon-loaded alloy such as steel.
  • Each armature element 11 is obtained by unwinding a length L of wire or metal ribbon, and straightening this length during a step 1 1 1, and then cutting this length during a step 1 12 .
  • the manufacture 1 10 of a reinforcement element 1 1 further comprises at least one folding 1 13 of the length of wire or metal tape, the latter then having at least two portions forming an angle report to the other.
  • the fold is made in a direction orthogonal to the main direction of the length of wire or cut metal strip.
  • reinforcement elements 11 are shown in FIGS. 1a and 1b.
  • a reinforcement element 11 is formed by a length of straight wire.
  • the reinforcing element 11 is formed by a length of wire which has been folded at regular intervals to form a periodic geometric pattern, in this case a triangle in FIG. a square in Figure 1 c.
  • the manufacture 1 10 of the element also comprises a step 1 14 of folding the metal strip, the fold extending in the direction main cut tape length, to give the ribbon a cross section L, as in Figure 1 d, or possibly U.
  • this wire can be twisted to have increased stiffness.
  • the method may comprise a step of twisting the wire before the implementation of step 1 13.
  • the manufacturing method comprises a step 120 of assembling these reinforcing elements.
  • This assembly is performed cold, that is to say without any heat input. In space, it is understood that this assembly is therefore performed at a temperature below the melting temperature of the material forming the wire or the ribbon.
  • the assembly of two reinforcing elements can be achieved in several ways, for example by clinching, which is a local stamping assembly of two pieces using a punch.
  • clinching is a local stamping assembly of two pieces using a punch.
  • the piece in contact with the punch deforms locally to stamp the other part.
  • the pressure exerted against the two parts is reduced compared to a clinching operation, in order to assemble the reinforcing elements by molecular adhesion without deforming (or in a very small way compared to to a clinching operation).
  • we speak of cold welding by molecular adhesion which is allowed thanks to the forces of Van Waals.
  • Van der Waals forces are considerably reduced by the presence of dust or thin layers of oxidation which are created or deposited permanently on metallic surfaces, in space. phenomenon is greatly reduced, so that the effect of Van der Waals forces appears more intense. A weak pressure exerted on some metal reinforcing elements thus makes it possible to assemble the parts between them.
  • the assembly can be made by stapling, that is to say by bringing back a staple keeping in contact the two reinforcing elements.
  • the assembly can still be achieved by a magnetic fastener obtained by joining magnets to the reinforcing elements.
  • the assembly can also be achieved by ligating, connecting two reinforcing elements with a length of wire also taken from the reel, and possibly twisted.
  • the assembly can be made by interlocking two reinforcing elements.
  • the ends of the reinforcing elements will then have male and female geometries intermittently, which may be performed by dedicated stamping tools.
  • reinforcing elements January 1 are assembled together to form a plurality of elementary modules 12 during step 120, then the elementary modules 12 are assembled together during a step 130 to form the lattice.
  • the assembly of elementary modules is also made cold, and by the same assembly methods described above for the assembly of reinforcing elements.
  • the mesh 10 obtained by the implementation of this method is a rigid structure, that is to say that it does not include a hinge or other means intended to make it foldable, and can be used as such, for example to connect two satellites of a satellite constellation, or as a carrier structure whose position would be determined and on which one could, if necessary come fix payloads, such as for example electronic transmission boxes, reception or transmission.
  • the lattice can be designed with regard to the function it must fulfill.
  • the reinforcing elements 1 1, the elementary modules 12 and the trellis itself 10 may be of variable size and shape to adapt to the function that the trellis must fulfill.
  • a trellis connecting several satellites of a constellation can extend over several hundred meters.
  • the mesh 10 may also constitute a support structure on which is fixed at least one functional tile 20, and preferably a plurality of functional tiles 20, in a step 200. Examples of structures comprising a lattice and one or more Functional tiles are shown in Figures 4a to 4c.
  • Functional tiles 20 are preferably fabricated on land and conveyed to the trellis 10 for attachment thereto.
  • the structure of a functional tile 20 is varied depending on the expected role of the tile.
  • a tile may be a radiofrequency antenna reflector tile, and in this case comprises a metal grid having a mesh size adapted to the frequency of application (for example 5 mm by 5 mm in S-band), as shown schematically in Figure 4a.
  • the tile may be an optical reflector tile, to perform mirror, radiator or shield functions, as schematically shown in Fig. 4b.
  • the tile then comprises a reflective optical surface for wavelengths in the visible.
  • This optical surface can be made reflective by polishing, or can be aluminized, or can be painted.
  • the tile may further comprise a frame on which is stretched a flexible protection, for example a sheet of single thermal insulation (known by the acronym SLI for Single Layer Insulation) or multiple (known under the name acronym MLI for Multi Layer Insulation), for screen applications, spatial habitat, etc.
  • a flexible protection for example a sheet of single thermal insulation (known by the acronym SLI for Single Layer Insulation) or multiple (known under the name acronym MLI for Multi Layer Insulation), for screen applications, spatial habitat, etc.
  • the tile may still be a screen tile comprising a dense surface, that is to say without apertures, with or without emissive surface treatment.
  • These tiles may for example comprise a surface formed by an aluminum layer of the order of one millimeter thick, and may be used as protections against micrometeorites.
  • each functional tile to the lattice is advantageously carried out by a reversible assembly mode, so that if necessary can take a tile to repair or replace it.
  • the assembly can be made by magnetic fastening, by means of clips or clips, double-sided adhesive strips or velvet-hook strips, or by cold welding by molecular adhesion described hereinabove. before. Indeed, by exerting an effort to separate the parts it is possible to overcome the forces of Van der Waals.
  • each tile 20 may also comprise an autonomous energy-powered remote control device and communication means.
  • the tile comprises a photovoltaic sensor and a battery adapted to power the actuating device and / or the remote communication means when this is necessary.
  • the manufacturing steps 1 10 and assembly 120, 130 of the reinforcing elements or modules, and optionally the fixing of functional tiles 200, described above, are all implemented in space.
  • a manufacturing machine adapted to implement the method is described below with reference to Figure 6. This machine is advantageously carried by a space station in orbit, on an outer wall thereof, or on a satellite.
  • the machine 3 comprises a reel 30 on which is wound a wire or a metal ribbon. It also comprises a device 31 unwinding the wire or ribbon of the reel, this device may for example comprise a fixed mechanism adapted to unwind the wire or ribbon continuously, or alternatively an articulated arm 31 provided with gripping fingers 310, adapted to grab and move a portion of wire or metal ribbon. The arm can thus grasp one end of the wire and unroll it from the reel 310.
  • the machine 3 further comprises a cutting tool 32 adapted to cut a length of wire or metal ribbon.
  • the machine 3 is also adapted to fold a cut length of wire or metal ribbon so that this length has several portions forming an angle relative to each other.
  • the machine 3 may include gripping fingers 33 adapted to grip a portion of the wire or ribbon.
  • the articulated arm 31 can grasp a portion of wire to be folded relative to the portion grasped by the fingers 33, and pivot at a desired angle to form the fold.
  • the machine 3 can also be adapted to fold a length of metal strip cut lengthwise, to give the ribbon an L-shaped section or U.
  • it may comprise a press (not shown) shaped to allow this bend by stamping or rollers imposing the desired shape to the tape to achieve the bending continuously.
  • the machine 3 comprises an assembly equipment 34 adapted to cold join two reinforcing elements or two elementary modules formed from wire or metal ribbon.
  • the assembly equipment depends on the nature of the assembly that is implemented, but it preferably comprises at least one articulated arm for manipulating and moving an armature element or a module element with respect to another ..
  • the assembly equipment 34 may comprise a support table provided with gripping fingers adapted to maintain in position a first reinforcing element or a first elementary module, an articulated arm adapted to position a second reinforcing element or elementary module relative to the first, and a clamp adapted to exert pressure on the two reinforcing elements or elementary modules in a plurality of points to realize the 'assembly.
  • the clamp can be replaced by a press with a punch.
  • the assembly equipment 34 comprises a staple supply and another articulated arm adapted to take a clip and fix it on the elements or modules to be assembled.
  • the assembly equipment 34 of the machine is further preferably adapted to assemble tiles on the lattice; for this the articulated arm may be provided with a suction cup for gripping, positioning and depositing a tile relative to the lattice.
  • the machine 3 is advantageously autonomous or controllable from the Earth to allow remote implementation of the method of manufacturing structures described above.
  • the machine 3 preferably comprises a control unit 35 comprising a computer 350, a memory 351, and a communication interface 352 with the earth, preferably comprising a radio wave transmission and reception antenna.
  • the communication interface is adapted to receive control instructions from the machine, said instructions being processed by the computer 36 for the implementation of the method.
  • the computer is adapted to control the operation of the components of the machine according to the control instructions received to implement the manufacture of a structure.
  • the machine 3 can be controlled remotely for the manufacture of a structure in space, by sending instructions to the machine from a ground control center.
  • the machine 3 also comprises a member 36 of dimensional control of the structure being manufactured, adapted to verify in situ the dimensions of the structure.
  • This dimensional control body is preferably controlled by the control unit 35 closed loop, so that the shape of the structure can be checked and corrected as assembly of the structure, the assembly of a new element to the structure being made taking into account the defects of the previous assembly to compensate for them.
  • Laser transmitter / reflector optionally with surface scanning functionality
  • the dimensional control member 36 is preferably mounted on an articulated arm 37 to be positioned at the desired position relative to the structure being manufactured.
  • an overall dimensional control of the structure at the end of manufacture may be achieved by an inspection robot 40, configured to be able to move relative to the structure to scan the entire surface of the structure. to control for example the positioning and quality of the tiles.
  • the inspection robot can be adapted to move on the structure, or to move away from it in the manner of a drone.
  • this robot can also be configured to manipulate the tiles, in order to modify the tiles or their orientation.
  • the robot therefore comprises dimensional control means 41, which can be chosen from the technologies mentioned above for the dimensional control member 36, means for handling the tiles 42, and a control unit (not shown) comprising a computer and a remote connection interface 43 adapted to allow the communication is between the inspection robot and the control unit 35 of the manufacturing machine 3, or between the inspection robot and a control center on the ground.
  • the robot is advantageously autonomous in energy, to remove any power supply cable. It may in this regard include a battery and / or one or more photovoltaic sensors (not shown).
  • the two control methods on the manufacturing machine and dimensional control robot
  • the two control methods allow on the one hand to correct deviations from the manufacturing process. during the implementation of the latter, at each elementary brick of the structure, and secondly to compensate for the defects in shape of the end-of-manufacture structure vis-à-vis the desired geometry initially.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
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Abstract

L'invention propose un procédé de fabrication dans l'espace d'une structure rigide (1 ) comprenant un treillis (10), caractérisé en ce qu'il comprend : la réalisation d'au moins deux éléments d'armature (12) à partir d'un enroulement de fil ou de ruban métallique, et la réalisation du treillis (10) par assemblage à froid des éléments d'armature (12).

Description

PROCEDE DE FABRICATION DANS L'ESPACE DE STRUCTURES DE
GRANDES DIMENSIONS
DOMAINE DE L'INVENTION
L'invention concerne un procédé de fabrication dans l'espace d'une structure rigide comprenant un treillis, et une structure obtenue par ce procédé. L'invention concerne également une machine de fabrication d'une telle structure.
L'invention s'applique notamment à la fabrication de structures de grandes dimensions telles que des réflecteurs d'antennes, des miroirs optiques, ou encore des structures de liaisons de satellites d'une constellation satellitaire. ETAT DE LA TECHNIQUE
Pour un grand nombre d'applications, il est désirable d'installer dans l'espace des structures de grandes dimensions, et en particulier des structures dont les dimensions peuvent dépasser la dimension caractéristique d'une coiffe de lanceur, de l'ordre de 5 mètres.
Pour ce faire, il est aujourd'hui connu de créer des structures au sol qui sont pliables afin de pouvoir être contenues dans une coiffe de lanceur, puis déployées dans l'espace. C'est le cas notamment de réflecteurs d'antenne ou de miroirs. Cette solution n'est toutefois pas satisfaisante car la contrainte pour qu'une structure soit pliable la rend plus complexe à concevoir et fabriquer, et ne permet pas de s'affranchir pleinement des contraintes dimensionnelles liées aux dimensions de la coiffe d'un lanceur.
Pour s'affranchir de ces contraintes, des efforts de recherche sont menés pour développer des systèmes permettant de fabriquer et assembler des structures dans l'espace.
On connaît par exemple des solutions de fabrication de structures basées sur la technique de la fabrication additive (ou impression 3D) de matériaux thermoplastiques, éventuellement renforcés par des fibres de carbone. Ces solutions présentent l'avantage de permettre, par un échauffement modéré de la matière (typiquement inférieur à 300°C) par rapport à une fabrication additive de métal, la création et l'assemblage de structures de grandes dimensions.
Ces solutions présentent néanmoins des inconvénients importants. En premier lieu, les matériaux thermoplastiques sont peu adaptés aux environnements spatiaux. En effet, les structures de grandes dimensions installées dans l'espace sont exposées à un flux électromagnétique important qui tend à les charger en particules ionisées ; or les matériaux thermoplastiques présentent une conductivité électrique trop faible pour permettre un écoulement de ces charges électriques lorsque les dimensions de ces structures deviennent conséquentes. Un autre inconvénient de ces matériaux est que leur forte sensibilité aux ultra-violets et à l'oxygène atomique tend à diminuer la durée de vie des structures obtenues.
De plus, dans l'espace, les variations thermiques sont très importantes, de sorte que les matériaux utilisés doivent présenter un coefficient de dilatation thermique faible pour limiter les dilatations thermiques des structures, ce qui n'est pas le cas pour les matériaux thermoplastiques non renforcés par des fibres de carbone. Les structures fabriquées avec cette technologie sont donc susceptibles de se déformer, ce qui cause des incertitudes dimensionnelles qui ne sont pas acceptables, notamment pour des miroirs optiques ou des réflecteurs d'antennes.
Pour augmenter la durée de vie de ces structures en environnement spatial et augmenter leur conductivité électrique surfacique, il a été proposé de revêtir les éléments assemblés d'une couche métallique. Le dépôt d'une couche métallique en orbite est cependant susceptible de générer des éléments contaminants pour les surfaces optiques ou capteurs voisins.
Le métal est alors un matériau intéressant pour la fabrication de structures de grandes dimensions en orbite. Sa mise en forme par fabrication additive de couche (Additive Layer Manufacturing) ou impression 3D requiert néanmoins un chauffage à des températures bien au-delà de la température d'utilisation des structures obtenues, et conduit en outre à une déformation de la matière lors du refroidissement qui contribue à l'incertitude dimensionnelle de la structure.
La fusion de toute la matière, telle que le nécessite le procédé d'impression 3D est donc chronophage et énergivore. De plus, le refroidissement dans l'espace du métal chauffé ne peut être réalisé que par rayonnement et non par convection, ce qui peut le rendre encore plus long.
Enfin, la mise en forme de métaux par fabrication additive entraine une dégradation de l'état de surface du matériau métallique due à sa mise en fusion et à son refroidissement. De plus ce procédé reste susceptible de générer des fumées contaminant les surfaces des optiques ou des capteurs voisins. On connaît aussi du document US 20160185471 un procédé de fabrication d'une structure dans l'espace par assemblage d'un ensemble d'éléments qui sont préfabriqués au sol et emmenés dans un lanceur. Ce type de réalisation est contraignant car il nécessite en termes de logistique une quantité de pièces différentes importantes, et de ce fait non optimale en termes de masse.
PRESENTATION DE L'INVENTION
L'invention a pour but de pallier au moins en partie les inconvénients de l'art antérieur.
En particulier, un but de l'invention est de proposer un procédé de fabrication de structures de grandes dimensions dans l'espace, moins énergivore et moins coûteux que l'art antérieur.
Un autre but de l'invention est de proposer un procédé de fabrication adaptable à une grande diversité de structures et de fonctions.
Un autre but de l'invention est de proposer un procédé de fabrication n'impliquant pas d'apport de chaleur.
Un autre but de l'invention est de proposer des structures présentant une durée de vie et une stabilité dimensionnelle améliorées, et une conductivité électrique satisfaisante pour décharger les particules ionisées accumulées lors l'exposition à des champs électromagnétiques.
A cet égard, l'invention a pour objet un procédé de fabrication dans l'espace d'une structure rigide comprenant un treillis, caractérisé en ce qu'il comprend :
la réalisation d'au moins deux éléments d'armature à partir d'un enroulement de fil ou de ruban métallique, et
la réalisation du treillis par assemblage à froid des éléments d'armature.
Avantageusement, mais facultativement, le procédé de fabrication peut en outre comprendre au moins l'une des caractéristiques suivantes :
- la réalisation de chaque élément d'armature peut comprendre les étapes suivantes :
o dérouler et tendre une longueur de fil ou de ruban métallique, o découper ladite longueur de fil ou ruban métallique. la réalisation de chaque élément d'armature peut en outre comprendre une étape de pliage de la longueur de fil ou ruban métallique découpée selon au moins un pli orthogonal à la direction principale de la longueur de fil ou ruban métallique découpée.
Chaque élément d'armature peut être réalisé à partir d'un enroulement de ruban métallique, et la réalisation de chaque élément d'armature comprend alors une étape de pliage de la longueur de ruban métallique découpée selon un pli parallèle à la direction principale de ladite longueur pour conférer à celle-ci une section transversale en forme de L.
Le procédé peut en outre comprendre l'assemblage à froid d'éléments d'armature pour former une pluralité de modules structurels élémentaires, et l'assemblage à froid de modules structurels élémentaires de manière à former le treillis.
l'assemblage à froid peut être mis en œuvre par agrafage, clinchage, attache magnétique ou soudure à froid par adhésion moléculaire.
Le procédé peut en outre comprendre la fixation sur le treillis d'au moins une tuile fonctionnelle parmi le groupe comprenant :
o une tuile de réflecteur d'antenne comprenant une grille métallique adaptée pour réfléchir des ondes radiofréquences,
o une tuile de réflecteur optique comprenant une surface optique réfléchissante dans le domaine du visible,
o une tuile de protection comprenant un cadre sur lequel est tendue une feuille d'isolation mono ou multicouche,
o une tuile écran comprenant un surface dense avec ou sans traitement de surface émissif, pour la protection contre des micrométéorites.
la fixation d'une tuile sur le treillis est avantageusement réversible, et peut être mise en œuvre par soudure à froid par adhésion moléculaire, attache magnétique, ou au moyen d'une pince, d'un adhésif double-face ou de bandes de velours-crochet.
le matériau du fil ou ruban métallique peut être de l'Invar, du titane, un alliage à base d'aluminium, ou un alliage à base de carbone. L'invention a également pour objet une structure rigide comprenant un treillis, caractérisée en ce qu'elle est obtenue par la mise en œuvre du procédé selon la description qui précède. Dans des modes de réalisation, la structure rigide peut être un miroir optique, un réflecteur d'antenne, un écran de protection, un habitat spatial, ou une structure de liaison de satellites d'une constellation satellitaire.
Avantageusement, la structure rigide comprend un treillis et au moins une tuile fonctionnelle fixée sur le treillis, et chaque tuile fonctionnelle comprend un dispositif de positionnement de la tuile et un dispositif de communication sans fil autonomes en énergie.
L'invention porte également sur une machine de fabrication d'une structure rigide dans l'espace, comprenant :
un dévidoir d'un fil ou d'un ruban métallique,
un dispositif adapté pour dérouler une portion de fil ou de ruban,
un outil de découpe du fil ou du ruban métallique, et
un équipement d'assemblage comprenant au moins un bras articulé adapté pour assembler à froid deux éléments d'armature formés à partir de fil ou de ruban métallique, et
un organe de contrôle dimensionnel de la structure en cours de fabrication, la machine étant adaptée pour la mise en œuvre du procédé selon la description qui précède.
Avantageusement, la machine de fabrication comprend en outre une interface de communication à distance adaptée pour recevoir des instructions de commande depuis la terre. L'invention a également pour objet un satellite, comprenant une machine de fabrication selon la description qui précède.
Un autre objet de l'invention concerne un procédé de commande depuis le sol d'une machine de fabrication d'une structure dans l'espace, comprenant l'envoi à la machine d'une séquence d'instructions configurée pour la mise en œuvre du procédé selon la description qui précède.
Le procédé proposé permet de réaliser des structures de grandes dimensions avec un apport d'énergie minimal puisque l'assemblage des éléments d'armature est réalisé à froid. Le fait de se dispenser d'un apport de chaleur permet aussi de supprimer les problèmes d'évacuation de la chaleur, de modification de l'état de surface du métal et de génération de fumée qui pourrait générer une contamination (notamment d'équipements optiques situés en proximité). Il permet aussi de réduire des déformations de la structure lors de sa fabrication. La durée nécessaire à la réalisation de la structure est également raccourcie.
La structure obtenue par le procédé comporte un treillis de support qui peut être fonctionnalisé de nombreuses façons différentes en y fixant des tuiles fonctionnelles, par exemple pour former un réflecteur d'antenne, un miroir, voire une structure d'habitation.
Comme le treillis de support est formé à partir d'un fil ou d'un ruban métallique déroulé dans l'espace, seules les tuiles et le fil ou ruban métallique doivent être acheminées par un lanceur, et les contraintes de dimensions liées aux dimensions de la coiffe d'un lanceur sont supprimées.
On peut ainsi réaliser des treillis dont la géométrie et les dimensions sont déterminées en fonction des besoins, et non en fonction des contraintes d'acheminement, ce qui permet d'envisager des formes de structures inédites. En particulier, les treillis peuvent être conçus afin de minimiser l'énergie, la masse de matériel, et le temps nécessaires à leur fabrication, tout en minimisant les potentielles déformations de la structure.
De plus, le fait que le treillis soit réalisé à partir d'un fil ou d'un ruban métallique permet d'assurer une bonne conductivité électrique et, en fonction du métal utilisé, permet également d'obtenir un coefficient de dilatation thermique suffisamment faible pour limiter ses déformations avec les variations thermiques dans l'espace.
Dans un mode de réalisation, l'assemblage à froid des éléments d'armature est réalisé par adhésion moléculaire. De ce fait, il suffit d'un contact avec une faible pression entre deux éléments d'armature pour les assembler, ce qui représente une faible dépense d'énergie. Dans un mode de réalisation, les éléments d'armatures utilisés sont formés à partir d'un ruban plié dans sa longueur pour présenter une section en L. Ceci augmente la raideur du treillis obtenu tout en limitant la quantité de matériau nécessaire à sa fabrication.
Par ailleurs, la machine de fabrication proposé permet non seulement de fabriquer une telle structure dans l'espace, mais également de réaliser un contrôle dimensionnel tout au long de sa fabrication.
DESCRIPTION DES FIGURES
D'autres caractéristiques, buts et avantages de l'invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :
Les figures 1 a à 1 d représentent des exemples d'éléments d'armature fabriqués lors de la mise en œuvre du procédé de fabrication selon l'invention,
- Les figures 2a et 2b représentent deux exemples de modules élémentaires fabriqués lors de la mise en œuvre du procédé de fabrication selon un mode de réalisation de l'invention.
La figure 3 représente un exemple de treillis obtenu par la mise en œuvre du procédé,
- Les figures 4a à 4c représentent des exemples de structures comprenant respectivement un treillis et une ou plusieurs tuiles fonctionnelles.
La figure 5 représente schématiquement les principales étapes du procédé de fabrication selon un mode de réalisation de l'invention.
La figure 6 représente schématiquement un exemple de machine de fabrication d'une structure selon un mode de réalisation de l'invention.
La figure 7 illustre schématiquement un exemple de robot d'inspection d'une structure.
DESCRIPTION DETAILLEE D'AU MOINS UN MODE DE REALISATION
Procédé de fabrication de structures dans l'espace
On va maintenant décrire, en référence à la figure 5, un procédé de fabrication de structures dans l'espace. Par « dans l'espace », on entend la partie de l'univers située au-delà de l'atmosphère terrestre, et située à l'extérieur de tout véhicule ou structure d'habitation située dans l'espace comme par exemple la station spatiale internationale.
Ce procédé de fabrication permet de fabriquer une structure 1 rigide comportant un treillis métallique 10, et, dans certains modes de réalisation, au moins une tuile fonctionnelle 20 fixée au treillis.
Par « structure rigide » on entend une structure dépourvue d'articulations, puisque comme on va le voir le procédé de fabrication permet de fabriquer, directement dans l'espace, une structure de grandes dimensions, sans avoir besoin d'acheminer cette structure sous forme repliée dans une coiffe de lanceur.
Le procédé de fabrication comprend donc une étape de fabrication 100 d'un treillis métallique 10. Cette étape comprend la fabrication 1 10 d'au moins deux éléments d'armature 1 1 à partir de fil métallique ou de ruban métallique déroulé à partir d'un dévidoir.
Le fil ou le ruban métallique est choisi dans un matériau présentant un faible coefficient de dilatation thermique, de préférence inférieur à 5.10"6 K"1, permettant d'éviter que le treillis ne se déforme lors des variations de température dans l'espace.
Avantageusement, le fil ou ruban métallique est réalisé dans un alliage de fer et de nickel dans les proportions respectives de 64 et 36% connu sous le nom commercial d'Invar™, car il présente un coefficient de dilatation thermique très faible, inférieure à 2.10"6 K"1. En variante, le matériau choisi pour le fil ou le ruban métallique peut être le titane, ou un alliage à base d'aluminium, ou encore un alliage chargé de carbone tel que l'acier.
Chaque élément d'armature 1 1 est obtenu en déroulant une longueur L de fil métallique ou de ruban métallique, et en redressant cette longueur au cours d'une étape 1 1 1 , puis en découpant cette longueur au cours d'une étape 1 12.
Avantageusement, la fabrication 1 10 d'un élément d'armature 1 1 comprend en outre au moins un pliage 1 13 de la longueur de fil ou de ruban métallique, celle- ci présentant alors au moins deux portions formant un angle l'une par rapport à l'autre. Le pli est réalisé dans une direction orthogonale à la direction principale de la longueur de fil ou de ruban métallique découpée. Des exemples d'éléments d'armature 1 1 sont représentés sur les figures 1 a et 1 b. Sur la figure 1 a, un élément d'armature 1 1 est formé par une longueur de fil rectiligne. Sur les figures 1 b et 1 c, l'élément d'armature 1 1 est formé par une longueur de fil qui a été repliée à intervalles réguliers pour former un motif géométrique périodique, en l'occurrence un triangle sur la figure 1 b et un carré sur la figure 1 c.
Avantageusement, dans le cas où un élément d'armature 1 1 est réalisé à partir de ruban métallique enroulé, la fabrication 1 10 de l'élément comprend également une étape 1 14 de pliage du ruban métallique, le pli s'étendant selon la direction principale de la longueur de ruban découpée, pour conférer au ruban une section transversale en L, comme sur la figure 1 d, ou éventuellement en U.
Ceci permet d'augmenter la raideur du ruban qui est ensuite utilisé pour former un élément d'armature 1 1. Cette étape est donc, le cas échéant, mise en œuvre avant l'étape de pliage 1 13 décrite ci-avant.
En variante, et de préférence dans le cas où l'élément d'armature 1 1 est formé par du fil métallique, ce fil peut être torsadé pour présenter une raideur accrue. Dans ce cas le procédé peut comprendre une étape consistant à torsader le fil avant la mise en œuvre de l'étape 1 13.
Une fois qu'au moins deux éléments d'armature 1 1 sont obtenus, le procédé de fabrication comprend une étape 120 d'assemblage de ces éléments d'armature. Cet assemblage est réalisé à froid, c'est-à-dire sans aucun apport de chaleur. Dans l'espace, on comprend que cet assemblage est donc réalisé à une température inférieure à la température de fusion du matériau formant le fil ou le ruban.
Ceci permet de diminuer la quantité d'énergie requise pour la mise en œuvre du procédé, mais aussi d'éviter tout dégagement de fumée qui pourrait recouvrir les optiques et capteurs voisins. En évitant le recours à la soudure qui implique de fondre du métal, on évite aussi de dégrader l'état de surface du métal fondu puis refroidi. Le procédé ne nécessite donc pas de traitement thermique ni le dépôt d'un revêtement supplémentaire.
L'assemblage de deux éléments d'armature peut être réalisé de plusieurs manières, par exemple, par clinchage, qui est un assemblage par emboutissage local de deux pièces à l'aide d'un poinçon. En exerçant avec le poinçon une pression sur les deux pièces, la pièce en contact avec le poinçon se déforme localement pour emboutir l'autre pièce. Dans une variante particulièrement avantageuse de l'assemblage, la pression exercée contre les deux pièces est réduite par rapport à une opération de clinchage, afin d'assembler les éléments d'armature par adhésion moléculaire sans les déformer (ou de manière très réduite par rapport à une opération de clinchage). On parle dans ce cas de soudure à froid par adhésion moléculaire, qui est permise grâce aux forces de Van des Waals. En effet, tandis que dans l'atmosphère terrestre, les forces de Van der Waals sont considérablement réduites par la présence de poussières ou de fines couches d'oxydation qui se créent ou se déposent en permanence sur des surfaces métalliques, dans l'espace ce phénomène est fortement réduit, de sorte que l'effet des forces de Van der Waals apparaît plus intense. Une pression faible exercée sur certains éléments métalliques d'armature permet donc d'assembler les pièces entre elles.
En variante moins préférée, l'assemblage peut être réalisé par agrafage, c'est-à-dire en rapportant une agrafe venant maintenir en contact les deux éléments d'armature. L'assemblage peut encore être réalisé par une attache magnétique, obtenue en joignant des aimants aux éléments d'armature. L'assemblage peut également être réalisé par ligaturage, en reliant deux éléments d'armature avec une longueur de fil également prélevée à partir du dévidoir, et éventuellement torsadée.
Selon une autre variante, l'assemblage peut être réalisé par emboîtement de deux éléments d'armature. Les extrémités des éléments d'armature devront alors présenter des géométries mâles et femelles par intermittence, qui pourront être réalisées par des outils d'emboutissage dédiés.
Selon un mode de réalisation avantageux du procédé, des éléments d'armature 1 1 sont assemblés entre eux pour former une pluralité de modules élémentaires 12 au cours de l'étape 120, puis les modules élémentaires 12 sont assemblés entre eux au cours d'une étape 130 pour former le treillis. Ceci permet de concevoir simplement des treillis faciles à fabriquer, tout en étant modulaires pour s'adapter à différentes fonctions ou applications attendues. Des exemples de modules élémentaires sont représentés sur les figures 2a et 2b, et un exemple de treillis est représenté sur la figure 3.
L'assemblage de modules élémentaires est également réalisé à froid, et par les mêmes modes d'assemblage décrits ci-avant pour l'assemblage d'éléments d'armature. Le treillis 10 obtenu par la mise en œuvre de ce procédé est une structure rigide, c'est-à-dire qu'elle ne comprend pas de charnière ou autre moyen destiné à la rendre pliable, et peut être utilisé en tant que tel, par exemple pour relier entre eux deux satellites d'une constellation satellitaire, ou en tant que structure porteuse dont la position serait déterminée et sur laquelle on pourrait, au besoin venir fixer des charges utiles, tels que par exemple des boîtiers électroniques d'émission, de réception ou de transmission.
On comprend donc que le treillis peut être conçu au regard de la fonction qu'il doit remplir. En particulier, les éléments d'armature 1 1 , les modules élémentaires 12 et le treillis lui-même 10 peuvent être de dimensions et de formes variables pour s'adapter à la fonction que doit remplir le treillis.
Les contraintes dimensionnelles liées à l'acheminement dans l'espace d'une structure fabriquée sur terre disparaissent également. Par exemple, un treillis reliant entre eux plusieurs satellites d'une constellation peut s'étendre sur plusieurs centaines de mètres.
Le treillis 10 peut également constituer une structure de support sur laquelle est fixée au moins une tuile fonctionnelle 20, et de préférence une pluralité de tuiles fonctionnelles 20, au cours d'une étape 200. Des exemples de structures comprenant un treillis et une ou plusieurs tuiles fonctionnelles sont représentés en figures 4a à 4c.
Les tuiles fonctionnelles 20 sont de préférence fabriquées sur terre et acheminées jusqu'au treillis 10 pour leur fixation à celui-ci.
La structure d'une tuile fonctionnelle 20 est variée en fonction du rôle attendu de la tuile.
Par exemple, selon un mode de réalisation, une tuile peut être une tuile de réflecteur d'antenne radiofréquence, et comprend dans ce cas une grille métallique présentant une taille de maille adaptée à la fréquence d'application (par exemple 5 mm par 5 mm en bande S), comme représenté schématiquement sur la figure 4a.
En variante, la tuile peut être une tuile de réflecteur optique, pour remplir des fonctions de miroir, de radiateur ou de bouclier, comme représenté schématiquement sur la figure 4b. La tuile comprend alors une surface optique réfléchissante pour les longueurs d'onde dans le visible. Cette surface optique peut être rendue réfléchissante par polissage, ou peut être aluminisée, ou encore peut être peinte.
Selon encore une autre variante, la tuile peut encore comprendre un cadre sur lequel est tendue une protection souple, par exemple une feuille de revêtement isolant thermique simple (connue sous l'acronyme anglais SLI pour Single Layer Insulation) ou multiple (connue sous l'acronyme anglais MLI pour Multi Layer Insulation), pour des applications d'écran, d'habitat spatial, etc.
La tuile peut encore être une tuile écran comprenant un surface dense, c'est- à-dire dépourvue d'ouvertures, avec ou sans traitement de surface émissif. Ces tuiles peuvent par exemple comprendre une surface formée par une couche d'aluminium de l'ordre du millimètre d'épaisseur, et peuvent être utilisées à titre de protections contre des micrométéorites.
La fixation de chaque tuile fonctionnelle au treillis est avantageusement réalisée par un mode d'assemblage réversible, de manière à pouvoir au besoin prélever une tuile pour la réparer ou la remplacer.
A cet égard, l'assemblage peut être réalisé par attache magnétique, au moyen de clips ou de pinces, de bandes d'adhésifs double-face ou de bandes de velours-crochet, ou encore par soudure à froid par adhésion moléculaire décrite ci- avant. En effet, en exerçant un effort pour séparer les pièces il est possible de surmonter les forces de Van der Waals.
Avantageusement, chaque tuile 20 peut également comprendre un dispositif d'actionnement et un moyen de communication à distance autonomes en énergie La tuile comprend un capteur photovoltaïque et une batterie adaptés pour alimenter le dispositif d'actionnement et/ou le moyen de communication à distance lorsque cela est nécessaire.
Ceci est particulièrement avantageux dans le cas de tuiles 20 à fonction optique, puisque cela permet d'obtenir un système d'optique adaptive commandé en temps réel depuis la terre, permettant d'ajuster l'orientation des tuiles et de corriger des défauts d'alignement pouvant être générés lors de leur assemblage sur le miroir.
Les étapes de fabrication 1 10 et d'assemblage 120, 130 des éléments d'armature ou modules, et le cas échéant de fixation de tuiles fonctionnelles 200, décrites ci-avant, sont toutes mises en œuvre dans l'espace. Pour ce faire, une machine de fabrication adaptée pour mettre en œuvre le procédé est décrite ci- après en référence à la figure 6. Cette machine est avantageusement portée par une station spatiale en orbite, sur une paroi extérieure de celle-ci, ou sur un satellite.
Machine de fabrication de structures
La machine 3 comprend un dévidoir 30 sur lequel est enroulé un fil ou un ruban métallique. Elle comprend également un dispositif 31 de déroulement du fil ou du ruban du dévidoir, ce dispositif pouvant par exemple comprendre un mécanisme fixe adapté pour dérouler le fil ou le ruban en continu, ou en variante un bras articulé 31 muni de doigts de préhension 310, adapté pour saisir et déplacer une portion de fil ou de ruban métallique. Le bras peut ainsi saisir une extrémité du fil et la dérouler à partir du dévidoir 310.
La machine 3 comprend en outre un outil de découpe 32, adapté pour découper une longueur de fil ou du ruban métallique.
Avantageusement, la machine 3 est également adaptée pour plier une longueur découpée de fil ou de ruban métallique pour que cette longueur présente plusieurs portions formant un angle les unes par rapport aux autres. A cet égard, la machine 3 peut comprendre des doigts de préhension 33 adaptés pour saisir une portion du fil ou du ruban. Le bras articulé 31 peut saisir une portion de fil à plier par rapport à la portion saisie par les doigts 33, et pivoter d'un angle désiré pour former la pliure.
La machine 3 peut également être adaptée pour plier une longueur de ruban métallique découpée dans le sens de la longueur, pour conférer au ruban une section en L ou en U. A cet égard elle peut comprendre une presse (non représentée) conformée pour permettre cette pliure par emboutissage ou des galets imposant la forme désirée au ruban afin de réaliser le pliage de façon continue.
La machine 3 comprend un équipement d'assemblage 34 adapté pour assembler à froid deux éléments d'armature ou deux modules élémentaires formés à partir de fil ou de ruban métallique. L'équipement d'assemblage dépend de la nature de l'assemblage qui est mis en œuvre, mais il comprend de préférence au moins un bras articulé permettant de manipuler et de déplacer un élément d'armature ou un module élémentaire par rapport à un autre.. Par exemple, dans le cas d'un assemblage par soudure à froid par adhésion moléculaire, l'équipement d'assemblage 34 peut comporter une table de support munie de doigts de préhension adaptés pour maintenir en position un premier élément d'armature ou un premier module élémentaire, un bras articulé adapté pour venir positionner un deuxième élément d'armature ou module élémentaire par rapport au premier, et une pince adaptée pour exercer une pression sur les deux éléments d'armature ou modules élémentaires en une pluralité de points pour réaliser l'assemblage.
En variante si l'assemblage est réalisé par clinchage, la pince peut être remplacée par une presse munie d'un poinçon. En variante si l'assemblage est réalisé par agrafage, l'équipement d'assemblage 34 comporte une réserve d'agrafes et un autre bras articulé adapté pour prélever une agrafe et la fixer sur les éléments ou modules à assembler.
L'équipement d'assemblage 34 de la machine est en outre de préférence adapté pour assembler des tuiles sur le treillis ; pour cela le bras articulé peut être muni d'une ventouse permettant de saisir, de positionner et de déposer une tuile par rapport au treillis.
La machine 3 est avantageusement autonome ou pilotable depuis la Terre pour permettre une mise en œuvre à distance du procédé de fabrication de structures décrit ci-avant. A cet égard, la machine 3 comprend de préférence une unité de pilotage 35 comprenant un calculateur 350, une mémoire 351 , et une interface de communication 352 avec la terre, comprenant de préférence une antenne d'émission et de réception d'ondes radio. L'interface de communication est adaptée pour recevoir des instructions de commande de la machine, lesdites instructions étant traitées par le calculateur 36 pour la mise en œuvre du procédé. Le calculateur est adapté pour commander le fonctionnement des composants de la machine en fonction des instructions de commande reçues pour mettre en œuvre la fabrication d'une structure.
Ainsi on peut commander la machine 3 à distance pour la fabrication d'une structure dans l'espace, par l'envoi d'instructions à la machine depuis un centre de commande au sol.
Avantageusement, la machine 3 comprend également un organe 36 de contrôle dimensionnel de la structure en cours de fabrication, adapté pour vérifier in situ les dimensions de la structure. Cet organe de contrôle dimensionnel est de préférence commandé par l'unité de pilotage 35 en boucle fermée, de sorte que la forme de la structure puisse être vérifiée et corrigée au fur et à mesure de l'assemblage de la structure, l'assemblage d'un nouvel élément à la structure étant réalisé en tenant compte des défauts de l'assemblage précédent pour compenser ceux-ci.
L'organe de contrôle dimensionnel est avantageusement choisi parmi les technologies suivantes :
Emetteur/réflecteur laser, avec optionnellement une fonctionnalité de balayage des surfaces,
- Contrôle dimensionnel par triangulation comprenant trois caméras et un ensemble de cibles,
Contrôle dimensionnel par photogrammétrie,
Système de géopositionnement local par transmetteurs laser infrarouges (par exemple la technologie commercialisée par la société Nikon sous la dénomination iGPS)
Triangulation par ultrasons,
Caméra stéréoscopique.
En référence à la figure 6, l'organe de contrôle dimensionnel 36 est de préférence monté sur un bras articulé 37 pour pouvoir être positionné à la position voulue relativement à la structure en cours de fabrication.
Avantageusement, en référence à la figure 7 un contrôle dimensionnel global de la structure en fin de fabrication pourra être réalisé par un robot d'inspection 40, configuré pour pouvoir se déplacer par rapport à la structure pour balayer la totalité de la surface de la structure afin de contrôler par exemple le positionnement et la qualité des tuiles.
Pour ce faire, le robot d'inspection peut être adapté pour se déplacer sur la structure, ou pour se déplacer à distance de celle-ci à la façon d'un drône.
De préférence, ce robot peut être aussi configuré pour manipuler les tuiles, afin de modifier les tuiles ou leur orientation. Le robot comprend donc des moyens de contrôle dimensionnel 41 , qui peuvent être choisi parmi les technologies mentionnées ci-avant pour l'organe de contrôle dimensionnel 36, des moyens de manipulation des tuiles 42, et une unité de pilotage (non représentée) comprenant un calculateur et une interface de connexion à distance 43 adaptée pour permettre la communication soit entre le robot d'inspection et l'unité de pilotage 35 de la machine 3 de fabrication, soit entre le robot d'inspection et un centre de contrôle au sol.
De préférence, le robot est avantageusement autonome en énergie, pour supprimer tout câble d'alimentation en énergie. Il peut à cet égard comprendre une batterie et/ou un ou plusieurs capteurs photovoltaïques (non représentés).
La structure étant réalisée par assemblages de briques élémentaires, et pouvant donc présenter une taille importante, les deux modes de contrôle (sur la machine de fabrication et robot de contrôle dimensionnel) proposés permettent d'une part de corriger les déviations provenant du procédé de fabrication, au cours de la mise en œuvre de celui-ci, au niveau de chaque brique élémentaire de la structure, et d'autre part de compenser les défauts de forme de la structure en fin de fabrication vis-à-vis de la géométrie désirée initialement.

Claims

REVENDICATIONS 1. Procédé de fabrication dans l'espace d'une structure rigide (1 ) comprenant un treillis (10), caractérisé en ce qu'il comprend :
la réalisation d'au moins deux éléments d'armature (1 1 ) à partir d'un enroulement de fil ou de ruban métallique, et
la réalisation du treillis (10) par assemblage à froid des éléments d'armature (1 1 ).
2. Procédé de fabrication selon la revendication 1 , dans lequel la réalisation de chaque élément d'armature (1 1 ) comprend les étapes suivantes :
dérouler et tendre une longueur de fil ou de ruban métallique,
- découper ladite longueur de fil ou ruban métallique.
3. Procédé de fabrication selon la revendication 2, dans lequel la réalisation de chaque élément d'armature (1 1 ) comprend en outre une étape de pliage de la longueur de fil ou ruban métallique découpée selon au moins un pli orthogonal à la direction principale de la longueur de fil ou ruban métallique découpée.
4. Procédé de fabrication selon l'une des revendications 2 ou 3, dans lequel chaque élément d'armature (1 1 ) est réalisé à partir d'un enroulement de ruban métallique, et la réalisation de chaque élément d'armature comprend en outre une étape de pliage de la longueur de ruban métallique découpée selon un pli parallèle à la direction principale de ladite longueur pour conférer à celle-ci une section transversale en forme de L.
5. Procédé de fabrication selon l'une des revendications précédentes, comprenant l'assemblage à froid d'éléments d'armature (1 1 ) pour former une pluralité de modules structurels élémentaires (12), et l'assemblage à froid de modules structurels élémentaires (12) de manière à former le treillis (10).
6. Procédé de fabrication selon l'une des revendications précédentes, dans lequel l'assemblage à froid est mis en œuvre par agrafage, clinchage, attache magnétique ou soudure à froid par adhésion moléculaire.
7. Procédé de fabrication selon l'une des revendications précédentes, comprenant en outre la fixation sur le treillis (10) d'au moins une tuile fonctionnelle (20) parmi le groupe comprenant :
une tuile de réflecteur d'antenne comprenant une grille métallique adaptée pour réfléchir des ondes radiofréquences,
- une tuile de réflecteur optique comprenant une surface optique réfléchissante dans le domaine du visible,
une tuile de protection comprenant un cadre sur lequel est tendue une feuille d'isolation mono ou multicouche,
une tuile écran comprenant un surface dense avec ou sans traitement de surface émissif pour la protection contre des micro-météorites.
8. Procédé de fabrication selon la revendication 7, dans lequel la fixation d'une tuile (20) sur le treillis (10) est réversible et mise en œuvre par soudure à froid par adhésion moléculaire, attache magnétique, ou au moyen d'une pince, d'un adhésif double-face ou de bandes de velours-crochet.
9. Procédé de fabrication selon l'une des revendications précédentes, dans lequel le matériau du fil ou ruban métallique est de l'Invar, du titane, un alliage à base d'aluminium, ou un alliage à base de carbone.
10. Structure rigide (1 ) comprenant un treillis (10), caractérisée en ce qu'elle est obtenue par la mise en œuvre du procédé selon l'une des revendications précédentes.
1 1. Structure rigide (1 ) selon la revendication 10, ladite structure (1 ) étant un miroir optique, un réflecteur d'antenne, un écran de protection, un habitat spatial, ou une structure de liaison de satellites d'une constellation satellitaire.
12. Structure rigide (1 ) selon l'une des revendications 10 ou 1 1 , comprenant un treillis (10) et au moins une tuile fonctionnelle (20) fixée sur le treillis (10), dans laquelle chaque tuile fonctionnelle (20) comprend un dispositif de positionnement de la tuile et un dispositif de communication sans fil autonomes en énergie.
13. Machine (3) de fabrication d'une structure rigide (1 ) dans l'espace, comprenant : un dévidoir (30) d'un fil ou d'un ruban métallique,
un dispositif (31 ) adapté pour dérouler une portion de fil ou de ruban, un outil de découpe (32) du fil ou du ruban métallique, et
un équipement d'assemblage (34) comprenant au moins un bras articulé adapté pour assembler à froid deux éléments d'armature formés à partir de fil ou de ruban métallique, et
un organe de contrôle dimensionnel (36) de la structure en cours de fabrication,
la machine étant adaptée pour la mise en œuvre du procédé selon l'une des revendications 1 à 9.
14. Machine de fabrication (3) selon la revendication 13, comprenant en outre une interface de communication à distance (352) adaptée pour recevoir des instructions de commande depuis la terre.
15. Satellite, comprenant une machine de fabrication selon l'une des revendications 13 ou 14.
16. Procédé de commande depuis le sol d'une machine (3) de fabrication d'une structure dans l'espace, comprenant l'envoi à la machine d'une séquence d'instructions configurée pour la mise en œuvre du procédé selon l'une des revendications 1 à 9.
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