EP4081457A1 - Structure porteuse pour véhicule spatial et procédé de montage d'une structure porteuse pour véhicule spatial - Google Patents

Structure porteuse pour véhicule spatial et procédé de montage d'une structure porteuse pour véhicule spatial

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Publication number
EP4081457A1
EP4081457A1 EP20851224.4A EP20851224A EP4081457A1 EP 4081457 A1 EP4081457 A1 EP 4081457A1 EP 20851224 A EP20851224 A EP 20851224A EP 4081457 A1 EP4081457 A1 EP 4081457A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
side wall
branch
heat pipe
wall
fixed
Prior art date
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Pending
Application number
EP20851224.4A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Andrew Walker
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 EP4081457A1 publication Critical patent/EP4081457A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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    • 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
    • B64G1/46—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions
    • B64G1/50—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions for temperature control
    • B64G1/503—Radiator panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
    • 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
    • B64G1/46—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions
    • B64G1/50—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions for temperature control
    • B64G1/506—Heat pipes
    • 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
    • B64G1/66—Arrangements or adaptations of apparatus or instruments, not otherwise provided for
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
    • H01Q1/00—Details of, or arrangements associated with, antennas
    • H01Q1/27—Adaptation for use in or on movable bodies
    • H01Q1/28—Adaptation for use in or on aircraft, missiles, satellites, or balloons
    • H01Q1/288—Satellite antennas

Definitions

  • TITLE Supporting structure for a space vehicle and method of mounting a supporting structure for a space vehicle
  • the present invention lies in the field of space vehicles and in particular in the field of geostationary satellites.
  • Space vehicles contain electronic equipment that emits heat during operation. This heat is dissipated by radiators mounted on the north and south walls of space vehicles. Manufacturers of space vehicles are looking to improve the cooling of electronic equipment in order to guarantee a longer lifespan.
  • a first object of the present invention is to improve the thermal rejection of space vehicles.
  • a second object of the present invention is to improve the heat transfer between the North and South walls of space vehicles. Increasing this heat transfer also increases the overall thermal rejection of space vehicles.
  • space vehicles typically have an amplifier and a redundant amplifier connected to each communication antenna.
  • the redundant amplifier is used in the event of amplifier failure.
  • the amplifiers and redundant amplifiers are fixed on the walls equipped with radiators - that is to say - the North and South walls - in order to be able to evacuate the large quantity of heat dissipated by them- this.
  • a single redundant amplifier for the two main antennas is not used as this would require the installation of electrical cables and waveguides between the two walls. The installation of these cables and its waveguides would significantly increase the weight of the spacecraft and increase its price.
  • a third object of the present invention is to reduce the number of amplifiers mounted in space vehicles while ensuring the redundancy function allowing the replacement of an amplifier in the event of failure thereof.
  • a fourth object of the present invention is to increase the number of electronic equipment that can be fixed in space vehicles.
  • the present invention also relates to a new method of mounting a supporting structure for a space vehicle.
  • the assembly of space vehicles begins with a first step illustrated in Figure 8, during which heat pipes 52 are attached next to each other on the north wall 30, the south wall 32 and the west wall 24.
  • the west wall 24 is attached to the north wall 30 and to the south wall 32.
  • a thermal coupling heat pipe 92 is attached between the north wall 30 and the west wall 24.
  • Another thermal coupling heat pipe 93 is fixed between the west wall 24 and the south wall 32.
  • These coupling heat pipes 92, 93 are attached to the side edges 90 not provided with electronic equipment.
  • the coupling heat pipes 92, 93 have two branches perpendicular to each other. Each branch is about 200 millimeters long. No electronic equipment is attached to the thermal coupling heat pipes.
  • a fifth object of the present invention is to provide a faster method of mounting a supporting structure of a space vehicle.
  • a sixth object of the present invention is to provide an assembly method using a larger number of standard components.
  • a first object of the present invention is to improve the thermal rejection of space vehicles.
  • a second object of the present invention is to improve the heat transfer between the North wall and the South wall of space vehicles.
  • a third object of the present invention is to reduce the number of amplifiers mounted in space vehicles while ensuring the redundancy function allowing the replacement of an amplifier in the event of failure thereof.
  • a fourth object of the present invention is to increase the number of electronic equipment that can be fixed in the space vehicle.
  • a fifth object of the present invention is to provide a faster method of mounting a supporting structure of a space vehicle.
  • a sixth object of the present invention is to provide an assembly method using a larger number of standard components.
  • the present invention relates to a supporting structure for a space vehicle comprising a first side wall, a second side wall parallel and opposite to the first side wall, the first side wall (30) being a wall among a north wall and a south wall, the second side wall (32) being the other wall among a north wall and a south wall, a third side wall fixed at least to the first side wall and a fourth side wall parallel and opposite to the third side wall, the first side wall and the second side wall each being equipped with a radiator, characterized in that it further comprises:
  • At least one interior panel fixed between and perpendicular to the first side wall and to the second side wall; with the interior panel positioned equidistant from the third side wall and the fourth side wall, when the spacecraft containing the supporting structure is in orbit around the earth, the interior panel is positioned to contain a vector directed towards the earth, 1e inner panel has a main face and an opposite main face;
  • first L-shaped heat pipe having a first branch resting against the second side wall and a second branch (62) fixed to the interior panel, the second branch of the first heat pipe having in its rectilinear part a length greater than 80% the distance between the first side wall and the second side wall;
  • the thermal coupling devices which are fixed to each side of the interior panel are identical.
  • the result is a standardization of the manufacturing process and a reduction in the manufacturing cost.
  • this supporting structure makes it possible to mount high-power electronic components on the interior panel. This results in a saving of space making it possible to install a greater number of equipment.
  • the structure comprises at least a second L-shaped heat pipe having a first branch bearing against the first side wall and a second branch bearing against the inner panel, the second heat pipe being in heat exchange with the first heat pipe, said supporting structure further comprising electronic equipment arranged on and in direct thermal contact with said second heat pipe.
  • this space vehicle has better thermal coupling between the North wall and the South wall.
  • the second branch of the second heat pipe is in direct thermal contact with the second branch of the first heat pipe, the second branch of the second heat pipe being fixed against the second branch of the first heat pipe.
  • the second branch of the first heat pipe is fixed against the main face of the inner panel and in which the second branch of the second heat pipe is fixed against the opposite face of the inner panel.
  • the second side wall comprising a first zone and a second zone delimited by the interior panel, the first branch of the first heat pipe resting against the first zone of the second side wall, the second branch of the first heat pipe being fixed to the main face of the interior panel, said supporting structure further comprising a first additional heat pipe having a first branch resting against the second zone of the second side wall and a second branch fixed against the opposite main face of the interior panel.
  • the structure includes rectilinear heat transfer devices attached to said second side wall, the first heat pipe being secured against said heat transfer devices and being in direct thermal contact with said heat transfer devices.
  • the structure which includes rectilinear heat transfer devices attached to said first side wall, said at least one second heat pipe being attached to said heat transfer devices and being in direct thermal contact with said heat transfer devices.
  • the structure which comprises a first main antenna and a second main antenna
  • said electronic equipment comprises a first amplifier attached to the first side wall, and connected to the first main antenna, a second amplifier attached to the second side wall and connected to the second main antenna and a single redundant amplifier fixed against the interior panel and connected to the first main antenna and to the second main antenna.
  • the first branch of one of the first heat pipe and the second heat pipe has a length of between 0.5 meter and 1.5 meters and preferably between 0.7 meters and 1 meter.
  • the second branch of the first heat pipe has a length of between 2 meters and 2.7 meters and preferably between 2.4 meters and 2.7 meters.
  • the second branch of the second heat pipe has a length of between 1 meter and 1.5 meters, preferably between 1.2 meters and 1.4 meters.
  • the invention also relates to a method of mounting a supporting structure for a space vehicle from a first side wall, a second side wall, an interior panel having a main face and an opposite main face, at least a first heat pipe having a first branch and a second branch, the second branch of the first heat pipe having in its rectilinear part a length greater than 80% of the distance between the first side wall and the second side wall, the method comprising the steps consecutive following: a) fix said interior panel between and perpendicular to the first side wall and to the second side wall, the interior panel being positioned so as to contain a vector (V) directed towards the earth, when the space vehicle containing the supporting structure is in orbit around the earth, b) mount the first branch of said at least one first heat pipe resting against the second side wall and fix said second branch e from said at least one first heat pipe to the interior panel, c) securing electronic equipment against the first branch of said at least one first heat pipe, and fixing electronic equipment against at least part of the second branch of said at least one
  • the method further comprises a step of mounting the first branch of at least one second heat pipe resting against the first side wall and fixing the second branch of said at least one second heat pipe against, and in direct thermal contact with, a part of the second branch of the at least one first heat pipe; said fixing step being carried out between the mounting step b) and the fixing step c); equipment electronics being fixed on the first side wall against the first branch of the second heat pipe and, on the interior panel against the second branch of the second heat pipe during the fixing step c).
  • the interior panel comprises at least one through orifice and in which the method further comprises a step of establishing at least one electrical connection between at least one piece of electronic equipment attached to the main face of the interior panel and one piece of electronic equipment attached to the opposite main face of the interior panel; said electrical connection passing through said through orifice.
  • Electronic equipment is attached to the entire second branch of said at least one first heat pipe during attachment step c).
  • FIG. 1 is a schematic view of a spacecraft comprising a supporting structure according to the invention in geostationary orbit
  • FIG. 2 is a schematic perspective view of part of a space vehicle comprising a supporting structure according to a first embodiment of the invention
  • FIG. 3 is a schematic view of a cross section of the space vehicle comprising a supporting structure according to the first embodiment of the invention in which the electronic equipment has not been shown;
  • FIG. 4 is a schematic perspective view of part of a supporting structure for a spacecraft according to the first embodiment of the invention;
  • FIG. 5 is a schematic view of a cross section of a spacecraft comprising a supporting structure according to the first embodiment of the invention in which the amplifiers have been shown;
  • FIG. 6 is a schematic perspective view of part of a supporting structure for a spacecraft according to a second embodiment of the invention;
  • FIG. 7 is a schematic perspective view of part of a supporting structure for a spacecraft according to a third embodiment of the invention.
  • FIG. 8 is a schematic view of a first step of a prior art assembly process for a spacecraft
  • FIG. 9 is a schematic view of a second step of a prior art assembly process for a spacecraft
  • FIG. 10 is a schematic view of a third step of a method for mounting a space vehicle according to the state of the art
  • FIG. 11 is a schematic view of a fourth step of a method for mounting a space vehicle according to the state of the art
  • FIG. 12 is a diagram of the steps of the assembly method according to the present invention
  • FIG. 13 is a schematic view of a first step of a method for mounting a supporting structure for a space vehicle according to a first embodiment of the invention
  • FIG. 14 is a schematic view of a second step of a method for mounting a supporting structure for a space vehicle according to a first embodiment of the invention
  • FIG. 15 is a schematic view of a third step of a method for mounting a supporting structure for a space vehicle according to a first embodiment of the invention
  • FIG. 16 is a schematic view illustrating an assembly of electronic equipment in a space vehicle comprising a supporting structure according to the invention
  • FIG. 17 is a schematic view illustrating another assembly of electronic equipment in a space vehicle comprising a supporting structure according to the invention
  • FIG. 18 is a schematic view of an optional step of the method for mounting a supporting structure for a space vehicle according to the invention
  • FIG. 19 is a schematic view of a variant of the method for mounting a supporting structure for a space vehicle according to the invention.
  • FIG. 20 is a schematic sectional view of a space vehicle wall on which heat pipes without side edges have been mounted;
  • FIG. 21 is a schematic sectional view of a space vehicle wall according to the prior art, said section being made at the level of the fixing screws of an electronic component
  • a space vehicle 2 of the geostationary satellite type is able to rotate in an orbit 4 around the Earth 6, the Earth 6 itself rotating in an orbit 8 around the Sun 10.
  • the space vehicle 2 is in the form of a box 12 of parallelepiped shape delimiting an interior space 14 and an exterior space 16.
  • This box 12 always has the same wall directed towards the Earth, this wall being called the Earth wall 18.
  • the wall opposite and parallel to the Earth wall 18 is called an anti-Earth wall 20.
  • This box 12 has a North wall 30 or wall -Y, and a South wall 32 or wall + Y.
  • the North wall and the South wall are opposite, parallel to each other and parallel to the North-South axis of the Earth 6.
  • the North wall 30 and the South wall 32 have a rectangular shape.
  • This crate 12 also has an east wall 22 or wall -X, and a west wall 24 or wall + X.
  • the east wall 22 and the west wall 24 are opposite walls, parallel to each other and perpendicular to the direction of travel of the spacecraft 2.
  • first side wall is used to denote one wall from among the north wall and the south wall
  • second side wall is used to denote the wall.
  • third side wall and fourth side wall can refer to either of the East 22 and West 24 walls.
  • Solar panels 34 are attached to the North wall 30 and to the South wall 32.
  • a heater 36 is attached to and extends over the North wall 30.
  • Another heater 38 is attached to and extends over the South wall 32 Finally, a first main communication antenna 26 is fixed on the east wall 22 and a second main communication antenna 28 is fixed on the west wall 24.
  • the spacecraft has an interior panel 40 attached to the North wall 30, to the South wall 32, to the Earth wall 18 and to the anti-Earth wall 20. It extends perpendicularly to the North wall 30, to the South wall 32, to the Earth wall 18 and the Anti-Earth Wall 20. It runs the entire length of the crate from the Earth wall to the Anti-Earth wall.
  • the interior panel 40 is fixed between the North wall 30 and the South wall 32. Seen from the Earth 18 or anti-Earth 20 face, the North wall 30, the South wall 32 and the interior wall 40 have the shape of a " H ”.
  • the interior panel 40 is positioned equidistant from the east wall 22 and the west wall 24. In other words, the interior panel 40 is positioned so as to contain a vector V directed towards the earth, when the spacecraft containing the supporting structure is in orbit. around the earth.
  • the interior panel 40, the North wall 30, the South wall 32, the radiators 36, 38 form a supporting structure 41 intended to be mounted in the space vehicle 2.
  • the interior panel 40 has a main face 42 and an opposite main face 44.
  • the interior panel delimits two zones 46, 48 on the interior face of the North wall and two zones 46, 48 on the interior face of the South wall.
  • a first zone 46 is located on the side of the main face 42 of the interior panel.
  • a second zone 48 is located on the side of the opposite main face 44 of the interior panel.
  • the supporting structure 41 transports electronic equipment 50 not shown in Figures 1, 2 and 4 to 7. These electronic equipment are fixed on the two faces of the interior panel 40, on the interior face of the north wall 30 and on the interior face of the. south wall 32.
  • This electronic equipment includes, for example, radiofrequency equipment, amplifiers, measuring instruments, computing units and batteries.
  • the supporting structure 41 also carries rectilinear heat transfer devices 52 carried by the north wall 30, and rectilinear heat transfer devices 54 carried by the south wall 32.
  • the heat transfer devices 52, 54 make it possible to distribute the heat evacuated by electronic equipment 50 over the entire surface of the radiator 36 and radiator 38.
  • Each heat transfer device consists of a heat pipe (in English “Heat Pipes”).
  • the heat transfer devices 52 are attached to the main internal face of the North wall 30. They are in direct thermal contact with the North wall and the first radiator 36. They are ' extend in the transverse direction of the North wall 30.
  • the heat transfer devices 54 are attached to the main internal face of the South wall 32. They are in direct thermal contact with the South wall 32 and the radiator 38.
  • the rectilinear heat transfer devices 52, 54 are fixed using a thermally conductive and self-hardening paste.
  • the heat transfer devices 52, 54 rectilinear do not have bores intended to receive fixing screws.
  • the supporting structure 41 further comprises first "L" shaped thermal coupling devices 56. They have a first branch 60 and a second branch 62 perpendicular to the first branch 60.
  • Some first thermal coupling devices 56 are located on the side of the main face 42 of the interior panel. Their first branch 60 is fixed to a part of the heat transfer devices 54 arranged on the first zone 46 of the south wall. Their first branch 60 is in direct thermal contact with the heat transfer devices 54. Their second branch 62 is fixed to the main face 42 of the interior panel. Other first thermal coupling devices 56 ’are located on the opposite main face side 44 of the interior panel. Their first branch 60 is fixed to a part of the heat transfer devices 54 arranged on the second zone 48 of the south wall. Their second branch 62 is fixed to the opposite main face 44 of the interior panel.
  • the first branch 60 of the first devices 56 has a length greater than 80% of the distance between the interior panel 40 and the west wall 24.
  • the second branch 62 of the first devices 56 has in its rectilinear part a length of between 80% and 100% of the distance between the north wall and the south wall.
  • the length of the second branch of the first coupling devices is between 90% and 100%.
  • the first branch 60 has a length of between 1 meter and 1.5 meters and, preferably, a length of between 0.7 meters and 1 meter.
  • the first branch 60 has a length equal to 1.2 meters.
  • the second branch 62 has, for example, a length of between 2 meters and 2.7 meters and, preferably, a length of between 2.4 meters and 2.7 meters.
  • the second branch 62 has a length equal to 2.5 meters.
  • the first thermal coupling devices 56, 56 'located on either side of the interior panel 40 are identical.
  • the supporting structure 41 further comprises second "L" shaped thermal coupling devices 58.
  • the second devices 58 also have a first branch 64 and a second branch 66 perpendicular to the first branch 64.
  • Their second branch 66 has a length equal to half the distance between the north wall 30 and the south wall 32.
  • Some second thermal coupling devices 58 are located on the side of the main face 42 of the interior panel. Their first branch 64 is fixed to a part of the heat transfer devices 52 arranged on the first zone 46 of the north wall. Their first branch 64 is in direct thermal contact with the heat transfer devices 52. Their second branch 66 is fixed to the second branch 62 of the first devices 56. Their second branch 66 is in direct thermal contact with the second branch 62 of the first devices. . Further second thermal coupling devices 58 ’are located on the opposite main face side 44 of the interior panel. Their first branch 64 is fixed to a part of the heat transfer devices 52 placed on the second zone 48 of the north wall. Their second branch 66 is attached to, and is in direct thermal contact with, the second branch 62 of the first thermal coupling devices.
  • the second thermal coupling devices 58, 58 ’located on either side of the interior panel 40 are identical.
  • the thermal coupling devices 56, 56 ’, 58, 58’ are also fixed using the thermally conductive and self-hardening paste.
  • the thermal coupling devices 56, 56 ’, 58, 58’ do not have holes intended to receive fixing screws.
  • the first 56, 56 ’and second 58, 58’ thermal coupling devices thermally connect the electronic equipment 50 attached to the interior panel 40 to the radiator 36 and / or to the radiator 38.
  • the electronic equipment 50 comprises a first amplifier 68 attached to the north wall and a second amplifier 70 attached to the south wall.
  • the first amplifier 68 is electrically connected to the first main antenna 26 so as to be able to amplify the signals before their transmission.
  • the second amplifier 70 is electrically connected to the second main antenna 28.
  • the supporting structure 41 for a space vehicle 2 according to the invention comprises a single redundant amplifier 72 fixed to the interior panel 40.
  • the redundant amplifier 72 is electrically connected to the first main antenna 26 and the second main antenna 28.
  • the supporting structure 41 has a large thermal coupling between the north wall 30 and the south wall 32.
  • the supporting structure 41 comprises first and second thermal coupling devices arranged side by side to cover the whole of the North wall 30 and the South wall 32.
  • first and second thermal coupling devices arranged side by side to cover the whole of the North wall 30 and the South wall 32.
  • only two types of bent heat pipes are mounted on the supporting structure of the satellite. The result is a standardization of the satellite heat pipes.
  • the rectilinear heat transfer devices 52, 54 and the thermal coupling devices 56, 58 are components having standard dimensions. As a result, there is no longer a need to order custom heat pipes and manage a stock of capillary heat pipes.
  • the location of the interior panel allows electronic components 50 to be attached to each side of the interior panel 40.
  • a greater number of electronic components can be mounted on the supporting structure of the sattelite.
  • these electronic components can be easily and quickly attached.
  • the supporting structure 41 includes first and second thermal coupling devices disposed side by side to cover selected parts of the north wall 30 and the south wall 32 to increase heat transfer for those wall parts.
  • first and second thermal coupling devices disposed side by side to cover selected parts of the north wall 30 and the south wall 32 to increase heat transfer for those wall parts.
  • Such a variant can, for example, be used when electronic equipment which dissipates a lot of heat is mounted on these wall parts or on the corresponding part of the interior panel.
  • the supporting structure 41 comprises a single heat transfer device 52 fixed on the north wall and a single heat transfer device 54 fixed on the south wall.
  • the rectilinear heat transfer devices are integrated into the north wall and the south wall.
  • the thermal coupling devices are fixed to the North wall and to the South wall.
  • the supporting structure 41 for a space vehicle according to a second embodiment is identical to the supporting structure according to the first embodiment except for the fact that it does not include second coupling devices 58 and that a first coupling device on two is oriented in the opposite direction.
  • the supporting structure for a space vehicle according to the second embodiment has not been shown in full and will not be described in full. Only the thermal transfer devices 52, 54 and the thermal coupling devices of the supporting structure according to this second embodiment will be described.
  • the supporting structure 41 according to the second embodiment comprises:
  • first thermal coupling device 56 having a first branch 60 fixed, and in direct thermal contact with, a part of the rectilinear thermal transfer device 52 located on the first zone 46 of the north wall, and a second branch fixed to the main face 42 of the interior panel (not shown);
  • first thermal coupling device 56 having a first branch 60 fixed, and in direct thermal contact with, another part of the rectilinear thermal transfer device 52 located on the second zone 48 of the north wall, and a second branch 62 fixed to the opposite main face 44 of the inner panel (not shown in Figure 6);
  • first thermal coupling device 56 having a first branch 60 fixed, and in direct thermal contact with, a part of the rectilinear thermal transfer device 54 located on the first zone 46 of the south wall 32, and a second branch fixed to the main face 42 of the inner panel (not shown in Figure 6);
  • first thermal coupling device 56 ' having a first branch 60 fixed, and in direct thermal contact with, another part of the rectilinear thermal transfer device 54 located on the second zone 48 of the south wall, and a second branch 62 fixed to the opposite main face 44 of the interior panel (not shown in Figure 6).
  • the supporting structure for a space vehicle comprises several assemblies as illustrated in FIG. 6. These assemblies are arranged one beside the other.
  • the space vehicle comprising a supporting structure according to this second embodiment is lighter than the space vehicle according to the first embodiment.
  • the supporting structure 41 for a space vehicle comprises assemblies as illustrated in FIG. 4 on transverse portions of the supporting structure (namely on transverse portions of the North wall, of the interior panel and of the South wall) and of assemblies such illustrated in FIG. 6 on other transverse portions of the supporting structure.
  • the supporting structure for a space vehicle according to a third embodiment is identical to the supporting structure for a space vehicle according to the second embodiment except for the fact that it comprises intermediate spaces on which there is no device. thermal coupling.
  • the supporting structure for a space vehicle according to the third embodiment has not been shown in full and will not be described in full. Only the heat transfer devices 52, 54 and the thermal coupling devices of the supporting structure for a space vehicle according to this third embodiment will be described.
  • the supporting structure 41 according to the third embodiment comprises:
  • first thermal coupling device 56 having a first branch 60 fixed, and in direct thermal contact with, a part of the rectilinear thermal transfer device 52 located on the second zone 48 of the north wall, and a second branch fixed to the main face 42 of the interior panel (not shown in FIG. 7);
  • first thermal coupling device 56 having a first branch 60 fixed, and in direct thermal contact with, a part of the rectilinear thermal transfer device 54 located on the first zone 46 of the south wall, and a second branch fixed to the face opposite main 44 of the inner panel (not shown in Figure 7).
  • the supporting structure 41 comprises both assemblies such as illustrated in Figure 4, assemblies such as illustrated in Figure 6 and assemblies such as illustrated in Figure 7.
  • the present invention also relates to a method of mounting a supporting structure for a space vehicle in accordance with the description above. Referring to Figure 12, the mounting method according to the invention begins with a step 100 illustrated in Figure 13, during which heat transfer devices 52,
  • an interior panel 40 is attached to the North wall 30 and to the South wall 32.
  • the interior panel 40 is attached between the North wall 30 and the South wall 32 and perpendicular to them. this.
  • the North Wall 30, the South Wall 32, and the Interior Wall 40 are shaped like an "H".
  • the first thermal coupling devices 56, 56 ' are fixed to the interior panel 40 and to the North wall 30.
  • the first branch 60 of the first devices 56, 56' is mounted to bear against the North wall 30.
  • the first branch 60 of certain first devices 56 is attached to, and in direct thermal contact with, a part of the heat transfer devices 52 located on a first zone 46 of the north wall 30.
  • the second branch 62 of the first thermal coupling devices is attached to the main face 42 of the interior panel 40.
  • the first branch 60 of other first devices 56 ' is fixed to, and in direct thermal contact with, a part of the heat transfer devices 52 located on a second zone 48 of the north wall 30.
  • the second branch 62 of the first coupling devices thermal is attached to the opposite main face 44 of the interior panel 40.
  • second thermal coupling devices 58, 58 ' are fixed to the south wall 32 and to a part of the first thermal coupling devices 56, 56'.
  • the first branch 64 of the second devices 58, 58 ′ is mounted to bear against the south wall 32.
  • the first branch 64 of certain second thermal coupling devices 58 is attached to, and is in direct thermal contact with, a portion of the heat transfer devices 54 located on a first area 46 of the south wall 32.
  • the second branch 66 of the second devices 58 is attached to, and is in direct thermal contact with, a portion of the first thermal coupling devices 56.
  • the first branch 64 of other second devices 58 ' is attached to a portion of the heat transfer devices 54 located on a second area 48 of the south wall 32.
  • the second branch 66 of the second devices 58 is fixed to a part of the first thermal coupling devices 56 '.
  • electronic equipment 50 are fixed to the north wall 30, to the interior panel 40 and to the south wall 32.
  • electronic equipment 50 is fixed against the first branches 60 of the first thermal coupling devices, against the second branch 66 of the second thermal coupling devices and against a part of the second branch 62 of the first thermal coupling devices.
  • a larger number of electronic equipment 50 can be attached to the supporting structure according to the invention.
  • the electronic equipment is attached to the thermal coupling devices 56, 58, there is no "wasted" space intended only for the thermal coupling devices 92, 93, as in the supporting structures of the space vehicles of the state of the art.
  • This wasted space includes the side edges 90 illustrated in Figure 9.
  • the electronic equipment 50 are connected by electrical connections 91, 94. During this step, all of the electrical connections 91, 94 are made. Thus, the electronic equipment 50 attached to the same wall or to the same interior panel are connected by electrical connections 91. The electronic equipment 50 attached to different walls are electrically connected and the electronic equipment 50 attached to the interior panel 40 are electrically connected. electronic equipment attached to the North wall and / or the South wall, by electrical connections 94.
  • the H-shaped supporting structure of the space vehicle facilitates accessibility to the wall and to the interior panel and allows a large number of electronic equipment 50 to be mounted very quickly and to be connected by electrical connections.
  • the assembly method can optionally include a step 112 illustrated in FIG. 18.
  • an electrical connection 95 is made between an electronic device 50 fixed on the main face 42 of the interior panel and an electronic device 50 fixed on. the opposite main face 44 of the interior panel.
  • This electrical connection 95 passes through a through hole 98 pre-existing in the interior panel 40.
  • the third side wall 22 and the fourth side wall 24 are attached to the first side wall 30 and the second side wall 32 so that the interior panel 40 is positioned equidistant from the third side wall 30 and the second side wall. fourth side wall 40.
  • the mounting method does not include a step 106.
  • the electronic equipment items 50 are attached directly to the entire surface of the first coupling devices 56, 56 ′ as well as on heat transfer devices 54.
  • the transfer devices 52, 54 are integrated into the panels of the North and South walls and the first coupling devices 56 are attached directly to the North and South walls.
  • all or part of the heat pipes used to produce the supporting structure are heat pipes without side edges. These heat pipes are described in the patent application published under the number FR 3,089,957. Such heat pipes are illustrated in FIG. 20. These heat pipes are different from conventional heat pipes. In particular, they do not have wide side edges. A typical heat pipe is shown in Figure 21.
  • a conventional heat pipe is mounted on a wall of a satellite, it is necessary to know before step 104 the exact position of each electronic equipment item while the fixing of the electronic equipment is only implemented at the step 106. Indeed, the exact position of each electronic equipment item must be known in order to make holes 214 in the lateral edges of the heat pipe and in the interior panel 40 to allow the electronic equipment 200 to be fixed by screws 212.
  • step 104 it is possible to define before step 104 or even before step 100 standard positions for the heat pipes in the structure. This makes it possible to define equipment installation zones with a maximum thermal rejection capacity defined in advance.
  • the supporting structure illustrated in FIG. 2 comprises three zones of seven heat pipes each. The number of heat pipes actually installed can be adjusted just before step 104.
  • the total rejection capacity is defined by the height of the North and South walls and by the height of the interior panel 40. It is therefore possible to manufacture in advance structures of determined height equipped with heat and ready for the integration of electronic equipment. 50, in step 106 which reduces the time between the design and the manufacture of the satellite.

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Abstract

L'invention concerne un structure porteuse (41) pour véhicule spatial comportant un premier mur latéral (30), un deuxième mur latéral (32) parallèle et opposé au premier mur latéral, un troisième mur latéral (22) fixé au moins au premier mur latéral (30) et un quatrième mur latéral (24) parallèle et opposé au troisième mur latéral, au moins un panneau intérieur (40) fixé entre et perpendiculairement au premier mur latéral (30) et au deuxième mur latéral (32); au moins un premier dispositif de couplage thermique (56) en appui contre le deuxième mur latéral et fixée au panneau intérieur, des équipements électroniques agencés sur et en contact thermique directe avec au moins une partie dudit premier dispositif de couplage thermique.

Description

DESCRIPTION
TITRE : Structure porteuse pour véhicule spatial et procédé de montage d’une structure porteuse pour véhicule spatial
Domaine technique de l’invention
La présente invention se situe dans le domaine des véhicules spatiaux et notamment dans le domaine des satellites géostationnaires.
Etat de la technique antérieure
Les véhicules spatiaux contiennent des équipements électroniques qui rejettent de la chaleur au cours de leur fonctionnement. Cette chaleur est dissipée par des radiateurs montés sur les murs Nord et Sud des véhicules spatiaux. Les fabricants de véhicules spatiaux cherchent à améliorer le refroidissement des équipements électroniques afin de garantir une plus longue durée de vie à ceux-ci.
Les documents EP 3 003 862, US 5,735,489 et US 6,478,258 décrivent des satellites équipés de dispositif de transfert de chaleur.
Un premier but de la présente invention est d’améliorer la réjection thermique des véhicules spatiaux.
Par ailleurs, en raison du mouvement de révolution de la terre autour du soleil, les différentes faces des véhicules spatiaux géostationnaires ne reçoivent pas la même quantité de rayonnement solaire au cours des saisons. Il en résulte des différences significatives de températures entre les murs Nord 30 et Sud 32 des véhicules ainsi que des variations cycliques de ces températures au cours des saisons, comme visible sur la figure 1. Ces écarts de température entre les murs Nord 30 et Sud 32 ainsi que les fluctuations de température au cours des saisons, sont contraignantes pour les véhicules spatiaux et pour leur charge utile.
Un deuxième but de la présente invention est d’améliorer le transfert thermique entre les murs Nord et Sud des véhicules spatiaux. L’augmentation de ce transfert thermique permet également d’augmenter la rejection thermique globale des véhicules spatiaux.
Généralement, les véhicules spatiaux comportent un amplificateur et un amplificateur redondant connectés à chaque antenne de communication. L’amplificateur redondant est utilisé en cas de panne de l’amplificateur. Comme les amplificateurs dégagent beaucoup de chaleur, les amplificateurs et les amplificateurs redondants sont fixés sur les murs équipés de radiateurs - c’est-à-dire - les murs Nord et Sud - afin de pouvoir évacuer la grande quantité de chaleur dissipée par ceux-ci. Un unique amplificateur redondant pour les deux antennes principales n’est pas utilisé car celui-ci nécessiterait d’installer des câbles électriques et des guides d’onde entre les deux murs. L’installation de ces câbles et de ses guides d’onde alourdirait considérablement le poids du véhicule spatial et augmenterait son prix.
Un troisième but de la présente invention est de diminuer le nombre d’amplificateurs montés dans les véhicules spatiaux tout en assurant la fonction de redondance permettant le remplacement d’un amplificateur en cas de panne de celui-ci.
Un quatrième but de la présente invention est d’augmenter le nombre d’équipements électroniques pouvant être fixés dans les véhicules spatiaux.
La présente invention concerne également un nouveau procédé de montage d’une structure porteuse pour un véhicule spatial. Généralement, le montage des véhicules spatiaux débute par une première étape illustrée sur la figure 8, au cours de laquelle des caloducs 52 sont fixés les uns à côté des autres sur le mur Nord 30, le mur Sud 32 et le mur Ouest 24.
Ensuite, au cours d’une deuxième étape illustrée sur la figure 9, des équipements électroniques 50 sont fixés sur l’ensemble de la surface du mur Nord et du mur Sud à l’exception d’un bord latéral 90 sur lequel aucun équipement n’est monté. Des équipements électroniques 50 sont également fixés sur l’ensemble de la surface du mur Ouest à l’exception de deux bords latéraux 90 sur lesquels aucun équipement n’est monté. Les équipements électroniques 50 de chaque mur sont ensuite reliés entre eux par des liaisons électriques 91. Au cours de cette étape, aucune liaison électrique entre des équipements électroniques montés sur des murs différents n’est réalisée.
Au cours d’une troisième étape illustrée sur la figure 10, le mur Ouest 24 est fixé au mur Nord 30 et au mur Sud 32. Un caloduc de couplage thermique 92 est fixé entre le mur Nord 30 et le mur Ouest 24. Un autre caloduc de couplage thermique 93 est fixé entre le mur Ouest 24 et le mur Sud 32. Ces caloducs de couplage 92, 93 sont fixés sur les bords latéraux 90 non pourvu d’équipements électroniques. Les caloducs de couplage 92, 93 comprennent deux branches perpendiculaires l’une à l’autre. Chaque branche présente une longueur d’environ 200 millimètres. Aucun équipement électronique n’est fixé sur les caloducs de couplage thermique.
Au cours d’une quatrième étape illustrée sur la figure 11 , les liaisons électriques 94 entre les équipements électroniques fixés sur des murs différents, sont établies. Puis, le montage électrique est testé. Au cours de ce test, l’opérateur vérifie que les liaisons électriques 91 , 94 entre l’ensemble des équipements électroniques fixés sur les trois murs 24, 30,32 fonctionnent.
Un cinquième but de la présente invention est de proposer un procédé de montage plus rapide d’une structure porteuse de véhicule spatial.
Un sixième but de la présente invention est de proposer un procédé de montage utilisant un plus grand nombre de composants standards.
Présentation de l’invention Un premier but de la présente invention est d’améliorer la réjection thermique des véhicules spatiaux.
Un deuxième but de la présente invention est d’améliorer le transfert thermique entre le mur Nord et le mur Sud des véhicules spatiaux.
Un troisième but de la présente invention est de diminuer le nombre d’amplificateurs montés dans les véhicules spatiaux tout en assurant la fonction de redondance permettant le remplacement d’un amplificateur en cas de panne de celui-ci.
Un quatrième but de la présente invention est d’augmenter le nombre d’équipements électroniques pouvant être fixés dans le véhicule spatial.
Un cinquième but de la présente invention est de proposer un procédé de montage plus rapide d’une structure porteuse de véhicule spatial.
Un sixième but de la présente invention est de proposer un procédé de montage utilisant un plus grand nombre de composants standards.
Résumé de l’invention
La présente invention a pour objet une structure porteuse pour véhicule spatial comportant un premier mur latéral, un deuxième mur latéral parallèle et opposé au premier mur latéral, le premier mur latéral (30) étant un mur parmi un mur Nord et un mur Sud, le deuxième mur latéral (32) étant l’autre mur parmi un mur Nord et un mur Sud, un troisième mur latéral fixé au moins au premier mur latéral et un quatrième mur latéral parallèle et opposé au troisième mur latéral, le premier mur latéral et le deuxième mur latéral étant chacun équipé d’un radiateur, caractérisé en ce qu’il comporte en outre :
-au moins un panneau intérieur fixé entre et perpendiculairement au premier mur latéral et au deuxième mur latéral; le panneau intérieur étant positionné à équidistance du troisième mur latéral et du quatrième mur latéral, lorsque le véhicule spatial contenant la structure porteuse est en orbite autour de la terre, le panneau intérieur est positionné de manière à contenir un vecteur dirigé vers la terre ,1e panneau intérieur présente une face principale et une face principale opposée;
-au moins un premier caloduc en forme de L ayant une première branche en appui contre le deuxième mur latéral et une deuxième branche (62) fixée au panneau intérieur, la deuxième branche du premier caloduc présentant dans sa partie rectiligne une longueur supérieure à 80% de la distance entre le premier mur latéral et le deuxième mur latéral ;
-des équipements électroniques agencés sur et en contact thermique directe avec au moins une partie dudit premier caloduc.
Avantageusement, comme le panneau intérieur est à équidistance du troisième mur latéral et du quatrième mur latéral, les dispositifs de couplage thermique qui sont fixés de chaque côté du panneau intérieur sont identiques. Il en résulte une standardisation du procédé de fabrication et une réduction du coût de fabrication. Avantageusement, cette structure porteuse permet de monter des composants électroniques de forte puissance sur le panneau intérieur. Il en résulte un gain de place permettant d’installer un plus grand nombre d’équipements.
Les caractéristiques exposées dans les paragraphes suivants peuvent, optionnellement, être mises en œuvre. Elles peuvent être mises en œuvre indépendamment les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- La structure comporte au moins un deuxième caloduc en forme de L ayant une première branche en appui contre le premier mur latéral et une deuxième branche en appui contre le panneau intérieur, le deuxième caloduc étant en échange thermique avec le premier caloduc, ladite structure porteuse comportant en outre des équipements électroniques agencés sur et en contact thermique directe avec ledit deuxième caloduc.
Avantageusement, ce véhicule spatial présente un meilleur couplage thermique entre le mur Nord et le mur Sud.
- La deuxième branche du deuxième caloduc est en contact thermique direct avec la deuxième branche du premier caloduc, la deuxième branche du deuxième caloduc étant fixée contre la deuxième branche du premier caloduc.
- La deuxième branche du premier caloduc est fixée contre la face principale du panneau intérieur et dans lequel la deuxième branche du deuxième caloduc est fixée contre la face opposée du panneau intérieur.
- Le deuxième mur latéral comprenant une première zone et une deuxième zone délimitées par le panneau intérieur, la première branche du premier caloduc étant en appui contre la première zone du deuxième mur latéral, la deuxième branche du premier caloduc étant fixée à la face principale du panneau intérieur, ladite structure porteuse comportant en outre un premier caloduc supplémentaire ayant une première branche en appui contre la deuxième zone du deuxième mur latéral et une deuxième branche fixée contre la face principale opposée du panneau intérieur.
La structure comprend des dispositifs de transfert thermique rectilignes fixés audit deuxième mur latéral, le premier caloduc étant fixé contre lesdits dispositifs de transfert thermique et étant en contact thermique direct avec lesdits dispositifs de transfert thermique.
La structure qui comprend des dispositifs de transfert thermique rectilignes fixés audit premier mur latéral, ledit au moins un deuxième caloduc étant fixé auxdits dispositifs de transfert thermique et étant en contact thermique direct avec lesdits dispositifs de transfert thermique.
La structure qui comprend une première antenne principale et une deuxième antenne principale, lesdits équipements électroniques comprennent un premier amplificateur fixé au premier mur latéral, et connectée à la première antenne principale, un deuxième amplificateur fixé au deuxième mur latéral et connectée à la deuxième antenne principale et un unique amplificateur redondant fixé contre le panneau intérieur et connecté à la première antenne principale et à la deuxième antenne principale.
-La première branche de l’un parmi le premier caloduc et le deuxième caloduc, présente une longueur comprise entre 0.5 mètre et 1 ,5 mètre et, de préférence entre 0.7 mètre et 1 mètre.
- La deuxième branche du premier caloduc présente une longueur comprise entre 2 mètres et 2,7 mètres et, de préférence entre 2.4 mètres et 2.7 mètres.
- La deuxième branche du deuxième caloduc, présente une longueur comprise entre 1 mètre et 1 ,5 mètre, de préférence entre 1.2 mètre et 1 ,4 mètre.
L’invention concerne également un procédé de montage d’une structure porteuse pour véhicule spatial à partir d’un premier mur latéral, d’un deuxième mur latéral, d’un panneau intérieur ayant une face principale et une face principale opposée, d’au moins un premier caloduc ayant une première branche et une deuxième branche, la deuxième branche du premier caloduc présentant dans sa partie rectiligne une longueur supérieure à 80% de la distance entre le premier mur latéral et le deuxième mur latéral, le procédé comportant les étapes consécutives suivantes : a) fixer ledit panneau intérieur entre et perpendiculairement au premier mur latéral et au deuxième mur latéral, le panneau intérieur étant positionné de manière à contenir un vecteur (V) dirigé vers la terre, lorsque le véhicule spatial contenant la structure porteuse est en orbite autour de la terre, b) monter la première branche dudit au moins un premier caloduc en appui contre le deuxième mur latéral et fixer ladite deuxième branche dudit au moins un premier caloduc au panneau intérieur, c) fixer des équipements électroniques contre la première branche dudit au moins un premier caloduc, et fixer des équipements électroniques contre au moins une partie de la deuxième branche dudit au moins un premier caloduc, et e) relier les équipements électroniques par des liaison électriques, au moins un équipement électronique fixé sur la panneau intérieur étant relié électriquement à un équipement électronique fixé sur le premier mur latéral, f) tester les liaisons électriques entre les équipements électroniques.
Les caractéristiques exposées dans les paragraphes suivants peuvent, optionnellement, être mises en œuvre. Elles peuvent être mises en œuvre indépendamment les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
Le procédé comprend en outre une étape de montage de la premier branche d’au moins un deuxième caloduc en appui contre le premier mur latéral et de fixation de la deuxième branche dudit au moins un deuxième caloduc contre, et en contact thermique direct avec, une partie de la deuxième branche du au moins un premier caloduc ; ladite étape de fixation étant mise en œuvre entre l’étape de montage b) et l’étape de fixation c) ; des équipement électroniques étant fixés sur le premier mur latéral contre la première branche du deuxième caloduc et, sur le panneau intérieur contre la deuxième branche du deuxième caloduc au cours de l’étape de fixation c).
Le panneau intérieur comporte au moins un orifice traversant et dans lequel le procédé comporte en outre une étape d’établissement d’au moins une liaison électrique entre au moins un équipement électronique fixé sur la face principale du panneau intérieur et un équipement électronique fixé sur la face principale opposé du panneau intérieur ; ladite liaison électrique passant au travers dudit orifice traversant.
Les équipements électroniques sont fixés sur l’ensemble de la deuxième branche dudit au moins un premier caloduc au cours de l’étape de fixation c).
Brève description des figures
[Fig. 1] est une vue schématique d’un véhicule spatial comportant une structure porteuse selon l’invention en orbite géostationnaire ; [Fig. 2] est une vue schématique en perspective d’une partie d’un véhicule spatial comportant une structure porteuse selon un premier mode de réalisation de l’invention ;
[Fig. 3] est une vue schématique d’une coupe transversale du véhicule spatial comportant une structure porteuse selon le premier mode de réalisation de l’invention dans laquelle les équipements électroniques n’ont pas été représentés ; [Fig. 4] est une vue schématique en perspective d’une partie d’une structure porteuse pour véhicule spatial selon le premier mode de réalisation de l’invention ;
[Fig. 5] est une vue schématique d’une coupe transversale d’un véhicule spatial comportant une structure porteuse selon le premier mode de réalisation de l’invention dans laquelle les amplificateurs ont été représenté ; [Fig. 6] est une vue schématique en perspective d’une partie d’une structure porteuse pour véhicule spatial selon un deuxième mode de réalisation de l’invention ;
[Fig. 7] est une vue schématique en perspective d’une partie d’une structure porteuse pour véhicule spatial selon un troisième mode de réalisation de l’invention ;
[Fig. 8] est une vue schématique d’une première étape d’un procédé de montage d’un véhicule spatial selon l’état de la technique ;
[Fig. 9] est une vue schématique d’une deuxième étape d’un procédé de montage d’un véhicule spatial selon l’état de la technique ;
[Fig. 10] est une vue schématique d’une troisième étape d’un procédé de montage d’un véhicule spatial selon l’état de la technique ; [Fig. 11] est une vue schématique d’une quatrième étape d’un procédé de montage d’un véhicule spatial selon l’état de la technique ; [Fig. 12] est un digramme des étapes du procédé de montage selon la présente invention ; [Fig. 13] est une vue schématique d’une première étape d’un procédé de montage d’une structure porteuse pour véhicule spatial selon un premier mode de réalisation de l’invention ; [Fig. 14] est une vue schématique d’une deuxième étape d’un procédé de montage d’une structure porteuse pour véhicule spatial selon un premier mode de réalisation de l’invention ; [Fig. 15] est une vue schématique d’une troisième étape d’un procédé de montage d’une structure porteuse pour véhicule spatial selon un premier mode de réalisation de l’invention ; [Fig. 16] est une vue schématique illustrant un montage des équipements électroniques dans un véhicule spatial comportant une structure porteuse selon l’invention ; [Fig. 17] est une vue schématique illustrant un autre montage des équipements électroniques dans un véhicule spatial comportant une structure porteuse selon l’invention ; [Fig. 18] est une vue schématique d’une étape optionnelle du procédé de montage d’une structure porteuse pour véhicule spatial selon l’invention ;
[Fig. 19] est une vue schématique d’une variante du procédé de montage d’une structure porteuse pour véhicule spatial selon l’invention ;
[Fig. 20] est une vue schématique en coupe d’un mur de véhicule spatial sur lequel des caloducs sans bords latéraux ont été montés ;
[Fig. 21] est une vue schématique en coupe d’un mur de véhicule spatial selon l’état de la technique, ladite coupe étant réalisée au niveau des vis de fixation d’un composant électronique
Description détaillée de l’invention
En référence à la figure 1 , un véhicule spatial 2 du type satellite géostationnaire est propre à tourner sur une orbite 4 autour de la Terre 6, la Terre 6 tournant elle-même sur une orbite 8 autour du Soleil 10.
Le véhicule spatial 2 se présente sous la forme d'une caisse 12 de forme parallélépipédique délimitant un espace intérieur 14 et un espace extérieur 16. Cette caisse 12 présente toujours le même mur dirigé vers la Terre, ce mur étant appelé le mur Terre 18. Le mur opposé et parallèle au mur Terre 18 est quant à lui appelé mur anti-Terre 20. Cette caisse 12 comporte un mur Nord 30 ou mur -Y, et un mur Sud 32 ou mur +Y. Le mur Nord et le mur Sud sont opposés, parallèles entre eux et parallèles à l'axe Nord-Sud de la Terre 6. Le mur Nord 30 et le mur Sud 32 présentent une forme rectangulaire.
Cette caisse 12 comporte également un mur Est 22 ou mur -X, et un mur Ouest 24 ou mur +X. Le mur Est 22 et le mur Ouest 24 sont des murs opposés, parallèles entre eux et perpendiculaires à la direction de déplacement du véhicule spatial 2. Par convention, dans le jeu de revendications de la présente demande de brevet, le terme « premier mur latéral» est employé pour désigner un mur parmi le mur Nord et le mur Sud et le terme « deuxième mur latéral » est employé pour désigner l’autre mur parmi le mur Nord et le mur Sud. De la même façon, les termes « troisième mur latéral » et « quatrième mur latéral » peuvent désigner l’un ou l’autre des murs Est 22 et Ouest 24.
Des panneaux solaires 34 sont fixés sur le mur Nord 30 et sur le mur Sud 32. Un radiateur 36 est fixé à et s’étend sur le mur Nord 30. Un autre radiateur 38 est fixé à et s’étend sur le mur Sud 32. Enfin, une première antenne principale de communication 26 est fixée sur le mur Est 22 et une deuxième antenne principale de communication 28 est fixée sur le mur Ouest 24.
Le véhicule spatial comporte un panneau intérieur 40 fixé au mur Nord 30, au mur Sud 32, au mur Terre 18 et au mur anti-Terre 20. Il s’étend perpendiculairement au mur Nord 30, au mur Sud 32, au mur Terre 18 et au mur anti-Terre 20. Il s’étend sur toute la longueur de la caisse du mur Terre au mur anti-Terre. Le panneau intérieur 40 est fixé entre le mur Nord 30 et le mur Sud 32. Vue de la face Terre 18 ou anti-Terre 20, le mur Nord 30, le mur Sud 32 et le mur intérieur 40 présente la forme d’un « H ». Le panneau intérieur 40 est positionné à équidistance du mur Est 22 et du mur Ouest 24. Autrement dit, le panneau intérieur 40 est positionné de manière à contenir un vecteur V dirigé vers la terre, lorsque le véhicule spatial contenant la structure porteuse est en orbite autour de la terre.
Le panneau intérieur 40, le mur Nord 30, le mur Sud 32, les radiateurs 36,38 forment une structure porteuse 41 destinée à être montée dans le véhicule spatial 2.
Le panneau intérieur 40 présente une face principale 42 et une face principale opposée 44. Le panneau intérieur délimite deux zones 46, 48 sur la face intérieure du mur Nord et deux zones 46, 48 sur la face intérieure du mur Sud. Une première zone 46 est située du côté de la face principale 42 du panneau intérieur. Une deuxième zone 48 est située du côté de la face principale opposée 44 du panneau intérieur.
La structure porteuse 41 transporte des équipements électroniques 50 non représentés sur les figures 1 , 2 et 4 à 7. Ces équipements électroniques sont fixés sur les deux faces du panneau intérieur 40, sur la face intérieure du mur Nord 30 et sur la face intérieure du mur Sud 32. Ces équipements électroniques comprennent, par exemple, des équipements radiofréquences, des amplificateurs, des instruments de mesure, des unités de calcul et des batteries.
La structure porteuse 41 transporte également des dispositifs de transfert thermique 52 rectilignes portés par le mur Nord 30, et des dispositifs de transfert thermique 54 rectilignes portés par le mur Sud 32. Les dispositifs de transfert thermique 52, 54 permettent de répartir la chaleur évacuée par les équipements électroniques 50 sur l’ensemble de la surface du radiateur 36 et du radiateur 38. Chaque dispositif de transfert thermique est constitué d’un caloduc (en l’anglais « Heat Pipes »).
Dans le mode de réalisation représenté sur les figures 2 à 4, les dispositifs de transfert thermique 52 sont fixés sur la face principale interne du mur Nord 30. Ils sont en contact thermique direct avec le mur Nord et le premier radiateur 36. Ils s’étendent selon la direction transversale du mur Nord 30. De la même façon, les dispositifs de transfert thermique 54 sont fixés sur la face principale interne du mur Sud 32. Ils sont en contact thermique direct avec le mur Sud 32 et le radiateur 38.
Avantageusement, les dispositifs de transfert thermique 52, 54 rectilignes sont fixés à l’aide d’une pâte thermo- conductrice et auto-durcissante. Ainsi, les dispositifs de transfert thermique 52, 54 rectilignes ne comportent pas de perçages destinés à recevoir des vis de fixation. La structure porteuse 41 comprend en outre des premiers dispositifs 56 de couplage thermique en forme de « L ». Ils possèdent une première branche 60 et une deuxième branche 62 perpendiculaire à la première branche 60.
Certains premiers dispositifs 56 de couplage thermique sont situés du côté de la face principale 42 du panneau intérieur. Leur première branche 60 est fixée à une partie des dispositifs de transfert thermique 54 disposée sur la première zone 46 du mur Sud. Leur première branche 60 est en contact thermique direct avec les dispositifs de transfert thermique 54. Leur deuxième branche 62 est fixée à la face principale 42 du panneau intérieur. D’autres premiers dispositifs 56’ de couplage thermique sont situés du côté de la face principale opposée 44 du panneau intérieur. Leur première branche 60 est fixée à une partie des dispositifs de transfert thermique 54 disposée sur la deuxième zone 48 du mur Sud. Leur deuxième branche 62 est fixée à la face principale opposée 44 du panneau intérieur.
La première branche 60 des premiers dispositifs 56 présente une longueur supérieure à 80% de la distance entre le panneau intérieur 40 et le mur Ouest 24.
La deuxième branche 62 des premiers dispositifs 56 présente dans sa partie rectiligne une longueur comprise entre 80% et 100 %de la distance entre le mur Nord et le mur Sud. De préférence, la longueur de la deuxième branche des premiers dispositifs de couplage est comprise entre 90% et 100%. Par exemple, la première branche 60 présente une longueur comprise entre 1 mètre et 1 ,5 mètre et, de préférence, une longueur comprise entre 0.7 mètre et 1 mètre. Avantageusement la première branche 60 présente une longueur égale à 1 ,2 mètre. La deuxième branche 62 présente, par exemple, une longueur comprise entre 2 mètres et 2,7 mètres et, de préférence, une longueur comprise entre 2.4 mètre et 2.7 mètre. Avantageusement, la deuxième branche 62 présente une longueur égale à 2,5 mètre. Avantageusement, les premiers dispositifs 56, 56’ de couplage thermique situés de part et d’autre du panneau intérieur 40 sont identiques. La structure porteuse 41 comprend en outre des deuxièmes dispositifs 58 de couplage thermique en forme de « L ». Les deuxièmes dispositifs 58 possèdent également une première branche 64 et une deuxième branche 66 perpendiculaire à la première branche 64. Leur deuxième branche 66 présente une longueur égale à la moitié de la distance entre le mur Nord 30 et le mur Sud 32.
Certains deuxièmes dispositifs 58 de couplage thermique sont situés du côté de la face principale 42 du panneau intérieur. Leur première branche 64 est fixée à une partie des dispositifs de transfert thermique 52 disposée sur la première zone 46 du mur Nord. Leur première branche 64 est en contact thermique direct avec les dispositifs de transfert thermique 52. Leur deuxième branche 66 est fixée à la deuxième branche 62 des premiers dispositifs 56. Leur deuxième branche 66 est en contact thermique direct avec la deuxième branche 62 des premiers dispositifs. D’autres deuxièmes dispositifs 58’ de couplage thermique sont situés du côté de la face principale opposée 44 du panneau intérieur. Leur première branche 64 est fixée à une partie des dispositifs de transfert thermique 52 disposée sur la deuxième zone 48 du mur Nord. Leur deuxième branche 66 est fixée à, et est en contact thermique direct avec, la deuxième branche 62 des premiers dispositifs de couplage thermique.
Avantageusement, les deuxièmes dispositifs 58, 58’ de couplage thermique situés de part et d’autre du panneau intérieur 40 sont identiques.
Avantageusement, les dispositifs de couplage thermique 56, 56’, 58, 58’ sont également fixés à l’aide de la pâte thermo- conductrice et auto-durcissante. Ainsi, les dispositifs de couplage thermique 56, 56’, 58, 58’ ne comportent pas de perçages destinés à recevoir des vis de fixation.
Les premiers 56, 56’ et deuxième 58, 58’ dispositifs de couplage thermique relient thermiquement les équipements électroniques 50 fixés sur le panneau intérieur 40 au radiateur 36 et/ou au radiateur 38.
En référence à la figure 5, les équipements électroniques 50 comprennent un premier amplificateur 68 fixé au mur Nord et un deuxième amplificateur 70 fixé au mur Sud. Le premier amplificateur 68 est connecté électriquement à la première antenne principale 26 de manière à pouvoir amplifier les signaux avant leur transmission. Le deuxième amplificateur 70 est connecté électriquement à la deuxième antenne principale 28. Avantageusement, la structure porteuse 41 pour véhicule spatial 2 selon l’invention comporte un unique amplificateur redondant 72 fixé sur le panneau intérieur 40. L’amplificateur redondant 72 est connecté électriquement à la première antenne principale 26 et à la deuxième antenne principale 28.
Avantageusement, la structure porteuse 41 selon ce premier mode de réalisation présente un grand couplage thermique entre le mur Nord 30 et le mur Sud 32. De préférence, la structure porteuse 41 comprend des premiers et deuxièmes dispositifs de couplage thermique disposés les uns à côtés des autres pour couvrir l’ensemble du mur Nord 30 et du mur Sud 32. Avantageusement, seuls deux types de caloducs coudés sont montés sur la structure porteuse du satellite. Il en résulte une standardisation des caloducs du satellite.
Avantageusement, les dispositifs de transfert thermiques rectilignes 52, 54 et les dispositifs de couplage thermique 56, 58 sont des composants ayant des dimensions standards. En conséquence, il n’est plus nécessaire de commander des caloducs sur mesure et de gérer un stock de caloducs capillaires.
Avantageusement, l’emplacement du panneau intérieur permet de fixer des composants électroniques 50 de chaque côté du panneau intérieur 40. Ainsi, un plus grand nombre de composants électroniques peuvent être montés sur la structure porteuse du sattelite. Avantageusement également, ces composants électroniques peuvent être facilement et rapidement fixés.
En variante, la structure porteuse 41 comprend des premiers et deuxièmes dispositifs de couplage thermique disposés les uns à côtés des autres pour couvrir certaines parties choisies du mur Nord 30 et du mur Sud 32 afin d’augmenter le transfert de chaleur pour ces parties de mur. Une telle variante peut, par exemple, être utilisée lorsqu’un équipement électronique qui dissipe beaucoup de chaleur est monté sur ces parties de mur ou sur la partie correspondante du panneau intérieur.
En variante, la structure porteuse 41 comprend un seul dispositif de transfert thermique 52 fixé sur le mur Nord et un seul dispositif de transfert thermique 54 fixé sur le mur Sud.
En variante, les dispositifs de transfert thermiques rectilignes sont intégrés dans le mur Nord et le mur Sud. Dans ce cas, les dispositifs de couplage thermique sont fixés au mur Nord et au mur Sud.
La structure porteuse 41 pour véhicule spatial selon un deuxième mode de réalisation est identique à la structure porteuse selon le premier mode de réalisation à l’exception du fait qu’elle ne comporte pas de deuxièmes dispositifs de couplage 58 et que un premier dispositif de couplage sur deux est orienté en sens opposé. La structure porteuse pour véhicule spatial selon le deuxième mode de réalisation n’a pas été représenté en totalité et ne sera pas re-décrite en totalité. Seuls les dispositifs de transfert thermique 52, 54 et les dispositifs de couplage thermique de la structure porteuse selon ce deuxième mode réalisation seront décrits. Ainsi, en référence à la figure 6, la structure porteuse 41 selon le deuxième mode de réalisation comporte :
- un dispositif de transfert thermique rectiligne 52 en contact avec le mur Nord 30,
- un premier dispositif de couplage thermique 56 ayant une première branche 60 fixée, et en contact thermique direct avec, une partie du dispositif de transfert thermique rectiligne 52 située sur la première zone 46 du mur Nord, et une deuxième branche fixée à la face principale 42 du panneau intérieur (non représenté) ;
- un premier dispositif de couplage thermique 56’ ayant une première branche 60 fixée, et en contact thermique direct avec, une autre partie du dispositif de transfert thermique rectiligne 52 située sur la deuxième zone 48 du mur Nord, et une deuxième branche 62 fixée à la face principale opposée 44 du panneau intérieur (non représenté sur la figure 6) ;
- un dispositif de transfert thermique rectiligne 54 en contact avec le mur Sud 32,
- un premier dispositif de couplage thermique 56” ayant une première branche 60 fixée, et en contact thermique direct avec, une partie du dispositif de transfert thermique rectiligne 54 située sur la première zone 46 du mur Sud 32, et une deuxième branche fixée à la face principale 42 du panneau intérieur (non représenté sur la figure 6) ; et
- un premier dispositif de couplage thermique 56’” ayant une première branche 60 fixée, et en contact thermique direct avec, une autre partie du dispositif de transfert thermique rectiligne 54 située sur la deuxième zone 48 du mur Sud, et une deuxième branche 62 fixée à la face principale opposée 44 du panneau intérieur (non représenté sur la figure 6).
La structure porteuse pour véhicule spatial selon le deuxième mode de réalisation comporte plusieurs assemblages tels qu’illustrés sur la figure 6. Ces assemblages sont disposés les uns à côté des autres.
Le véhicule spatial comportant une structure porteuse selon ce deuxième mode de réalisation est plus léger que le véhicule spatial selon le premier mode de réalisation.
En variante, la structure porteuse 41 pour véhicule spatial comporte des assemblages tels illustrés sur la figure 4 sur des portions transversales de la structure porteuse (à savoir sur des portions transversales de mur Nord, de panneau intérieur et de mur Sud) et des assemblages tels illustrés sur la figure 6 sur d’autres portions transversales de la structure porteuse .
La structure porteuse pour véhicule spatial selon un troisième mode de réalisation est identique à la structure porteuse pour véhicule spatial selon le deuxième mode de réalisation à l’exception du fait qu’elle comporte des espaces intermédiaires sur lesquels il n’y a pas de dispositif de couplage thermique. La structure porteuse pour véhicule spatial selon le troisième mode de réalisation n’a pas été représenté en totalité et ne sera pas re-décrite en totalité. Seuls les dispositifs de transfert thermique 52, 54 et les dispositifs de couplage thermique de la structure porteuse pour véhicule spatial selon ce troisième mode réalisation seront décrits. Ainsi, en référence à la figure 7, la structure porteuse 41 selon le troisième mode de réalisation comporte :
- un dispositif de transfert thermique rectiligne 52 en contact avec le mur Nord,
- un premier dispositif de couplage thermique 56 ayant une première branche 60 fixée, et en contact thermique direct avec, une partie du dispositif de transfert thermique rectiligne 52 située sur la deuxième zone 48 du mur Nord, et une deuxième branche fixée à la face principale 42 du panneau intérieur (non représenté sur la figure 7) ;
- un dispositif de transfert thermique rectiligne 54 en contact avec le mur Sud,
- un premier dispositif de couplage thermique 56’ ayant une première branche 60 fixée, et en contact thermique direct avec, une partie du dispositif de transfert thermique rectiligne 54 située sur la première zone 46 du mur Sud, et une deuxième branche fixée à la face principale opposée 44 du panneau intérieur (non représenté sur la figure 7).
En variante, la structure porteuse 41 comprend à la fois des assemblages tels qu’illustrés sur la figure 4, des assemblages tels qu’illustrés sur la figure 6 et des assemblages tels qu’illustrés sur la figure 7. La présente invention concerne également un procédé de montage d’une structure porteuse pour véhicule spatial conforme à la description ci-dessus. En référence à la figure 12, le procédé de montage selon l’invention débute par une étape 100 illustrée sur la figure 13, au cours de laquelle des dispositifs de transfert thermique 52,
54 rectilignes sont fixés sur une face intérieure de deux panneaux, un radiateur ayant été fixé sur l’autre face de ces panneaux. Ces panneaux sont destinés à constituer un mur Nord et un mur Sud.
Au cours d’une étape 102 illustrée sur la figure 14, un panneau intérieur 40 est fixé au mur Nord 30 et au mur Sud 32. Le panneau intérieur 40 est fixé entre le mur Nord 30 et le mur Sud 32 et perpendiculairement à ceux-ci.
Vue de la terre, le mur Nord 30, le mur Sud 32 et le mur intérieur 40 présente la forme d’un « H ».
Au cours d’une étape 104, des premiers dispositifs de couplage thermique 56, 56’ sont fixées au panneau intérieur 40 et au mur Nord 30. En particulier, la première branche 60 des premiers dispositifs 56, 56’ est montée en appui contre le mur Nord 30.
La première branche 60 de certains premiers dispositifs 56 est fixée à, et en contact thermique direct avec, une partie des dispositifs de transfert thermique 52 située sur une première zone 46 du mur Nord 30. La deuxième branche 62 des premiers dispositifs de couplage thermique est fixée à la face principale 42 du panneau intérieur 40.
La première branche 60 d’autres premiers dispositifs 56’ est fixée à, et en contact thermique direct avec, une partie des dispositifs de transfert thermique 52 située sur une deuxième zone 48 du mur Nord 30. La deuxième branche 62 des premiers dispositifs de couplage thermique est fixée à la face principale opposée 44 du panneau intérieur 40.
Au cours d’une étape 106, des deuxièmes dispositifs de couplage thermique 58, 58’ sont fixées au mur Sud 32 et à une partie des premiers dispositifs de couplage thermique 56, 56’. En particulier, la première branche 64 des deuxièmes dispositifs 58,58’ est montée en appui contre le mur Sud 32. La première branche 64 de certains deuxièmes dispositifs de couplage thermique 58 est fixée à, et est en contact thermique direct avec, une partie des dispositifs de transfert thermique 54 située sur une première zone 46 du mur Sud 32. La deuxième branche 66 des deuxièmes dispositifs 58 est fixée sur, et est en contact thermique direct avec, une partie des premiers dispositifs de couplage thermique 56. La première branche 64 d’autres deuxièmes dispositifs 58’ est fixée à une partie des dispositifs de transfert thermique 54 située sur une deuxième zone 48 du mur Sud 32. La deuxième branche 66 des deuxièmes dispositifs 58 est fixée sur une partie des premiers dispositifs de couplage thermique 56’. Au cours d’une étape 108, illustrée sur la figure 15, des équipements électroniques 50 sont fixés au mur Nord 30, au panneau intérieur 40 et au mur Sud 32. En particulier, des équipements électroniques 50 sont fixés contre les premières branches 60 des premiers dispositifs de couplage thermique, contre la deuxième branche 66 des deuxièmes dispositifs de couplage thermique et contre une partie de la deuxième branche 62 des premiers dispositifs de couplage thermique.
Avantageusement, un plus grand nombre d’équipements électroniques 50 peuvent être fixés sur la structure porteuse selon l’invention. Comme les équipements électroniques sont fixés sur les dispositifs de couplage thermique 56, 58, il n’y a pas d’espace « perdu » destiné uniquement aux dispositifs de couplage thermique 92, 93, comme dans les structures porteuses des véhicules spatiaux de l’état de la technique. Cet espace perdu comprend les bords latéraux 90 illustrés sur la figure 9.
Au cours d’une étape 110, les équipements électroniques 50 sont reliés par des liaisons électriques 91 , 94. Au cours de cette étape, l’ensemble des liaisons électriques 91 , 94 est réalisées. Ainsi, les équipements électroniques 50 fixés sur un même mur ou sur le même panneau intérieur sont reliés par des liaisons électriques 91. Les équipements électroniques 50 fixés sur des murs différents sont reliés électriquement et les équipements électroniques 50 fixés le panneau intérieur 40 sont reliés électriquement aux équipements électroniques fixés sur le mur Nord et/ou le mur Sud, par des liaisons électriques 94.
Avantageusement, la structure porteuse en forme de H du véhicule spatial selon la présente invention facilite l’accessibilité au mur et au panneau intérieur et permet de monter très rapidement un grand nombre d’équipements électroniques 50 et de les relier par des liaisons électriques.
En effet, en référence à la figure 16, lorsque le véhicule spatial comportant la structure porteuse selon l’invention est positionné verticalement, en utilisant un élément porteur 111 de chaque côté du panneau intérieur 40, quatre opérateurs peuvent simultanément fixer les équipements électroniques au mur Nord, au mur Sud 32 et de chaque côté du panneau intérieur. Lorsque le véhicule spatial comportant la structure porteuse selon l’invention est positionné horizontalement comme illustré sur la figure 17, plusieurs personnes disposées côte à côte de chaque côté du mur intérieur 40 peuvent également fixer simultanément ses équipements électroniques. Ainsi la vitesse de montage du véhicule spatial est accrue.
Le procédé de montage peut éventuellement comprendre une étape 112 illustrée sur la figure 18. Au cours de cette étape 112, une liaison électrique 95 est réalisée entre un équipement électronique 50 fixé sur la face principale 42 du panneau intérieur et un équipement électronique 50 fixé sur la face principale opposé 44 du panneau intérieur. Cette liaison électrique 95 passe au travers d’un orifice traversant 98 préexistant dans le panneau intérieur 40.
Au cours d’une étape 114, les liaisons électriques 91 , 94, 95 entre les équipements électroniques 50 sont testées.
Au cours d’une étape 116, le troisième mur latéral 22 et le quatrième mur latéral 24 sont fixés au premier mur latéral 30 et au deuxième mur latéral 32 de manière que le panneau intérieur 40 soit positionné à équidistance du troisième mur latéral 30 et du quatrième mur latéral 40.
En variante, le procédé de montage ne comporte pas d’étape 106. Dans ce cas, illustré sur la figure 19, les équipements électroniques 50 sont fixés directement sur l’ensemble de la surface des premiers dispositifs de couplage 56, 56’ ainsi que sur les dispositifs de transfert thermiques 54.
En variante, les dispositifs de transfert 52, 54 sont intégrés dans les panneaux des murs Nord et Sud et les premiers dispositifs de couplage 56 sont fixés directement sur les murs Nord et Sud.
En variante, tout ou partie des caloducs utilisés pour réaliser la structure porteuse sont des caloducs sans bords latéraux. Ces caloducs sont décrits dans la demande de brevet publiée sous le numéro FR 3 089 957. De tels caloducs sont illustrés sur la figure 20. Ces caloducs sont différents des caloducs classiques. En particulier, ils n’ont pas de larges bords latéraux. Un caloduc classique est illustré sur la figure 21 . Lorsqu’un caloduc classique est monté sur un mur d’un satellite, il est nécessaire de connaître avant l’étape 104 la position exacte de chaque équipement électronique alors que la fixation des équipements électroniques n’est mise en œuvre qu’à l’étape 106. En effet, la position exacte de chaque équipement électronique doit être connue afin de réaliser des perçages 214 dans les bords latéraux du caloduc et dans le panneau intérieur 40 pour permettre la fixation de l’équipement électronique 200 par des vis 212.
Au contraire en utilisant les caloducs sans bords latéraux, il n’est plus nécessaire de percer les caloducs. La position exacte de chaque équipement électronique n’a plus besoin d’être connue avant l’étape 104. Il est donc possible d’utiliser des caloducs de dimension standard, dès l’étape 104 voire dès l’étape 100 sans opération d’usinage supplémentaire avant cette étape II en résulte les avantages énoncés en page 11 lignes 16 à 25 de la présente demande de brevet.
En outre, il est possible de définir avant l’étape 104 voire avant l’étape 100 des positions standards pour les caloducs dans I structure. Cela permet de définir des zones d’installation d’équipement avec une capacité de réjection thermique maximum définie à l’avance. Par exemple la structure porteuse illustrée sur la figure 2 comporte trois zones de sept caloducs chacune. Le nombre de caloducs effectivement installés peut être adapté juste avant l’étape 104.
La capacité de réjection totale est définie par la hauteur des murs Nord et Sud et par la hauteur du panneau intérieur 40. Il est donc possible de fabriquer à l’avance des structures de hauteur déterminée équipées thermiquement et prête à l’intégration des équipements électroniques 50, à l’étape 106 ce qui réduit le temps entre la conception et la fabrication du satellite.
Pour l’ensemble de l’invention, l’homme du métier comprend qu’il s’agit de caloducs rigides. Les caloducs flexibles qui sont nécessaires dans les documents EP 3 003 862 et US
5,735,489 sont déconseillés dans une structure porteuse selon la présente invention étant donné leur surcoût et leur performance moindre.

Claims

REVENDICATIONS
1. Structure porteuse (41 ) pour véhicule spatial (2) comportant un premier mur latéral (30), un deuxième mur latéral (32) parallèle et opposé au premier mur latéral, le premier mur latéral (30) étant un mur parmi un mur Nord et un mur Sud, le deuxième mur latéral (32) étant l’autre mur parmi un mur Nord et un mur Sud, un troisième mur latéral (22) fixé au moins au premier mur latéral (30) et un quatrième mur latéral (24) parallèle et opposé au troisième mur latéral, le premier mur latéral (30) et le deuxième mur latéral (32) étant chacun équipé d’un radiateur (36,38), caractérisé en ce qu’il comporte en outre :
- au moins un panneau intérieur (40) fixé entre et perpendiculairement au premier mur latéral (30) et au deuxième mur latéral (32) ; le panneau intérieur (40) étant positionné à équidistance du troisième mur latéral (22) et du quatrième mur latéral (24), lorsque le véhicule spatial contenant la structure porteuse est en orbite autour de la terre, le panneau intérieur (40) est positionné de manière à contenir un vecteur (V) dirigé vers la terre, le panneau intérieur présente une face principale (42) et une face principale opposée (44);
- au moins un premier caloduc (56) en forme de L ayant une première branche (60) en appui contre le deuxième mur latéral (32) et une deuxième branche (62) fixée au panneau intérieur (40), la deuxième branche (62) du premier caloduc présentant dans sa partie rectiligne une longueur supérieure à 80% de la distance entre le premier mur latéral (30) et le deuxième mur latéral (32);
- des équipements électroniques (50) agencés sur et en contact thermique directe avec au moins une partie dudit premier caloduc (56).
2. Structure porteuse (41) selon la revendication 1 , comportant au moins un deuxième caloduc (58) en forme de L ayant une première branche (64) en appui contre le premier mur latéral (30) et une deuxième branche (66) en appui contre le panneau intérieur (40), le deuxième caloduc (58) étant en échange thermique avec le premier caloduc (56), ladite structure porteuse (41) comportant en outre des équipements électroniques (50) agencés sur et en contact thermique directe avec ledit deuxième caloduc (58).
3. Structure porteuse (41 ) selon la revendication 2, dans lequel la deuxième branche (66) du deuxième caloduc est en contact thermique direct avec la deuxième branche (62) du premier caloduc, la deuxième branche (66) du deuxième caloduc étant fixée contre la deuxième branche (62) du premier caloduc.
4. Structure porteuse (41 ) selon la revendication 2, dans lequel la deuxième branche (62) du premier caloduc est fixée contre la face principale (42) du panneau intérieur et dans lequel la deuxième branche (66) du deuxième caloduc est fixée contre la face opposée (44) du panneau intérieur (40).
5. Structure porteuse (41) selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel le deuxième mur latéral (32) comprend une première zone (46) et une deuxième zone (48) délimitées par le panneau intérieur (40), la première branche (60) du premier caloduc étant en appui contre la première zone (46) du deuxième mur latéral, la deuxième branche (62) du premier caloduc étant fixée à la face principale (42) du panneau intérieur, ladite structure porteuse (41) comportant en outre un premier caloduc supplémentaire (56) ayant une première branche (60) en appui contre la deuxième zone (48) du deuxième mur latéral (32) et une deuxième branche (62) fixée contre la face principale opposée(48) du panneau intérieur (40).
6. Structure porteuse (41) selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, qui comprend des dispositifs de transfert thermique rectilignes (54) fixés audit deuxième mur latéral (32), le premier caloduc (56) étant fixé contre lesdits dispositifs de transfert thermique (54) et étant en contact thermique direct avec lesdits dispositifs de transfert thermique (54).
7. Structure porteuse (41) selon l’une quelconque des revendications 2 à 6, qui comprend des dispositifs de transfert thermique rectilignes (52) fixés audit premier mur latéral (30), ledit au moins un deuxième caloduc (58) étant fixé auxdits dispositifs de transfert thermique (52) et étant en contact thermique direct avec lesdits dispositifs de transfert thermique (52).
8. Structure porteuse (41) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, qui comprend une première antenne principale (26) et une deuxième antenne principale (28), lesdits équipements électroniques (50) comprennent un premier amplificateur (68) fixé au premier mur latéral (30), et connectée à la première antenne principale (26), un deuxième amplificateur (70) fixé au deuxième mur latéral (32) et connectée à la deuxième antenne principale (28) et un unique amplificateur redondant (72) fixé contre le panneau intérieur (40) et connecté à la première antenne principale (26) et à la deuxième antenne principale (28).
9. Structure porteuse (41) selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel la première branche (60, 64) de l’un parmi le premier caloduc et le deuxième caloduc, présente une longueur comprise entre 0.5 mètre et 1 ,5 mètre et, de préférence entre 0.7 mètre et 1 mètre.
10. Structure porteuse (41) selon l’une quelconque des revendications 1 à 9, dans lequel la deuxième branche (62) du premier caloduc présente une longueur comprise entre 2 mètres et 2,7 mètres et, de préférence entre 2.4 mètres et 2.7 mètres.
11. Structure porteuse (41) selon l’une quelconque des revendications 1 à 10, dans lequel la deuxième branche (66) du deuxième caloduc, présente une longueur comprise entre 1 mètre et 1 ,5 mètre, de préférence entre 1.2 mètre et 1 ,4 mètre.
12. Procédé de montage d’une structure porteuse (41) pour véhicule spatial (2) à partir d’un premier mur latéral (30), d’un deuxième mur latéral (32), d’un panneau intérieur (40) ayant une face principale (42) et une face principale opposée (44), d’au moins un premier caloduc (56) ayant une première branche (60) et une deuxième branche (62), la deuxième branche (62) du premier caloduc présentant dans sa partie rectiligne une longueur supérieure à 80% de la distance entre le premier mur latéral et le deuxième mur latéral, le procédé comportant les étapes consécutives suivantes : a) fixer (102) ledit panneau intérieur (40) entre et perpendiculairement au premier mur latéral (30) et au deuxième mur latéral (32), le panneau intérieur (40) étant positionné de manière à contenir un vecteur (V) dirigé vers la terre, lorsque le véhicule spatial contenant la structure porteuse (41) est en orbite autour de la terre, b) monter (104) la première branche (60) dudit au moins un premier caloduc (56, 56’) en appui contre le deuxième mur latéral (32) et fixer (104) ladite deuxième branche (62) dudit au moins un premier caloduc au panneau intérieur (40), c) fixer (108) des équipements électroniques (50) contre la première branche (60) dudit au moins un premier caloduc, et fixer (108) des équipements électroniques (50) contre au moins une partie de la deuxième branche (62) dudit au moins un premier caloduc, et e) relier (110) les équipements électroniques (50) par des liaison électriques (91 , 94), au moins un équipement électronique (50) fixé sur la panneau intérieur (40) étant relié électriquement à un équipement électronique (50) fixé sur le premier mur latéral (30), f) tester (114) les liaisons électriques (91 , 94) entre les équipements électroniques (50).
13. Procédé de montage selon la revendication 12, qui comprend en outre une étape de montage (106) de la premier branche (64) d’au moins un deuxième caloduc (58) en appui contre le premier mur latéral (30) et de fixation (106) de la deuxième branche (66) dudit au moins un deuxième caloduc contre, et en contact thermique direct avec, une partie de la deuxième branche (62) du au moins un premier caloduc (56) ; ladite étape de fixation (106) étant mise en œuvre entre l’étape de montage b) et l’étape de fixation c) ; des équipement électroniques (50) étant fixés sur le premier mur latéral (30) contre la première branche (64) du deuxième caloduc (58) et, sur le panneau intérieur (40) contre la deuxième branche (66) du deuxième caloduc (58) au cours de l’étape de fixation c).
14. Procédé de montage selon l’une quelconque des revendications 12 et 13, dans lequel le panneau intérieur (40) comporte au moins un orifice traversant (98) et dans lequel le procédé comporte en outre une étape d’établissement (112) d’au moins une liaison électrique (95) entre au moins un équipement électronique (50) fixé sur la face principale (42) du panneau intérieur et un équipement électronique (50) fixé sur la face principale opposé (44) du panneau intérieur ; ladite liaison électrique passant (98) au travers dudit orifice traversant.
15. Procédé de montage selon l’une quelconque des revendications 12 à 14, dans lequel des équipements électroniques (50) sont fixés sur l’ensemble de la deuxième branche (62) dudit au moins un premier caloduc au cours de l’étape de fixation c).
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