ES2968134T3 - Estructura primaria mecanizada amortiguada para vehículo espacial, satélite que integra esta estructura primaria y procedimiento para fabricar dicho satélite - Google Patents

Abstract

Se divulga una estructura primaria (100) para una nave espacial (200), que comprende un anillo de interfaz (10) y un número predeterminado de paneles que definen una caja dispuesta para cerrar un volumen interior de la nave espacial, estando conectada la caja a la interfaz. anillo, siendo los paneles laterales de la caja paralelos a un eje geométrico (A) del anillo de interfaz, estando destinado el anillo de interfaz a ser fijado temporalmente a un sistema que soporta la nave espacial en un lanzador, siendo cada panel un panel de una sola pieza y se obtiene mecanizando un material metálico y los paneles laterales en la base de la caja se conectan al anillo de interfaz (10) a través de inserciones de amortiguación (60). (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN

Estructura primaria mecanizada amortiguada para vehículo espacial, satélite que integra esta estructura primaria y procedimiento para fabricar dicho satélite

Campo técnico

La presente invención pertenece al campo de los vehículos espaciales, en particular a su diseño mecánico, y se refiere más particularmente a una estructura primaria para un vehículo espacial y su procedimiento de fabricación. La estructura primaria fabricada que evoluciona en un entorno vibratorio dinámico, tal como un satélite artificial, comprende paneles conectados entre sí. Una estructura primaria de este tipo se utiliza en particular como estructura mecánica básica de un satélite científico, tal como un satélite de observación de la Tierra.

Estado de la técnica

Para cualquier vehículo destinado a evolucionar en el espacio, como por ejemplo un satélite artificial, la estructura primaria es un componente esencial dimensionado y cualificado para hacer frente a las diversas restricciones a las que está sometido el vehículo a lo largo de su vida útil: en los bancos de pruebas, en el lanzador y en órbita. Una gran parte de las restricciones mecánicas se deben a las vibraciones generadas por el lanzador, por ejemplo durante el despegue o durante las fases de separación y de liberación. En menor medida, las maniobras autónomas del satélite en órbita, que van acompañadas de la generación de empuje por parte de los sistemas de propulsión, ocasionan del mismo modo la aparición de cargas mecánicas en el interior del satélite.

Además de resistir en si misma las vibraciones, la estructura primaria de un satélite debe ser capaz, absorbiendo parte de las vibraciones, de atenuar las vibraciones transmitidas a los equipos del satélite, equipos que a veces son extremadamente sensibles. Además, la estructura primaria debe ser, del mismo modo, capaz de limitar la amplificación de ciertas vibraciones provocadas por el funcionamiento de los propios equipos de a bordo.

Por tanto, es fundamental que la estructura primaria del satélite presente una cierta resistencia mecánica respetando al mismo tiempo las exigencias en términos de masa y de rigidez. En esta lógica, el material de fabricación de la estructura primaria juega un papel importante.

Para los satélites artificiales u otros sistemas espaciales, la estructura primaria está generalmente constituida de paneles compuestos montados por piezas metálicas de conexión. Estos paneles presentan, por ejemplo, una estructura sándwich en nido de abeja, que refuerza su resistencia mecánica y garantiza la máxima ligereza. Los paneles compuestos en nido de abeja se utilizan ampliamente en la construcción aeroespacial y pueden usarse para resolver ciertos problemas técnicos mecánicos o térmicos, como se explica en los documentos FR2971233A1 y JP2003326622A.

Los paneles compuestos en nido de abeja pueden ser multimateriales o monomateriales e incluyen dos láminas que forman sus dos caras, unidas entre sí mediante un núcleo en nido de abeja. Los paneles en nido de abeja son en general complejos de fabricar y caros. Su largo ciclo de fabricación implica generalmente dificultades de suministro. Además, su uso puede requerir el inicio de operaciones para definir y desarrollar la estructura primaria del satélite, en particular en las primeras etapas del plan de acción del programa de fabricación de un nuevo satélite.

De hecho, para hacer paredes de soporte de equipos de satélites con paneles en nido de abeja, generalmente es necesario tener en cuenta la disposición específica de estas paredes y la arquitectura general del satélite, lo que conlleva una definición de la estructura primaria por el montaje de varios paneles en nido de abeja con la ayuda de cientos de elementos de interfaz y de conexión como insertos y soportes.

Además, el número de proveedores industriales de este tipo de paneles complejos sigue siendo limitado, lo que puede aumentar aún más el factor de riesgo relacionado con el suministro.

Del mismo modo es conocido el uso de paneles metálicos monolíticos en combinación con insertos de amortiguación como se describe en el documento WO2017/060392A1. El documento US2013099059 describe insertos de amortiguación según el estado de la técnica.

Presentación de la invención

La presente invención tiene como objetivo superar los inconvenientes de la técnica anterior expuestos anteriormente, en particular reducir los costes y los tiempos de fabricación de los vehículos espaciales y su estructura primaria, para responder mejor a una demanda creciente en un contexto espacial cada vez más competitivo.

Por tanto, la invención tiene como objetivo una estructura primaria para un vehículo espacial que comprende las características de la reivindicación 1.

Según otra particularidad de la invención, dicha red de nervaduras comprende una primera nervadura periférica que delimita un contorno de cada panel, algunos de los paneles que comprenden al menos una abertura y dicha red de nervaduras que comprende entonces al menos una segunda nervadura periférica que delimita dicha abertura, algunos de los paneles que comprenden al menos una interfaz portadora de instrumentos y dicha red de nervaduras comprende entonces al menos una tercera nervadura periférica que delimita dicha interfaz portadora de instrumentos, esta interfaz la cual está cerrada por una de dichas placas adelgazadas que presenta un espesor determinado en función de una necesidad de evacuación térmica para el instrumento.

Según otra particularidad de la invención, las placas adelgazadas en las interfaces portadoras de instrumentos están dispuestas en el interior de la caja con respecto a las nervaduras, mientras que otras placas adelgazadas están dispuestas en el exterior de la caja con respecto a las nervaduras que por tanto se disponen sobresaliendo hacia el interior de la caja para permitir fijar en la misma elementos internos del vehículo espacial.

Según otra particularidad de la invención, las nervaduras se realizan ensanchadas en posiciones determinadas correspondientes a puntos de fijación taladrados y roscados.

Según otra particularidad de la invención, cada inserto de amortiguación comprende:

- una parte externa fijada en su alojamiento que se presenta en forma de un orificio de sección determinada, la parte externa que presenta una superficie externa de la misma sección que el orificio y es susceptible de ser insertada en el alojamiento,

- una parte interna susceptible de ser fijada al anillo de interfaz y

- una capa de elastómero entre la parte externa y la parte interna, las partes externa e interna las cuales son coaxiales y presentan superficies enfrentadas con muescas y desplazadas longitudinalmente entre sí, para definir un volumen de forma ondulada que recibe la capa de elastómero.

Otro objeto de la invención se refiere a un satélite artificial que comprende una estructura primaria según la invención. Normalmente, un satélite artificial de este tipo presenta, por ejemplo, una masa de entre 100 y 1000 kg.

Otro objeto de la invención se refiere a un procedimiento de fabricación de un vehículo espacial que comprende las etapas de la reivindicación 7.

Según otra particularidad de la invención, al menos uno de los paneles está mecanizado de manera que su red de nervaduras comprenda al menos una nervadura periférica que delimita al menos una interfaz portadora de instrumentos, esta interfaz que está cerrada por una de dichas placas adelgazadas que tiene un espesor determinado, en función de la necesidad de evacuación térmica para el instrumento. Según otra particularidad de la invención, dicho panel está mecanizado de manera que las placas adelgazadas en las interfaces portadoras de instrumentos estén dispuestas en el interior de la caja con respecto a las nervaduras, mientras que otras placas adelgazadas están dispuestas en el exterior de la caja con respecto a las nervaduras que por tanto se disponen sobresaliendo hacia el interior de la caja para permitir fijar en la misma elementos internos del vehículo espacial.

Según otra particularidad de la invención, los paneles se mecanizan dejando una nervadura que delimita la periferia de cada panel.

Según otra particularidad de la invención, los paneles se mecanizan practicando al menos una abertura y dejando al menos una nervadura que delimita la periferia de dicha abertura.

Según otra particularidad de la invención, las nervaduras se realizan ensanchadas en posiciones determinadas correspondientes a puntos de fijación taladrados y roscados.

Los paneles se mecanizan a partir de una placa de metal, tal como aluminio, cuyo espesor es mayor que el espesor máximo de las nervaduras. Ventajosamente, la estructura primaria según la invención, aunque utiliza paneles mecanizados monolíticos, permite amortiguar eficazmente las vibraciones que se propagan en un plano longitudinal de los paneles laterales, respetando al mismo tiempo las exigencias de rigidez y de masa. Los paneles mecanizados según la invención están en particular desprovistos de núcleo en nido de abeja. La presente invención ha permitido en particular superar un obstáculo tecnológico relativo a una sustitución eficaz de los actuales paneles en nido de abeja que preservarían suficientemente las prestaciones mecánicas. Hay que recordar que durante un lanzamiento, las paredes laterales del satélite se colocan sustancialmente paralelas al eje del lanzador y por lo tanto trabajan esencialmente en cizallamiento debido a las vibraciones longitudinales del lanzador. De este modo, las paredes en nido de abeja, que comprenden además varias piezas pegadas entre sí, amortiguan las vibraciones y, en particular, las vibraciones longitudinales debido a su módulo de cizallamiento relativamente reducido. Dicho de otro modo, estos paneles presentan una cierta flexibilidad al cizallamiento que les permite amortiguar, en particular, las vibraciones longitudinales. Por lo tanto, El reemplazo de los paneles en nido de abeja era difícil de imaginar considerando las restricciones de rigidez al cizallamiento y las restricciones de masa.

Otra ventaja de la presente invención reside en la facilidad de montaje de los paneles entre sí así como los paneles con otros elementos constitutivos del vehículo espacial. De hecho, los paneles según la invención pueden unirse mediante contacto directo entre ellos, sin necesitar, por ejemplo, insertos integrados en el panel ni un soporte de conexión. Los paneles pueden, del mismo modo, fijarse directamente a una base de un instrumento o a un accesorio de un componente del vehículo espacial. El lugar de fijación al panel se reforzará, por ejemplo, dejando un sobrante de material, por ejemplo en forma de nervadura, para finalmente realizar un agujero roscado.

Otra ventaja de la presente invención es facilitar la disposición de los elementos constitutivos del vehículo espacial, las conexiones que pueden, por ejemplo, colocarse en el borde de los paneles, los orificios de paso que pueden, por ejemplo, situarse cerca de los límites geométricos de los paneles y las hendiduras para las conexiones eléctricas que se pueden integrar, por ejemplo, directamente en los paneles mecanizados. La presente invención permite por tanto responder a las exigencias relativas a la resistencia a las vibraciones, a la rigidez y a la masa, facilitando al mismo tiempo el diseño y el montaje del vehículo espacial.

Una vez explicados los conceptos fundamentales de la invención en su forma más básica, otros detalles y características surgirán más claramente con la lectura de la descripción que sigue y con referencia a los dibujos adjuntos, que dan a título de ejemplo no limitativo modos de realización de un satélite y de su estructura primaria mecanizada amortiguada conforme a los principios de la invención.

Breve descripción de las figuras

Las figuras se proporcionan a título puramente ilustrativo para la comprensión de la invención y no limitan el alcance de la misma. Los diferentes elementos están representados esquemáticamente y no necesariamente a la misma escala. En el conjunto de las figuras, los elementos idénticos o equivalentes llevan la misma referencia numérica.

Por tanto, se ilustra en:

Figura 1: una vista en perspectiva de un satélite artificial que comprende una estructura primaria según la invención; Figura 2: una vista en perspectiva de una estructura primaria, según la invención;

Figura 3a: una vista despiezada según una primera perspectiva de la estructura primaria de la Figura 2;

Figura 3b: una vista despiezada según una segunda perspectiva de la estructura primaria de la Figura 2;

Figura 4: una vista en sección de un inserto de amortiguación que permite una conexión local entre un panel lateral en la base de la caja y un anillo de interfaz de la estructura primaria según la invención;

Figura 5: una vista en perspectiva de un inserto de amortiguación según la invención;

Figura 6: una sección de la figura 5 según un plano longitudinal B - B;

Figura 7: una vista parcial en perspectiva de un ejemplo de estructura primaria según la invención;

Figura 8: una vista parcial en perspectiva de un panel que comprende una abertura;

Figura 9: una vista en perspectiva de un panel lateral en la base de la caja;

Figura 10: una vista parcial en perspectiva de una unión entre tres paneles.

Descripción detallada de modos de realización

En la presente descripción se hace referencia a una estructura primaria mecanizada y amortiguada en su base para un vehículo espacial, destinada principalmente a satélites artificiales de arquitectura denominada de caja, tales como ciertos satélites de observación de la Tierra. Sin embargo, la palabra caja no debe interpretarse de manera restrictiva, pudiendo la estructura primaria según la invención adaptarse a una amplia variedad de vehículos espaciales. Se entiende por “estructura primaria” la estructura básica para la constitución de una plataforma espacial. El término "satélite" se refiere a un satélite artificial.

La figura 1 representa un satélite 200 en configuración desplegada, funcionando por ejemplo en órbita, cuyo cuerpo está constituido principalmente por una estructura 100 primaria mecanizada amortiguada según la invención. La estructura 100 primaria está dimensionada para responder al entorno dinámico observado por los satélites durante su lanzamiento pero del mismo modo durante el funcionamiento durante las maniobras orbitales, por ejemplo. La estructura 100 primaria comprende una caja 2 en la que se introducen elementos 200 constitutivos del satélite. La caja 2 está formada en este caso por paneles mecanizados y unidos directamente entre sí. Los puntos 8a y 8b de fijación para cables de retención están previstos, por ejemplo, en una cara exterior directamente sobre un panel. Los puntos 8c de fijación para las bisagras del generador solar están previstos, por ejemplo, en una cara exterior directamente sobre un panel.

La figura 2 representa de manera aislada la estructura 100 primaria que presenta una caja 2 de forma generalmente paralelepipédica y que comprende un anillo 10 de interfaz, mediante el cual se pretende fijar rígidamente el satélite a una plataforma portadora de satélites de un lanzador. La caja 2 podría realizarse, de manera no limitativa, según otras formas. La caja 2 comprende en este caso divisiones compuestas cada una de ellas por uno o más paneles 1a, 1b y 1f. Un panel 30, opuesto al anillo de interfaz, comprende por ejemplo una abertura 31 destinada al paso de un instrumento. Este panel 30, denominado por ejemplo "panel de tierra", cierra una cara de la caja que apunta hacia la Tierra cuando el satélite está operativo.

Se ha de observar que la fijación rígida entre el anillo 10 de interfaz y el lanzador es temporal y puede romperse durante la liberación del satélite, liberación que va acompañada de un intenso nivel de vibraciones en el satélite. Los paneles 1a y 1b laterales en la base de la caja están conectados al anillo 10 de interfaz mediante insertos de amortiguación, logrando por tanto una arquitectura simplificada y al mismo tiempo capaz de soportar el nivel requerido de vibración. Se disponen alojamientos 22 para los insertos en los paneles laterales en la base de la caja. Otros paneles 1f laterales están fijados, por ejemplo, a los paneles laterales en la base de la caja para formar divisiones laterales de la caja 2. La estructura 100 primaria, según el ejemplo ilustrado, presenta una forma globalmente paralelepipédica rectangular, de sección transversal sustancialmente cuadrada, y en este caso comprende cuatro divisiones laterales. Una división está formada por uno o más paneles, fijándose las divisiones entre sí para formar la caja. Sin embargo, esta forma paralelepipédica no es limitativa y la estructura primaria puede presentar una forma paralelepipédica de cualquier sección, por ejemplo de diamante, o una forma prismática de cualquier sección triangular o poligonal, cada vez con un número adaptado de paneles montados a este efecto.

Con referencia a las figuras 3a y 3b, la estructura 100 primaria comprende, por ejemplo, el anillo 10 de interfaz conectado a varios paneles mecanizados que forman las divisiones de la caja. Las divisiones de la caja comprenden, por ejemplo, divisiones laterales, una placa 50 de diafragma que se dispone contra el anillo de interfaz, un panel 30 de "tierra" dispuesto frente al anillo de interfaz y una placa 40 portadora de instrumentos interior transversal. La placa 50 de diafragma se puede sujetar contra el anillo 10 de interfaz.

Dos divisiones laterales enfrentadas están formadas, por ejemplo, cada una a partir de dos paneles 1f y 1a por un lado y 1c y 1d por el otro mecanizados, mientras que otras dos divisiones laterales enfrentadas están formadas, por ejemplo, cada una de un único panel 1b o 1g mecanizado. La división transversal opuesta al anillo de interfaz, que forma el panel de "tierra", está formada, por ejemplo, a partir de un único panel 30 mecanizado. La placa 50 de diafragma transversal está formada, por ejemplo, a partir de un único panel mecanizado. La placa 40 interior portadora de instrumentos está formada, por ejemplo, a partir de un único panel mecanizado.

La caja está dispuesta, por tanto, de manera que cierre un volumen interior del vehículo espacial destinado a recibir el instrumento de la misión así como numerosos elementos constitutivos del satélite.

La caja está conectada al anillo 10 de interfaz y en particular a su cara 12 superior, su cara 11 inferior que está temporalmente conectada al lanzador.

Se entiende por paneles laterales de la caja o divisiones laterales de la caja los paneles o divisiones paralelas a un eje A geométrico del anillo 10 de interfaz.

Cada panel 1a, 1b o 1f es monolítico y se obtiene por mecanizado de un material metálico, tal como el aluminio. Por ejemplo, se mecaniza una placa metálica para producir cada panel. Los paneles 1a y 1b laterales dispuestos en la base de la caja están conectados al anillo 10 de interfaz mediante insertos de amortiguación. Estos insertos están dispuestos en unos alojamientos 22 de estos paneles laterales dispuestos en la base de la caja.

Ventajosamente, la estructura 100 primaria está hecha a partir de paneles mecanizados conectados directamente entre sí para formar la caja. Las formas de estos paneles se optimizan gracias a herramientas informáticas tales como calculadoras según el método de elementos finitos, para obtener una relación de la masa con respecto a la rigidez compatible con el entorno espacial.

El anillo 10 de interfaz, más conocido por sus siglas anglosajonas SIR(Satellite Interface Ring),es circular y define un eje A que se extiende según un eje longitudinal del satélite. Este eje A geométrico del anillo pasa por el centro del anillo y es perpendicular a un plano en el que se extiende el anillo de interfaz.

El anillo 10 de interfaz tiene, de forma conocida, una cara 11 inferior de diámetro estándar, a través de la cual se conecta temporalmente a otro anillo de interfaz del mismo diámetro que pertenece a un lanzador o a un banco de pruebas, y una cara 12 superior sobre la que se monta la caja.

Los paneles 1a y 1b laterales, fijados al anillo 10 de interfaz, son paralelos al eje A geométrico del anillo de interfaz. Los diferentes sistemas embarcados de satélite se fijan directamente a los paneles que están conformados según una disposición predeterminada del satélite, para recibir ciertos equipos y servidumbres que se fijarán directamente a los mismos. Por tanto, los paneles pueden comprender aberturas, nervaduras, placas de interfaz o puntos de fijación para este fin.

La caja comprende cuatro divisiones laterales fijadas por parejas y perpendiculares entre sí. La caja comprende su división 30 opuesta al anillo, su placa 40 interior y su diafragma 50 dispuestos perpendicularmente al eje geométrico del anillo y perpendicular a las divisiones laterales. Además, dos divisiones laterales enfrentadas entre sí están formadas por dos paneles 1a y 1f laterales que se disponen en contra de dos caras opuestas de la placa portadora de instrumentos, como se ilustra en la figura 10.

De una manera general, cada división de la caja puede estar formada por uno o más paneles fijados entre sí, por ejemplo por atornillado directamente a los paneles y/o utilizando elementos mecánicos tales como soportes o vigas. Esto permite facilitar el acceso al volumen útil del satélite durante las fases de integración y prueba, en particular montando parcialmente la caja para integrar los sistemas embarcados del satélite, aportando al mismo tiempo un aislamiento a las partes sensibles a las vibraciones.

La conexión entre el anillo 10 de interfaz y los paneles laterales en la base de la caja es de naturaleza amortiguada y permite tanto fijar estos paneles al anillo de interfaz como filtrar las vibraciones entre ellos. En efecto, la utilización de paneles mecanizados metálicos monolíticos fijados directamente entre sí, por ejemplo mediante atornillado, requiere reducir las vibraciones procedentes del anillo de interfaz generador de vibraciones. De este modo se amortiguan las vibraciones para aislar mejor la caja a la que se pueden fijar rígidamente los equipos sensibles.

Esta amortiguación se consigue mediante insertos 60 de amortiguación colocados casi de forma puntual entre los bordes 21 de los paneles laterales en la base de la caja y la cara 12 superior del anillo de interfaz. Los insertos se encuentran, por ejemplo, en alojamientos 22 previstos a tal efecto en estos paneles laterales.

La figura 4 representa una vista detallada de un punto de amortiguación en el que un panel lateral en la base de la caja se fija al anillo 10 de interfaz a través de un inserto 60 de amortiguación. El inserto 60 de amortiguación está colocado en un alojamiento 22 del panel 1. El inserto 60 presenta, por ejemplo, una porción cilíndrica de sección circular que se inserta en el alojamiento 22 de sección circular. El inserto se fija, por ejemplo, al panel mediante pegado. El inserto comprende, por ejemplo, un orificio roscado dispuesto a lo largo de su eje, al que está conectado un tornillo 70 de fijación. El tornillo 70 atraviesa, por ejemplo, el diafragma 50 sujeto entre el inserto y el anillo de interfaz. El diafragma fijado por ejemplo al anillo queda entonces alejado del panel lateral en la base de la caja. Por ejemplo, se prevé añadir arandelas a cada lado del anillo 10 de interfaz: una arandela 71 de plástico reforzada con vidrio tal como un epoxi reforzado con fibras de vidrio entre el anillo de interfaz y el diafragma 50 y una arandela 72 de titanio entre la cabeza del tornillo y el anillo 10 de interfaz.

Por supuesto, la invención no se limita a este tipo de insertos de amortiguación.

Con referencia a la figura 5, cada inserto 60 de amortiguación presenta una forma externa cilíndrica de revolución que se extiende longitudinalmente. La cara 61 frontal del inserto es circular y está dispuesta en la prolongación de su superficie 62 lateral exterior. La cara 61 frontal y la superficie 62 lateral exterior están destinadas a insertarse en el alojamiento que del mismo modo es de sección circular. El inserto comprende una porción 65 inferior ensanchada que se apoya contra una superficie periférica al alojamiento en el panel. El inserto comprende una parte 62 exterior y una parte 64 interior coaxiales, ambas tubulares, y una capa 63 de elastómero que llena un espacio entre ellas conectándolas entre sí.

La cara 61 frontal del inserto es plana y circular. La porción 65 inferior del inserto presenta una forma anular plana. La cara 61 frontal del inserto puede apoyarse contra una superficie que define el fondo del alojamiento en el panel.

La porción 65 anular inferior ensanchada que se apoya contra una superficie periférica al alojamiento en el panel, presenta un espesor determinado para dejar un espacio libre entre el panel y el diafragma. Como se representa en la figura 6, su porción 64 interior por tanto sobresale con respecto a su porción 62 exterior.

El diafragma, por ejemplo, está fijado rígidamente al anillo de interfaz. El anillo 10 de interfaz y el panel 50 de diafragma son generadores de vibraciones. Los paneles laterales en la base de la caja están conectados al anillo de interfaz mediante una conexión amortiguada elástica.

Se pueden obtener rendimientos ventajosos del inserto 60 de amortiguación gracias a una disposición tal como se representa en la figura 6.

Como se representa en sección en la figura 6, las superficies enfrentadas de las partes externa 62 e interna 64 tienen cada una un perfil con muescas y están desplazadas longitudinalmente para definir un espacio ondulado que da su forma final a la capa 63 de elastómero.

Este diseño permite que los insertos 60 de amortiguación trabajen tanto en tracción cuando se cargan longitudinalmente como en cizallamiento cuando se cargan transversalmente.

La colocación del inserto 60 de amortiguación es sencilla. Un inserto de amortiguación se recubre, por ejemplo, con pegamento y se inserta en el alojamiento 22 dispuesto en un panel lateral en la base de la caja. A continuación, el anillo de interfaz se puede fijar a los paneles laterales en la base de la caja. El diafragma 50 se fija, por ejemplo, por atornillado contra el anillo de interfaz por medio de tornillos y arandelas. La parte 64 interna comprende, por ejemplo, un orificio 641 roscado axial que recibe el tornillo 70, por ejemplo con un paso estándar M10. Se pueden contemplar otros medios de unión con la parte 64 interna, tales como pegado o montaje con ajuste apretado.

Según el ejemplo de realización ilustrado, cada panel lateral en la base de la caja comprende, sobre su borde orientado hacia el anillo, cuatro alojamientos 22 para recibir insertos 60 de amortiguación, agrupados por pares. El espacio entre los dos pares puede ser diferente de un panel a otro como se muestra en la figura 7.

El anillo 10 de interfaz está fijado, por ejemplo, a los paneles laterales en la base de la caja, mediante un conjunto de dieciséis insertos 60 de amortiguación.

Por lo tanto, la estructura 100 primaria, tal como se describe, combina ventajosamente paneles mecanizados con una conexión amortiguada con el anillo 10 de interfaz hecho con los insertos 60 de amortiguación. Esta asociación permite reducir significativamente las vibraciones que llegan a la caja así como a los equipos e instrumentos fijados directamente a los paneles de la caja.

Por consiguiente, se pueden reducir las restricciones de resistencia mecánica de la estructura primaria, lo que permite reducir la masa de los paneles mecanizados que forman la caja.

Las determinaciones de la masa de la estructura 100 primaria y de su distribución, en particular la red de nervaduras de cada panel, se realizaron mediante una herramienta informática de optimización.

Los análisis modales, en simulación digital, en diferentes dominios de frecuencia, que cubren choques y oscilaciones sinusoidales, del satélite 200 que comprende la estructura 100 primaria permitieron validar el comportamiento del satélite con respecto a las especificaciones requeridas.

Los resultados fueron validados para satélites de diferentes tamaños cuya masa varía, por ejemplo, entre 100 y 1000 kg. En el ejemplo ilustrado, el satélite presenta una envergadura de aproximadamente 1m x 1m x 1m50.

Como se representa parcialmente en la figura 8, un panel puede comprender una abertura 6 destinada, por ejemplo, al paso de un instrumento. El panel comprende, del mismo modo, una red de nervaduras. Esta red de nervaduras comprende en particular una nervadura 3b periférica que delimita la abertura 6.

Por otro lado, la red de nervaduras del panel puede comprender una nervadura 3a periférica que delimita todo el contorno del panel.

Las nervaduras están conectadas mediante placas adelgazadas, obtenidas por ejemplo durante el mecanizado de la placa metálica. El panel representado en la figura 8 comprende además una interfaz 7 portadora de instrumentos. La red de nervaduras comprende por tanto, por ejemplo, una nervadura 3c periférica que delimita esta interfaz 7 portadora de instrumentos. La interfaz portadora de instrumentos está cerrada por una placa 4b adelgazada cuyo espesor se determina según la necesidad de evacuación térmica del instrumento. Las placas adelgazadas se obtienen, por ejemplo, mediante la eliminación de material entre las nervaduras, en una u otra de las caras de la placa metálica.

Las placas 4b adelgazadas en las interfaces portadoras de instrumentos están dispuestas en el interior de la caja con respecto a las nervaduras, mientras que las otras placas 4a adelgazadas están dispuestas, por ejemplo, en el exterior de la caja con respecto a las nervaduras que sobresalen por tanto dentro de la caja. La vista de la figura 8 corresponde a una vista del interior de la caja. Las nervaduras sobresalientes en el interior de la caja permiten la fijación, por ejemplo mediante pegado y/o apriete, de elementos internos del vehículo espacial.

Como se puede observar en la figura 8, las nervaduras se realizan ensanchadas en determinadas posiciones correspondientes a puntos 8 de fijación taladrados y roscados.

La figura 9 representa según una vista en perspectiva otro ejemplo de panel. Este panel se obtiene por mecanizado de un único bloque metálico macizo. Las placas adelgazadas entre las nervaduras se obtienen mediante eliminación de material. Por tanto, se obtiene en cada panel una red de nervaduras entrecruzadas y conectadas entre sí por las placas adelgazadas.

La red de nervaduras está dispuesta, en cada panel, de manera que proporcione una rigidez determinada así como una transferencia de fuerzas entre un borde 5a proximal y un borde 5b distal con respecto al anillo de interfaz. Se entiende por borde proximal el borde orientado hacia el anillo de interfaz y se entiende por borde distal el borde orientado opuesto al anillo de interfaz.

Como se representa en la figura 9, cada panel lateral en la base de la caja comprende alojamientos 22 abiertos para recibir los insertos de amortiguación. Cada alojamiento está delimitado por una nervadura 3d, que se prolonga mediante una nervadura 3f que se extiende según una dirección longitudinal con respecto al eje A geométrico del anillo de interfaz.

El procedimiento de fabricación de un satélite comprende por tanto una etapa de definición de un número determinado de paneles para delimitar la caja 2 conectada al anillo de interfaz. Los paneles fijados entre sí permiten cerrar el volumen interior del satélite.

A partir de estas dimensiones de los paneles se pueden realizar etapas de mecanizado de cada panel, a partir de un único bloque metálico macizo del que se elimina material. Este bloque es por ejemplo una placa de aluminio.

A continuación se realiza un montaje de los paneles mecanizados directamente entre sí para formar la caja, un montaje de los insertos de amortiguación con el anillo de interfaz para formar la estructura primaria del satélite y un montaje de los elementos constitutivos del vehículo espacial directamente con paneles mecanizados. El orden de montaje de estos diferentes elementos constitutivos del vehículo espacial puede adaptarse ventajosamente según las necesidades.

Como se representa en la figura 9, la etapa de mecanizado hace aparecer una red de nervaduras entrecruzadas y conectadas entre sí por placas adelgazadas. Estas nervaduras se determinan, mediante cálculo, de modo que la red de nervaduras proporcione una rigidez determinada así como una transferencia de fuerzas en cada panel, entre un borde 5a proximal y un borde 5b distal con respecto al anillo de interfaz.

Las placas adelgazadas se mecanizan por ejemplo en el plano de una de las caras de la placa metálica inicial, apareciendo por tanto las nervaduras sobresaliendo de un lado o del otro. El mecanizado por fresado se realiza, por ejemplo, simplemente sobre una u otra de las caras de esta placa.

Cuando las nervaduras sobresalen del interior de la caja, se pueden fijar por tanto los elementos interiores a la nave espacial por pinzado y/o pegado.

Como se representa en la figura 10, el montaje se puede realizar simplemente atornillando directamente a los paneles mecanizados. Un tornillo puede atravesar un panel para fijarlo en un orificio roscado en otro panel. Del mismo modo se puede utilizar un soporte metálico atravesado por tornillos que se fijan en dos paneles dispuestos en ángulo recto.

Claims (12)

REIVINDICACIONES

1. Estructura (100) primaria para vehículo (200) espacial, que comprende un anillo (10) de interfaz y un número determinado de paneles (1a, 1b, 1c) que delimita una caja (2) dispuesta para cerrar un volumen interior del vehículo espacial, la caja (2) que está conectada al anillo de interfaz, los paneles laterales de la caja que son paralelos a un eje (A) geométrico del anillo de interfaz, el anillo de interfaz el cual está destinado a estar fijado temporalmente a un sistema que soporta la nave espacial en un lanzador, cada panel (1a, 1b, 1c) que es monolítico y se obtiene por mecanizado de un único bloque metálico macizo, los paneles (1a, 1b) laterales en la base de la caja que se conectan al anillo (10) de interfaz a través de insertos (60) de amortiguación, cada panel que comprende una red de nervaduras (3a, 3b, 3c, 3d) entrecruzadas y conectadas entre sí mediante placas (4a, 4b) adelgazadas, la red de nervaduras que está dispuesta, en cada panel, de manera que induzca al menos una rigidez determinada así como una transferencia de fuerzas entre un borde (5a) proximal y un borde (5b) distal con respecto al anillo de interfaz, los paneles (1a, 1b) laterales en la base de la caja que comprenden alojamientos (22) abiertos para recibir los insertos de amortiguación, cada uno de estos alojamientos que está delimitado por una nervadura (3d), esta última nervadura (3d) que se prolonga por al menos una nervadura (3f) que se extiende según una dirección longitudinal con respecto al eje (A) geométrico del anillo de interfaz.

2. Estructura (100) primaria según la reivindicación 1, donde dicha red de nervaduras comprende una primera nervadura (3a) periférica que delimita un contorno de cada panel, algunos de los paneles que comprenden al menos una abertura (6) y dicha red de nervaduras que comprenden por tanto al menos una segunda nervadura (3b) periférica que delimita dicha abertura, algunos de los paneles que comprenden al menos una interfaz (7) portadora de instrumentos y dicha red de nervaduras que comprende por tanto al menos una tercera nervadura (3c) periférica que delimita dicha interfaz portadora de instrumentos, esta interfaz que está cerrada por una de dichas placas (4b) adelgazadas que presenta un espesor determinado en función de la necesidad de evacuación térmica del instrumento.

3. Estructura (100) primaria según la reivindicación 2, donde las placas (4b) adelgazadas en las interfaces portadoras de instrumentos están dispuestas en el interior de la caja con respecto a las nervaduras mientras que otras placas (4a) adelgazadas están dispuestas en el exterior de la caja con respecto a las nervaduras que están dispuestas por tanto sobresaliendo hacia el interior de la caja para permitir fijar en la misma elementos internos del vehículo espacial.

4. Estructura (100) primaria según una de las reivindicaciones 1 a 3, donde las nervaduras están realizadas ensanchadas en posiciones determinadas correspondientes a puntos (8) de fijación taladrados y roscados.

5. Estructura primaria según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, donde cada inserto (60) de amortiguación comprende:

- una parte (62) externa fijada en su alojamiento (22) que se presenta en forma de un orificio de sección determinada, la parte (62) externa que presenta una superficie externa de la misma sección que el orificio y que es susceptible de ser insertada en el alojamiento,

- una parte (64) interna susceptible de ser fijada al anillo de interfaz y

- una capa (63) de elastómero entre la parte externa y la parte interna, las partes (62) externa e interna (64) que son coaxiales y que presentan superficies enfrentadas con muescas y desplazadas longitudinalmente entre sí, de manera que definen un volumen de forma ondulada que recibe la capa (63) de elastómero.

6. Satélite (200) artificial que comprende una estructura (100) primaria según una de las reivindicaciones 1 a 5.

7. Procedimiento de fabricación de un vehículo (200) espacial que comprende una etapa de definición de un número determinado de paneles (1a, 1b, 1c) que delimitan una caja (2) conectada a un anillo (10) de interfaz y dispuestos de manera que cierren un volumen interior del vehículo espacial, que comprende:

- una etapa de mecanizado de los paneles, cada uno de ellos realizado a partir de un único bloque metálico macizo del que se retira el material, para hacer aparecer una red de nervaduras (3a, 3b, 3c, 3d) entrecruzadas y conectadas entre sí mediante placas (4a, 4b) adelgazadas, la red de nervaduras que está dispuesta, en cada panel, para proporcionar una rigidez determinada así como una transferencia de fuerzas entre un borde (5a) proximal y un borde (5b) distal con respecto al anillo de interfaz;

- una etapa de montaje que comprende un montaje de los paneles mecanizados directamente entre sí para formar la caja, un montaje de insertos (60) de amortiguación con el anillo (10) de interfaz para formar una estructura (100) primaria del vehículo espacial, los insertos de amortiguación que se disponen directamente en paneles (1a, 1b) mecanizados paralelos a un eje (A) geométrico del anillo de interfaz y dispuestos en la base de la caja y un montaje de elementos constitutivos del vehículo espacial directamente con paneles mecanizados;

los alojamientos (22) abiertos para recibir los insertos de amortiguación son mecanizados en los paneles (1a, 1b) paralelos a un eje (A) geométrico del anillo de interfaz y dispuestos en la base de la caja, dejándose en la periferia de cada uno de estos alojamientos una nervadura (3d) y dejándose al menos una nervadura (3f) en su prolongación, según una dirección longitudinal con respecto al eje (A) geométrico del anillo de interfaz.

8. Procedimiento de fabricación según la reivindicación 7, donde al menos uno de los paneles está mecanizado de manera que su red de nervaduras comprenda al menos una nervadura (3c) periférica que delimita al menos una interfaz(7)portadora de instrumentos, esta interfaz que está cerrada por una de dichas placas (4b) adelgazadas que presenta un espesor determinado en función de una necesidad de evacuación térmica para el instrumento.

9. Procedimiento de fabricación según la reivindicación 8, donde dicho panel se mecaniza de modo que las placas (4b) adelgazadas en las interfaces (7) portadoras de instrumentos estén dispuestas en el interior de la caja con respecto a las nervaduras, mientras que otras placas adelgazadas están dispuestas en el exterior de la caja con respecto a las nervaduras que por tanto se disponen sobresaliendo hacia el interior de la caja para permitir fijar en la misma elementos internos del vehículo espacial.

10. Procedimiento de fabricación según una de las reivindicaciones 7 a 9, donde los paneles se mecanizan dejando una nervadura (3a) que delimita la periferia de cada panel.

11. Procedimiento de fabricación según una de las reivindicaciones 7 a 10, donde los paneles se mecanizan practicando al menos una abertura (6) y dejando al menos una nervadura (3b) que delimita la periferia de dicha abertura.

12. Procedimiento de fabricación según una de las reivindicaciones 7 a 11, donde las nervaduras se realizan ensanchadas en posiciones determinadas correspondientes a puntos (8) de fijación taladrados y roscados.