FR2584045A1 - Grand panneau solaire a frequence propre elevee pour satellite - Google Patents

Abstract

UN PANNEAU SOLAIRE 100, DEVANT ETRE PORTE PAR LE CORPS 20 D'UN SATELLITE 10, POSSEDE UN SUBSTRAT 160 DE GRANDE SURFACE POUR PORTER UN GRAND NOMBRE DE CELLULES SOLAIRES. LE SUBSTRAT EST SUPPORTE PAR UN CADRE 110 QUI COMPREND DEUX LONGERONS CONTINUS 120. CHAQUE LONGERON S'ETEND SUR TOUTE LA LONGUEUR DU CADRE. A L'ETAT RENTRE, LES LONGERONS SONT PLIES EN DEUX AUTOUR D'UNE LIGNE S'ETENDANT DANS LE SENS DE LEUR LONGUEUR, AVANT L'ENROULEMENT DE TOUT LE PANNEAU SOLAIRE OU AILE 100 AUTOUR DU CORPS 20 DU SATELLITE. POUR LE DEPLOIEMENT, LE CADRE AVEC LE SUBSTRAT SONT DEROULES DE LEUR POSITION AUTOUR DU CORPS DU SATELLITE ET LES LONGERONS SONT DEPLIES POUR AVOIR UNE RAIDEUR ACCRUE DANS UNE DIRECTION NORMALE AU PLAN DU SUBSTRAT 160.

Description

La présente invention concerne les satellites artifi-

ciels et plus particulièrement les structures de support pour le

montage de panneaux solaires à l'extérieur de satellites.

Il est bien connu qu'en beaucoup de cas, les systèmes électroniques contenus dans un satellite sont alimentés en énergie par des cellules solaires disposées en batteries sur des panneaux plats qui sont orientés de manière que les cellules captent le rayonnement solaire. A mesure que la diversité et les besoins en énergie des satellites ont augmenté, l'aire couverte par les cellules solaires s'est agrandie en conséquence. Par exemple, le satellite SATCOM-I possède une aire de cellules solaires d'environ 8 mètres carrés. Les systèmes d'énergie solaire actuels, comme ceux employés sur la famille de satellites SATCOM, utilisent une disposition o les cellules solaires sont portées par un certain nombre de panneaux plats qui sont articulés les uns aux autres et sont repliés en accordéon pour les amener à l'état rentré lors du lancement. Le dispositif est déplié en orbite pour exposer toute sa surface. De telles structures permettent de réaliser des panneaux solaires de taille suffisante pour répondre aux besoins actuels de puissance et dont la raideur suffit pour qu'il n'y ait pas d'interaction

notable entre le système de contrôle d'attitude et les panneaux.

Les satellites de radiodiffusion et de télévision directes,qui sont actuellement conçus, demanderont des panneaux solaires beaucoup plus grands pour répondre aux besoins en énergie de ces satellites. De tels panneaux ont une surface de plus de mètres carrés. Lorsqu'un tel système fait appel à des panneaux pliés en accordéon, il faut multiplier le nombre de panneaux nécessaires par deux ou plus, comparativement aux systèmes connus de ce type, pour que les panneaux puissent rentrer dans le véhicule lanceur. Cette augmentation du nombre de panneaux se traduit également par la multiplication des articulations et par

l'extension de l'envergure du système ou aile à l'état déployé.

Or, l'augmentation de l'envergure diminue les fréquences propres de l'aile, même si les matériaux légers les plus récents sont employés pour fabriquer l'aile. Ces fréquences propres peuvent être si basses qu'une quantité notable d'énergie est transmise à basse

fréquence de l'aile solaire au reste du satellite.

Ce couplage d'énergie à basse fréquence peut provoquer l'instabilité du satellite et/ou le mouvement excessif des panneaux solaires par rapport au satellite pendant les changements et les corrections d'attitude. Des procédures plus compliquées d'ajustement pour le contrôle d'attitude et l'utilisation de plus grandes quan- tités d'agents propulseurs, pour effectuer le contrôle d'attidude,

seront alors nécessaires, même s'il ne se produit pas d'instabilité.

La plus grande consommation d'agents propulseurs diminue la vie utile d'un satellite puisqu'elle réduit le temps pendant lequel le

satellite peut être maintenu à son poste à l'attitude voulue.

Il existe donc un besoin pour un panneau solaire de satellite, qui puisse être amené à un état rentré, c'est-à-dire à un plus faible encombrement, en vue du lancement, et qui possède une raideur suffisante, lorsqu'il est déployé, pour empêcher des interactions indésirées entre le système de contrôle d'attitude et la structure de support du panneau solaire, même si l'aire totale

du panneau est de l'ordre de 10 mètres carrés ou davantage.

L'invention part d'un dispositif comprenant au moins un panneau solaire ou aile qui est attaché par une extrémité radialement intérieure au corps d'un satellite. L'aile comprend

une ossature pour supporter un substrat porteur de cellules solaires.

Selon l'invention, l'ossature est formée par un cadre comprenant deux longerons mutuellement espacés qui s'étendent chacun sans solution de continuité le long du cadre, dans le sens de l'envergure, et les longerons sont faits d'un matériau dont la limite élastique (contrainte maximale admissible): (a) n'est pas dépassée lorsque les longerons sont enroulés dans un sens donné autour du corps du satellite pour amener l'aile à un état rentré ou état de faible encombrement et (b) est telle que, sous l'effet de la tension créée à l'enroulement, les longerons, quand ils sont libérés, se déroulent de leur position autour du corps du satellite

en amenant l'aile à un état déployé.

Selon un mode de réalisation particulier de ce dispositif, chacun des longerons: (a) lorsque l'aile est à l'état rentré, est réduit en une configuration ramassée présentant une rigidité minimale dans une direction normale à une grande face du

substrat et (b) prend, lorsque l'aile est déployée, une configu-

ration étendue présentant une rigidité accrue dans cette direction.

D'autres caractéristiques et avantages de l'invention

ressortiront plus clairement de la description qui va suivre de

plusieurs exemples de réalisation non limitatifs, ainsi que des dessins annexés, sur lesquels: - la figure 1 montre un satellite portant deux panneaux solaires ou ailes selon l'invention; - la figure 2 montre une partie d'une des ailes de la figure 1 après le repliage de l'un des deux profilés de chaque longeron sur l'autre profilé, l'aile étant prête à être enroulée; - la figure 3 montre le satellite à l'état de faible encombrement pour sa disposition dans un véhicule lanceur, les ailes ayant été enroulées autour de lui; - la figure 4 est un graphique utile pour déterminer les hauteurs maximales des profiles à utiliser dans un dispositif selon l'invention; - la figure 5 montre le satellite pendant le processus de déploiement, les ailes étant partiellement déroulées; - la figure 6 montre le satellite avec les ailes complètement déroulées, mais avant le déploiement de leurs bras et avant le dépliage des longerons; la figure 7 montre le satellite au cours d'un processus de déploiement utilisant une séquence de déroulement différente, les ailes étant montrées en position partiellement déroulée; et - les figures 8a, 8b et 9 à 11 montrent des variantes

de réalisation des longerons.

La figure 1 représente schématiquement un satellite 10 comprenant un corps 20 et des panneaux solaires ou ailes 100 et 100'

selon l'invention. Dans la description qui va suivre, les références

sans accent (') concernent de manière générale des éléments de l'aile 100 ou 100'. C'est seulement dans le cas o une distinction doit être faite entre des éléments de l'aile 100 et de l'aile 100' que des éLéments de cette dernière seront désignés par des références

avec un accent (').

Chaque aile 100 comporte un cadre rectangulaire 110 qui est constitué de membrures longitudinales 120, s'étendant en continu dans le sens de l'envergure et appeLées "longerons", ainsi que de membrures 140 s'étendant en continu dans le sens transversal et appelées "traverses". Un longeron 120 est disposé le long de chaque bord latéral du cadre 110. Les longerons 120 s'étendent sur toute la longueur du cadre 110 et depuis une extrémité radialement intérieure 112 située relativement près du corps 20 du satellite jusqu'à une extrémité radialement extérieure 114 se trouvant à une

distance relativement grande de ce corps de satellite. Les tra-

verses 140 font un angle droit avec les longerons 120 et sont mutuellement espacées le long du cadre 110. Chaque traverse est

attachée rigidement aux deux longerons.

Le cadre 110 forme une structure rigide sur laquelle est tendu un substrat porteur de cellules solaires sous la forme

d'une feuille flexible ou membrane 160 qui est mince mais résistante.

Cette feuille peut être faite de n'importe quel matériau adéquat, par exemple de "Kapton", "Kevlar", "Mylar", aluminium, fibre de verre, graphite et d'autres matériaux encore. Des cellules solaires pour la conversion d'énergie solaire en électricité sont disposées

sur une grande face du substrat, s'étendant dans Le sens de l'enver-

gure du cadre 110 et dans le sens transversal de ce cadre.

Chacun des longerons 120 de ce mode de réalisation préféré comprend deux profilés 122 et 124. Le profilé 122 s'étend

sur toute la longueur du cadre 110, depuis son extrémité inté-

rieure 112 à son extrémité extérieure 114, et est rigidement attaché aux traverses 140. Le profilé 124 est attaché au profilé 122

par une série de bandes flexibles 126 qui, à l'état déplié, main-

tiennent les profilés 122 et 124 à distance l'un de l'autre dans une direction perpendiculaire au plan de la feuille 160. Dans cette configuration, les longerons 120 augmentent la raideur du cadre 110, rendant ce dernier plus résistant à la flexion dans une direction normale au plan du substrat 160. Les bandes 126 sont fabriquées d'un matériau suffisamment raide pour maintenir le

profilé 124 à la position dépliée représentée sur la figure 1.

Les profilés 122 et 124 sont continus et exempts d'articulations,

afin que la cadre de l'aile possède des caractéristiques uniformes.

Le système d'ancrage et d'orientation employé pour les

ailes 100 et 100' est semblable aux systèmes d'ancrage et d'orien-

tation déjà utilisés sur des satellites pour des panneaux articulés.

Ce système oriente les ailes 100 et 100' déployées pour les main-

tenir face au soleil. Un tel système est également appelé ici "système de commande d'attitude de l'aile". Le cadre 110 de l'aile 100 est attaché au corps 20 du satellite par un bras en Y désigné par 102 et qui comprend un élément de base 104 et un

élément extérieur 106. L'élément de base 104 forme la barre infé-

rieure du Y et est attaché par l'une de ses extrémités à l'élément extérieur 106 et par l'autre au système de commande d'attitude de l'aile 22 sur le corps 20 du satellite. Le système 22 fait tourner le bras 102 déployé de manière à maintenir l'aile déployée en face du soleil (c'est-àdire dans l'attitude pour capter l'énergie solaire). Les extrémités 108 de l'élément extérieur 106 sont

attachées rigidement à la traverse 140 située à l'extrémité inté-

rieure 112 du cadre 110. Pour permettre de rentrer le bras 102 en vue du lancement, son élément de base 104 est attaché à l'élément extérieur 106 par une articulation 105 et est attaché au système de commande 22 par une articulation 103. Ces deux articulations

sont du type à accrochage en fin d'extension de l'articulation.

Donc, ces articulations sont accrochées ou verrouillées lorsque l'élément de base 104 et l'élément extérieur 106 sont situés dans le même plan et lorsque l'élément de base 104 est axialement aligné

avec le système de commande 22, comme représenté sur la figure 1.

Des amortisseurs 180, du type à liquide visqueux et à mouvement continu, sont montés à l'extrémité extérieure 114 sur chaque côté du cadre 110. Ces amortisseurs emmagasinent et contrôlent le dévidage d'un câble de retenue 184 (visible sur la figure 3) dont l'extrémité "libre" est attachée au cadre près de son extrémité intérieure 112. Ce système de retenue contrôle la vitesse de déploiement de son aile à partir d'un état rentré ou de faible encombrement o l'aile est enroulée autour du satellite. Des poulies 182 sont montées sur les profiles 122 pour guider les câbles 184. Ces poulies sont de préférence espacées mutuellement d'environ 45 , le long du profilé 122, à sa position enroulée prêt au Lancement (figure 3). Les poulies peuvent aussi être

espacées différemment.

La figure 2 montre une partie de l'aile supérieure 100 avec ses longerons 120 en position repliée, o te profilé 124 de chaque longeron a été amené de sa position dépliée jusqu'à côté du profilé 122. Pendant ce déplacement, le profilé 124 est tourné de 180 autour de son axe longitudinal. De ce fait, le côté 124a de ce profité qui est dirigé vers l'extérieur à l'état replié, est dirigé vers l'intérieur, vers l'autre côté du cadre 110, à l'état déplié. En position repliée, les bandes 126 sont courbées suivant un arc de 180 et leurs extrémités attachées aux profilés 122 et 124 sont parallèles. Il est préférable que les bandes 126 soient attachées aux côtés 122a et 124a, des profilés 122 et 124, qui sont éloignés l'un de l'autre lorsque les profilés sont ainsi repliés l'un sur l'autre. Ainsi attachées, les bandes 126 peuvent avoir un plus grand rayon de courbure que si elles étaient attachées aux côtés s'appliquant l'un contre l'autre dans la représentation de la figure 2. Le matériau desbandes doit être suffisamment souple pour ne pas subir une déformation permanente, à l'état replié, car cela empêcherait le retour spontané des bandes à leur position étendue, représentéesur la figure 1, o les bandes sont situées dans un plan, lorsque te profilé 124 est libéré de sa position à

côté du profilé 122.

La configuration représentée sur la figure 2 est cettle

à laquelle l'aile est amenée avant d'être enrouLée autour du sateL-

lite, en préparation du lancement, et l'état de repliage des lon-

gerons dure jusqu'à la fin du processus de déroulement, o les

profilés 124 sont libérés de leur position à côté des profilés 122.

Bien que les profilés 122 et 124 représentés possèdent les mêmes dimensions en section droite, ils peuvent aussi avoir des sections différentes, si désiré. En pareil cas, le profilé 122 aura normalement la même section que les traverses 140 et cette section sera déterminée par le degré de raideur que l'on désire

conférer au substrat 160 portant les cellules solaires. Les pro-

filés 124 seront dimensionnés en fonction des besoins pour former un longeron 120 qui, à l'état déplié, possède le degré désiré de

raideur dans la direction perpendiculaire au plan du substrat 160.

La figure 3 montre le corps 20 du satellite et ses ailes à l'état rentré ou réduit à un faible encombrement en vue du lancement. Les articulations 103 et 105 (non représentées sur la figure 3) sont déverrouillées pour permettre le repliage des bras 102. A cette position, les ailes 100 et 100' sont enrou-

lées en spirale et dans le même sens autour du corps 20 du satel-

lite. Dans cette représentation, l'aile 100 est attachée au dessus

du corps 20 et l'aile 100' est attachée au dessous du corps 20.

Les ailes de ce mode de réalisation peuvent être enroulées avec les bandes de liaison 126 des longerons dirigées vers l'intérieur ou vers l'extérieur, selon les préférences; sur la figure 3, elles sont dirigées vers l'intérieur. Si les ailes possèdent chacune une longueur supérieure à la moitié de la circonférence du cercle d'enroulement autour du satellite, les deux ailes 100 et 100' présenteront au moins un recouvrement partiel. Dans un tel cas, chaque aile se trouve le plus à l'extérieur sur une moitié du pourtour du satellite. L'angle d'enroulement est fonction de la longueur de l'aile; la figure 3 montre un enroulement d'environ 360 . On a utilisé un nombre plus ou moins grand de bandes 126

espacées, et non pas un seul voile continu, pour relier les pro-

filés 122 et 124 de chaque longeron, à la fois pour éviter du poids inutile et pour limiter la hauteur des longerons, en vue de l'enroulement, comparativement à la hauteur de celui des deux profilés 122 et 124 ayant la plus grande hauteur. Ainsi, c'est la limite élastique des profilés 122 et 124 qui devient le facteur

limitant la réduction du rayon d'enroulement des ailes.

La nécessité d'enrouler les ailes de cette manière autour du satellite pour réduire l'encombrement, sans dépasser la limite élastique des profilés 122 et 124, impose une limite à la hauteur de ces profilés dans la direction perpendiculaire au plan de la feuille 160. Tant que les contraintes produites dans ces profilés pendant l'enroulement ou le déroulement, ou pendant le lancement, ne dépassent pas les limites prévues, les profilés

reprendront leur position droite au déroulement.

La figure 4 est un graphique o la contrainte produite dans des profilés de différents matériaux lors de l'enroulement avec un rayon de 1,54 m est représentée en fonction de la hauteur du profilé perpendiculairement à l'aire de cellules 160 sur la figure 1. Sur chacune des droites de ce graphique, le point marqué correspond à la position o les deux tiers de la limite élastique du matériau sont atteints pour l'alliage, de résistance relativement élevée, spécifié au point en question. La position de ces points dans la direction Y indique la hauteur qu'un profilé peut avoir sans dépassement des deux tiers de la limite élastique de l'alliage concerné. Le point marqué 7079 sur la droite pour l'aluminium se rapporte à l'alliage d'aluminium 7079, le point marqué 6A1- 4V sur la droite pour le titane se rapporte à l'alliage de titane 6A1-4V et les points sur la droite pour l'acier se rapportent aux alliages A-286 et PH15-7Mo. A partir de ces valeurs, des hauteurs de profilé maximales pour un rayon d'enroulement de 1,54 mètre et deux tiers de la limite élastique peuvent être déterminées facilement pour chacun des alliages de haute résistance appartenant aux catégories dont les alliages figurant dans le graphique sont des exemples représentatifs. On peut employer aussi des matériaux non métalliques, à condition qu'ils possèdent les caractéristiques nécessaires pour pouvoir être utilisés dans un panneau solaire du type dont il est

question ici.

Les droites du graphique de la figure 4 peuvent être tirées de l'une quelconque des formes suivantes de l'équation de

contraintes: -

S = Er 2SR o S -= ou r ET o 2RE r = épaisseur maximale perpendiculairement à la surface 160 du longeron replié; S = contrainte produite par l'enroulement de l'aile; R = rayon de courbure minimal du longeron enroulé (1,54 m pour le graphique de la figure 4);

E = module d'élasticité du matériau concerné.

Il est préférable d'utiliser des tubes carrés pour les profilés 122 et 124 afin d'obtenir un moment d'inertie maximal pour une masse et un rayon d'enroulement donnés. Des profilés ayant d'autres sections droites sont cependant utilisables aussi. La section de profilé maximale permettant l'enroulement sur un satellite à loger dans un espace d'un diamètre de 3, 66 mètres (ce qui est la limite pour le véhicule lanceur Ariane-4) varie d'environ 0,7 cm à environ 1,8 cm pour les matériaux mentionnés ici. On dispose d'un diamètre plus grand, d'environ 4,7 mètres, dans la navette américaine, ce qui permettrait un plus grand

rayon d'enroulement, donc aussi une plus grande hauteur de pro-

filé pour un matériau donné.

Ces hauteurs de profilé sont en elles-mêmes insuffi-

santespour conférer à l'aile 100 une raideur qui suffit à porter la fréquence propre de l'aile déployée (pour un mouvement dans la direction d'enroulement) à une valeur acceptable. Pour cette raison, les longerons 120 ont eux-mêmes été réalisés pour pouvoir être dépliés, après le déroulement, afin d'augmenter la raideur

dans cette direction.

Les amortisseurs 180, 180', les poulies 182, 182' et les câbles 184, 184' passant sur elles maintiennent les ailes 100, ' à la position rentrée illustrée sur la figure 3 jusqu'à leur libération pour le déploiement. Pendant le lancement, des câbles supplémentaires de sûreté peuvent entourer l'ensemble de la structure pour empêcher le déploiement prématuré des ailes. Ces câbles de sûreté sont détachés, avant le déploiement des ailes, par un mécanisme de libération adéquat, par exemple par des

boulons pyrotechniques.

A l'état rentré, les câbles 184, 184' de retenue et de contr8le du déploiement s'étendent suivant des cordes des spirales définies par les ailes enroulées. Comme ces cordes sont plus courtes que les arcs suivant lesquels s'étendent les ailes, les câbles doivent être allongés pour que les ailes puissent se déployer. En limitant la vitesse de dévidage des câbles, les amortisseurs visqueux à rotation continue 180 limitent la vitesse à laquelle les ailes se déroulent. Cette vitesse de déroulement doit être limitée à une valeur empêchant l'endommagement des ailes lors de leur déroulement et empêchant le dépassement excessif de la position finale voulue lorsqu'elles atteignent cette position de

déroulement complet o elles sont planes.

Sur la figure 5, les ailes sont représentées partiel-

lement déroulées de leur position autour du corps 20 du satellite lors d'un processus de déroulement uniforme. Au stade représenté, les bras 102 n'ont pas encore pris leur position d'extension o ils maintiennent les ailes 100 à peu près radialement par rapport au satellite, et les profilés 124 sont encore situés à côté des

prolilés 122, les bandes de liaison 126 étant encore recourbées.

Le déroulement continu des ailes mène à la situation illustrée sur la figure 6, o les ailes sont complètement déroulées (la feuille 160 est à présent plane), mais les profilés 124 sont toujours situés à c6té des profilés 122 et les bras 102 ne sont pas encore déployés. Quand le déploiement a atteint ce point, les bras peuvent être étendus, de sorte que leurs articulations 103 et 104 sont verrouillées, et les profilés 124 peuvent être Libérés de leur position repliée. Cette libération est normalement produite

au moyen de boulons pyrotechniques ou d'autres éléments d'attache.

Dès que les profilés 124 ont été libérés, les bandes 126 se déplient spontanément et prennent une position droite, amenant ainsi les profilés 124 à la position illustrée sur la figure 1. Après le dépliage des longerons 120, l'élément de base 104 du bras est tourné plus vers l'extérieur, depuis la position rentrée, et

l'articulation 105 entre l'élément de base 104 et l'élément supé-

rieur 106 du bras est verrouillée à la position déployée Lorsque

l'élément de base 104 est situé dans le même plan que l'élément 106.

Une fois que l'élément de base 104 est aligné avec l'axe du système de commande d'attitude de l'aile 22, l'articulation intérieure 103

est également verrouillée.

Au lieu du déroulement uniforme montré sur la figure 5, on peut préférer dérouler les ailes en produisant en même temps leur aplatissement, comme représenté sur la figure 7. Lors de ce déroulement, les extrémités extérieures des ailes, en se déroulant, prennent une forme plane avant que les parties intérieures des ailes ne commencent à se dérouler. Ainsi, sur la figure 7, les parties des ailes désignées par 100oa et 100a' ont pris une forme plane, tandis que des parties situées plus à l'intérieur n'ont pas

encore commencé à se dérouler. Les positions de départ des amor-

tisseurs 180, 180', à l'état rentré, sont représentées en tireté sur la figure 7. Ce mode de déroulement assure que les ailes ne frottent pas L'une sur l'autre. On peut L'obtenir en retenant Le câble à chaque pouLie jusqu'à ce que La portion d'aiLe située à l'extérieur, par rapport à la poulie, se soit mise à plat. De cette manière, le déroulement est progressif et les deux ailes 100 et ' se déroulent toujours sur des côtés opposés du corps 20 du satellite. Une autre façon d'obtenir ce déroulement-aplanissement

consiste à fixer les câbles des amortisseurs aux extrémités exté-

rieures des ailes à leurs cadres, aux points 190, 190', juste en dehors de l'extrémité extérieure de l'autre aile. Ainsi, les amortisseurs et les câbles contrôleront seulement le déroulement de la partie de chaque aile se trouvant le plus vers l'extérieur à l'état rentré. Un deuxième jeu d'amortisseurs, avec leurs propres câbles, s'étendant vers l'intérieur, serait alors monté aux points 190, 190' pour contrôler le déroulement des parties suivantes des ailes, alors que les parties situées le plus à l'extérieur

sont déjà planes. Selon encore une autre variante, le déroulement-

aplanissement peut être produit en rendant l'aile plus raide à son extrémité située à l'extérieur, à l'état rentré,qu'à son extrémité intérieure, la raideur variant de façon régulière de l'extrémité extérieure à l'extrémité intérieure. On obtiendra ainsi l'extension à plat naturelle de l'extrémité extérieure de l'aile avant le

déroulement de son extrémité intérieure.

Des cellules solaires sont placées sur l'une ou l'autre face de chaque feuille 160. Le choix de la face destinée à porter les cellules est guidé par des considérations telles que (a) la

protection des cellules contre les rayures et d'autres endomma-

gements pendant le processus de rentrée des ailes en préparation du lancement et pendant le déploiement dans l'espace et (b) les besoins en énergie pendant que le satellite se trouve sur l'orbite de transfert de son orbite de lancement jusqu'à sa position à l'altitude des satellites géostationnaires. Lorsque le satellite est en orbite géosynchrone, les ailes seront déployées et le satellite prendra son poste de travail permanent. Si les deux ailes sont enroulées de manière que les cellules solaires sur les feuilles 160 soient dirigées vers l'intérieur (vers le corps 20 du satellite), aucune cellule solaire ne sera exposée pour capter de l'énergie pendant le temps o le satellite est sur l'orbite de transfert, ce qui peut durer plusieurs jours. Par contre, si les feuilles 160 portent des cellules solaires sur leurs faces dirigées vers l'extérieur, des cellules sur l'une ou sur les deux ailes 100 seront exposées au soleil et pourront produire de

l'énergie, malgré le fait que les ailes soient rentrées.

Différentes autres structures utiles pour la mise en oeuvre de l'invention sont représentées sur les figures 8a, 8b et 9-11. La figure 8a montre un longeron 220 à l'état dépLoyé. Il comprend un profilé 222 (qui correspond au profilé 122 sur la figure 1) et un profilé creux 224 de forme plate et de section droite rectangulaire, qui est attaché par des articulations 226 au profiLé 222. A sa position repliée (montrée sur la figure 8b),

le profiLé 224 est situé dans le plan des traverses 240, à l'ex-

térieur du profilé 222. Un bras de blocage à glissement 228 peut coopérer avec un ressort de dépliage 229 pour fixer le profilé 224 perpendiculairement aux traverses 240 à la position dépliée. A partir de la position repliée, le profilé 224 peut être tourné hors du plan des traverses, jusqu'à sa position dépliée, soit par le ressort 229, soit par des articulations à ressort. Pendant que le profilé 224 tourne hors du plan des traverses 240 vers sa position dépliée, l'extrémité 228a du bras 228 glisse le long de

la traverse 240, jusqu'à ce que son extrémité 228a vienne s'encli-

queter dans un cran d'un crochet à ressort 230.

La figure 9 montre une variante de réalisation pour un tel profilé pivotant. Le profilé 224 de la figure 8a est remplacé dans ce cas par un élément 234 qui est formé par une tôle mince

mais rigide 235, possédant un bord libre renforcé 236.

La figure 10 montre une variante de réalisation 320

pour le longeron 120 décrit en référence à la figure 1. Le lon-

geron 320 de la variante de figure 10 comporte un profilé 322 sous

forme d'un profilé en U rectangulaire qui est fixé aux traverses 340.

Le côté ouvert du profilé 322 est dirigé vers le côté ouvert d'un second profilé en U rectangulaire 324. A l'état replié ou, plus précisément, àl'état rétracté dans ce cas, le profilé 324 est emboîté dans le profilé 322. Les deux profilés sont attachés l'un à l'autre par des bras comme celui désigné par 326. Les bras sont articulés sur les deux profilés. Lorsque le profilé 324 est écarté de sa position rétractée (lorsqu'il est écarté du profilé 322) à sa position étendue, Les bras 326 tournent d'une position verticale à une position horizontale. Les bras 326 des longerons sont retenus

par des verrous à ressort 328 à leur position étendue lorsqu'ils -

atteignent cette position. Le mouvement du longeron 324 de sa position rétractée à sa position étendue peut être contrôlé par

des ressorts, comme celui désigné par 330.

La figure 11 montre encore une autre variante d'un longeron. Celui-ci, désigné par 420, comporte un seul profilé continu 422, s'étendant dans le sens de l'envergure, et un certain nombre d'éléments ou chapeaux séparés 424 qui sont attachés à un côté du profilé 422, de manière à se trouver à une certaine distance de lui. Les chapeaux 424 sont destinés à travailler à la compression et ils sont dimensionnés et disposés de manière à former une seule structure continue lorsque le profilé 422 est droit. Les chapeaux comprimés permettent d'enrouler le profilé 422 autour d'un centre qui est situé sous lui dans la représentation de la figure 11, puisque les chapeaux n'offrent pas de résistance à la flexion du profilé dans ce sens. Par contre, à l'état déployé, le longeron 420 possède une résistance à la flexion (supérieure à celle procurée par le seul profilé 422) autour d'un centre situé au-dessus du longeron dans la représentation de la figure 11, du fait que les

bords des chapeaux 424 s'appliquent les uns contre les autres.

En d'autres termes, lorsque les chapeaux 424 sont mutuellement en contact, le longeron 420 forme un profilé dont la hauteur va du dessus du profilé 422, sur la figure 11, jusqu'au dessus des chapeaux 424. Si les chapeaux sont modifiés de manière que les bords de contact s'attachent en plus les uns aux autres à l'état déployé, on obtient un longeron 422 qui offre également de la résistance accrue à la flexion (au-delà de celle procurée par le

seul profilé 422) autour d'un centre situé sous le longeron.

258404f

Claims (10)

REVENDICATIONS

1. Dispositif comprenant au moins un panneau solaire ou aile (100 ou 100', figure 1) attaché (en 102) par une extrémité radialement intérieure (112) au corps (20) d'un satellite (10), l'aile comprenant une ossature (110) pour supporter un substrat (160) porteur de cellules solaires, caractérisé en ce que l'ossature est

formée par un cadre (110) comprenant deux longerons (120) mutuel-

lement espacés qui s'étendent chacun sans solution de continuité le long du cadre,dans le sens de l'envergure, et en ce que les longerons sont faits d'un matériau dont la limite élastique: (a) n'est pas dépassée lorsque les longerons sont enroulés dans un sens donné autour du corps du satellite pour amener l'aile à un état rentré ou état de faible encombrement (figures 3, 5 ou 7) et (b) est telle que, sous l'effet de la tension créée à l'enroulement, les longerons, quand ils sont libérés, se déroulent de leur position autour du corps (20) du satellite en amenant L'aile à un état

déployé (figure 1, par exemple).

2. Dispositif selon la revendication 1, dans lequel chacun des longerons: (a) lorsque l'aile est à l'état rentré, est réduit en une configuration ramassée, notamment par repliage (figures 2, 8b ou 11),présentant une rigidité minimale dans une direction normale à une grande face du substrat (160) et (b) prend, lorsque l'aile est déployée,une configuration étendue, notamment

par dépliage, présentant une rigidité accrue dans ladite direction.

3. Dispositif selon la revendication 2, dans lequel chaque longeron comporte un premier et un second profilé (122, 124) qui sont parallèles, ainsi qu'un moyen (126) pour relier de façon flexible les profilés relativement rigides entre eux et pour les

maintenir à distance l'un de l'autre dans une direction perpendi-

culaire au plan du substrat portant les cellules solaires lorsque le longeron est à l'état étendu, et pour permettre la juxtaposition

des profilés lorsqu'il est réduit à la configuration ramassée.

4. Dispositif selon la revendication 3, dans lequel le moyen de liaison est constitué de bandes flexibles individuelles (126) qui sont espacées les unes des autres dans le sens des longueurs

des profilés et qui sont attachées par leurs extrémités aux profilés.

5. Dispositif selon l'une quelconque des revendications

précédentes, dans lequel le cadre (110) comporte, en outre, des éléments supplémentaires (140, 240, 340, etc.), qui sont espacés les uns des autres, s'étendent traversalement aux longeronsdans le sens de la largeur de l'aile, et sont attachés aux longerons.

6. Dispositif selon l'une quelconque des revendications

précédentes, comprenant en outre:

au moins un câble (184) fixé entre l'extrémité radia-

lement intérieure et une extrémité radialement extérieure (114) de l'aile, ce câble étant destiné à être dévidé pendant le déploiement de l'aile en vue du contrôle du déroulement de l'aile à partir de L'état rentré à l'état déployé; un moyen (182) attaché à des points espacés le long du cadre de l'aile et servant à supporter et à guider le câble pendant le déploiement de l'aile; et

un moyen (180) pour contrôler le dévidage du câble.

7. Dispositif selon la revendication 6 ou 7, dans lequel le moyen destiné à supporter le câble est constitué par des poulies s'étendant vers le côté du substrat porteur de cellules solaires

pour recevoir le câble.

8. Dispositif selon la revendication 6 ou 7, dans lequel le moyen pour contrôler le dévidage du câble est constitué par un amortisseur.

9. Dispositif selon L'une quelconque des revendications

précédentes, dans lequel chacun des longerons possède une longueur supérieure à La moitié de la circonférence du cercle d'enroulement

autour du corps (20) du satellite.

10. Dispositif selon l'une quelconque des revendications

précédentes, comprenant une deuxième aile et dans Lequel les longerons des deux ailes sont enroulés dans le même sens autour du corps (20) du satellite lorsque les ailes (100, 100') sont à l'état rentré

(figure 3).