FR2588526A1 - Mechanism for automatic deployment of an appendage of a space vehicle which is given a rotational movement about itself - Google Patents
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Abstract
Description
Mécanisme de déploiement automatique d'un appendice
d'un véhicule spatial animé d'un mouvement de
rotation sur lui-meme
La présente invention concerne un mécanisme permettant d'assurer le déploiement automatique d'un appendice tel qu'un panneau solaire, sur un véhicule spatial constitué notamment par un satellite animé d'un mouvement de rotation sur lui-même.Automatic deployment mechanism of an appendix
of a space vehicle animated by a movement of
rotation on itself
The present invention relates to a mechanism for ensuring the automatic deployment of an appendage such as a solar panel, on a spacecraft consisting in particular of a satellite animated with a rotational movement on itself.
La mise sur orbite d'un satellite artificiel autour de la terre s'effectue en plusieurs étapes. The putting into orbit of an artificial satellite around the earth takes place in several stages.
Ainsi, dans le cas d'un satellite géo-stationnaire, celui-ci est généralement placé lors de son lancement sur une orbite basse quasi-circulaire dont l'altitude est par exemple d'environ 200 km. Il est seulement transféré par la suite sur son orbite définitive, cons tituée dans ce cas par une orbite géo-stationnaire quasi-circulaire, située à environ 36000 km de la terre.Thus, in the case of a geostationary satellite, it is generally placed when it is launched on an almost circular low orbit whose altitude is for example about 200 km. It is only later transferred to its final orbit, which in this case is a quasi-circular geostationary orbit located about 36,000 km from the earth.
Le passage de L'orbite basse à L'orbite géostationnaire est effectué au cours d'une phase dite de transfert. La phase de transfert comprend tout d'abord des manoeuvres dites de périgée au cours desquelles te satellite passe de L'orbite basse à une orbite elliptique de transfert dont Le périgée se situe sur L'orbite géo-stationnaire à atteindre. Le passage de l'orbite elliptique de transfert à L'orbite géo-stationnaire s'effectue au cours de manoeuvres d'apogée constituant la deuxième partie de La phase de transfert. The transition from low orbit to geostationary orbit is made during a so-called transfer phase. The transfer phase firstly includes so-called perigee maneuvers during which the satellite moves from the low orbit to an elliptical transfer orbit whose perigee is located on the geostationary orbit to be reached. The transition from the elliptical transfer orbit to the geostationary orbit takes place during apogee maneuvers constituting the second part of the transfer phase.
Au - cours de cette phase de transfert, et notamment Lors des manoeuvres d'apogée, le satellite est soumis à des sollicitations mécaniques importantes. During this phase of transfer, and particularly during climatic maneuvers, the satellite is subject to significant mechanical stress.
Or, les mécanismes actuels de déploiement des panneaux solaires comprennent généralement des organes de commande et des structures qu'il serait trop contraignant de dimensionner pour résister à ces sollicitations mé caniques, si le déploiement était réalisé en phase de transfert. Pour cette raison, ces mécanismes sont souvent prévus pour ne fonctionner qu'après la mise en orbite géo-stationnaire du satelLite.However, the current mechanisms for deploying solar panels generally include control members and structures that would be too restrictive to dimension to withstand these mechanical solicitations, if the deployment was carried out in the transfer phase. For this reason, these mechanisms are often designed to work only after the geo-stationary orbit of the satellite.
Lors de La phase de transfert, les équipements opérationnels du satellite sont généralement à
L'état de veille ou hors fonctionnement. Cependant, certains organes vitaux de survie et de surveillance du satellite nécessitant de L'énergie électrique doivent pouvoir fonctionner. Il est donc nécessaire de disposer au cours de la phase de transfert d'une certaine quantité d'énergie électrique.During the transfer phase, the operational equipment of the satellite is generally
Standby state or out of operation. However, some vital survival and monitoring satellite organs that require electrical power must be able to operate. It is therefore necessary to have during the transfer phase a certain amount of electrical energy.
Par ailleurs, la durée de la phase de transfert peut être relativement longue, puisqu'elle peut comporter Le parcours de plusieurs orbites elliptiques de transfert dont la durée unitaire est d'environ 10 heures. L'énergie électrique ne peut donc être fournie exclusivement par Les sources secondaires d'électricité telles que les batteries chimiques équipant le satellite, car cela conduirait à un poids et à un encombrement trop élevés. Furthermore, the duration of the transfer phase may be relatively long, since it may comprise the path of several elliptical transfer orbits whose unit duration is about 10 hours. Electrical energy can not be provided exclusively by secondary sources of electricity such as chemical batteries equipping the satellite, because it would lead to too much weight and bulk.
Dans le cas d'un satellite artificiel stabilisé suivant trois axes au cours de la phase de transfert, il a été proposé dans la demande de brevet français n0 2 505 288 appartenant à La demanderesse de résoudre ce problème en réalisant un déploiement partiel des panneaux solaires, dès que la manoeuvre de périgée est effectuée. In the case of an artificial satellite stabilized along three axes during the transfer phase, it has been proposed in the French patent application No. 2,505,288 belonging to the Applicant to solve this problem by carrying out a partial deployment of the solar panels. as soon as the perigee maneuver is carried out.
Cependant, dans certains cas de satellite spinné en phase de transfert, c'est-à-dire d'un satellite animé au cours de cette phase d'un mouvement de rotation autour d'un axe propre qui peut être par exemple L'axe longitudinal du satellite, La solution proposée dans ce brevet français n'est pas satisfaisante. En effet, L'énergie électrique fournie par le déploiement d'un seul panneau de chacune des ailes peut devenir alors insuffisante. Dans ce cas, il est donc nécessaire d'augmenter la surface des cellules solaires exposées lors de la phase de transfert. However, in certain cases of spinned satellite in the transfer phase, that is to say a satellite animated during this phase of a rotational movement about a proper axis which can be for example the axis The solution proposed in this French patent is not satisfactory. Indeed, the electrical energy provided by the deployment of a single panel of each wing may then become insufficient. In this case, it is therefore necessary to increase the area of the exposed solar cells during the transfer phase.
L'invention a précisément pour objet un nouveau mécanisme de déploiement permettant d'effectuer le déploiement complet des générateurs solaires lors de la phase de transfert d'un satellite spiné, sans apport d'énergie autre que la force centrifuge résultant de la rotation du satellite sur lui-même. L'absence de tout dispositif mécanique du type ressort ou barre de torsion pour assurer le déploiement de générateurs solaires permet de supprimer tout risque de rupture de ces dispositifs pouvant résulter des sollicitations mécaniques auxquelles est soumis le satellite lors des manoeuvres d'apogée. Le déploiement complet des générateurs solaires est ainsi assuré. The subject of the invention is precisely a new deployment mechanism making it possible to carry out the complete deployment of the solar generators during the transfer phase of a spined satellite, without any input of energy other than the centrifugal force resulting from the rotation of the satellite. on himself. The absence of any mechanical device of the spring or torsion bar type to ensure the deployment of solar generators eliminates any risk of rupture of these devices may result from mechanical stresses to which the satellite is subjected during apogee maneuvers. The complete deployment of solar generators is thus ensured.
A cet effet et conformément à L'invention, il est proposé un mécanisme de déploiement automatique d'un appendice fixé sur une face d'un véhicule spatial, sous le seul effet d'une rotation de ce véhicule autour d'un axe 0, ledit appendice comprenant au moins deux panneaux consécutifs articulés et présentant un centre de gravité G, ce mécanisme de déploiement étant caractérisé en ce qu'il agit sur chacun des panneaux de façon à accroitre en permanence la distance séparant l'axe de rotation O du véhicule du centre de gravité G dudit appendice, depuis une position initiale dans laquelle les panneaux sont complètement repliés, jusqu'à une position finale dans laquelle les panneaux sont complètement ouverts et alignés avec la face du véhicule sur laquelle l'appendice est fixé. For this purpose and in accordance with the invention, there is provided a mechanism for automatic deployment of an appendage fixed on one side of a space vehicle, under the sole effect of a rotation of this vehicle about an axis 0, said appendix comprising at least two consecutive panels articulated and having a center of gravity G, this deployment mechanism being characterized in that it acts on each of the panels so as to permanently increase the distance separating the axis of rotation O of the vehicle the center of gravity G of said appendix, from an initial position in which the panels are completely folded, to a final position in which the panels are completely open and aligned with the face of the vehicle on which the appendix is attached.
De cette manière, sans faire intervenir l'énergie cinétique des panneaux, leur centre de gravité sera placé dans un champ de gravité centrifuge qui conduit pour chaque position, à un apport d'énergie aux panneaux dans le sens de l'ouverture. In this way, without involving the kinetic energy of the panels, their center of gravity will be placed in a centrifugal gravity field which leads for each position to a supply of energy to the panels in the direction of the opening.
Selon un mode de réalisation préféré de L'invention dans lequel l'appendice comprend un panneau intermédiaire articulé autour d'un premier axe d'articulation sur le véhicule spatial et un panneau externe articulé autour d'un deuxième axe d'articulation sur le panneau intermédiaire, le mécanisme de déploiement comprend au moins un câble enroulé sur au moins deux poulies solidaires respectivement du véhicule spatial et du panneau externe, lesdites poulies étant disposées respectivement à proximité desdits premier et deuxième axes d'articulation, de telle sorte que le rayon d'enroulement du cable autour du premier axe d'articulation augmente en permanence depuis ladite position initiale jusqu'à ladite position finale, et que le rayon d'enroulement du câble autour du deuxième axe d'articu-lation diminue en permanence depuis ladite position initiale jusqu'à ladite position finale. According to a preferred embodiment of the invention in which the appendix comprises an intermediate panel articulated around a first axis of articulation on the spacecraft and an outer panel articulated around a second axis of articulation on the panel intermediate, the deployment mechanism comprises at least one cable wound on at least two pulleys respectively secured to the spacecraft and the outer panel, said pulleys being disposed respectively close to said first and second axes of articulation, so that the radius of winding of the cable around the first axis of articulation increases continuously from said initial position to said final position, and that the winding radius of the cable around the second articu-lation axis decreases permanently from said initial position to said final position.
Une étude analytique de la cinématique montre que les proportions géométriques doivent respecter certains rapports pour produire les effets recherchés. An analytical study of kinematics shows that geometric proportions must respect certain ratios to produce the desired effects.
Dans une première variante de réalisation de
L'invention, le mécanisme de déploiement comprend une première paire de poulies circulaires solidaires du véhicule spatial et dont les axes sont disposés symétriquement et de façon excentrée par rapport au premier axe d'articulation, une deuxième paire de poulies circulaires solidaires du panneau externe et dont les axes sont disposés symétriquement et de façon excentrée par rapport au deuxième axe d'articulation, et deux câbles enroulés en sens inverse et fixés sur une poulie de chacune desdites première et deuxième paires.In a first variant embodiment of
The invention, the deployment mechanism comprises a first pair of circular pulleys integral with the spacecraft and whose axes are arranged symmetrically and eccentrically with respect to the first axis of articulation, a second pair of circular pulleys integral with the outer panel and whose axes are arranged symmetrically and eccentrically relative to the second axis of articulation, and two cables wound in the opposite direction and fixed on a pulley of each of said first and second pairs.
Selon une deuxième variante de réalisation de l'invention, les poulies ont un rayon variable et sont centrées respectivement sur le premier et Le deuxiéme axes d'articulation. Dans ce cas, les poulies peuvent notamment être de forme elliptique. According to a second variant embodiment of the invention, the pulleys have a variable radius and are respectively centered on the first and the second hinge axes. In this case, the pulleys can in particular be of elliptical shape.
On décrira maintenant, à titre d'exemple non
Limitatif, un mode de réalisation préféré de l'invention en se référant aux dessins annexés dans lesquels
- la figure 1 représente de façon schématique et en vue de côté une partie d'un satellite artificiel portant une aile de générateur solaire formée de deux panneaux et équipé d'un mécanisme de déploiement con çcrme à l'invention, l'aile de générateur solaire occu Fant sa position initiale repliée ;;
- la figure 2 est une vue selon La flèche F2 de la figure 1,
- la figure 3 est une vue comparable à la figure 1 montrant la position occupée par le générateur solaire à la fin de son déploiement,
- La figure 4 illustre de façon schématique le déplacement du centre de gravité G du générateur solaire représenté sur les figures 1 à 3 pour différentes positions de ce générateur au cours de son déploiement,
- la figure 5 est une courbe représentant les variations des angles x et p formés respectivement entre le panneau intermédiaire et le satellite et entre le panneau externe et le panneau intermédiaire pour différentes positions du générateur solaire lors de son déploiement,
- la figure 6 est une courbe représentant l'évolution de la distance OG entre L'axe de rotation O du satellite et le centre de gravité G du générateur solaire, pour différentes positions de ce panneau lors de son déploiement, et
- la figure 7 est une vue de côté schématique représentant, en cours de déploiement, un générateur solaire de satellite équipé d'un mécanisme de déploie ment illustrant une variante de réalisation de l'invention,
Sur les figures 1 à 3, on a représenté de façon très schématique et en partie seulement le corps 10 d'un satellite artificiel. De façon connue, deux ou trois générateurs solaires sont articulés sur le corps 10 du satellite.Seul l'un de ces générateurs solaires est représenté en 1 2 sur les figure s
Chacun des générateurs solaires 12 comprend au moins deux panneaux consécutifs articulés de façon à pouvoir occuper une position repliée (figure 1) contre une face 10a du corps 10, lors du lancement du satellite et à pouvoir ensuite se déplier complètement, con formément à L'invention, sous L'effet de la seule rotation du satellite autour de son axe propre de rotation 0, au début de la phase de transfert (figure 3).We will now describe, as an example not
Limitation, a preferred embodiment of the invention with reference to the accompanying drawings in which
FIG. 1 is a schematic side view of a portion of an artificial satellite carrying a solar generator wing formed of two panels and equipped with a deployment mechanism in accordance with the invention, the generator wing; solar occu Fh its initial position folded;
FIG. 2 is a view along arrow F2 of FIG. 1,
FIG. 3 is a view comparable to FIG. 1 showing the position occupied by the solar generator at the end of its deployment,
FIG. 4 schematically illustrates the displacement of the center of gravity G of the solar generator shown in FIGS. 1 to 3 for different positions of this generator during its deployment,
FIG. 5 is a curve representing the variations of the angles x and p respectively formed between the intermediate panel and the satellite and between the external panel and the intermediate panel for different positions of the solar generator during its deployment,
FIG. 6 is a curve representing the evolution of the distance OG between the rotation axis O of the satellite and the center of gravity G of the solar generator, for different positions of this panel during its deployment, and
FIG. 7 is a diagrammatic side view showing, during deployment, a satellite solar generator equipped with a deployment mechanism illustrating an embodiment variant of the invention,
In Figures 1 to 3, there is shown very schematically and in part only the body 10 of an artificial satellite. In known manner, two or three solar generators are articulated on the body 10 of the satellite.Only one of these solar generators is shown in 1 2 in FIGS.
Each of the solar generators 12 comprises at least two consecutive panels hinged so as to be able to occupy a folded position (FIG. 1) against a face 10a of the body 10, during the launching of the satellite, and then to be able to unfold completely, in accordance with FIG. invention, under the effect of the single rotation of the satellite about its own axis of rotation 0, at the beginning of the transfer phase (Figure 3).
Dans le mode de réalisation particulier représenté sur les figures 1 à 3, le générateur solaire -12 comprend deux panneaux 14 et 15 approximativement d'égale longueur, qui seront appelés respectivement par la suite panneau intermédiaire et panneau externe. Pour faciliter la compréhension, Le rapport entre ltépais- seur et la longueur des panneaux a été volontairement accru sur les figures 1 et 3. In the particular embodiment shown in FIGS. 1 to 3, the solar generator -12 comprises two panels 14 and 15 approximately of equal length, which will be referred to respectively as the intermediate panel and the external panel. For ease of understanding, the relationship between the thickness and the length of the panels has been voluntarily increased in FIGS. 1 and 3.
Le panneau intermédiaire 14 est articulé par une de ses extrémités sur le corps 10 du satellite autour d'un axe 16 orienté parallèlement à L'axe de rotation O du satellite. L'axe 16 est placé à l'inter- section des plans contenant la face 10a du corps du satellite et la face en regard 14a du panneau 14, et à l'extrémité de La face 10a, de telle sorte que le panneau 14 peut pivoter d'environ 18û depuis sa position repliée de La figure 1 jusqu'à sa position de complet déploiement de la figure 3. The intermediate panel 14 is articulated by one of its ends on the body 10 of the satellite about an axis 16 oriented parallel to the axis of rotation O of the satellite. The axis 16 is placed at the intersection of the planes containing the face 10a of the body of the satellite and the facing face 14a of the panel 14, and at the end of the face 10a, so that the panel 14 can rotate about 18 ° from its folded position in FIG. 1 to its full deployment position of FIG.
De façon comparable, le panneau externe 15 est articulé par une de ses extrémités sur L'extrémité du panneau intermédiaire 14 opposée à l'axe 16 autour d'un axe 18 parallèle à l'axe 16. L'axe 18 est placé à l'intersection des plans contenant, au cours du mouvement, la face 14b du panneau 14 opposée à la face 14a et la face en regard 15a du panneau 15, de telle sorte que le panneau 15 peut pivoter d'environ 1800 par rapport au panneau 14, depuis sa position de la figure 1 oU il est replié contre le panneau 14, jusqu'à sa position de complet déploiement de la figure 3 ou il est situé dans l'alignement du panneau 14. In a comparable manner, the outer panel 15 is articulated by one of its ends on the end of the intermediate panel 14 opposite the axis 16 about an axis 18 parallel to the axis 16. The axis 18 is placed at the intersection of the planes containing, during the movement, the face 14b of the panel 14 opposite to the face 14a and the opposite face 15a of the panel 15, so that the panel 15 can rotate about 1800 relative to the panel 14 from its position in FIG. 1, where it is folded against the panel 14, to its full deployment position of FIG. 3 where it is located in alignment with the panel 14.
En L'absence de tout mécanisme de coordination du déploiement du générateur solaire 12, une rotation bD du satellite autour de l'axe O aurait pour effet d'amener le générateur solaire 12 dans une position stable d'énergie pqtentielle minimale dans Le champ de gravité résultant de cette rotation. Cette position stable correspondrait à la position des panneaux pour Laquelle le centre de gravité du générateur est le plus éloigné de l'axe 0. Elle est atteinte lorsque les panneaux sont déployés dans le plan contenant à la fois l'axe de rotation O du satellite et l'axe d'articulation 16 du panneau 14 sur le corps du satellite. In the absence of any mechanism for coordinating the deployment of the solar generator 12, a rotation bD of the satellite around the axis O would have the effect of bringing the solar generator 12 into a stable position of minimum electrical energy in the field of gravity resulting from this rotation. This stable position would correspond to the position of the panels for which the center of gravity of the generator is farthest from the axis 0. It is reached when the panels are deployed in the plane containing both the axis of rotation O of the satellite and the axis of articulation 16 of the panel 14 on the body of the satellite.
Si on laisse le générateur solaire parvenir jusqu'à cette position stable, son déploiement complet ne pourra être obtenu qu'en effectuant un apport d'énergie par exemple à L'aide de ressorts ou de barres de torsion, ce qui n'est pas satisfaisant lorsqu'on désire que le déploiement soit réalisé en phase de transfert. If the solar generator is allowed to reach this stable position, its complete deployment can only be obtained by carrying out an energy supply, for example using springs or torsion bars, which is not possible. satisfactory when it is desired that the deployment be carried out in the transfer phase.
Conformément à l'invention, le générateur solaire 12 est équipé d'un mécanisme de déploiement permettant de contrôler ce déploiement de telle sorte que la distance de L'axe de rotation O du satellite au centre de gravité G du générateur (figure 4) augmente en permanence jusqu'à ce que le générateur soit complet tement déployé. Ainsi, la position de déploiement complet du générateur solaire correspond à une position
stable qui peut être atteinte sous le seul effet de la force centrifuge, sans apport d'énergie extérieure.According to the invention, the solar generator 12 is equipped with a deployment mechanism making it possible to control this deployment so that the distance from the axis of rotation O of the satellite to the center of gravity G of the generator (FIG. permanently until the generator is fully deployed. Thus, the full deployment position of the solar generator corresponds to a position
stable which can be reached under the sole effect of the centrifugal force, without external energy input.
Un mécanisme de déploiement ainsi conçu permet donc de passer de la position repliée représentée
sur la figure 1 à la position de déploiement dans laquelle les panneaux sont complètement ouverts, représentée sur la figure 3, sous le seul effet d'une rota tion t & gt; U , de signe quelconque, du satellite autour de son axe propre 0, dans Le cas de satellite spinné en phase de transfert. On peut ainsi disposer, lors de cette phase de transfert, de L'énergie électrique obtenue à L'aide des cellules photovoltaiques équipant les générateurs solaires du satellite, sans apport d'énergie extérieure et surtout sans avoir besoin d'énergie extérieure au panneau pour produire le déploiement.A deployment mechanism thus designed makes it possible to move from the folded position represented
in FIG. 1 at the deployment position in which the panels are completely open, shown in FIG. 3, under the sole effect of rotation t > U, of any sign, the satellite around its own axis 0, in the case of spinned satellite in the transfer phase. It is thus possible, during this transfer phase, to obtain electrical energy obtained by means of the photovoltaic cells fitted to the solar generators of the satellite, without any external energy input and especially without the need for external energy to the panel for produce the deployment.
Dans le mode de réalisation représenté, le mécanisme de déploiement selon l'invention est constitué par un ensemble de poulies et de câbles qui va maintenant être décrit. In the embodiment shown, the deployment mechanism according to the invention consists of a set of pulleys and cables which will now be described.
Ce mécanisme comprend, fixés à une extrémité de chacun des axes d'articulation 16 et 18, deux dispositifs identiques désignés respectivement par les références 20 et 22. Chacun des dispositifs 20 et 22 est formé de deux poulies circulaires identiques 20a, 20b et 22a, 22b. Les poulies formant chacun des dispositifs 20 et 22 sont solidarisées L'une de L'autre, de telle sorte que leurs axes soient distincts, parallèles à
L'axe d'articulation 16, 18 qui leur correspond et disposés symétriquement par rapport à cet axe.This mechanism comprises, fixed at one end of each of the hinge pins 16 and 18, two identical devices designated respectively by the references 20 and 22. Each of the devices 20 and 22 is formed of two identical circular pulleys 20a, 20b and 22a, 22b. The pulleys forming each of the devices 20 and 22 are secured to one another, so that their axes are distinct, parallel to each other.
The hinge axis 16, 18 which corresponds to them and arranged symmetrically with respect to this axis.
Comme l'illustre en particulier la figure 2, les poulies 20a et 22a d'une part et 20b et 22b d'autre part, sont disposées dans deux plans de symétrie perpendiculaires aux axes diarticulation 16 et 18 et déca Liées l'une par rapport à L'autre. Cette disposition permet de relier les poulies 20a et 22a à L'aide d'un premier câble 24 et de relier les poulies 20b et 22b à
L'aide d'un deuxième câble 26. Le mot "câble" désigne ici indifféremment un câble, une courroie ou tout dispositif analogue.As is illustrated in particular in FIG. 2, the pulleys 20a and 22a on the one hand and 20b and 22b on the other hand, are arranged in two planes of symmetry perpendicular to the diarticulation axes 16 and 18 and decibelated relative to one another. to the other. This arrangement makes it possible to connect the pulleys 20a and 22a with the aid of a first cable 24 and to connect the pulleys 20b and 22b to
The use of a second cable 26. The word "cable" here denotes a cable, a belt or any similar device.
De façon plus précise, les extrémités du câble 24 sont fixées respectivement en 28 sur la poulie 20a et en 30 sur la poulie 22a, de telle sorte que Le câble 24 soit tendu entre les poulies. De plus, le sens d'enroulement du câble 24 sur les poulies 20a et 22a est tel que le brin du câble situé entre Les poulies passe à proximité de l'axe 16 et, au contraire, en un point éloigné de l'axe 18 lorsque le générateur 12 est replié comme L'illustre la figure 1. More specifically, the ends of the cable 24 are fixed respectively at 28 on the pulley 20a and 30 on the pulley 22a, so that the cable 24 is stretched between the pulleys. In addition, the winding direction of the cable 24 on the pulleys 20a and 22a is such that the cable strand located between the pulleys passes close to the axis 16 and, conversely, at a point remote from the axis 18 when the generator 12 is folded as shown in Figure 1.
De façon comparable, les deux extrémités du câble 26 sont fixées respectivement en 32 et en 34 sur les poulies 20b et 22b, de telle sorte que le câble 26 soit tendu entre Les poulies. De plus, le sens d'enroulement du câble 26 sur les poulies 20b et 22b est tel que le brin du câble situé entre les poulies passe à proximité de L'axe 16 et en un point éloigné de l'axe 18, dans La position repliée représentée sur la figure 1. In a comparable manner, the two ends of the cable 26 are fixed respectively at 32 and 34 on the pulleys 20b and 22b, so that the cable 26 is stretched between the pulleys. In addition, the winding direction of the cable 26 on the pulleys 20b and 22b is such that the cable strand located between the pulleys passes close to the axis 16 and at a point remote from the axis 18, in the position folded shown in Figure 1.
En odtre, le dispositif 20 est fixé par exemple au moyen de vis 36 sur le corps 10 du satellite. De même, le dispositif 22 est fixé par exemple au moyen de vis 38 sur le panneau externe 15. In odtre, the device 20 is fixed for example by means of screws 36 on the body 10 of the satellite. Similarly, the device 22 is fixed for example by means of screws 38 on the outer panel 15.
Dans le mécanisme de déploiement qui vient d'être décrit, les câbles 24 et 26 constituent des câbles antagonistes, dont L'enroulement sur les poulies excentrées constituant les dispositifs 20 et 22 permet, sous L'effet de la force centrifuge résultant de la rotation X du satellite autour de l'axe O, de contrô
ler le déploiement du générateur solaire 12 afin que la distance OG entre L'axe O et le centre de gravité G de ce générateur augmente en permanence depuis La position repliée de la figure 1 jusqu'à la position de déploiement complet de la figure 3.Cette évolution de la distance OG lors du déploiement du générateur solaire est obtenue grâce à la structure des dispositifs 20 et 22 qui est telle que la distance séparant les brins des câbles 24 et 26 situés entre ces dispositifs de l'axe 16 augmente en permanence alors que la distance séparant ces mêmes brins de câbles de l'axe 18 diminue en permanence, depuis la position repliée jusqu'à la position de déploiement complet du générateur. Ces distances entre les brins des câbles et les axes 16 et 18 seront appelées parla suite "rayons d'enroulement" des câbles autour de ces axes.In the deployment mechanism which has just been described, the cables 24 and 26 constitute counter cables, whose winding on the eccentric pulleys constituting the devices 20 and 22 makes it possible, under the effect of the centrifugal force resulting from the rotation. X satellite around the axis O, control
the deployment of the solar generator 12 so that the distance OG between the axis O and the center of gravity G of this generator increases continuously from the folded position of Figure 1 to the full deployment position of Figure 3. This evolution of the distance OG during the deployment of the solar generator is obtained thanks to the structure of the devices 20 and 22 which is such that the distance separating the strands of the cables 24 and 26 situated between these devices of the axis 16 increases continuously then that the distance separating these same cable strands from the axis 18 decreases continuously, from the folded position to the full deployment position of the generator. These distances between the strands of the cables and the axes 16 and 18 will be referred to as the following "winding radii" of the cables around these axes.
Sur la figure 4, on a représenté schématiquement différentes positions occupées par le générateur solaire au fur et à mesure de son déploiement. Ces positions sont désignées par les références PO à P9, la position PO correspondant à la position initiale de la figure 1, dans laquelle les panneaux sont complètement repliés, alors que la position P9 correspond à la position finale de déploiement complet représentée sur la figure 3. La position du centre de gravité G du générateur dans Les positions PO à P9 est désignée quant à elle par les références Go à G9. FIG. 4 diagrammatically shows various positions occupied by the solar generator as it is deployed. These positions are designated by the references PO to P9, the position PO corresponding to the initial position of Figure 1, in which the panels are completely folded, while the position P9 corresponds to the final position of complete deployment shown in Figure 3 The position of the center of gravity G of the generator in the positions PO to P9 is designated by the references Go to G9.
Comme l'illustrent en particulier Les courbes de La figure 5, au cours d'une première phase A de déploiement du générateur 12, L'angle a formé entre le panneau 14 et la face 10a du corps 10 augmente plus rapidement que L-'angle p formé entre Les panneaux 14 et 15. Cela est dû au fait que, pendant cette première phase A, le rayon d'enroulement des câbles 24 et 26 autour de L'axe d'articulation 16 du panneau 14 sur Le corps du satellite est inférieur au rayon d'enroulement des câbles autour de l'axe d'articulation 18 du panneau externe 14 sur le panneau intermédiaire 15. La situation se trouve inversée dans la deuxième phase B du déploiement du générateur solaire 12, ce qui explique que l'angle ss augmente alors plus rapidement que l'angle cx. As illustrated in particular by the curves of FIG. 5, during a first phase A of deployment of the generator 12, the angle formed between the panel 14 and the face 10a of the body 10 increases more rapidly than L- angle p formed between the panels 14 and 15. This is due to the fact that during this first phase A, the winding radius of the cables 24 and 26 around the hinge axis 16 of the panel 14 on the body of the satellite is less than the winding radius of the cables around the hinge axis 18 of the outer panel 14 on the intermediate panel 15. The situation is reversed in the second phase B of the deployment of the solar generator 12, which explains why The angle ss then increases more rapidly than the angle cx.
Grâce à ce contrôle de l'effet de la force centrifuge respectivement sur Les angles a et ss obtenu grâce au mécanisme de déploiement selon l'invention, la distance OG séparant l'axe de rotation O du satellite sur lui-même du centre de gravité G du générateur solaire 12 augmente en permanence depuis la position initiale PO représentée sur la figure 1 où les panneaux sont complètement repliés jusqu'à la position finale P9 représentée sur la figure 3 ou les panneaux sont complatement dépliés. Cette caractéristique essentielle de L'invention apparaît clairement sur la courbe de la figure 6 qui représente l'évolution de la distance OG pour les différentes positions PO à P9 du panneau.Elle permet d'assurer que la position de déploiement complet du générateur solaire illustré sur la figure 3 est bien atteinte sous L'effet de la seule rotation du satellite sur lui-même. Thanks to this control of the effect of the centrifugal force respectively on the angles a and ss obtained thanks to the deployment mechanism according to the invention, the distance OG separating the axis of rotation O of the satellite on itself from the center of gravity G of the solar generator 12 increases continuously from the initial position PO shown in Figure 1 where the panels are completely folded to the final position P9 shown in Figure 3 or the panels are completely unfolded. This essential characteristic of the invention appears clearly on the curve of FIG. 6 which represents the evolution of the distance OG for the various positions PO to P9 of the panel. It makes it possible to ensure that the full deployment position of the solar generator illustrated Figure 3 is well achieved under the effect of the single rotation of the satellite on itself.
L'analyse rationnelle du dispositif montre que cette propriété n'est acquise que lorsque
<tb> (d )final <SEP> > /4t <SEP>
<tb> ce qui n'est obtenu que lorsque (voir figure 3) d/r > / 0,6.<tb> (d) final <SEP>> / 4t <SEP>
<tb> what is obtained only when (see Figure 3) d / r> / 0.6.
Bien entendu, L'invention n'est pas limitée au mode de réalisation qui vient d'être décrit à titre d'exemple en se référant aux figures 1 à 3, mais en couvre toutes Les variantes. En particulier et comme
L'illustre très schématiquement la figure 7, les dispo sitifs 20 et 22 formés de deux poulies circulaires identiques peuvent être remplacés par des poulies 20' et 22' centrées respectivement sur les axes d'articulation 16 et 18 des panneaux 14 et 15 et présentant un rayon variable, telles que des -poulies sensiblement elliptiques. Sur ces poulies 20' et 22' est enroulé et fixé un câble 24' dont les deux brins situés entre les poulies remplissent le même rôle que les câbles antagonistes 24 et 26 sur les figures 1 à 3.La poulie 20' est fixée sur Le corps 10 du satellite de telle sorte que son petit axe soit approximativement paraLlèle à la face du satellite sur laquelle le générateur solaire est fixé. La poulie 22' est fixée sur le panneau 15 avec son grand axe parallèle à ce panneau.Of course, the invention is not limited to the embodiment which has just been described by way of example with reference to FIGS. 1 to 3, but covers all the variants thereof. In particular and as
7 illustrates very schematically the devices 20 and 22 formed of two identical circular pulleys can be replaced by pulleys 20 'and 22' respectively centered on the hinge pins 16 and 18 of the panels 14 and 15 and having a variable radius, such as substantially elliptical shells. On these pulleys 20 'and 22' is wound and fixed a cable 24 'whose two strands located between the pulleys fulfill the same role as the opposing cables 24 and 26 in Figures 1 to 3.The pulley 20' is fixed on the satellite body 10 so that its minor axis is approximately parallel to the satellite face on which the solar generator is fixed. The pulley 22 'is fixed on the panel 15 with its major axis parallel to this panel.
Par ailleurs, bien que l'invention soit principalement conçue pour être utilisée afin de réaliser le déploiement des générateurs solaires sur un satellite artificiel animé d'un mouvement de rotation sur luimême en phase de transfert, elle peut s'appliquer au déploiement de tout autre appendice articulé, sur un véhicule spatial quelconque, animé d'un tel mouvement de rotation sur lui-même. Enfin, il est clair que l'in- vention peut être utilisée quel que soit le nombre de panneaux articulés constituant l'appendice du véhicule spatial. Furthermore, although the invention is mainly designed to be used to carry out the deployment of solar generators on an artificial satellite animated with a rotational movement itself during the transfer phase, it can be applied to the deployment of any other articulated appendix, on any space vehicle, animated by such a rotational movement on itself. Finally, it is clear that the invention can be used regardless of the number of articulated panels constituting the appendix of the spacecraft.
Dans un autre mode de réalisation de l'inven- tion, non représenté, le mécanisme de déploiement précédemment décrit est constitué par des moteurs-freins électromagnétiques dont le fonctionnement est programmé pour obtenir une loi ss(a) permettant de limiter au mieux l'énergie de commande. A cet effet, on fait évoluer les angles ss et a de la manière decrite en se référant à la figure 5, afin que La distance OG augmente en permanence lors du déploiement du générateur solaite. In another embodiment of the invention, not shown, the previously described deployment mechanism is constituted by electromagnetic brake motors whose operation is programmed to obtain a law ss (a) to limit at best the control energy. For this purpose, the angles ss and α are evolved in the manner described with reference to FIG. 5, so that the distance OG increases continuously during the deployment of the solute generator.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8515334A FR2588526B1 (en) | 1985-10-16 | 1985-10-16 | AUTOMATIC DEPLOYMENT MECHANISM OF AN APPENDIX OF A SPATIAL VEHICLE DRIVEN BY A ROTATION MOVEMENT ON ITSELF. |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8515334A FR2588526B1 (en) | 1985-10-16 | 1985-10-16 | AUTOMATIC DEPLOYMENT MECHANISM OF AN APPENDIX OF A SPATIAL VEHICLE DRIVEN BY A ROTATION MOVEMENT ON ITSELF. |
| EP19860402448 EP0265568B1 (en) | 1986-10-31 | 1986-10-31 | Mechanism for the automatic deployment of an appendix at a spacecraft actuated by a rotative movement upon itself |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2588526A1 true FR2588526A1 (en) | 1987-04-17 |
| FR2588526B1 FR2588526B1 (en) | 1989-01-20 |
Family
ID=26106103
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR8515334A Expired FR2588526B1 (en) | 1985-10-16 | 1985-10-16 | AUTOMATIC DEPLOYMENT MECHANISM OF AN APPENDIX OF A SPATIAL VEHICLE DRIVEN BY A ROTATION MOVEMENT ON ITSELF. |
Country Status (1)
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|---|---|
| FR (1) | FR2588526B1 (en) |
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Also Published As
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|---|---|
| FR2588526B1 (en) | 1989-01-20 |
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