FR2819784A1 - Structure porteuse pour une voile solaire de satellite - Google Patents
Structure porteuse pour une voile solaire de satellite Download PDFInfo
- Publication number
- FR2819784A1 FR2819784A1 FR0200811A FR0200811A FR2819784A1 FR 2819784 A1 FR2819784 A1 FR 2819784A1 FR 0200811 A FR0200811 A FR 0200811A FR 0200811 A FR0200811 A FR 0200811A FR 2819784 A1 FR2819784 A1 FR 2819784A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- solar
- support
- sail
- supporting structure
- solar panel
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000005452 bending Methods 0.000 claims description 10
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 description 7
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 7
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 230000000717 retained effect Effects 0.000 description 2
- 235000003197 Byrsonima crassifolia Nutrition 0.000 description 1
- 240000001546 Byrsonima crassifolia Species 0.000 description 1
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 1
- 244000153665 Ficus glomerata Species 0.000 description 1
- 235000012571 Ficus glomerata Nutrition 0.000 description 1
- 235000015125 Sterculia urens Nutrition 0.000 description 1
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000004880 explosion Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000002250 progressing effect Effects 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000004584 weight gain Effects 0.000 description 1
- 235000019786 weight gain Nutrition 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
- B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
- B64G1/443—Photovoltaic cell arrays
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/222—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/222—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state
- B64G1/2221—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state characterised by the manner of deployment
- B64G1/2222—Folding
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/222—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state
- B64G1/2228—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state characterised by the hold-down or release mechanisms
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Sustainable Development (AREA)
- Photovoltaic Devices (AREA)
- Building Awnings And Sunshades (AREA)
Abstract
Structure porteusede voile solaire de satellite formée de bras de support reliésde manière pivotante par des articulations de déploiement àun panneau solaire, avec un film tendu entre les bras de support. Un longeron(17) parallèle à un côté du panneau solaire (4)est muni de bras de support (16. 0, 16. 1, 16. 2, 16. 3, 16. 4) situés tousdans une direction commune dans le plan du film de façon àformer au moins une structure porteuse U entre laquelle se tend le film (21)de la voile solaire (15), et ayant dans la plage de l'angle intérieur(24) entre le longeron (17) et un bras de support (16. 0, 16. 1, 16. 2, 16.3, 16. 4), un raccord d'angle (22. 0, 22. 1, 22. 2, 22. 3, 22. 4, 22. 5)
Description
La présente invention concerne une structure porteuse de
voile solaire de satellite formée de bras de support reliés de manière pivo-
tante par des articulations de déploiement à un panneau solaire, avec un
film tendu entre les bras de support.
Les générateurs solaires équipant les satellites assurent l'alimentation en énergie des systèmes des satellites. Un générateur solaire se compose de plusieurs panneaux solaires ayant une structure porteuse rigide et chaque structure porteuse est munie de cellules solaires. Cette structure de support est une construction légère sous la forme d'une structure en sandwich. Il s'agit par exemple d'un noyau en nid d'abeilles en aluminium avec une surface de recouvrement et une surface de base constituée d'un laminé renforcé par des fibres de carbone. Ces panneaux
solaires sont reliés les uns aux autres par des charnières d'articulation.
Un ensemble de câbles de liaison sans fin permet de basculer les pan-
neaux solaires les uns par rapport aux autres à l'aide des actionneurs re-
liés aux charnières d'articulation.
Les panneaux solaires sont repliés pour le transport de la terre jusqu'à l'orbite du satellite et ils ne sont déployés que dans l'espace; l'opération de déploiement des panneaux solaires se fait régulièrement et
l'accrochage des panneaux solaires dans leur position de fin de course dé-
ployée est pratiquement simultané.
A l'état déployé, tous les panneaux solaires sont pratique-
ment situés dans un plan. Le générateur solaire est relié par une installa-
tion de support à la structure du satellite. Une telle disposition du
générateur solaire avec une installation de support est appelée aile de gé-
nérateur. Le satellite a en général une autre aile diamétralement opposée
à la précédente.
Lorsque le panneau solaire est déployé pour former l'aile du générateur, on déploie également une voile solaire. La voile solaire est un
mince film élastique permettant de réguler la position de l'aile du généra-
teur. La voile solaire utilise le principe de la conversion directe du rayon-
nement des photons du soleil en énergie cinétique utilisée pour réguler la
position de l'aile solaire.
Partant de l'installation de support, les panneaux solaires sont placés les uns derrière les autres dans la direction radiale en s'éloignant de l'installation de support. La voile solaire est installée sur l'avantdernier panneau solaire prévu dans la direction radiale en partant de l'installation de support. Le panneau solaire portant cette voile solaire
est appelé ci-après avant-dernier panneau solaire.
L'avant-dernier panneau solaire est équipé d'un mécanisme
de déploiement de la voile solaire. Ce mécanisme de déploiement com-
prend des articulations de déploiement et des moyens de blocage. Le déploiement de la voile solaire par le mécanisme de déploiement doit être
considéré en liaison avec le déploiement des panneaux solaires. Le dé-
ploiement des panneaux solaires d'une aile de générateur commence par l'installation de support sur le panneau solaire le plus éloigné c'est-àdire
le panneau extérieur ou encore dernier panneau solaire. Ce panneau so-
laire extérieur comporte un câble sans fin le long de ses deux côtés laté-
raux, opposés. Ces câbles sans fin passent sur les galets de renvoi et
comportent un ressort précontraint. Par explosion pyrotechnique des or-
ganes de maintien du dispositif de maintien, on libère l'énergie cinétique des ressorts précontraints qui font basculer le panneau extérieur de 90 à partir de sa position repliée, grâce aux galets de renvoi et aux câbles. Ce
déploiement du panneau extérieur correspond à un déploiement de se-
cours. Cela permet au système du satellite d'avoir une première alimenta-
tion électrique de secours utilisée également pour la poursuite du déploiement. Les autres panneaux solaires en progressant en direction de l'installation de support ont un guidage de câbles de traction décalés l'un
par rapport à l'autre. Cela permet un mouvement synchronisé de déploie-
ment jusqu'à l'accrochage en position déployée.
La voile solaire est prévue sur l'avant-dernier panneau so-
laire en position repliée. Un mécanisme de déploiement indépendant est prévu pour la voile. Le mécanisme de déploiement comprend par exemple de manière connue, 5 articulations de déploiement entre un bord latéral de l'avant-dernier panneau solaire qui porte la voile et des nervures (bras de support) pour la voile solaire. Les articulations de déploiement forment
un axe de pivotement fictif, commun par leurs différents axes de pivote-
ment.
La voile solaire a en général une surface carrée ou rectan-
gulaire. Chaque articulation de déploiement possède un ressort précon-
traint agissant sur l'articulation; le ressort est tendu lorsque la voile
solaire est repliée et il emmagasine de l'énergie cinétique.
En position déployée, la voile solaire est basculée par les articulations de déploiement dans une position parallèle à l'avant-dernier
panneau solaire. Un moyen de blocage prévu entre le troisième et l'avant-
dernier panneau solaire maintient la voile solaire en position repliée.
Selon l'état de la technique, la voile solaire est rigidifiée par des nervures (encore appelées bras de support) dirigées transversalement à l'axe de pivotement et écartées le long de l'axe de pivotement de la voile solaire. Une extrémité de chaque nervure ou bras de support est reliée à
une articulation de déploiement et l'autre extrémité de la nervure est rete-
nue en position repliée par un moyen de blocage. Pour cela et en fonction
de la taille du panneau solaire, on aura plusieurs articulations de dé-
ploiement et plusieurs moyens de blocage. Le moyen de blocage est formé d'un crochet sur l'avant-dernier panneau solaire et d'un coin de blocage sur le panneau solaire qui précède (troisième panneau). A l'état replié, le
coin de blocage et le crochet sont en prise.
Cette construction a l'inconvénient d'être d'un point total
important par rapport à celui de l'aile du générateur. L'existence de plu-
sieurs nervures ou bras de support participe également à l'augmentation
du poids.
L'opération de déploiement montre en outre que l'angle d'ouverture entre l'avant-dernier panneau solaire équipé de la voile solaire et le troisième panneau solaire augmente de sorte que les coins de blocage équipant le troisième panneau solaire libèrent successivement les crochets à mesure que l'angle d'ouverture augmente et libèrent ainsi les différentes nervures. Les nervures ainsi libérées basculent sous l'effet des ressorts précontraints équipant chaque articulation de déploiement; ainsi avec la libération de la dernière nervure, l'ensemble de la voile solaire se trouve
basculé en position déployée. L'angle de la voile solaire en position dé-
ployée par rapport au panneau solaire est par exemple compris entre 90
et 110 . En position déployée, les photons du rayonnement solaire engen-
drent des forces dans la direction des trois axes de coordonnées. Ces for-
ces sont appliquées à l'aile du générateur. Le même phénomène se produit
pour l'aile du générateur du côté opposé du satellite. La voile solaire per-
met ainsi de stabiliser la position de l'aile du générateur dans l'espace et
de l'aligner.
On connait également une autre réalisation de la voile so-
laire utilisant un châssis rigide (ce châssis est formé de 4 parties). La voile
solaire est tendue sur ce châssis et elle est reliée à l'avant-dernier pan-
neau solaire également par un mécanisme de déploiement.
La présente invention a pour but de simplifier les construc-
tions connues en conservant la sécurité du fonctionnement actuel pour
permettre une réduction significative du poids.
A cet effet l'invention concerne une structure porteuse du type défini cidessus, caractérisée en ce qu'un longeron parallèle à un côté
du panneau solaire est muni de bras de support situés tous dans une di-
rection commune dans le plan du film de façon à former au moins une structure porteuse en U entre laquelle se tend le film de la voile solaire, et ayant dans la zone de l'angle intérieur entre le longeron et un bras de
support, un raccord d'angle.
Ainsi, l'invention prévoit une structure porteuse en forme de U pour la voile solaire. Cette structure porteuse en forme de U comprend une arête de base formée par un longeron muni de bras de support situés
dans un plan. Les bras de support sont guidés dans une direction trans-
versale par rapport au longeron. Les bras de support et le longeron for-
ment la structure en U. Le longeron est parallèle à un côté latéral de l'avant-dernier panneau solaire. Le dimensionnement en longueur des deux bras de support et celle du longeron influence la surface de la voile solaire. Dans la zone de l'angle intérieur entre le longeron et le bras
de support, on a un profil rigide en flexion avec des points de liaison rigi-
des en torsion sur le longeron et les bras de support. Ce profil est avanta-
geusement en une seule pièce et sera appelé raccord d'angle. Mais le raccord d'angle peut également être monté à partir de deux demi-coquilles
2s assemblées par une liaison par la forme.
En variante, cet appui du profil dans la zone de l'angle inté-
rieur peut également être en deux parties à savoir un profil rigide en flexion et une liaison rigide en torsion entre le longeron et chaque bras de support. Plusieurs structures de support en forme de U peuvent être
réunies en une structure de support commune.
L'invention a l'avantage de ne se composer que de trois piè-
ces à savoir, deux bras de support et un longeron permettant de tendre la voile solaire. On réduit ainsi le nombre de pièces par rapport à celui de
l'état de la technique ce qui se traduit par un gain de poids.
Ce montage sous la forme d'une structure de support en U pour la voile solaire est possible car il permet d'induire les forces de flexion du bras de support, de manière rigide en torsion dans le longeron et de plus les forces de tension du film sont induites par l'intermédiaire
des bras de support, de manière rigide en flexion dans le longeron.
Selon un développement avantageux, on forme ce qu'on ap-
pelle un raccord d'angle rigide. Ce raccord d'angle rigide s'obtient en ce que dans la zone de l'angle intérieur de l'intersection entre le longeron et
le bras de support, on place deux demi-coquilles l'une sur l'autre. Ces de-
mi-coquilles entourent le longeron et les bras de support. L'angle intérieur
est ainsi entouré complètement par les deux demi-coquilles.
L'invention permet en outre d'utiliser un film aussi léger
que possible. Cela permet également de réduire le poids. L'invention per-
met en outre une fabrication rapide de la structure porteuse. Il suffit de fabriquer des pièces simples. Le nombre d'articulations de déploiement est
réduit de même que celui des moyens de blocage. Cela se traduit globale-
ment par une réduction significative du poids.
Dessins La présente invention sera décrite ci-après de manière plus détaillée à l'aide d'exemples de réalisation représentés dans les dessins annexes dans lesquels: - la figure 1 montre un satellite avec un générateur solaire,
- la figure 2 montre une partie d'une aile de générateur avec la voile so-
laire, - la figure 2a montre une structure porteuse formée par exemple de deux structures en U, - la figure 3 montre un raccord d'angle dans la zone de l'angle intérieur entre le longeron et le bras de support, - la figure 3a montre des demi-coquilles comme raccords d'angle,
- la figure 3b montre un raccord d'angle en deux parties.
Les figures ne sont pas représentées à l'échelle.
Description des modes de réalisation
La figure 1 montre un satellite 13 avec un générateur so-
laire. Le générateur solaire est formé d'une aile 12 et d'une aile 14 (non représentée complètement) diamétralement opposée à la précédente. La
description de l'aile 12 du générateur s'applique également à son aile 14.
L'aile 12 du générateur est formée d'un support 1 1 relié
d'un côté à la structure du satellite 13 et de l'autre il porte plusieurs pan-
neaux solaires. Les différents panneaux solaires sont alignés les uns à
côté des autres lorsqu'ils sont déployés. La figure 1 montre l'aile 12 du gé-
nérateur à l'état déployé. L'aile 12 se compose de cinq panneaux solaires.
Le premier panneau solaire 1 est fixé au support 11. Il est suivi d'un se-
cond panneau solaire 2, d'un troisième panneau solaire 3 d'un avant-
dernier panneau solaire 4 et d'un panneau solaire extérieur 5. Les diffé-
rents panneaux solaires sont reliés par des charnières d'articulation. La charnière est couplée à un galet de renvoi et un câble de traction, sans fin
est guidé le long d'un côté du panneau en passant sur les galets de renvoi.
Au niveau du premier panneau solaire, le câble de traction 8.1 passe au-
tour des galets de renvoi des charnières d'articulation 9.1, 9.2. En alter-
nance, le long de l'autre côté du second panneau solaire 2, on a un câble de traction 8.2 qui passe entre les galets de renvoi des articulations de charnière 9.3, 9.4. Puis de nouveau de manière alternée, le long de l'autre arête latérale du troisième panneau solaire 3, on a un câble de traction 8.3 entre les galets de renvoi des charnières d'articulation 9.5, 9.6. L'avant dernier panneau solaire 3 possède le long de ses deux côtés, un câble de traction 8.4 respectif passant sur les galets de renvoi et les charnières d'articulation 9.6, 9.7 ainsi qu'un câble de traction 8.5 passant sur les
galets de renvoi et les charnières d'articulation 9.8, 9.9.
La figure 1 montre en outre que chaque panneau solaire est formé d'une structure portante 10 revêtue de cellules solaires 6. Chaque
panneau solaire est également muni de perçages appelés points de main-
tien 7 qui ne jouent pas de rôle lorsque le panneau est déployé.
L'avant-dernier panneau solaire 4 possède le long d'un bord latéral, une voile solaire déployée 15. La voile solaire 15 est en général installée sur l'avant dernier panneau solaire 4. Une telle voile solaire est
également prévue sur l'aile 14.
La figure 2 montre une partie de l'aile 12 du générateur au
niveau de la voile solaire 15. La voile solaire 15 est tendue sur une struc-
ture portante constituée par un longeron 17 et de deux bras de support 16. 0, 16.1. Les deux bras de support 16.0, 16.1 sont perpendiculaires aux
extrémités du longeron 17 et se situent dans un plan commun. La struc-
ture de support a ainsi une forme de U. Entre les deux bras de support 16. 0, 16.1 et le longeron 17 on a tendu un film 21. Ce film est fixé à la structure de support. La structure de support et le film 21 forment la voile solaire 15. Aux points d'intersection entre le longeron 17 et les bras de support 16.0, 16.1, on a chaque fois une articulation de déploiement 18.0,
18.1. Ces articulations de déploiement sont reliées à l'avant dernier pan-
neau solaire 4 au niveau de son côté latéral. La figure 2 montre l'état dé-
ployé de la voile solaire.
A l'état replié, la voile solaire 15 est basculée contre l'avant dernier panneau solaire 4; le film 21 est ainsi parallèle à la surface des cellules solaires 6. Dans cette position, chaque bras de support 16.0, 16. 1 est retenu par un moyen de blocage aussi longtemps qu'à l'état replié de l'aile 12 du générateur, un coin de blocage 20.0, 20.1 du troisième dernier panneau solaire 3 maintient le crochet de tension dans cette position de blocage. Ce n'est que lors du déploiement de l'aile 12 que le troisième panneau solaire 3 et l'avant dernier panneau solaire 4 seront déployés si bien que les coins de blocage 20.0, 20.1 libèrent les crochets de tension 19.0, 19.1 et ainsi les bras de support 16.0, 16.1 de la voile solaire. La voile solaire 15 peut alors basculer dans sa position de fin de course sous
l'effet de la force de ressort des articulations de déploiement 18.0, 18. 1.
Pendant le déploiement de la voile solaire 15, les efforts de torsion et de flexion des bras de support 16.0, 16.1 sont transmis au longeron 17. Pour avoir la rigidité et la solidité suffisantes entre le bras de support 16.0, 16.1
et le longeron 17, on installe au niveau de l'angle intérieur 24 correspon-
dant, les raccords d'angle 22.0, 22.1. Ces raccords d'angle correspondent à un profil rigide en flexion avec des points de liaison rigides en torsion
sur le longeron 17 et les bras de support 16.0, 16.1.
La figure 2a montre que pour une voile solaire plus étendue en surface on peut prévoir par exemple deux structures de support en forme de U l'une à côté de l'autre. Le nombre des structures de support en forme de U dépend des dimensions de la voile solaire. D'autres structures
de support en forme de U peuvent être juxtaposées.
Selon la figure 2a, les deux structures de support ont un longeron 17 commun. Le bras de support 16.4 est également commun; ce bras est relié au longeron 17 dans une position perpendiculaire. Le bras de support 16.4 est toutefois relié des deux côtés par des raccords d'angle
22.2, 22.3 avec le longeron 17 dans le plan du film 21.
La figure 3 montre un raccord d'angle 22.2 avantageux. Ce
raccord d'angle 22.2 est formé de deux demi-coquilles. Les deux demi-
coquilles entourent par moitié à la fois le longeron 17 et le bras de support
16.2 correspondant. Les demi-coquilles se touchent par leur point de sou-
dure et forment une cavité à l'intérieur de l'angle.
La figure 3a montre un raccord d'angle 22.2 formé de deux
demi-coquilles 23.0, 23.1. Les demi-coquilles 23.0, 23.1 peuvent être re-
liées l'une à l'autre par exemple par collage de façon à entourer à la fois une partie du longeron et une partie du bras de support. Le raccord
d'angle 22.2 est constitué d'une seule pièce lorsqu'il est monté.
La structure porteuse selon l'invention et les raccords d'angle répondent aux exigences de rigidité et de solidité et permettent en outre une réduction perceptible de poids.
Selon une autre variante représentée à la figure 3b, le rac-
cord d'angle 22.3 peut également être formé de deux parties. Cela est pos-
sible du fait que d'une part un profil rigide en flexion 25 relie un bras de support 16.3 au longeron 17 en coupant l'angle intérieur 24 et d'autre part une liaison rigide en torsion 26 est prévue dans la zone d'intersection du bras de support 16.3 et du longeron 17. Une telle variante permet de
réduire encore plus le poids.
Claims (6)
1 ) Structure porteuse de voile solaire de satellite formée de bras de sup-
port reliés de manière pivotante par des articulations de déploiement à un panneau solaire, avec un film tendu entre les bras de support, caractérisée en ce qu' un longeron (17) parallèle à un côté du panneau solaire (4) est muni de
bras de support (16.0, 16.1, 16.2, 16.3, 16.4) situés tous dans une direc-
tion commune dans le plan du film de façon à former au moins une
structure porteuse en U entre laquelle se tend le film (21) de la voile so-
laire (15), et ayant dans la zone de l'angle intérieur (24) entre le longeron (17) et un bras de support (16.0, 16.1, 16.2, 16.3, 16.4), un raccord
d'angle (22.0, 22.1, 22.2, 22.3, 22.4, 22.5).
2 ) Structure porteuse selon la revendication 1, caractérisée en ce que le raccord d'angle (22.0, 22.1) comporte un profil rigide en flexion avec des points de liaison rigides en torsion sur le longeron (17) et l'un des bras de
support (16.0, 16.1).
3 ) Structure porteuse selon la revendication 2, caractérisée en ce que
le raccord d'angle (22.2) est en une seule pièce.
4 ) Structure porteuse selon la revendication 3, caractérisée en ce que le raccord d'angle (22.2) est formé de deux demi-coquilles (23.0, 23.1) qui
se ferment l'une sur l'autre par une liaison par la forme.
) Structure porteuse selon la revendication 1, caractérisée en ce que
le raccord d'angle (22.3) est en deux parties.
6 ) Structure porteuse selon la revendication 5, caractérisée par un profil rigide en flexion (25) avec des points de liaison entre le longeron (17) et le bras de support (16.3), et une liaison (26) rigide en torsion entre
le longeron (17) et le bras de support (16.3).
7 ) Structure porteuse selon la revendication 1, caractérisée en ce qu' elle est formée de deux structures de support en U, juxtaposées avec un
longeron (17) et trois bras de support (16.0, 16.1, 16.4).
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE10103074A DE10103074A1 (de) | 2001-01-24 | 2001-01-24 | Tragstruktur für ein Sonnensegel eines Satelliten |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
FR2819784A1 true FR2819784A1 (fr) | 2002-07-26 |
FR2819784B1 FR2819784B1 (fr) | 2006-12-01 |
Family
ID=7671558
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
FR0200811A Expired - Fee Related FR2819784B1 (fr) | 2001-01-24 | 2002-01-23 | Structure porteuse pour une voile solaire de satellite |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6609683B2 (fr) |
DE (1) | DE10103074A1 (fr) |
FR (1) | FR2819784B1 (fr) |
GB (1) | GB2375230B (fr) |
IT (1) | ITMI20020043A1 (fr) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106483466A (zh) * | 2016-09-13 | 2017-03-08 | 航天东方红卫星有限公司 | 一种卫星入轨阶段太阳电池阵输出电流的估算方法 |
Families Citing this family (38)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP3805706B2 (ja) * | 2002-03-15 | 2006-08-09 | 三菱電機株式会社 | 人工衛星展開構造物 |
DE10318885B4 (de) * | 2003-04-17 | 2006-08-17 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Vorrichtung zum Stauen und Entfalten von Foliensystemen |
FR2863023B1 (fr) * | 2003-12-01 | 2007-01-19 | Cit Alcatel | Rotule magnetique et ensemble articule au moyen de cette rotule |
US8066227B2 (en) * | 2006-03-31 | 2011-11-29 | Composite Technology Development, Inc. | Deployable structures having collapsible structural members |
US7806370B2 (en) * | 2006-03-31 | 2010-10-05 | Composite Technology Development, Inc. | Large-scale deployable solar array |
US8387921B2 (en) * | 2006-03-31 | 2013-03-05 | Composite Technology Development, Inc. | Self deploying solar array |
US8376282B2 (en) | 2006-03-31 | 2013-02-19 | Composite Technology Development, Inc. | Collapsible structures |
US8109472B1 (en) | 2006-03-31 | 2012-02-07 | Composite Technology Development, Inc. | Collapsible structures with adjustable forms |
GB2455311B (en) * | 2007-12-04 | 2012-08-01 | Europ Agence Spatiale | Deployable panel structure |
IL189785A (en) * | 2008-02-26 | 2013-07-31 | Elbit Systems Ltd | Foldable and layout board |
US9281569B2 (en) | 2009-01-29 | 2016-03-08 | Composite Technology Development, Inc. | Deployable reflector |
US8308111B2 (en) * | 2009-07-30 | 2012-11-13 | Hamilton Sundstrand Space Systems International, Inc. | Panel assembly for a space-based power generation system |
US8683755B1 (en) * | 2010-01-21 | 2014-04-01 | Deployable Space Systems, Inc. | Directionally controlled elastically deployable roll-out solar array |
FR2980176A1 (fr) * | 2011-09-19 | 2013-03-22 | Astrium Sas | Procede de controle d'attitude d'un satellite et satellite commande en attitude |
FR2998876B1 (fr) * | 2012-12-05 | 2015-07-17 | Thales Sa | Dispositif de deploiement et de reploiement d'une structure flexible, structure deployable flexible et satellite munis d'un tel dispositif |
US8894017B1 (en) | 2012-12-28 | 2014-11-25 | Space Systems/Loral, Llc | Flexible array support structure |
US9742348B2 (en) | 2013-09-16 | 2017-08-22 | Brigham Young University | Foldable array of three-dimensional panels including functional electrical components |
US9512618B2 (en) * | 2013-11-20 | 2016-12-06 | Brigham Young University | Rigidly foldable array of three-dimensional bodies |
CN103742494B (zh) * | 2014-01-08 | 2016-06-08 | 北京航空航天大学 | 一种空间伸展臂互锁与解锁装置 |
CN103786900B (zh) * | 2014-01-08 | 2016-02-17 | 北京航空航天大学 | 一维顺序可展收机构互锁解锁装置 |
CN103863580B (zh) * | 2014-03-10 | 2016-06-29 | 中国空间技术研究院 | 一种适于分块方形支撑杆型太阳帆帆面的折叠方法 |
USD751498S1 (en) | 2014-10-08 | 2016-03-15 | Composite Technology Development, Inc. | Trifold solar panel |
USD755119S1 (en) | 2014-10-08 | 2016-05-03 | Composite Technology Development, Inc. | Trifold solar panel |
USD754598S1 (en) | 2014-10-08 | 2016-04-26 | Composite Technology Development, Inc. | Trifold solar panel |
USD755118S1 (en) | 2014-10-08 | 2016-05-03 | Composite Technology Development, Inc. | Trifold solar panel |
US10189583B2 (en) * | 2015-05-13 | 2019-01-29 | Analytical Mechanics Associates, Inc. | Deployable sheet material systems and methods |
WO2017218696A1 (fr) | 2016-06-14 | 2017-12-21 | Blomquist Richard | Engin spatial et procédé de commande |
US10715078B2 (en) | 2017-03-22 | 2020-07-14 | Sungeun K. Jeon | Compact, self-deploying structures and methods for deploying foldable, structural origami arrays of photovoltaic modules, solar sails, and antenna structures |
KR101943266B1 (ko) | 2017-06-16 | 2019-01-28 | 주식회사 케이지에스 | 이동식 조명탑 |
CN107600461B (zh) * | 2017-07-31 | 2020-04-28 | 上海宇航系统工程研究所 | 一种滑动牵引装置 |
US10811759B2 (en) | 2018-11-13 | 2020-10-20 | Eagle Technology, Llc | Mesh antenna reflector with deployable perimeter |
US11139549B2 (en) | 2019-01-16 | 2021-10-05 | Eagle Technology, Llc | Compact storable extendible member reflector |
US10797400B1 (en) | 2019-03-14 | 2020-10-06 | Eagle Technology, Llc | High compaction ratio reflector antenna with offset optics |
US11820267B2 (en) * | 2019-06-11 | 2023-11-21 | Ford Global Technologies, Llc | Vehicle seat |
CN111059206A (zh) * | 2019-12-28 | 2020-04-24 | 中国科学院沈阳自动化研究所 | 一种柔性太阳翼支承结构的压电主动减振装置 |
US20220089299A1 (en) * | 2020-09-14 | 2022-03-24 | The Board Of Trustees Of The University Of Illinois | Multifunctional structures for attitude control |
CN112298618A (zh) * | 2020-09-30 | 2021-02-02 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种二维二次展开太阳翼 |
CN113148229B (zh) * | 2021-03-24 | 2022-08-12 | 上海埃依斯航天科技有限公司 | 一种卫星用二维三折太阳电池阵 |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2656586A1 (fr) * | 1989-12-29 | 1991-07-05 | Aerospatiale | Dispositif de controle d'attitude par voiles solaires pour satellite stabilise autour de trois axes. |
FR2738930A1 (fr) * | 1995-09-14 | 1997-03-21 | Matra Marconi Space France | Procede et dispositif passif de pointage d'un engin spatial vers le soleil |
EP0794120A1 (fr) * | 1996-03-05 | 1997-09-10 | HE HOLDINGS, INC. dba HUGHES ELECTRONICS | Ailette solaire à émission contrÔlée pour la commande d'attitude en utilisant la pression de radiation solaire |
Family Cites Families (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3339863A (en) * | 1965-09-16 | 1967-09-05 | James E Webb | Solar vane actuator |
DE2537577A1 (de) * | 1975-08-22 | 1977-03-03 | Michael Dipl Ing Truemper | Lagerregelung fuer satelliten |
DE2604005A1 (de) * | 1976-02-03 | 1977-08-11 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Einrichtung zur beeinflussung der position und lage eines satelliten |
FR2354925A1 (fr) * | 1976-06-18 | 1978-01-13 | Aerospatiale | Mecanisme synchronisateur pour le deploiement d'elements porteurs de cellules solaires |
DE2656691C3 (de) * | 1976-12-15 | 1980-10-02 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen | Satellitenantenne |
DE2923535C2 (de) * | 1979-06-09 | 1983-12-01 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Solargenerator für Raumflugkörper |
JPH04143198A (ja) * | 1990-10-04 | 1992-05-18 | Mitsubishi Electric Corp | ソーラセイル |
US5131341A (en) * | 1990-12-03 | 1992-07-21 | Edwin Newman | Solar powered electric ship system |
US5520747A (en) * | 1994-05-02 | 1996-05-28 | Astro Aerospace Corporation | Foldable low concentration solar array |
US5785280A (en) * | 1995-07-20 | 1998-07-28 | Space Systems/Loral, Inc. | Hybrid solar panel array |
FR2765189B1 (fr) * | 1997-06-25 | 1999-08-20 | Agence Spatiale Europeenne | Dispositif de stabilisation passive de la direction de pointage d'un engin spatial |
DE19819955C2 (de) * | 1998-05-05 | 2000-06-29 | Eurocopter Deutschland | Seilverbindung zur Solarpanel-Entfaltung bei Satelliten |
DE19825785C2 (de) * | 1998-06-10 | 2000-04-27 | Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt | Solarsegler mit Segelfolie und Faltrohren |
US6010096A (en) * | 1998-07-22 | 2000-01-04 | Space Systems/Loral, Inc. | Deployment restraint and sequencing device |
US6188012B1 (en) * | 1999-11-10 | 2001-02-13 | Tecstar Power Systems | Methods and systems for a solar cell concentrator |
-
2001
- 2001-01-24 DE DE10103074A patent/DE10103074A1/de not_active Withdrawn
-
2002
- 2002-01-11 IT IT2002MI000043A patent/ITMI20020043A1/it unknown
- 2002-01-23 GB GB0201511A patent/GB2375230B/en not_active Expired - Fee Related
- 2002-01-23 FR FR0200811A patent/FR2819784B1/fr not_active Expired - Fee Related
- 2002-01-24 US US10/053,615 patent/US6609683B2/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2656586A1 (fr) * | 1989-12-29 | 1991-07-05 | Aerospatiale | Dispositif de controle d'attitude par voiles solaires pour satellite stabilise autour de trois axes. |
FR2738930A1 (fr) * | 1995-09-14 | 1997-03-21 | Matra Marconi Space France | Procede et dispositif passif de pointage d'un engin spatial vers le soleil |
EP0794120A1 (fr) * | 1996-03-05 | 1997-09-10 | HE HOLDINGS, INC. dba HUGHES ELECTRONICS | Ailette solaire à émission contrÔlée pour la commande d'attitude en utilisant la pression de radiation solaire |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
KYROUDIS G A: "SURVEY OF SOLAR-SAILING CONFIGURATIONS FOR SATELLITE ATTITUDE CONTROL", PAPER AMERICAN ASTRONAUTICAL SOCIETY, XX, XX, vol. 91-486, 1991, pages 815 - 838, XP000671524 * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106483466A (zh) * | 2016-09-13 | 2017-03-08 | 航天东方红卫星有限公司 | 一种卫星入轨阶段太阳电池阵输出电流的估算方法 |
CN106483466B (zh) * | 2016-09-13 | 2018-03-09 | 航天东方红卫星有限公司 | 一种卫星入轨阶段太阳电池阵输出电流的估算方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US6609683B2 (en) | 2003-08-26 |
GB0201511D0 (en) | 2002-03-13 |
GB2375230B (en) | 2004-12-08 |
GB2375230A (en) | 2002-11-06 |
FR2819784B1 (fr) | 2006-12-01 |
DE10103074A1 (de) | 2002-08-01 |
US20020096603A1 (en) | 2002-07-25 |
ITMI20020043A1 (it) | 2003-07-11 |
ITMI20020043A0 (it) | 2002-01-11 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
FR2819784A1 (fr) | Structure porteuse pour une voile solaire de satellite | |
EP2276660B1 (fr) | Robot grimpeur de poteau | |
EP0676516B1 (fr) | Dispositif formant abri souterrain de protection de personnes, ainsi que le procédé de réalisation d'un tel dispositif | |
EP0119114A2 (fr) | Dispositif pour réaliser des couvertures ou bardages doubles, pièces porteuses, supports et pinces pour la mise en oeuvre de ce dispositif | |
EP3745842A1 (fr) | Procédé et kit de construction de structure de protection | |
FR2932709A1 (fr) | Structure articulee deployable | |
EP2940359B1 (fr) | Dispositif du type tensionneur pour le serrage et l'avancement contrôlés d'un organe allongé | |
FR2508413A1 (fr) | Ensembles de feuilles deployables pour engin spatial | |
EP2726369A1 (fr) | Structure perfectionnee de support et de guidage de mat hissable de vehicule sous-marin | |
FR2681626A1 (fr) | Armature pour tente rectangulaire ayant un toit a deux pans. | |
FR2754929A1 (fr) | Presentoir pour deployer une affiche | |
EP3206943B1 (fr) | Accrochage d'un poisson dans un sonar remorque | |
EP4010550A1 (fr) | Tente déployable munie d'arceaux contraints en flexion | |
EP0733583B1 (fr) | Grue à montage automatisé avec flèche repliable latéralement | |
CA1331334C (fr) | Structure destinee au montage et au demontage d'abris de type tente ou auvent | |
FR3078054A1 (fr) | Plateforme flottante a structure modulaire | |
FR2973346A1 (fr) | Structure pliable/deployable a deploiement spontane et verrouillage spontane a l'etat deploye | |
EP0286556A1 (fr) | Abri repliable | |
EP0679794A1 (fr) | Dispositif de manoeuvre d'échelle à coulisse | |
FR2605041A3 (fr) | Barre de torsion de rappel ou d'assistance. | |
WO2024052347A1 (fr) | Système photovoltaïque vertical et procédé d'installation d'un tel système | |
WO2001098128A1 (fr) | Dispositif de retenue en position relative des plates-formes d'extremite d'un wagon de transport combine rail/route lors des manoeuvres de chargement/dechargement | |
WO2023208498A1 (fr) | Installation photovoltaïque verticale et procédé de montage d'une telle installation | |
FR2828472A1 (fr) | Remorque pliante | |
EP3743660A1 (fr) | Structure de cadres articules déployables sur des rails |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
TP | Transmission of property | ||
ST | Notification of lapse |
Effective date: 20120928 |