FR2823712A1 - Dispositif pour engin spatial - Google Patents
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Abstract
L'invention concerne un dispositif pour un engin spatial (2), qui est conçu pour réduire une onde de choc intervenant lors du déclenchement d'un assemblage (5) qui maintient ensemble deux parties (3, 4) de l'engin spatial par l'intermédiaire de deux brides (1, 6) intégrées dans les parties respectives de l'engin spatial (3, 4). La première bride (1) présente au moins un affaiblissement (9), si bien qu'elle a pour l'essentiel une forme annulaire interrompue, pour réduire ainsi sa capacité d'absorption de l'énergie lors d'une flexion vers l'intérieur au moyen d'une force radiale s'exerçant radialement vers l'intérieur.
Description
des lattes (2,3,4) poura étre iodifiée pour 1aire éNoluer le profil.
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La présente invention a trait à un dispositif pour un engin spatial, destiné à réduire l'onde de choc qui se produit lors du déclenchement d'un assemblage qui est agencé pour maintenir ensemble la première et la seconde partie d'un engin spatial, la seconde partie pouvant être séparée de la première. L'assemblage est conçu pour maintenir ensemble ces parties de préférence lors du lancement de l'engin spatial. De manière plus spécifique, I'invention vise à rébuire l'influence des chocs résultant du déclenchement d'un assemblage lequel assemblage comprend un certain nombre d'étriers qui sont comprimés au moyen d'une bande de tension contre des brides situées sur les parties séparables et
qui maintient celles-ci ensemble.
Les dispositifs d'assemblage destinés à maintenir sans déplacement notable les parties séparables d'un engin spatial, par exempie une fusée porteuse et un satellite, sont des unités structurelles prévues pour absorber les forces qui s'exercent entre
lesdites parties au cours du lancement de l'engin spatial.
Les dispositifs d'assemblage doivent conserver un faible poids et doivent être conçus pour une très haute fiabilité compte tenu du coût très élevé des lancements et par ailleurs du fait qu'il est impossible de corriger un défaut qui pourrait intervenir une fois que l'engin a bien quitté le sol. Le faible poids a une importance
particulière dans la partie satellite de l'engin spatial.
Lorsque les parties doivent être séparées, I'assemblage est déclenché ce qui fait que ses forces orientées radialement vers l'intérieur cessent de s'exercer. Il en résulte qu'une onde de choc se produit dans les parties de l'engin spatial sur lesquelles l'assemblage s'est exercé. L'onde de choc est habituellement de 3000 à 4000 g et à partir de 1000 Hz et plus et se propage par I'intermédiaire des éléments de l'engin spatial et exerce, par conséquent, une influence sur l'engin spatial et/ou sur les éléments assemblés à celui-ci, par exemple des composants électroniques
ou d'autres éléments sensibles aux ondes de choc.
La présente invention a pour but de résoudre l'un des
problèmes mentionnés plus haut ou plusieurs d'entre eux.
2 2823712
On y parvient avec un dispositif pour un engin spatial qui comprend un assemblage de forme annulaire conçu pour délivrer une force s'exerçant radialement vers l'intérieur pour maintenir ensemble une première partie et une seconde partle d'un engin spatial, séparable de la première partie de celui-ci, o le dispositif comprend une première bride incluse dans la première partie de l'engin spatial et une seconde bride incluse dans la seconde partie
de l'engin spatial.
Conformément à l'invention, la première bride présente au moins un affaiblissement si bien qu'elle a une forme annulaire pour l'essentiel interrompue, grâce auquel la capacité d'absorption d'énergie de la bride diminue parce que la bride est infléchie vers l'intérieur au niveau de l'affaiblissement sous l'influence de la force radiale. Grâce à un affaiblissement dans l'une des parties de l'engin spatial, sur lequel l'assemblage est conçu pour s'exercer, les forces de l'assemblage s'exerçant radialement sont transmises à la seconde partie de l'engin spatial. Une butée radiale est disposée dans la seconde partie de l'engin et est conçue pour transférer à la seconde partie de l'engin spatial, des parties supplémentaires de la force radiale provenant de l'assemblage par l'intermédiaire d'un évidement ménagé dans la première bride située sur la première partie de l'engin spatial. Cet affaiblissement réduit, par conséquent, I'énergie accumuiée dans la première partie, par la force provenant de l'assemblage. La partie affaiblie peut donc s'infléchir et permettre que la seconde bride absorbe la force et
accumule ainsi la majeure partie de l'énergie.
L'invention concerne égaiement les caractéristiques ci-après considérées isolément ou selon toute combinaison techniquement possible: - la première bride comporte un ou plusieurs évidements qui, en présence d'une charge radiale provenant de l'assemblage, s'appuient contre une ou plusieurs butées radiales réalisées dans la seconde bride;
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- I'affaiblissement comprend une fente qui interrompt la forme annulaire de la première bride et qui s'étend un peu plus loin dans la paroi de la première partie de l'engin spatial; - I'affaiblissement s'étend pour l'essentiel dans le sens de la trajectoire de l'engin spatial; I'affaiblissement est prévu au moins en deux endroits le long de la forme annulaire de la première bride; D'autres caractéristiques et avantages de l'invention
ressortiront de la description d'un exemple de réalisation faite ci
après en référence aux dessins, dans lesquels: la figure 1 présente un croquis schématique en coupe d'un d is positif conforme à l' i nvention et u n assemblage ill ustré par u n assemblage à bride au niveau de deux parties séparables d'un engin spatial; et la figure 2 présente un croquis schématique selon la figure 1
dans le sens radial et sans assemblage à bride.
Une première bride est désignée par 1 et un engin spatial par 2 sur le croquis. L'engin spatial 2 comprend deux parties 3 et 4, séparables l'une de l'autre, par exemple, une partie satellite 3 placée sur une fusée porteuse 4, la partie lanceur. Un assemblage est conçu pour maintenir ensemble les deux parties 3, 4 durant la
fraction de temps o l'assemblage 5 est utilisé.
L'assemblage 5 comprend la première bride 1 fixée dans la partie inférieure de la première partie 3 de l'engin spatial et la seconde bride 6 fixée dans la partie supérieure de la seconde partie de l'engin spatial. L'assemblage 5 présente en outre un ou plusieurs étriers 7 répartis autour des brides 1, 6 à la périphérie et un organe de serrage 8 qui fait le tour des étriers 7 ou les traverse et qui les comprime radialement vers l'intérieur contre les brides 1, 6. Les étriers sont, par conséquent, conçus pour transférer la force radiale provenant de l'organe de serrage 8 à une force de serrage et bloquer les brides 1, 6 I'une contre l'autre. La force radiale de l'organe de serrage 8 s'exerçant vers l'intérieur est neutralisée vers l'extérieur par les brides 1, 6 et par les parties contiguës de celles
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ci de l'engin spatial 2. Dans une autre forme de réalisation, les
étriers 7 et l'organe de serrage forment une seule unité.
La bride 6 a pour l'essentiel une forme annulaire et fait le tour de l'engin spatial 2. Cela fait qu'elle a une bonne capacité pour absorber, sans flexion importante vers l'intérieur de l'engin spatial 2, la force radiale orientée vers l'intérieur provenant de l'organe de serrage 8. Les deux brides 1, 6 s'étendent radialement à l'extérieur des parties respectives 3, 4 de l'engin spatial. Dans une forme préférée de réalisation, les brides 1 et 6, respectivement, s'étendent également radialement vers l'intérieur à
partir de la paroi des parties respectives 3 et 4 de l'engin spatial.
Un certain nombre d'affaiblissements 9 sont conçus dans une forme de réalisation préférée sous forme d'une ou plusieurs fentes 9 dans la première bride 1 si bien que sa forme annulaire est ajourée en totalité ou pour une part importante. Dans d'autres formes de réalisation, les affaiblissements peuvent être conçus sous forme, par exemple, de trous ou de perforations. Les affaiblissements 9 séparent, par conséquent, une première zone située d'un côté de l'affaiblissement d'une autre zone située de I'autre côté de l'affaiblissement 9 si bien qu'en partie du moins, les zones peuvent se déplacer et/ou s'infléchir pour l'essentiel, indépendamment les unes des autres, dans des directions circonférentielles et/ou radiales. Dans une forme de réalisation préférce comprenant plusieurs affaiblissements 9 dans la bride 1, la bride 1 comprend un certain nombre de segments qui, en présence d'une charge radiale vers l'intérieur, peuvent se rapprocher les uns des autres. Etant donné que l'énergie accumulée dans l'une des brides 1, 6 peut s'exprimer sous forme d'une force multipliée par un segment, cela fait que lorsque la bride 1 est fléchie ou déplacée vers l'intérieur en présence d'une charge, elle peut ainsi accumuler une moindre quantité d'énergie que la seconde bride 6 pour la même flexion ou le même déplacement vers l'intérieur. Sur la figure 1, on représente également une fente 9 qui s'étend transversalement à la bride 1 ainsi que sur une courte distance le long de la paroi de la première partie 3 de l'engin
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spatial, ce qui réduit encore la capacité d'absorption d'énergie de la bride 1 et de la partie contiguë à celle-ci de la première partie 3 de l'engin spatial. La capacité d'absorption d'énergie diminue, par conséquent, lorsque la fente 9 s'étend dans le sens de la trajectoire de l'engin spatial 2. Le nombre de fentes 9 doit, de préférence, être supérieur à trois, mais même avec une seule fente 9, on réduit la capacité d'absorption de l'énergie de la première bride 1 pour une flexion prédéterminée vers l'intérieur. Des fentes 9 en plus grand nombre répartissent les forces de manière plus réqulière sur la première bride. Les fentes 9 auront de préférence une largeur avantageuse sur le plan de l'usinage, d'environ 0,3 à 5 mm, mais pourront être également plus larges. Cependant, la largeur devra être suffisamment grande pour que la fente 9 ne se ferme pas lors d'une flexion vers l'intérieur, étant donné que cela
accrot la capacité d'absorption d'énergie.
L'affaiblissement 9 peut être recouvert ou, en partie, rempli avec un matériau souple et/ou élastique, ce qui, pour l'essentiel, n'entravera pas ni n'aura d'incidence sur la capacité de
déplacement ou de flexion de la bride 1 affaiblie.
Sur la seconde bride 6, il y a une butée radiale 10. Un
évidement correspondant 11 se trouve dans ia première bride 1.
Lorsque la butée radiale 10 est engagée dans l'évidement 1 1, on iimite ainsi la flexion vers l'intérieur de la première bride 1 en raison de la force radiale si bien qu'une partie des forces radiales qui s'exercent sur la première bride 1 sont encore absorbées par la butée radiale 10 et, par conséquent, par la seconde bride 6. En présence de la charge exercée par l'organe de serrage 8, la première bride 1 peut être déplacée vers l'intérieur sur ia distance autorisée par un jeu éventuel entre la butée radiale 10 et I'évidement 11, qui est requis pour des raisons techniques sur le plan de l'usinage et/ou du montage et être déplacée encore sur une distance supplémentaire correspondant à la flexion ou au déplacement de la seconde bride 6 vers l'intérieur, éventuellement
provoqués par l'organe de serrage 8.
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Dans d'autres formes de réalisation, les affaiblissements 9 sont conçus au moyen d'une combinaison de fentes et, par exemple, d'un amincissement de la matière ou d'un ou plusieurs alésages. La butée radiale peut prendre d'autres formes de réalisation, par exemple, elle peut être située sur la première bride 1 et l'évidement peut se trouver sur la seconde bride 6 ou la butée radiale peut se présenter sous forme de plusieurs saillies avec des évidements correspondants dans la première bride 1, mais d'autres formes de réalisation avec un embotement basé sur la forme sont
également possibles.
L'invention ne doit pas être considérée comme se limitant à l'exemple et aux formes de réalisation ci-dessus décrits, mais peut
être variée dans le cadre des revendications du brevet.
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Claims (5)
1. Dispositif pour un engin spatial (2) qui comprend un assemblage (5) de forme annulaire conçu pour délivrer une force F s'exerçant radialement vers l'intérieur pour maintenir ensemble la première partie (3) et la seconde partie (3) d'un engin spatial, séparable de la première partie (3) de celui-ci, o le dispositif comprend une première bride (1) qui est incluse dans la première partie (3) de l'engin spatial et une seconde bride (6) qui est incluse dans la seconde partie (4) de l'engin spatial, caractérisé par le fait que la première bride (1) présente au moins un affaiblissement (9) si bien qu'elle a une forme annulaire pour l'essentiel interrompue, auquel cas la capacité d'absorption d'énergie de la bride (1) diminue parce que la bride (1) est infléchie vers l'intérieur au niveau de l'affaiblissement (9) sous l'influence de la force F.
2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé par le fait que la première bride (1) comporte un ou plusieurs évidements qui, en présence d'une charge radiale provenant de l'assemblage (5), s'appuient contre une ou plusieurs butées radiales réalisées dans
la seconde bride (6).
3. Dispositif selon la revendication 1 ou 2, caractérisé par le fait que l'affaiblissement (9) comprend une fente qui interrompt la forme annulaire de la première bride (1) et qui s'étend un peu plus
loin dans la paroi de la première partie (3) de l'engin spatial.
4. Dispositif selon l'une des revendications ci-dessus,
caractérisé par le fait que l'affaiblissement (9) s'étend pour
l'essentiel dans le sens de la trajectoire de l'engin spatial (2).
5. Dispositif selon l'une des revendications ci-dessus,
caractérisé par le fait que l'affaiblissement (9) est prévu au moins en deux endroits le long de la forme annulaire de la première bride
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| SE0101398A SE0101398L (sv) | 2001-04-19 | 2001-04-19 | Fläns vid en rymdfarkost med två separerbara delar |
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|---|---|---|---|---|
| US4715565A (en) * | 1986-05-27 | 1987-12-29 | Hughes Aircraft Company | Clamping connection assembly for spacecraft |
| US5352061A (en) * | 1993-01-05 | 1994-10-04 | Honeywell Inc. | Anti-rotation ring joint |
| WO2000059783A2 (fr) * | 1999-04-06 | 2000-10-12 | Walter Holemans | Ensemble connecteur structurel, réutilisable et séparable |
-
2001
- 2001-04-19 SE SE0101398A patent/SE0101398L/ not_active IP Right Cessation
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2002
- 2002-04-16 FR FR0204749A patent/FR2823712B1/fr not_active Expired - Fee Related
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