FR3029690A1 - METHOD FOR MANUFACTURING ANTENNA REFLECTOR SHELL, ESPECIALLY A SPATIAL DEVICE - Google Patents
METHOD FOR MANUFACTURING ANTENNA REFLECTOR SHELL, ESPECIALLY A SPATIAL DEVICE Download PDFInfo
- Publication number
- FR3029690A1 FR3029690A1 FR1402753A FR1402753A FR3029690A1 FR 3029690 A1 FR3029690 A1 FR 3029690A1 FR 1402753 A FR1402753 A FR 1402753A FR 1402753 A FR1402753 A FR 1402753A FR 3029690 A1 FR3029690 A1 FR 3029690A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- shell
- perforation
- skin
- laser
- holes
- 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
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 title claims abstract description 20
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 15
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 17
- 230000005670 electromagnetic radiation Effects 0.000 claims abstract description 6
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims description 10
- 238000009826 distribution Methods 0.000 claims description 8
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 5
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims description 4
- 238000006116 polymerization reaction Methods 0.000 claims description 3
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 6
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 5
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 2
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 2
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 2
- 230000002500 effect on skin Effects 0.000 description 2
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 2
- VAOCPAMSLUNLGC-UHFFFAOYSA-N metronidazole Chemical compound CC1=NC=C([N+]([O-])=O)N1CCO VAOCPAMSLUNLGC-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 2
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 2
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 2
- 239000004593 Epoxy Substances 0.000 description 1
- 241000208967 Polygala cruciata Species 0.000 description 1
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 description 1
- 230000003292 diminished effect Effects 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000012797 qualification Methods 0.000 description 1
- 238000002310 reflectometry Methods 0.000 description 1
- 238000009662 stress testing Methods 0.000 description 1
- 230000000930 thermomechanical effect Effects 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- H—ELECTRICITY
- H01—ELECTRIC ELEMENTS
- H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
- H01Q1/00—Details of, or arrangements associated with, antennas
- H01Q1/27—Adaptation for use in or on movable bodies
- H01Q1/28—Adaptation for use in or on aircraft, missiles, satellites, or balloons
- H01Q1/288—Satellite antennas
-
- H—ELECTRICITY
- H01—ELECTRIC ELEMENTS
- H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
- H01Q15/00—Devices for reflection, refraction, diffraction or polarisation of waves radiated from an antenna, e.g. quasi-optical devices
- H01Q15/14—Reflecting surfaces; Equivalent structures
- H01Q15/141—Apparatus or processes specially adapted for manufacturing reflecting surfaces
-
- H—ELECTRICITY
- H01—ELECTRIC ELEMENTS
- H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
- H01Q15/00—Devices for reflection, refraction, diffraction or polarisation of waves radiated from an antenna, e.g. quasi-optical devices
- H01Q15/14—Reflecting surfaces; Equivalent structures
- H01Q15/141—Apparatus or processes specially adapted for manufacturing reflecting surfaces
- H01Q15/142—Apparatus or processes specially adapted for manufacturing reflecting surfaces using insulating material for supporting the reflecting surface
- H01Q15/144—Apparatus or processes specially adapted for manufacturing reflecting surfaces using insulating material for supporting the reflecting surface with a honeycomb, cellular or foamed sandwich structure
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Electromagnetism (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Aerials With Secondary Devices (AREA)
Abstract
- Procédé de fabrication d'une coque de réflecteur d'antenne, en particulier d'un engin spatial. - Le procédé de fabrication d'une coque (1) de réflecteur d'antenne, ladite coque (1) comprenant une structure (4) de type sandwich, pourvue d'un élément central (5) et de deux peaux (6, 7) agencées de part et d'autre de l'élément central (5) et comprenant une peau (6) dite peau avant, ladite peau avant (6) étant réfléchissante pour des rayonnements électromagnétiques et étant réalisée en un matériau composite, comprend une étape de perforation consistant , lors de la fabrication de la coque (1), à perforer la coque (1) de manière à y pratiquer une pluralité de trous traversant entièrement la coque (1).- A method of manufacturing an antenna reflector shell, in particular a spacecraft. - The method of manufacturing an antenna reflector shell (1), said shell (1) comprising a sandwich-type structure (4) provided with a central element (5) and two skins (6, 7). ) arranged on either side of the central element (5) and comprising a skin (6) called the front skin, said front skin (6) being reflective for electromagnetic radiation and being made of a composite material, comprises a step perforation consisting, during manufacture of the shell (1), to perforate the shell (1) so as to practice a plurality of holes completely through the shell (1).
Description
1 La présente invention concerne un procédé de fabrication d'une coque de réflecteur d'antenne, en particulier d'un engin spatial. Bien que non exclusivement, la présente invention s'applique plus particulièrement à une coque faisant partie d'un réflecteur d'antenne d'un en- gin spatial tel qu'un satellite de télécommunication, en particulier d'un réflec- teur d'antenne de grande dimension. On sait que les réflecteurs d'antenne comportent, généralement, une coque comprenant une surface rigide, qui est réfléchissante (pour certaines ondes électromagnétiques), et des éléments de renfort (ou structure) prévus à l'arrière de la coque, qui participent au maintien de la coque et à la liaison avec le satellite. Cette géométrie de réflecteur d'antenne peut être utilisée dans une large plage de bandes de fréquences, entre 1GHz et 60GHz (bandes L, S, C, X, Ku, Ka, Q, V).The present invention relates to a method of manufacturing an antenna reflector shell, in particular a spacecraft. Although not exclusively, the present invention is more particularly applicable to a hull forming part of an antenna reflector of a spatial generator such as a telecommunication satellite, in particular a reflector. large antenna. It is known that antenna reflectors generally comprise a shell comprising a rigid surface, which is reflective (for certain electromagnetic waves), and reinforcing elements (or structure) provided at the rear of the shell, which participate in maintaining the hull and connecting with the satellite. This antenna reflector geometry can be used in a wide range of frequency bands, between 1GHz and 60GHz (L, S, C, X, Ku, Ka, Q, V bands).
Les réflecteurs d'antenne doivent répondre à des spécifications stric- tes concernant à la fois la réflectivité des ondes électromagnétiques sur la surface réfléchissante, et la tenue mécanique de l'ensemble du réflecteur (coque et structure) aux sollicitations mécaniques et acoustiques induites par les lanceurs spatiaux.Antenna reflectors must meet strict specifications concerning both the reflectivity of electromagnetic waves on the reflecting surface and the mechanical strength of the entire reflector (shell and structure) to the mechanical and acoustic stresses induced by the reflectors. space launchers.
La coque d'un réflecteur d'antenne est, généralement, constituée d'une structure de type sandwich, formée d'un élément central en nid-d'abeilles sur lequel sont apposées une peau avant et une peau arrière. Chacune de ces peaux est constituée d'un ou de plusieurs plis (ou couches) de matériau composite pourvu de fibres, notamment de carbone. Chaque pli peut être un pli unidirectionnel ou un pli tissé. Le choix des matériaux cons- tituant la peau avant (à savoir la surface réfléchissante) de la coque doit permettre de garantir une réflexion appropriée des ondes électromagnétiques. La grande dimension des réflecteurs et donc de la coque induit des contraintes mécaniques importantes sur le réflecteur lors du lancement du 3029690 2 satellite. Ces contraintes mécaniques sont, en particulier, dues à des sollicitations acoustiques (effet peau de tambour). Les efforts acoustiques peuvent correspondre aux cas les plus critiques de dimensionnement mécanique du réflecteur.The shell of an antenna reflector is generally composed of a sandwich-type structure formed of a central honeycomb element on which are affixed a front skin and a rear skin. Each of these skins consists of one or more plies (or layers) of composite material provided with fibers, in particular carbon fibers. Each fold can be a unidirectional fold or a woven fold. The choice of the materials constituting the front skin (ie the reflective surface) of the shell must make it possible to guarantee appropriate reflection of the electromagnetic waves. The large size of the reflectors and therefore of the hull induces significant mechanical stresses on the reflector during the launch of the satellite 3029690. These mechanical stresses are, in particular, due to acoustic stresses (drum skin effect). Acoustic forces may correspond to the most critical cases of mechanical dimensioning of the reflector.
5 Pour ce type de réflecteur, les contraintes induites par les sollicita- tions acoustiques deviennent largement supérieures aux contraintes induites par les autres sollicitations mécaniques. La présente invention a pour objet de remédier à cet inconvénient et de permettre la fabrication d'une coque de réflecteur de grande dimension 10 qui est peu sensible aux sollicitations acoustiques, et pour laquelle les contraintes induites par les autres sollicitations existant sont supérieures aux sollicitations acoustiques. Plus précisément, on cherche à diminuer l'impact des sollicitations acoustiques, sans pour autant augmenter l'impact des autres sollicitations.For this type of reflector, the stresses induced by the acoustic stresses become much greater than the stresses induced by the other mechanical stresses. The object of the present invention is to remedy this drawback and to enable the manufacture of a large reflector shell 10 which is insensitive to acoustic stresses, and for which the stresses induced by the other existing stresses are greater than the acoustic stresses. . More precisely, it seeks to reduce the impact of acoustic demands, without increasing the impact of other solicitations.
15 Pour ce faire, la présente invention concerne un procédé de fabrica- tion d'une coque de réflecteur d'antenne, en particulier d'une antenne d'un engin spatial, ladite coque comprenant une structure de type sandwich, pourvue d'un élément central (ou âme) et de deux peaux agencées de part et d'autre dudit élément central et comprenant une peau dite peau avant, ladite 20 peau avant étant réfléchissante pour des rayonnements électromagnétiques et étant réalisée en un matériau composite. Selon l'invention, ledit procédé de fabrication comprend une étape de perforation consistant, lors de la fabrication de la coque, à perforer la coque de manière à y pratiquer une pluralité de trous traversant entièrement la co- 25 que. Ainsi, grâce à l'invention, en réalisant une coque ajourée, c'est-à-dire percée de nombreux trous, de faible dimension comme précisé ci-dessous, on diminue l'impact des sollicitations acoustiques s'appliquant sur la coque du réflecteur. Ainsi, l'effet peau de tambour est largement diminué, car les on- 3029690 3 des acoustiques (c'est-à-dire les ondes de pressions d'air) peuvent traverser la coque du réflecteur. De plus, l'impact des sollicitations acoustiques est diminué, sans pour autant augmenter l'impact des autres sollicitations. De plus, une coque ajourée permet la dissipation d'une partie des ef- 5 forts s'appliquant sur la coque par amortissement visqueux de l'air ou par résonance dans l'épaisseur d'une coque comprenant un élément central constitué par exemple d'un nid-d'abeilles, ce qui diminue également l'impact des efforts sur le réflecteur. Dans un mode de réalisation préféré, l'élément central (de préférence 10 en nid-d'abeilles) de la coque est pourvu d'ouvertures traversantes, et la perfo- ration de la coque consiste à réaliser, successivement, la perforation de l'une et de l'autre desdites peaux. Il est également envisageable de réaliser en même temps la perforation des deux peaux. Dans un premier mode de réalisation (préféré), la perforation (lors de 15 l'étape de perforation) est réalisée à l'aide d'au moins un laser. Dans ce premier mode de réalisation : - l'étape de perforation consiste à réaliser un déplacement relatif entre le laser et la coque à perforer ; et/ou - la perforation consiste à prévoir et à maintenir un écartement constant entre 20 une surface externe de l'une desdites peaux à perforer et le laser, cet écarte- ment étant sensiblement égal à la distance focale du laser. Par ailleurs, dans un second mode de réalisation, la perforation est réalisée à l'aide d'au moins un outil mécanique. En outre, avantageusement : 25 - la perforation est réalisée après une polymérisation du matériau composite au moins de la peau avant ; et/ou - la perforation consiste à pratiquer des trous de section ronde dans lesdites peaux ; et/ou 3029690 4 - la perforation consiste à pratiquer des trous répartis dans lesdites peaux selon une répartition régulière donnée. De préférence, la répartition régulière des trous est adaptée à l'agencement de fibres dans le matériau composite constituant la peau correspondante ; et/ou 5 - la perforation consiste à pratiquer des trous allongés présentant une direc- tion générale longitudinale, la direction générale longitudinale de chacun desdits trous étant sensiblement normale à une surface externe de la peau correspondante ; et/ou - la perforation est mise en oeuvre de façon automatisée suivant un pro- 10 gramme préétabli. La présente invention concerne également une coque de réflecteur d'antenne, en particulier d'une antenne d'engin spatial, obtenue par la mise en oeuvre du procédé précité, c'est-à-dire une coque ajourée, ladite coque ajourée comprenant une structure de type sandwich, pourvue d'un élément central 15 et de deux peaux agencées de part et d'autre dudit élément central et com- prenant une peau dite peau avant, ladite peau avant étant réfléchissante pour des rayonnements électromagnétiques et étant réalisée en un matériau composite. La présente invention concerne, en outre : 20 - un réflecteur d'antenne, en particulier d'une antenne d'un engin spatial, comportant une coque telle que précitée ; et - un engin spatial, en particulier un satellite, comporte au moins un tel réflecteur d'antenne. Les figures annexées feront bien comprendre comment l'invention 25 peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est une vue schématique partielle, en coupe, d'une coque de réflecteur d'antenne.To this end, the present invention relates to a method of manufacturing an antenna reflector shell, in particular an antenna of a spacecraft, said shell comprising a sandwich-type structure provided with a central element (or core) and two skins arranged on either side of said central element and comprising a so-called skin before skin, said front skin being reflective for electromagnetic radiation and being made of a composite material. According to the invention, said manufacturing method comprises a perforation step consisting, during the manufacture of the shell, perforating the shell so as to practice a plurality of holes completely through the body. Thus, by virtue of the invention, by producing a perforated shell, that is to say pierced with numerous holes, of small size as specified below, the impact of the acoustic stresses on the shell of the shell is reduced. reflector. Thus, the drumhead effect is greatly diminished because acoustics (i.e., air pressure waves) can pass through the reflector shell. In addition, the impact of acoustic stress is reduced, without increasing the impact of other solicitations. In addition, a perforated shell allows the dissipation of a part of the forces applying to the shell by viscous damping of the air or by resonance in the thickness of a shell comprising a central element consisting for example of a honeycomb, which also reduces the impact of the efforts on the reflector. In a preferred embodiment, the central (preferably honeycomb) element of the shell is provided with through openings, and the perforation of the shell consists of successively producing the perforation of the shell. one and the other of said skins. It is also conceivable to perform at the same time the perforation of the two skins. In a first (preferred) embodiment, the perforation (during the perforation step) is performed using at least one laser. In this first embodiment: the perforation step consists in making a relative displacement between the laser and the shell to be perforated; and / or - the perforation consists in providing and maintaining a constant spacing between an external surface of one of said skins to be perforated and the laser, this spacing being substantially equal to the focal length of the laser. Furthermore, in a second embodiment, the perforation is performed using at least one mechanical tool. In addition, advantageously: the perforation is carried out after polymerization of the composite material at least of the front skin; and / or - the perforation consists in making holes of round section in said skins; and / or 3029690 4 - the perforation consists in making holes distributed in said skins in a given regular distribution. Preferably, the regular distribution of the holes is adapted to the arrangement of fibers in the composite material constituting the corresponding skin; and / or the perforation consists in making elongated holes having a longitudinal general direction, the longitudinal general direction of each of said holes being substantially normal to an external surface of the corresponding skin; and / or - the perforation is carried out automatically according to a preset program. The present invention also relates to an antenna reflector shell, in particular a spacecraft antenna, obtained by the implementation of the aforementioned method, that is to say a perforated shell, said perforated shell comprising a sandwich-type structure, provided with a central element 15 and two skins arranged on either side of said central element and comprising a so-called skin before skin, said front skin being reflective for electromagnetic radiation and being made in one composite material. The present invention furthermore relates to: - an antenna reflector, in particular an antenna of a spacecraft, comprising a shell as aforesaid; and a spacecraft, in particular a satellite, comprises at least one such antenna reflector. The appended figures will make it clear how the invention can be realized. In these figures, identical references designate similar elements. Figure 1 is a partial schematic sectional view of an antenna reflector shell.
3029690 5 La figure 2 est une vue schématique, en perspective, d'une structure sandwich d'une coque. La figure 3 est une vue schématique, en plan, d'une partie d'un élément central d'une coque.FIG. 2 is a diagrammatic perspective view of a sandwich structure of a shell. Figure 3 is a schematic plan view of a portion of a central element of a shell.
5 La figure 4 est une vue partielle schématique, en perspective, d'une partie d'une peau perforée d'une coque. La figure 5 est une vue partielle, en coupe, montrant schématiquement une perforation de la coque. La figure 6 montre schématiquement un dispositif pour mettre en ceu- 10 vre une étape de perforation lors d'un procédé de fabrication d'une coque. La présente invention concerne un procédé de fabrication d'une coque 1 d'un réflecteur d'antenne, en particulier d'une antenne d'un engin spatial, comme représenté schématiquement sur la figure 1. Plus particulièrement, bien que non exclusivement, cette coque peut 15 faire partie d'un réflecteur d'antenne d'un engin spatial tel qu'un satellite de télécommunication, en particulier d'un réflecteur d'antenne de grande dimension. Un tel réflecteur d'antenne comprend, généralement : - une coque 1 représentant une structure (ou panneau) rigide pourvue d'une 20 surface réfléchissante sur une face 2 dite face avant ; et - des éléments de renfort (non représentés) qui sont agencés à une face arrière 3 de la coque 1, opposée à la face avant 2. Ces éléments de renfort participent au maintien de la coque 1 et à la liaison avec le satellite. Ces éléments de renfort sont connus et pas décrits davantage dans la présente des- 25 cription. Dans un mode de réalisation préféré, la coque 1 comprend une structure 4 de type sandwich. Comme représenté sur la figure 2, cette structure 4 est pourvue d'un élément central (ou âme) 5, précisé ci-après, et de deux peaux 6 et 7 agencées de part et d'autre dudit élément central 5, à savoir : 3029690 6 - une peau dite avant 6 qui est agencée au niveau de la face avant 2 de la coque 1 et qui est apte à recevoir et renvoyer les rayonnements électromagnétiques reçus par le réflecteur d'antenne ; et - une peau dite arrière 7 qui est agencée au niveau de la face arrière 3 de la 5 coque 1 et qui est destinée notamment à recevoir les éléments de renfort. La peau avant 6 est donc configurée pour être réfléchissante pour des rayonnements électromagnétiques présentant des fréquences adaptées à la ou aux bandes de fréquence prévues d'être réfléchies par le réflecteur, et elle est réalisée en un matériau composite.Figure 4 is a schematic partial perspective view of a portion of a perforated skin of a shell. Figure 5 is a partial view, in section, schematically showing a perforation of the shell. Figure 6 schematically shows a device for implementing a perforation step in a shell manufacturing process. The present invention relates to a method of manufacturing a shell 1 of an antenna reflector, in particular an antenna of a spacecraft, as shown schematically in FIG. 1. More particularly, although not exclusively, this The shell may be part of an antenna reflector of a spacecraft such as a telecommunication satellite, particularly a large antenna reflector. Such an antenna reflector generally comprises: a shell 1 representing a rigid structure (or panel) provided with a reflective surface on a face 2 called the front face; and reinforcing elements (not shown) which are arranged at a rear face 3 of the shell 1, opposite the front face 2. These reinforcing elements participate in the maintenance of the shell 1 and the connection with the satellite. These reinforcing elements are known and not further described in the present description. In a preferred embodiment, the shell 1 comprises a structure 4 of the sandwich type. As represented in FIG. 2, this structure 4 is provided with a central element (or core) 5, specified hereinafter, and two skins 6 and 7 arranged on either side of said central element 5, namely: A so-called front skin 6 which is arranged at the front face 2 of the shell 1 and which is able to receive and send back the electromagnetic radiation received by the antenna reflector; and a so-called rear skin 7 which is arranged at the rear face 3 of the shell 1 and which is intended in particular to receive the reinforcing elements. The front skin 6 is therefore configured to be reflective for electromagnetic radiation having frequencies adapted to the frequency band or bands intended to be reflected by the reflector, and it is made of a composite material.
10 Dans un mode de réalisation préféré, la peau arrière 7 est également réalisée en un matériau composite. De préférence, la structure 4 de type sandwich comprend un élément central (ou âme) 5 de type NIDA (structurel et transparent aux ondes électromagnétiques) renforcé par les deux peaux 6 et 7, de préférence pré- 15 imprégnées de fibres de carbone/matrice époxy. La structure NIDA (c'est-à- dire en nid-d'abeilles) est pourvue d'une pluralité d'alvéoles 8 de forme hexagonale, comme représenté sur la figure 3, ce qui permet de renforcer la résistance de la coque 1 tout en garantissant une légèreté maximale. Pour des raisons de simplification du dessin, la structure 4 est repré- 20 sentée sous forme générale rectangulaire sur la figure 2. Bien entendu, dans le cas d'une coque de réflecteur d'antenne, cette structure 4 présente une forme générale circulaire, par exemple avec un diamètre de l'ordre de deux à trois mètres, et elle est incurvée en section transversale (comme montré sur la figure 1).In a preferred embodiment, the back skin 7 is also made of a composite material. Preferably, the sandwich-type structure 4 comprises a central element (or core) 5 of NIDA type (structural and transparent to electromagnetic waves) reinforced by the two skins 6 and 7, preferably pre-impregnated with carbon / matrix fibers. epoxy. The NIDA structure (that is to say honeycomb) is provided with a plurality of cells 8 of hexagonal shape, as shown in Figure 3, which reinforces the strength of the shell 1 while guaranteeing maximum lightness. For the sake of simplicity of the drawing, the structure 4 is represented in rectangular general form in FIG. 2. Of course, in the case of an antenna reflector shell, this structure 4 has a generally circular shape, for example with a diameter of the order of two to three meters, and it is curved in cross section (as shown in Figure 1).
25 Les étapes générales du procédé de fabrication de la coque 1, excepté une étape de perforation précisée ci-dessous, qui sont des étapes usuelles connues de l'homme du métier et adaptées notamment au matériau constituant la structure 4 de la coque 1, ne sont pas décrites davantage dans la présente description. A titre d'illustration, un procédé de fabrication usuel par- 3029690 7 ticulier peut permettre de fabriquer la coque avec du matériau composite à base de fibre de carbone et de résine. Il peut utiliser, pour cela, des plis unidirectionnels ou des tissus qui sont drapés sur un moule et polymérisés. Selon l'invention, le procédé de fabrication de la coque 1 comprend au 5 moins une étape de perforation consistant à perforer la coque 1 de manière à y pratiquer une pluralité de trous 9 traversant, comme représenté en partie sur la figure 4. L'élément central 5 de la coque 1 est pourvu d'ouvertures traversantes, notamment des alvéoles 8 (figure 3) dans le cas d'une structure en nid- 10 d'abeilles, et la perforation de la coque 1 (mise en oeuvre lors de cette étape de perforation) consiste à réaliser successivement la perforation de l'une et de l'autre desdites peaux 6 et 7, de préférence en perforant d'abord l'une des peaux (par exemple la peau 6) puis en retournant la structure 4 pour perforer l'autre peau (par exemple la peau 7) avec le même dispositif ou outil. La figure 15 4 illustre schématiquement une partie d'une peau 6, 7 ainsi perforée. Il est également envisageable de réaliser les perforations des deux peaux 6 et 7 en même temps (à savoir une passe par face, ou une passe pour les deux faces). Par conséquent, en fabriquant une coque 1 ajourée, c'est-à-dire per- 20 cée de nombreux trous, de plus de faible dimension comme indiqué ci- dessous, on diminue l'impact des sollicitations acoustiques s'appliquant sur la coque 1. L'effet peau de tambour est largement diminué, car les ondes acoustiques (c'est-à-dire les ondes de pressions d'air) peuvent traverser la coque 1, comme illustré par une flèche F sur la figure 5. Les ondes acoustiques traver- 25 sent les trous 9 de la peau avant 6, puis les ouvertures 8 de l'élément central 5, et enfin les trous 9 de la peau arrière 7. Pour ce faire, il n'est pas nécessaire que les trous 9 des peaux 6 et 7 (et notamment Dl et D2) soient respectivement alignés, comme cela est le cas dans l'exemple particulier de la figure 5.The general steps of the manufacturing process of the shell 1, except a perforation step specified below, which are usual steps known to those skilled in the art and adapted in particular to the material constituting the structure 4 of the shell 1, do not are not further described in this specification. By way of illustration, a typical customary manufacturing process may make it possible to manufacture the shell with composite material based on carbon fiber and resin. It can use, for this, unidirectional folds or fabrics that are draped on a mold and polymerized. According to the invention, the method of manufacturing the shell 1 comprises at least one perforation step of perforating the shell 1 so as to practice a plurality of through holes 9, as shown in part in Figure 4. The central element 5 of the shell 1 is provided with through openings, in particular cells 8 (FIG. 3) in the case of a honeycomb structure, and the perforation of the shell 1 (used during this step of perforation) consists in successively perforating the one and the other of said skins 6 and 7, preferably by first perforating one of the skins (for example the skin 6) and then returning the structure 4 to perforate the other skin (eg skin 7) with the same device or tool. Figure 4 schematically illustrates a portion of a skin 6, 7 thus perforated. It is also conceivable to achieve the perforations of the two skins 6 and 7 at the same time (namely a pass per side, or a pass for both sides). Consequently, by producing a perforated shell 1, that is to say having many holes of smaller size, as indicated below, the impact of the acoustic stresses on the shell is reduced. 1. Drum skin effect is greatly reduced because acoustic waves (ie, air pressure waves) can pass through shell 1, as shown by an arrow F in Figure 5. acoustic waves pass through the holes 9 of the front skin 6, then the openings 8 of the central element 5, and finally the holes 9 of the rear skin 7. To do this, it is not necessary that the holes 9 skins 6 and 7 (and in particular Dl and D2) are respectively aligned, as is the case in the particular example of Figure 5.
3029690 8 De plus, l'impact des sollicitations acoustiques est ainsi diminué sans pour autant augmenter l'impact des autres sollicitations, en particulier sans ajouter de plis composite carbone de renfort sur le réflecteur (ce qui alourdirait le réflecteur).In addition, the impact of acoustic stresses is thus reduced without increasing the impact of other stresses, particularly without adding composite carbon reinforcing plies on the reflector (which would weigh down the reflector).
5 En outre, une coque 1 ajourée permet de dissiper une partie des ef- forts s'appliquant sur la coque 1 par amortissement visqueux de l'air ou par résonance dans l'épaisseur de l'élément central 5 (constitué de préférence d'un nid-d'abeilles), ce qui diminue également l'impact des efforts sur le réflecteur.In addition, a perforated shell 1 makes it possible to dissipate a portion of the forces applying to the shell 1 by viscous damping of the air or by resonance in the thickness of the central element 5 (preferably consisting of a honeycomb), which also reduces the impact of the efforts on the reflector.
10 La perforation est réalisée après une polymérisation du matériau composite (constitué de fibres et de résine) des peaux 6 et 7. Dans un premier mode de réalisation, la perforation de la coque 1 est réalisée à l'aide d'au moins un outil mécanique usuel (non représenté), utilisant par exemple un foret.The perforation is carried out after polymerization of the composite material (consisting of fibers and resin) of the skins 6 and 7. In a first embodiment, the perforation of the shell 1 is carried out using at least one tool conventional mechanics (not shown), for example using a drill.
15 En outre, dans un second mode de réalisation préféré, la perforation de la coque 1 est réalisée à l'aide d'au moins un laser 10, comme représenté sur la figure 6. Ce laser 10 fait partie d'un dispositif de perforation 11. Grâce à l'utilisation du laser 10, on obtient une méthode particulièrement rapide pour perforer la coque 1.In addition, in a second preferred embodiment, the perforation of the shell 1 is carried out using at least one laser 10, as shown in FIG. 6. This laser 10 is part of a perforation device. 11. Thanks to the use of the laser 10, a particularly rapid method is obtained for perforating the shell 1.
20 Dans ce second mode de réalisation préféré, l'étape de perforation consiste à mettre en oeuvre un déplacement relatif entre le laser 10 et la coque 1 à perforer dans un plan P (sensiblement parallèle au plan de la coque). Ce déplacement est mis en oeuvre par des moyens appropriés, en particulier des moyens mécaniques 12 ou des moyens optiques. Les moyens 25 mécaniques 12 peuvent comprendre un ensemble de guides 13 et un ensem- ble de moyens moteurs 14, par exemple un ou plusieurs moteurs électriques, pour déplacer le laser 10 sur cet ensemble de guides 13, comme représenté schématiquement sur la figure 6. Sur l'exemple de la figure 6, le laser 10 est 3029690 9 déplacé au-dessus de la coque 1 selon un sens et une direction, illustrés par une flèche E. En amont de la position courante du laser 10 (le long de la direction E), les trous 9 sont déjà pratiqués. La perforation est réalisée par l'émission 5 par le laser 10 d'un faisceau laser 15. La perforation de la coque 1 consiste à réaliser successivement la perforation de l'une et de l'autre desdites peaux 6 et 7 à l'aide du laser 10, en perforant d'abord l'une des peaux (par exemple la peau 6, comme représenté sur la figure 6) située en haut, face au laser 10, puis en tournant la structure 4 10 de 180° pour amener l'autre peau (par exemple la peau 7) dans la bonne po- sition, face au laser 10, pour pouvoir réaliser la perforation de cette autre peau. La perforation au laser consiste à sublimer localement la matière. Ainsi, les fibres (notamment de carbone) des peaux 6 et 7 en matériau com- 15 posite ne comprennent pas (ou peu) de fibres cassées ou mal alignées, ce qui minimise les impacts de produit d'intermodulation passive (ou PIM, c'est-à-dire des non linéarités dans la réflexion des ondes électromagnétiques introduites par les discontinuités). En outre, l'état de surface de la zone réfléchissante (face 2 de la coque 1) ne subit pas de modification, et la géométrie 20 de la surface réfléchissante n'est pas impactée. La perforation au laser est adaptée à une réalisation de trous 9 de dimension (par exemple de diamètre pour des trous de section ronde) inférieure à 0,5 mm. On sait que l'utilisation de réflecteurs d'antennes dans des bandes de fréquence élevées correspond à l'utilisation d'ondes dont la Ion- 25 gueur d'onde est relativement faible. Les ondes sont sensibles à des géomé- tries (et en particulier à des trous 9) dont la taille présente le même ordre de grandeur que la longueur d'onde. Donc, pour des applications de réflecteurs d'antennes dans les bandes de fréquences considérées (bandes L à V pour des fréquences inférieures à 60GHz), la perforation au laser est en 3029690 10 mesure, à la différence d'autres moyens (mécaniques), de pratiquer des trous 9 adaptés de diamètres inférieurs à 0,5 mm. La perforation par laser 10 permet de réaliser des perforations selon une taille de trou, une forme de trou et une répartition de trous, sélection- 5 nables spécifiquement. Dans un mode de réalisation particulier, lors de la perforation, le dispositif 11 maintient un écartement constant D entre la surface externe (face avant 2) de la peau 6 concernée, et le laser 10. Cet écartement est, de préférence, sensiblement égal à la distance focale du laser 10.In this second preferred embodiment, the perforation step consists in implementing a relative displacement between the laser 10 and the shell 1 to be perforated in a plane P (substantially parallel to the plane of the shell). This displacement is implemented by appropriate means, in particular mechanical means 12 or optical means. The mechanical means 12 may comprise a set of guides 13 and a set of motor means 14, for example one or more electric motors, for moving the laser 10 on this set of guides 13, as shown schematically in FIG. 6. In the example of FIG. 6, the laser 10 is moved over the shell 1 in a direction and a direction, illustrated by an arrow E. Upstream of the current position of the laser 10 (along the direction E), the holes 9 are already practiced. The perforation is carried out by the emission 5 by the laser 10 of a laser beam 15. The perforation of the shell 1 consists in successively perforating the one and the other of said skins 6 and 7 using of the laser 10, by first perforating one of the skins (for example the skin 6, as shown in FIG. 6) located at the top, facing the laser 10, then rotating the structure 4 by 180 ° to bring the laser other skin (for example the skin 7) in the good position, facing the laser 10, to be able to perforate this other skin. Laser perforation consists in locally subliming the material. Thus, the fibers (especially of carbon) of the skins 6 and 7 made of composite material do not comprise (or little) of broken or misaligned fibers, which minimizes the impacts of passive intermodulation product (or PIM, c that is, nonlinearities in the reflection of electromagnetic waves introduced by discontinuities). In addition, the surface state of the reflective zone (face 2 of the shell 1) is not modified, and the geometry 20 of the reflecting surface is not impacted. The laser perforation is adapted to an embodiment of holes 9 of dimension (for example diameter for holes of round section) less than 0.5 mm. It is known that the use of antenna reflectors in high frequency bands corresponds to the use of waves with a relatively low wave-length. The waves are sensitive to geometries (and in particular to holes 9) whose size has the same order of magnitude as the wavelength. Thus, for antenna reflector applications in the considered frequency bands (L to V bands for frequencies below 60 GHz), the laser perforation is in measurement, unlike other (mechanical) means, to make suitable holes 9 with diameters less than 0.5 mm. Laser perforation 10 allows perforations to be made according to hole size, hole shape and hole pattern, specifically selectable. In a particular embodiment, during perforation, the device 11 maintains a constant spacing D between the external surface (front face 2) of the skin 6 in question, and the laser 10. This spacing is preferably substantially equal to the focal length of the laser 10.
10 L'utilisation d'un laser 10 pour réaliser la perforation présente d'a utres avantages : - les trous 9 obtenus sont très réguliers. De plus, la forme des trous 9 est maîtrisée avec une grande précision (à quelques micromètres près) ; - les trous 9 peuvent présenter des sections de différentes formes. La forme 15 préférée des trous est une section ronde, comme représenté sur la figure 4. Cette dernière forme permet la perforation la plus rapide. La répartition des trous 9 dans le plan de la peau 6, 7 peut également être sélectionnée. Par exemple, les trous 9 peuvent être alignés et répartis selon une répartition donnée, par exemple carrée (comme représenté 20 sur la figure 4), rectangulaire, triangulaire ou autre. Les trous 9 peuvent éga- lement être disposés individuellement sans répéter un motif particulier. La répartition préférée des trous est un alignement des trous 9 avec la direction des fibres (de carbone par exemple) dans le matériau composite de la peau 6, 7 concernée, pour réaliser la perforation le long de certaines fibres 25 uniquement. Ainsi, un minimum de fibres sont coupées, ce qui garantit de bonnes performances mécaniques de la coque 1. Par exemple, une répartition des trous en carrés (figure 4) est adaptée à l'utilisation d'une coque dont les peaux sont des tissus biaxes. La dimension et la densité des trous 9 sont choisies de manière à permettre une bonne circulation de l'air (en 3029690 11 fonction de l'épaisseur de la couche limite de l'air sur la coque). Par ailleurs, grâce à la perforation par laser, l'ensemble des trous 9 pratiqués présentent un état de surface homogène pour chaque trou 9 et entre les trous 9.The use of a laser 10 for perforating has other advantages: the holes 9 obtained are very regular. In addition, the shape of the holes 9 is controlled with great precision (within a few micrometers); the holes 9 may have sections of different shapes. The preferred shape of the holes is a round section as shown in Fig. 4. The latter form allows the fastest perforation. The distribution of the holes 9 in the plane of the skin 6, 7 can also be selected. For example, the holes 9 may be aligned and distributed in a given distribution, for example square (as shown in Figure 4), rectangular, triangular or other. The holes 9 can also be arranged individually without repeating a particular pattern. The preferred distribution of the holes is an alignment of the holes 9 with the direction of the fibers (carbon for example) in the composite material of the skin 6, 7 concerned, to perforate along some fibers only. Thus, a minimum of fibers are cut, which guarantees good mechanical performance of the shell 1. For example, a distribution of the holes in squares (FIG. 4) is adapted to the use of a shell whose skins are fabrics biaxial. The size and density of the holes 9 are chosen so as to allow good air circulation (as a function of the thickness of the air boundary layer on the shell). Moreover, thanks to the laser perforation, all the holes 9 made have a uniform surface state for each hole 9 and between the holes 9.
5 Dans un mode de réalisation préféré, la perforation peut être réali- sée de manière industrielle lors de la fabrication de coques de réflecteur. Dans ce cas, on adapte le laser 10 sur un outillage (dispositif 11) qui permet de déplacer le laser 10 au-dessus de toute la surface de la coque 1, avec une grande précision et une bonne capacité de répétition du position- 10 nement des trous. L'outillage est configuré pour garantir le maintien d'une distance constante D entre le laser 10 et la surface de la peau 6, 7. En fonction des réglages et du choix du laser 10, cette distance D peut varier, mais, comme indiqué ci-dessus, la distance préférée entre le laser 10 et la sur- 15 face à perforer est égale à la distance focale choisie pour le laser 10. Le dispositif de perforation 11 comprend également des moyens mécaniques ou optiques (non représentés) pour orienter le faisceau laser 15 par rapport à la surface à perforer. Le faisceau laser 15 est orienté, de préférence, selon une direction localement normale à la surface de la co- 20 que, pour une meilleure efficacité. Plus précisément, dans un mode de réalisation préféré, la perforation consiste à pratiquer des trous allongés présentant une direction générale longitudinale, à savoir, comme représenté dans l'exemple de la figure 5, une direction générale longitudinale D1 pour un trou 9 de la peau 6 et une direction 25 générale longitudinale D2 pour un trou 9 de la peau 7. La direction générale longitudinale D1, D2 de chacun des trous 9 est sensiblement normale à la surface externe (vers l'extérieur) de la peau 6, 7 considérée (face 2, 3). Le choix du type de laser et les réglages à appliquer dépendent du matériau constituant la peau 6, 7 de la coque 1, de l'épaisseur de la peau 3029690 12 6, 7, et de la géométrie de perforation que l'on souhaite réaliser. En particulier, on peut sélectionner la puissance du laser 10, la distance focale, les vitesses de balayage, la stratégie de découpe de chaque trou, et l'ordre de perforation des trous.In a preferred embodiment, the perforation can be carried out industrially in the manufacture of reflector shells. In this case, the laser 10 is adapted to a tool (device 11) which makes it possible to move the laser 10 over the entire surface of the shell 1, with a high degree of accuracy and a good position-repetition capacity. Holes. The tooling is configured to maintain a constant distance D between the laser 10 and the skin surface 6, 7. Depending on the settings and the choice of the laser 10, this distance D may vary, but as indicated above, the preferred distance between the laser 10 and the surface to be perforated is equal to the focal length chosen for the laser 10. The perforation device 11 also comprises mechanical or optical means (not shown) to orient the laser. laser beam 15 relative to the surface to be perforated. The laser beam 15 is preferably oriented in a direction normally normal to the surface of the body for better efficiency. More specifically, in a preferred embodiment, the perforation consists of making elongate holes having a longitudinal general direction, namely, as represented in the example of FIG. 5, a longitudinal general direction D1 for a hole 9 of the skin. 6 and a longitudinal general direction D2 for a hole 9 of the skin 7. The longitudinal general direction D1, D2 of each of the holes 9 is substantially normal to the external surface (towards the outside) of the skin 6, 7 considered ( face 2, 3). The choice of the type of laser and the adjustments to be applied depend on the material constituting the skin 6, 7 of the shell 1, the thickness of the skin 3029690 12 6, 7, and the geometry of perforation that one wishes to achieve . In particular, it is possible to select the power of the laser 10, the focal length, the scanning speeds, the cutting strategy of each hole, and the order of perforation of the holes.
5 Dans un mode de réalisation préféré, le dispositif de perforation 11 comporte une unité de commande 17 pour piloter le laser 10 suivant les paramètres et la stratégie déterminés à l'avance. Pour ce faire, l'unité de commande 17 est liée via une liaison 18 aux moyens moteurs 14 et via une liaison 19 au laser 10. Ces paramètres et stratégie sont programmés, de 10 façon usuelle, dans l'unité de commande 17 et automatisés. On notera que la coque 1 peut être maintenue en place sur un outillage spécifique ou sur le moule qui a permis de la draper. Le laser 10 peut être installé dans un espace aménagé proche de la zone de fabrication de la coque, ce qui permet de mettre en oeuvre à la suite la réalisation de la 15 coque et la perforation de la coque, de manière industriellement efficace. De plus, le procédé de fabrication, tel que décrit ci-dessus, n'introduit pas de dissymétrie dans l'empilement composite constituant la coque 1. Des dissymétries ont en effet des impacts très négatifs sur le comportement thermomécanique du réflecteur soumis à des variations de tem- 20 pératures importantes. La réalisation d'un réflecteur d'antenne insensible à l'acoustique présente, en outre, un intérêt industriel. Il n'est pas nécessaire de réaliser systématiquement un essai de sollicitations acoustiques pour réaliser la qualification du réflecteur, ce qui génère un gain en termes de coût et de planifi- 25 cation.In a preferred embodiment, the perforating device 11 comprises a control unit 17 for controlling the laser 10 according to the parameters and strategy determined in advance. To do this, the control unit 17 is linked via a link 18 to the motor means 14 and via a link 19 to the laser 10. These parameters and strategy are programmed, in the usual way, in the control unit 17 and automated. . Note that the shell 1 can be held in place on a specific tool or on the mold that allowed to drape. The laser 10 can be installed in a developed space close to the manufacturing zone of the shell, which makes it possible subsequently to implement the shell and the perforation of the shell in an industrially effective manner. In addition, the manufacturing method, as described above, does not introduce dissymmetry in the composite stack constituting the shell 1. Dissymmetries have indeed very negative impacts on the thermomechanical behavior of the reflector subject to variations. important temperatures. The realization of an antenna reflector insensitive to acoustics is also of industrial interest. It is not necessary to systematically perform acoustic stress testing to achieve reflector qualification, which results in cost and planning gain.
Claims (15)
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1402753A FR3029690B1 (en) | 2014-12-03 | 2014-12-03 | METHOD FOR MANUFACTURING ANTENNA REFLECTOR SHELL, ESPECIALLY A SPATIAL DEVICE |
| PCT/FR2015/000214 WO2016087721A1 (en) | 2014-12-03 | 2015-11-25 | Method for manufacturing an antenna reflector shell, in particular of a space vehicle |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1402753 | 2014-12-03 | ||
| FR1402753A FR3029690B1 (en) | 2014-12-03 | 2014-12-03 | METHOD FOR MANUFACTURING ANTENNA REFLECTOR SHELL, ESPECIALLY A SPATIAL DEVICE |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3029690A1 true FR3029690A1 (en) | 2016-06-10 |
| FR3029690B1 FR3029690B1 (en) | 2018-01-26 |
Family
ID=53059147
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR1402753A Active FR3029690B1 (en) | 2014-12-03 | 2014-12-03 | METHOD FOR MANUFACTURING ANTENNA REFLECTOR SHELL, ESPECIALLY A SPATIAL DEVICE |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR3029690B1 (en) |
| WO (1) | WO2016087721A1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108987938A (en) * | 2018-07-19 | 2018-12-11 | 华北水利水电大学 | Manufacturing method and device of conformal passive indicator of Longbo electromagnetic lens reflector based on ABS material |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20210257743A1 (en) * | 2020-02-18 | 2021-08-19 | Rochester Institute Of Technology | Laser cut carbon-based reflector and antenna system |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CA1177575A (en) * | 1982-04-30 | 1984-11-06 | John Thomas | Dished reflector and method of making dished reflector |
| JPH03201704A (en) * | 1989-12-28 | 1991-09-03 | Toshiba Corp | Parabolic antenna system |
| US20120193015A1 (en) * | 2007-04-18 | 2012-08-02 | Nasa Headquarters | Specular coatings for composite structures |
-
2014
- 2014-12-03 FR FR1402753A patent/FR3029690B1/en active Active
-
2015
- 2015-11-25 WO PCT/FR2015/000214 patent/WO2016087721A1/en active Application Filing
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CA1177575A (en) * | 1982-04-30 | 1984-11-06 | John Thomas | Dished reflector and method of making dished reflector |
| JPH03201704A (en) * | 1989-12-28 | 1991-09-03 | Toshiba Corp | Parabolic antenna system |
| US20120193015A1 (en) * | 2007-04-18 | 2012-08-02 | Nasa Headquarters | Specular coatings for composite structures |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| JOHANNES K DÜRR ET AL: "Development and manufacture of an adaptive lightweight mirror for space application; Development and manufacture of an adaptive lightweight mirror", SMART MATERIALS AND STRUCTURES, IOP PUBLISHING LTD., BRISTOL, GB, vol. 12, no. 6, 1 December 2003 (2003-12-01), pages 1005 - 1016, XP020072383, ISSN: 0964-1726, DOI: 10.1088/0964-1726/12/6/020 * |
| WU MINGCHANG ET AL: "Requirements and considerations of the surface error control for the active reflector of FAST", PROCEEDINGS OF SPIE, S P I E - INTERNATIONAL SOCIETY FOR OPTICAL ENGINEERING, US, vol. 8444, 13 September 2012 (2012-09-13), pages 84442F - 84442F, XP060027719, ISSN: 0277-786X, DOI: 10.1117/12.925587 * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108987938A (en) * | 2018-07-19 | 2018-12-11 | 华北水利水电大学 | Manufacturing method and device of conformal passive indicator of Longbo electromagnetic lens reflector based on ABS material |
| CN108987938B (en) * | 2018-07-19 | 2021-07-23 | 华北水利水电大学 | Manufacturing method and device of conformal passive indicator of Longbo electromagnetic lens reflector based on ABS material |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| WO2016087721A1 (en) | 2016-06-09 |
| FR3029690B1 (en) | 2018-01-26 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP0984853B1 (en) | Equipment for on-site repair of a composite structure with a damaged zone and corresponding method | |
| CA2394046C (en) | Process for production of holes including microperforations in a composite material, device for its implementation, and soundproofing layer made of the said material | |
| CA2365100C (en) | Method for making a sound reducing panel with resistive layer having structural property and resulting panel | |
| FR2705610A1 (en) | A method of manufacturing a rod made of a single-piece composite material by placing pre-impregnated fibers on an extractable mandrel and connecting rod thus obtained. | |
| FR2886290A1 (en) | METHOD FOR MANUFACTURING A PIECE WITH AN INSERT IN METALLIC MATRIX COMPOSITE MATERIAL AND CERAMIC FIBERS | |
| CA2853113C (en) | Manufacturing method for a shaped antenna reflector, shaped reflector obtained by this method and antenna comprising such a reflector | |
| EP1342552A1 (en) | Method for producing a monolithic, thermostructural and double-walled composite body and composite body obtained by this method | |
| EP2252453A1 (en) | Method and device for perforating a thermoplastic composite | |
| EP1376534A1 (en) | Manufacturing process for a double resonator acoustic panel | |
| FR3029690A1 (en) | METHOD FOR MANUFACTURING ANTENNA REFLECTOR SHELL, ESPECIALLY A SPATIAL DEVICE | |
| WO2011095278A1 (en) | Method for manufacturing composite parts comprising braided fibers | |
| FR2915913A1 (en) | METHOD FOR ASSEMBLING BETWEEN A METAL MATERIAL PART AND A COMPOSITE MATERIAL PART USING A FASTENING. | |
| EP2723558B1 (en) | Core of sheet structural material and assembly process | |
| EP1872932B1 (en) | Fibrous assembly for a composite part, composite part and method of manufacturing such a composite part | |
| CA2836022A1 (en) | Process for manufacturing a single part for a turbomachine by diffusion welding | |
| WO2002096579A2 (en) | Method for the production of metal profiles | |
| FR2689809A1 (en) | Forming thick, non-developable composite profiles - by placing blank between two sealed deformable bags creating vacuum between them, then applying pressure difference to form assembly to forming tool, without profile deformations | |
| CA2882402C (en) | Device and method for producing preforms | |
| FR2936496A1 (en) | METHOD FOR MANUFACTURING AN AIRCRAFT FUSELAGE TRUNK OF COMPOSITE MATERIAL | |
| EP0962742B1 (en) | Cutting device for non-metallic parts by means of a pyrotechnically expanding tube | |
| WO2016087722A1 (en) | Process for manufacturing an antenna reflector body, in particular for a spacecraft | |
| FR3055572B1 (en) | HIGH THERMAL STABILITY MOLDING DEVICE FOR PRODUCING COMPOSITE MATERIAL PARTS | |
| FR2533494A1 (en) | PROCESS FOR MANUFACTURING REFLECTORS IN PLASTIC MATERIALS | |
| WO2022233692A1 (en) | Transmission waveplate | |
| WO2017042442A1 (en) | Method for manufacturing an antenna reflector shell with a metallized ply, in particular for a spacecraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 2 |
|
| PLSC | Publication of the preliminary search report |
Effective date: 20160610 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 3 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 4 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 5 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 6 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 7 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 8 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 9 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 10 |