FR3029691A1 - METHOD FOR MANUFACTURING ANTENNA REFLECTOR SHELL, ESPECIALLY A SPATIAL DEVICE - Google Patents
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Abstract
- Procédé de fabrication d'une coque de réflecteur d'antenne, en particulier d'un engin spatial. - Le procédé de fabrication d'une coque de réflecteur d'antenne, ladite coque (1) comprenant au moins une peau avant (6), la peau avant (6) étant réfléchissante pour des rayonnements électromagnétiques et étant réalisée en un matériau composite comprenant au moins un empilement principal (8) pourvu d'au moins un pli (P1, P2, P3), comprend une étape consistant, lors de la fabrication de la peau avant (6), à agencer, en plus de l'empilement principal (8), un pli supplémentaire (PO) à haute résistance, ce pli supplémentaire (PO) présentant une résistance mécanique supérieure à celle du au moins un pli (P1, P2, P3) de l'empilement principal (8), et une étape de perforation consistant à perforer au moins la peau avant (6) de manière à y pratiquer une pluralité de trous traversant.- A method of manufacturing an antenna reflector shell, in particular a spacecraft. - The method of manufacturing an antenna reflector shell, said shell (1) comprising at least one front skin (6), the front skin (6) being reflective for electromagnetic radiation and being made of a composite material comprising at least one main stack (8) provided with at least one fold (P1, P2, P3), comprises a step consisting, in the manufacture of the front skin (6), to arrange, in addition to the main stack (8), a high strength supplementary ply (PO), which additional ply (PO) has a greater mechanical strength than the at least one ply (P1, P2, P3) of the main stack (8), and a perforation step of perforating at least the front skin (6) so as to practice a plurality of through holes.
Description
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 des 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, 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 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, Q, V bands).
Les réflecteurs d'antenne doivent répondre à des spécifications strictes 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 space launchers. .
La coque d'un réflecteur d'antenne est, généralement, constituée d'un élément de type sandwich, formé d'une structure en nid-d'abeilles sur laquelle sont apposées une peau avant et une peau arrière, chacune de ces peaux étant constituée d'un ou de plusieurs plis (ou couches) de matériau composite pourvu de fibres, notamment de carbone.The shell of an antenna reflector is generally composed of a sandwich-type element formed of a honeycomb structure on which are affixed a front skin and a rear skin, each skin being consisting of one or more plies (or layers) of composite material provided with fibers, especially carbon.
La grande dimension des réflecteurs et donc de la coque induit des contraintes mécaniques importantes sur le réflecteur lors du lancement du satellite. Ces contraintes mécaniques sont, en particulier, dues aux sollicitations acoustiques (effet peau de tambour). Les efforts acoustiques peuvent correspondre aux cas les plus critiques de dimensionnement mécanique du réflecteur. Pour ce type de réflecteur, les contraintes induites par les sollicita- 3029691 2 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 5 qui est peu sensible aux sollicitations acoustiques, tout en conservant ses qualités usuelles. La présente invention concerne un procédé de fabrication d'une coque de réflecteur d'antenne, en particulier d'une antenne d'un engin spatial, ladite coque comprenant au moins une peau dite peau avant, ladite peau avant 10 étant réfléchissante pour des rayonnements électromagnétiques et étant ré- alisée en un matériau composite comprenant au moins un empilement principal pourvu d'au moins un pli. Selon l'invention, ledit procédé comprend : - une étape auxiliaire consistant, lors de la fabrication de la peau avant, à 15 agencer en plus de l'empilement principal un pli supplémentaire à haute résis- tance, ce pli supplémentaire présentant une résistance mécanique supérieure à celle du au moins un pli de l'empilement principal ; et - une étape de perforation consistant à perforer au moins ladite peau avant de manière à y pratiquer une pluralité de trous traversant.The large size of the reflectors and thus of the hull induces significant mechanical stresses on the reflector during the launch of the satellite. 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. For this type of reflector, the stresses induced by the acoustic demands become much greater than the stresses induced by the other mechanical stresses. The present invention aims to overcome this disadvantage and to allow the manufacture of a large reflector shell 5 which is insensitive to acoustic stresses, while retaining its usual qualities. The present invention relates to a method of manufacturing an antenna reflector shell, in particular an antenna of a spacecraft, said shell comprising at least one so-called skin before skin, said skin before 10 being reflective for radiation electromagnetic and being made of a composite material comprising at least one main stack provided with at least one fold. According to the invention, said method comprises: an auxiliary step consisting, in the manufacture of the front skin, of arranging in addition to the main stack an additional high-strength ply, this additional ply having a mechanical strength; greater than that of at least one fold of the main stack; and - a perforation step of perforating at least said front skin so as to practice a plurality of through holes.
20 Ainsi, grâce à l'invention, en réalisant au moins une peau avant ajou- rée de la coque, 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. De plus, le fait d'ajouter un pli supplémentaire de matériau compo- 25 site à haute résistance évite de casser les fibres de l'empilement principal brs de la perforation. Ce pli supplémentaire permet de simplifier largement la perforation, de minimiser les défauts induits par cette perforation, et ainsi d'améliorer la fiabilité de l'étape de perforation du procédé de fabrication. Dans un mode de réalisation préféré, le pli supplémentaire à haute 30 résistance présente une résistance mécanique supérieure à 350 MPa. De plus, de préférence, le pli supplémentaire à haute résistance comprend des 3029691 3 fibres réalisées en l'un des éléments suivants : tissu de verre, aramide, carbone. En outre, dans un premier mode de réalisation, le pli supplémentaire est agencé sur une face externe de l'empilement principal, tandis que dans un 5 second mode de réalisation, le pli supplémentaire est agencé sur une face interne de l'empilement principal. En outre, avantageusement, le pli supplémentaire est agencé selon l'une des méthodes suivantes : - par drapage du pli supplémentaire qui est pré-imprégné ; 10 - par drapage du pli supplémentaire qui est sec, suivi par une imprégnation d'une résine ; - par un procédé (de type RTM) de moulage par injection à basse pression de résine liquide ; - par infusion.Thus, by virtue of the invention, by producing at least one front skin added to the shell, that is to say pierced with numerous holes, of small size as specified below, the impact of acoustic demands on the reflector shell. In addition, the fact of adding an additional fold of high strength composite material avoids breaking the fibers of the main stack of the perforation. This additional fold makes it possible to greatly simplify the perforation, to minimize the defects induced by this perforation, and thus to improve the reliability of the perforation step of the manufacturing process. In a preferred embodiment, the high strength supplemental ply has a strength greater than 350 MPa. In addition, preferably, the high strength supplemental ply comprises fibers made of one of the following: glass fabric, aramid, carbon. In addition, in a first embodiment, the additional fold is arranged on an outer face of the main stack, while in a second embodiment, the additional fold is arranged on an inner face of the main stack. In addition, advantageously, the additional fold is arranged according to one of the following methods: by draping the additional fold which is pre-impregnated; 10 - by draping the additional fold which is dry, followed by impregnation of a resin; by a method (RTM type) of low pressure injection molding of liquid resin; - by infusion.
15 Par ailleurs, de façon avantageuse : - ledit au moins un pli de l'empilement principal est un pli de type haut module (d'élasticité) ; et/ou - l'étape de perforation est réalisée après une polymérisation du matériau composite au moins de la peau avant ; et/ou 20 - l'étape de perforation est réalisée à l'aide d'au moins un laser. Par ailleurs, avantageusement, pour fabriquer une coque comprend une structure de type sandwich, pourvue d'un élément central et de deux peaux dont ladite peau avant, l'élément central de la coque est pourvu d'ouvertures traversantes, et l'étape de perforation consiste à réaliser suc- 25 cessivement la perforation de l'une et de l'autre desdites peaux. 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 de fabrication précité, c'est-à-dire une coque comprenant au moins une peau dite peau avant, ladite peau avant étant réfléchissante 30 pour des rayonnements électromagnétiques et étant réalisée en un matériau composite comprenant un empilement principal pourvu d'au moins un pli, la- 3029691 4 dite peau avant comprenant un pli supplémentaire présentant une résistance mécanique supérieure à celle d'au moins un pli de l'empilement principal et étant ajourée. La présente invention concerne, en outre : 5 - 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 10 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. La figure 2 est une vue schématique, en perspective, d'une structure 15 sandwich d'une coque. La figure 3 est une vue schématique, en perspective, montrant notamment un premier mode d'agencement d'un pli supplémentaire par rapport à un empilement principal. La figure 4 est une vue schématique, en perspective, montrant no- 20 tamment un second mode d'agencement d'un pli supplémentaire par rapport à un empilement principal. La figure 5 est une vue partielle schématique, en perspective, d'une partie d'une peau perforée d'une coque. La figure 6 montre schématiquement un dispositif pour mettre en ceu- 25 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 30 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 dimen- 3029691 5 sion. Un tel réflecteur d'antenne comprend, généralement : - une coque 1 représentant une structure (ou panneau) rigide pourvue d'une surface réfléchissante sur une face 2 dite face avant ; et 5 - des éléments de renfort (non représentés) qui sont agencés à une face ar- rière 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 description.Furthermore, advantageously: said at least one fold of the main stack is a high modulus (elasticity) type ply; and / or - the perforation step is carried out after polymerization of the composite material at least of the front skin; and / or the perforation step is carried out using at least one laser. Furthermore, advantageously, to manufacture a shell comprises a sandwich-type structure, provided with a central element and two skins including said front skin, the central element of the shell is provided with through openings, and the step of perforation consists in successively perforating the one and the other of said skins. The present invention also relates to an antenna reflector shell, in particular a spacecraft antenna, obtained by implementing the aforementioned manufacturing method, that is to say a shell comprising at least one skin said front skin, said front skin being reflective for electromagnetic radiation and being made of a composite material comprising a main stack provided with at least one ply, the so-called front skin comprising an additional ply having a greater mechanical strength than that of at least one fold of the main stack and being perforated. The present invention furthermore relates to: - an antenna reflector, in particular an antenna of a spacecraft, comprising a shell as mentioned above; 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. Figure 2 is a schematic perspective view of a sandwich structure of a shell. Figure 3 is a schematic perspective view showing in particular a first mode of arrangement of an additional fold relative to a main stack. FIG. 4 is a diagrammatic perspective view showing, in particular, a second mode of arranging an additional fold with respect to a main stack. Figure 5 is a schematic partial view, in perspective, of a portion of a perforated skin of a 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 comprises, generally: a shell 1 representing a rigid structure (or panel) provided with a reflective surface on a face 2 called the front face; and 5 - reinforcing elements (not shown) which are arranged at a rear face 3 of the shell 1, opposite to 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 described further in the present description.
10 Dans un mode de réalisation préféré, la coque 1 comprend une struc- ture 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 : - une peau dite avant 6 qui est agencée au niveau de la face avant 2 de la 15 coque 1 et qui est apte à recevoir et renvoyer les rayonnements électroma- gnétiques reçus par le réflecteur d'antenne ; et - une peau dite arrière 7 qui est agencée au niveau de la face arrière 3 de la 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 20 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. Dans un mode de réalisation préféré, la peau arrière 7 est également réalisée en un matériau composite.In a preferred embodiment, the shell 1 comprises a sandwich structure 4. 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 predicted to be reflected by the reflector, and is made of a composite material. In a preferred embodiment, the rear skin 7 is also made of a composite material.
25 Chacune de ces peaux 6 et 7 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. Les matériaux constituant la peau avant 6 (à savoir la surface réfléchissante) de la coque 1 doivent permettre une réflexion suffisante des ondes élec- 30 tromagnétiques.Each of these skins 6 and 7 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 materials constituting the front skin 6 (i.e. the reflecting surface) of the shell 1 must allow sufficient reflection of the electromagnetic waves.
3029691 6 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-imprégnées de fibres de carbone/matrice époxy. La structure NIDA (c'est-à- 5 dire en nid-d'abeilles) est pourvue, de façon usuelle, d'une pluralité d'alvéoles de forme hexagonale, 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 représentée sous forme générale rectangulaire sur la figure 2. Bien entendu, dans 10 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). Les étapes générales du procédé de fabrication de la coque 1 (excep- 15 té une étape auxiliaire et une étape de perforation précisées ci-dessous), sont des étapes usuelles connues de l'homme du métier et adaptées au matériau constituant la structure 4 de la coque 1. Ces étapes usuelles ne sont pas décrites davantage dans la présente description. En particulier, un procédé de fabrication usuel particulier prévoit de fabriquer la coque avec du 20 matériau composite à base de fibre de carbone et de résine. Il utilise pour cela des plis unidirectionnels ou des tissus qui sont drapés sur un moule et polymérisés. Comme représenté sur les figures 3 et 4, la peau avant 6 comprend un empilement principal 8 comprenant une pluralité de plis P1, P2 et P3 (ou 25 couches) pourvus de fibres 16. Chaque pli P1, P2, P3 peut être un pli unidi- rectionnel ou un pli tissé. Selon l'invention, le procédé de fabrication de la coque 1 comprend : - une étape auxiliaire consistant, lors de la fabrication de la peau avant 6, à agencer (c'est-à-dire à mettre en place ou à appliquer), en plus de 30 l'empilement principal 8, un pli supplémentaire PO à haute résistance. Ce pli supplémentaire PO présente une résistance mécanique supérieure à celle du 3029691 7 ou des plis P1, P2, P3 de l'empilement principal 8, comme précisé ci-dessous ; et - une étape de perforation consistant à perforer au moins ladite peau avant 6 de manière à y pratiquer une pluralité de trous traversant.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 fibers. epoxy matrix. The NIDA (ie, honeycomb) structure is customarily provided with a plurality of hexagonal shaped cells, which makes it possible to reinforce the resistance 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 is curved in cross section (as shown in Figure 1). The general steps of the manufacturing process of the shell 1 (except an auxiliary step and a perforation step specified below) are usual steps known to those skilled in the art and adapted to the material constituting the structure 4 of the shell 1. These usual steps are not described further in the present description. In particular, a particular customary manufacturing method is to manufacture the shell with composite material based on carbon fiber and resin. It uses unidirectional folds or fabrics that are draped on a mold and polymerized. As shown in FIGS. 3 and 4, the front skin 6 comprises a main stack 8 comprising a plurality of folds P1, P2 and P3 (or 25 layers) provided with fibers 16. Each fold P1, P2, P3 can be a single fold. - rectional or woven fold. According to the invention, the manufacturing method of the shell 1 comprises: - an auxiliary step consisting, during the manufacture of the skin before 6, to arrange (that is to say to set up or apply), in addition to the main stack 8, a supplementary high strength PO ply. This additional ply PO has a higher mechanical strength than the 3029691 7 or folds P1, P2, P3 of the main stack 8, as specified below; and - a perforation step of perforating at least said front skin 6 so as to practice a plurality of through holes.
5 L'élément central 5 de la coque 1 est pourvu d'ouvertures traversantes, notamment des alvéoles dans le cas d'une structure en nid-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 10 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 5 illustre schématiquement une partie d'une peau 6, 7 ainsi perforée. Les ondes acoustiques peuvent ainsi traverser les trous 9 (figure 5) pratiqués dans la peau avant 6, puis les ouvertures de l'élément central 5, et 15 enfin les trous 9 (figure 5) pratiqués dans la peau arrière 7. Pour ce faire, il n'est pas nécessaire que les trous des peaux 6 et 7 soient respectivement alignés. Ainsi, en réalisant une coque 1 ajourée, c'est-à-dire percée de nombreux trous (ou passages) traversant, de faible dimension comme précisé ci- 20 dessous, on diminue l'impact des sollicitations acoustiques s'appliquant sur la coque, et ceci sans augmenter l'impact des autres sollicitations. La coque 1 ajourée permet notamment de dissiper une partie des efforts 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 p réfé- 25 re n ce d'un nid-d'abeilles), ce qui diminue également l'impact des efforts sur le réflecteur. En outre, le fait d'ajouter un pli supplémentaire PO de matériau composite à haute résistance évite de casser les fibres de l'empilement principal 8 lors de la perforation. Ce pli supplémentaire PO permet de simpli- 30 fier largement la perforation, de minimiser les défauts induits par cette per- foration, et ainsi d'améliorer la fiabilité de l'étape de perforation du procédé 3029691 8 de fabrication. L'empilement sur la peau avant 6 est donc constitué de l'empilement 8 standard formant la coque (cet empilement rempli les fonctions de tenue mécanique et radiofréquence de la coque de réflecteur) et d'un pli 5 supplémentaire PO à haute résistance. Dans un mode de réalisation préféré, le pli supplémentaire PO à haute résistance présente une résistance mécanique supérieure à 350 MPa (Méga Pascal). De plus, de préférence, le pli supplémentaire PO à haute résistance 10 comprend des fibres 16 réalisées en l'un des éléments suivants : tissu de verre, aramide, carbone. En outre, dans un premier mode de réalisation, le pli supplémentaire PO est agencé sur une face externe 8A de l'empilement principal 8 (vers la face avant 2), comme représenté sur la figure 3. Dans ce cas, le pli supplé- 15 mentaire PO est donc placé à l'extérieur de l'empilement principal 8 (par rapport à la coque 1). Par ailleurs, dans un second mode de réalisation, le pli supplémentaire PO est agencé sur une face interne 8B de l'empilement principal 8, comme représenté sur la figure 4. Dans ce cas, le pli supplémentaire PO est 20 prévu entre l'empilement principal 8 et l'élément central 5, par exemple en nid-d'abeilles. Le pli supplémentaire PO a une fonction de tenue mécanique et de support de la coque 1 à perforer. Si le pli supplémentaire PO est placé à l'extérieur de la face réfléchissante de la coque 1, comme dans l'exemple 25 de la figure 3, il est réalisé pour être transparent aux ondes électromagné- tiques (radiofréquences) à la fréquence de fonctionnement du réflecteur. Par ailleurs, les plis P1, P2 et P3 de l'empilement principal 8 sont des plis de type très haut module (d'élasticité).ou haut module (d'élasticité). Les plis composites (carbone) très haut module ou haut module 30 constituant l'empilement principal 8 présentent des caractéristiques de mo- dule supérieures à 300 GPa (Gig a Pascal) et des résistances mécani- 3029691 9 ques (pour l'empilement composite constitué de fibres et de résine) de l'ordre de 250 MPa. Ces caractéristiques dépendent du type de fibre utilisé, ainsi que de la géométrie des plis (tissus, plis unidirectionnels,...) et du choix des empilements réalisés (nombre et orientation des plis). Le pli PO haute 5 résistance présente une rigidité plus faible (20 à 250 GPa en fonction des matériaux et des mises en oeuvre de ces fibres dans un pli composite), mais présente des performances en termes de résistance mécanique plus élevées (supérieures à 350 MPa). Dans les exemples particuliers des figures 3 et 4, les plis P1, P2 et 10 P3 de l'empilement principal 8 présentent, par exemple, une orientation de 0° et le pli supplémentaire PO présente une orientation de 90°. Dans le cadre de la présente invention, le pli supplémentaire P peut être agencé (ou appliqué) selon l'une des méthodes usuelles suivantes : - par drapage du pli supplémentaire qui est pré-imprégné ; 15 - par drapage du pli supplémentaire qui est sec, suivi par une imprégnation d'une résine ; - par un procédé (de type RTM) de moulage par injection à basse pression de résine liquide. Le procédé RTM (pour « Resin Transfert Molding » en anglais) consiste à remplir l'enceinte d'un moule rigide et fermé par injection de résine 20 en un ou plusieurs points ; - par infusion. Le mode préféré d'application du pli supplémentaire PO à haute résistance consiste à appliquer ce pli supplémentaire selon la même méthode que celle utilisée pour les autres plis P1, P2 et P3 constituant la 25 coque, et ceci au cours de la même phase de fabrication. Par exemple, pour une coque fabriquée en drapant des plis pré-imprégnés, puis en polymérisant la résine, le mode de réalisation préféré consiste à draper le pli supplémentaire PO à haute résistance en même temps que les plis Pl à P3, et à polymériser l'empilement complet ensuite.The central element 5 of the shell 1 is provided with through openings, in particular cells in the case of a honeycomb structure, and the perforation of the shell 1 (implemented during this step of perforation) consists in successively perforating the one and the other of said skins 6 and 7, preferably by first puncturing 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 5 schematically illustrates a portion of a skin 6, 7 and perforated. The acoustic waves can thus pass through the holes 9 (FIG. 5) made in the front skin 6, then the openings of the central element 5, and finally the holes 9 (FIG. 5) made in the rear skin 7. To do this it is not necessary that the holes of the skins 6 and 7 are respectively aligned. Thus, by producing a perforated shell 1, that is to say pierced with numerous through holes (or passages), of small size as specified below, the impact of the acoustic stresses on the shell is reduced. , and this without increasing the impact of other solicitations. The perforated shell 1 makes it possible in particular to dissipate a part of the forces applied to the shell 1 by viscous damping of the air or by resonance in the thickness of the central element 5 (consisting of p. a honeycomb), which also reduces the impact of the efforts on the reflector. In addition, the fact of adding a supplementary fold PO of high-strength composite material avoids breaking the fibers of the main stack 8 during perforation. This additional ply PO makes it possible to greatly simplify the perforation, to minimize the defects induced by this perforation, and thus to improve the reliability of the perforation step of the manufacturing process. The stack on the front skin 6 thus consists of the standard stack 8 forming the shell (this stack fulfills the functions of mechanical strength and radiofrequency of the reflector shell) and a supplementary fold PO high strength. In a preferred embodiment, the high strength extra ply PO has a strength greater than 350 MPa (Mega Pascal). In addition, preferably, the high strength supplemental ply 10 comprises fibers 16 made of one of the following: glass fabric, aramid, carbon. In addition, in a first embodiment, the additional fold PO is arranged on an outer face 8A of the main stack 8 (towards the front face 2), as shown in FIG. 3. In this case, the additional fold The PO element is thus placed outside the main stack 8 (with respect to the shell 1). Furthermore, in a second embodiment, the additional ply PO is arranged on an inner face 8B of the main stack 8, as shown in FIG. 4. In this case, the additional ply PO is provided between the stack main 8 and the central element 5, for example honeycomb. The additional ply PO has a function of mechanical strength and support of the shell 1 to perforate. If the additional fold PO is placed outside the reflecting face of the shell 1, as in example 25 of FIG. 3, it is made to be transparent to the electromagnetic waves (radio frequencies) at the operating frequency reflector. Moreover, the plies P1, P2 and P3 of the main stack 8 are plies of the very high modulus (elasticity) or high modulus (elasticity) type. The very high modulus or high modulus (composite) carbon plies 30 constituting the main stack 8 have modulus characteristics greater than 300 GPa (Gig a Pascal) and mechanical resistances (for the composite stack consisting of fiber and resin) of the order of 250 MPa. These characteristics depend on the type of fiber used, as well as the geometry of the folds (fabrics, unidirectional folds, ...) and the choice of the stacks made (number and orientation of the folds). The high strength PO ply has a lower rigidity (20 to 250 GPa depending on the materials and implementations of these fibers in a composite ply), but exhibits higher mechanical strength performance (greater than 350 MPa). ). In the particular examples of FIGS. 3 and 4, the plies P1, P2 and P3 of the main stack 8 have, for example, an orientation of 0 ° and the additional fold PO has an orientation of 90 °. In the context of the present invention, the additional ply P may be arranged (or applied) according to one of the following usual methods: by draping the additional ply which is pre-impregnated; 15 - by draping the additional fold which is dry, followed by impregnation of a resin; - By a method (RTM type) low pressure injection molding liquid resin. The RTM process (for "Resin Transfer Molding") consists of filling the enclosure with a rigid mold closed by resin injection 20 at one or more points; - by infusion. The preferred mode of application of the additional ply PO with high resistance is to apply this additional ply according to the same method as that used for the other plies P1, P2 and P3 constituting the shell, and this during the same phase of manufacture . For example, for a shell made by draping pre-impregnated plies, and then polymerizing the resin, the preferred embodiment is to drape the additional high strength ply PO at the same time as plies P1 to P3, and polymerize the ply. complete stacking then.
3029691 10 L'application d'un pli supplémentaire et ses caractéristiques, telles que décrites pour la peau avant 6, peuvent également être mises en oeuvre sur la peau arrière 7. L'étape de perforation est réalisée après une polymérisation du maté- 5 riau 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. En outre, dans un second mode de réalisation préféré, la perforation 10 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. Dans ce second mode de réalisation préféré, l'étape de perforation 15 consiste à mettre en oeuvre un déplacement relatif entre le laser 10 et la co- que 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 mécaniques 12 peuvent comprendre un ensemble de guides 13 et un ensemble de 20 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 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 di- 25 rection E), les trous 9 sont déjà pratiqués. La perforation est réalisée par l'émission 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 des peaux 6 et 7 de la coque 1 à l'aide du laser 10, en perforant d'abord l'une des peaux (par exemple la peau 6, 30 comme représenté sur la figure 6) située en haut, face au laser 10, puis en tournant la structure 4 de 180° pour amener l'autre peau (par exemple la peau 3029691 11 7) dans la bonne position, face au laser 10, pour pouvoir réaliser la perforation de cette autre peau. La perforation par laser consiste à sublimer localement la matière. Ainsi, les fibres (notamment de carbone) des peaux 6 et 7 en matériau com- 5 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). Dans un mode de réalisation particulier, lors de la perforation, le dis- 10 positif 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. L'utilisation d'un laser 1 0 pour réaliser la perforation présente de nombreux avantages : 15 - 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 préférée des trous est une section ronde, comme représenté sur la figure 5. Cette dernière forme permet la perforation la plus rapide ; 20 - 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 sur la figure 5), rectangulaire, triangulaire ou autre. Les trous 9 peuvent également être disposés individuellement sans répéter un motif particulier.The application of an additional fold and its characteristics, as described for the front skin 6, can also be implemented on the rear skin 7. The perforation step is carried out after polymerization of the material. composite (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 usual mechanical tool (not shown), for example using a forest. In addition, in a second preferred embodiment, the perforation 10 of the shell 1 is made using at least one laser 10, as shown in FIG. 6. This laser 10 is part of a perforation device. 11. By using the laser 10, a particularly rapid method is obtained for perforating the shell 1. In this second preferred embodiment, the perforation step 15 consists in implementing a relative displacement between the laser 10 and the body 1 to perforate 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. 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 performed by the emission 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 the skins 6 and 7 of the shell 1 to using the laser 10, by first perforating one of the skins (for example the skin 6, 30 as shown in FIG. 6) located at the top, facing the laser 10, then rotating the structure 4 by 180 ° to bring the other skin (for example the skin 3029691 11 7) in the right position, facing the laser 10, to be able to perform the perforation of this other skin. Laser perforation consists in locally subliming the material. Thus, the fibers (in particular of carbon) of the skins 6 and 7 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 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. The use of a laser 10 to perform the perforation has many 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 form of the holes is a round section, as shown in Figure 5. 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 5), rectangular, triangular or other. The holes 9 can also be arranged individually without repeating a particular pattern.
25 La répartition préférée des trous est un alignement des trous 9 avec la direction des fibres 16 (notamment de carbone) dans le matériau composite de la peau 6, 7 concernée, pour réaliser la perforation le long de certaines fibres uniquement. Ainsi, un minimum de fibres ( de carbone) sont coupées, ce qui garantit de bonnes performances mécaniques de la coque 1. Par 30 exemple, une répartition des trous en carrés (figure 5) est adaptée à l'utilisa- tion d'une coque dont les peaux sont des tissus biaxes. La dimension et la 3029691 12 densité des trous 9 sont choisies de manière à permettre une bonne circulation de l'air (en fonction de l'épaisseur de la couche limite de l'air sur la coque). La perforation par laser est adaptée à une réalisation de trous 9 de 5 dimension (par exemple de diamètre pour des trous de section ronde) infé- rieure à 0,5 mm. De plus, elle permet donc de réaliser des perforations selon une taille de trou, une forme de trou et une répartition de trous, sélectionnables spécifiquement. Dans un mode de réalisation préféré, la perforation peut être réalisée 10 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 positionnement des trous.The preferred distribution of the holes is an alignment of the holes 9 with the direction of the fibers 16 (especially carbon) in the composite material of the skin 6, 7 concerned, to perform the perforation along some fibers only. Thus, a minimum of (carbon) fibers are cut, which ensures good mechanical performance of the shell 1. For example, a distribution of the holes into squares (FIG. 5) is adapted to the use of a shell whose skins are biaxial tissues. The size and the 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). The laser perforation is suitable for making holes 9 of dimension (eg diameter for holes of round section) less than 0.5 mm. In addition, it allows to achieve perforations according to a hole size, a hole shape and a hole distribution, specifically selectable. In a preferred embodiment, the perforation can be performed industrially during 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 accuracy and a good capacity for repeating the positioning of the holes.
15 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 surface à perforer est égale à la distance focale choisie pour le laser 10.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 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.
20 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 coque, pour une meilleure efficacité.The perforation device 11 also includes mechanical or optical means (not shown) for orienting the 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 shell, for better efficiency.
25 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 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 30 perforation des trous. Dans un mode de réalisation préféré, le dispositif de perforation 11 3029691 13 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 5 façon usuelle, dans l'unité de commande 17 et automatisés.The choice of the type of laser and the settings to be applied depend on the material constituting the skin 6, 7 of the shell 1, the thickness of the skin 6, 7, and the geometry of perforation that it is desired to achieve. In particular, it is possible to select the laser power 10, the focal length, the scan rates, the cutting strategy of each hole, and the order of perforation of the holes. In a preferred embodiment, the perforation device 11 comprises a control unit 17 for controlling the laser 10 according to the parameters and the 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. .
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2015
- 2015-11-25 WO PCT/FR2015/000215 patent/WO2016087722A1/en active Application Filing
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