FR3057852A1 - Attache pour vehicule spatial destinee a former une liaison annulaire et comprenant un organe elastique deformable axialement - Google Patents
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Abstract
Le système d'attache (4) pour véhicule spatial (1) comprend une première armature (5) de support, une deuxième armature (6) de support, et une attache (7) pour raccorder mécaniquement la première armature (5) à la deuxième armature (6). La deuxième armature (6) comprend une embase (60) et un mât (62) s'étendant selon une direction longitudinale (X-X) du système d'attache (4) et au moins partiellement dans un orifice (53) de la première armature (5), l'attache (7) étant configurée pour raccorder la première armature (5) au mât (62) selon une liaison annulaire. Le système d'attache (4) comprend un organe élastique situé autour du mât (62) et configuré pour se déformer élastiquement axialement.
Description
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE
L'invention se rapporte au domaine des applications spatiales. Elle 5 concerne un système d'attache pour raccorder un propulseur à un corps principal de véhicule spatial ou pour raccorder une charge utile à un corps principal de véhicule spatial.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE
Dans la plupart des lanceurs, un propulseur est raccordé mécaniquement à un corps principal par une liaison rotule. D'éventuels défauts d'alignement du propulseur relativement au corps principal n'entraînent pas de moments significatifs sur le corps principal.
Dans certains de ces lanceurs, le côté du propulseur est recouvert de plots élastomères de grandes dimensions pour amortir les vibrations entre le propulseur et le corps principal.
La liaison rotule connue est difficile et coûteuse à mettre en place. Par ailleurs, les plots amortisseurs sont spécifiques à chaque lanceur. Ils sont relativement lourds, coûteux et encombrants.
EXPOSÉ DE L'INVENTION
L'invention vise à résoudre au moins partiellement les problèmes
0 rencontrés dans les solutions de l'art antérieur.
A cet égard, l'invention a pour objet un système d'attache pour véhicule spatial. Le système d'attache comprend une première armature de support, une deuxième armature de support, et une attache pour raccorder mécaniquement la première armature à la deuxième armature.
Selon l'invention, la deuxième armature comprend une embase et un mât s'étendant selon une direction longitudinale du système d'attache et qui s'étend au moins partiellement dans un orifice de la première armature. L'attache est configurée pour raccorder la première armature au mât selon une liaison annulaire. Le système d'attache comprend un organe élastique situé autour du mât et déformable élastiquement axialement.
Grâce à l'invention, la deuxième armature est reliée à la première armature en lui transmettant les efforts propulsifs, et les défauts d'alignement entre les armatures n'entrainent pas de moments trop importants sur la première armature. Les vibrations entre les armatures sont atténuées efficacement et à moindre coût. L'encombrement du véhicule spatial est réduit.
L'invention peut comporter de manière facultative une ou plusieurs des caractéristiques suivantes combinées entre elles ou non.
Avantageusement, le système d'attache comprend un moyen de serrage de la première armature en direction de l'embase.
De préférence, l'orifice traverse la première armature.
De préférence, la première armature est située axialement entre l'embase et le moyen de serrage.
Selon une particularité de réalisation, l'attache comprend une rotule rigidement solidaire de la première armature et dans laquelle le mât est configuré pour coulisser axialement.
De préférence, la rotule est une rotule radiale configurée pour résister à de fortes charges radiales, notamment par rapport à une rotule axiale d'une attache pour véhicule spatial de structure connue.
Selon une forme de réalisation avantageuse, l'organe élastique comprend au moins une rondelle ressort centrée autour de l'axe longitudinal.
Selon une autre particularité de réalisation, l'organe élastique est situé axialement entre l'embase et la première armature et/ou entre la première armature et le moyen de serrage.
Avantageusement, l'organe élastique comprend un premier ensemble et un deuxième ensemble espacé axialement du premier ensemble. Le premier ensemble est configuré pour solliciter la première armature axialement en direction opposée de la deuxième armature. Le deuxième ensemble est configuré pour solliciter la première armature axialement en direction de la deuxième armature.
L'invention porte également sur un véhicule spatial comprenant un corps principal, au moins un propulseur et un système d'attache tel que défini ci-dessus qui raccorde mécaniquement le propulseur au corps principal.
De préférence, le véhicule spatial comprend un lanceur, une sonde et/ou un satellite. Il peut être réutilisable ou non.
Selon une particularité de réalisation, l'organe élastique comprend des rondelles ressort empilées axialement au moins partiellement en opposition, de manière à ce que l'organe élastique ait une raideur variable.
De préférence, l'organe élastique est configuré pour présenter une raideur plus importante dans une phase de croisière du véhicule spatial que juste avant le décollage ou que lorsque le véhicule spatial est au repos au sol.
Selon une forme de réalisation avantageuse, le véhicule spatial comprend un moyen pyrotechnique pour séparer la première armature de la deuxième armature.
De préférence, le moyen pyrotechnique est situé à l'intérieur du mât.
L'invention se rapporte aussi à un procédé de raccordement mécanique d'un propulseur à un corps principal de véhicule spatial à l'aide d'un système d'attache tel que défini ci-dessus.
Le procédé de raccordement comprend l'insertion du mât dans l'orifice de la première armature pour la raccorder à la deuxième armature selon une liaison annulaire, l'organe élastique étant inséré autour du mât et étant déformable élastiquement axialement.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
La présente invention sera mieux comprise à la lecture de la description d'exemples de réalisation, donnés à titre purement indicatif et nullement limitatif, en faisant référence aux dessins annexés sur lesquels :
la figure 1 est une représentation schématique partielle d'un véhicule spatial comprenant un système d'attache selon un premier mode de réalisation de l'invention ;
la figure 2 est une représentation en perspective d'un système d'attache selon le premier mode de réalisation ;
la figure 3 est une vue en coupe longitudinale du système d'attache selon le premier mode de réalisation ;
les figures 4 à 6 illustrent le procédé de raccordement d'un propulseur à un corps principal de véhicule spatial à l'aide du système d'attache selon le premier mode de réalisation.
EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS
Des parties identiques, similaires ou équivalentes des différentes figures portent les mêmes références numériques de façon à faciliter le passage d'une figure à l'autre.
La figure 1 représente un véhicule spatial 1. Le véhicule spatial 1 est un lanceur configuré pour libérer une charge utile (non représentée) tel qu'une sonde ou un satellite dans l'espace extra atmosphérique.
Le véhicule spatial 1 comprend un corps principal 2 et des propulseurs 3, typiquement de deux à quatre propulseurs 3. Les propulseurs 3 sont raccordés mécaniquement chacun au corps principal 2 par un des systèmes d'attache 4 qui sera décrit ci-dessous. Le véhicule spatial 1 comprend également des moyens de séparation 8 (figure 3) destinés à séparer chaque propulseur 3 du corps principal 2.
Le corps principal 2 abrite la charge utile du véhicule spatial 1. Il est situé au centre du véhicule spatial 1 relativement aux propulseurs 3 et il est donc également appelé corps central 2.
Les propulseurs 3 sont typiquement des propulseurs à propergol solide ou liquide pour fusée. Ils sont de préférence répartis symétriquement par rapport à la direction longitudinale du corps principal 2.
En référence aux figures 2 et 3, le système d'attache 4 comprend une première armature de support 5, une deuxième armature de support 6, et une attache 7 configurée pour raccorder la première armature 5 à la deuxième armature 6.
Le système d'attache 4 est sensiblement annulaire de révolution autour de son axe longitudinal X-X. Les termes « inférieur» et « supérieur» sont utilisés pour qualifier des orientations relatives par rapport à cet axe. Dans ce document une direction axiale est une direction parallèle à celle de l'axe longitudinal X-X. Une direction radiale ou transversale est une direction orthogonale à une direction axiale et coupant l'axe longitudinal X-X.
La première armature 5 comprend une grille supérieure 52 et une plaque inférieure 51 qui est monobloc avec la grille supérieure 52.
La grille supérieure 52 est rigidement solidaire d'une paroi externe du corps principal 2, en étant par exemple fixée à cette paroi. La plaque inférieure 51 est traversée par un orifice traversant 53 qui est sensiblement centré autour de l'axe longitudinal X-X.
La deuxième armature 6 comprend une embase 60 et un mât de raccordement 62 qui fait saillie de l'embase 60 selon la direction de l'axe longitudinal X-X. L'embase 60 a au moins partiellement une forme de plaque. Le mât de raccordement 62 est monobloc avec l'embase 60.
L'attache 7 comprend une rotule 9 qui est située dans l'orifice 53 traversant la plaque inférieure 51, et un organe élastique 10.
La rotule 9 est une rotule radiale, c'est-à-dire qu'elle est destinée à supporter de fortes charges radiales par rapport à l'axe longitudinal X-X, par exemple selon l'axe Y-Y ou selon l'axe Z-Z qui sont représentés à la figure 3. Sa portée 91 est rigidement solidaire de la plaque inférieure 51. La portée 91 est par exemple montée en force dans l'orifice 53. La rotule 9 comprend un corps central mobile 92 qui est mobile selon trois degrés de liberté en rotation. Le corps mobile 92 entoure le mât 62 qui est monté coulissant par rapport au corps mobile 92 selon la direction axiale.
Le mât 62 et la rotule 9 raccordent donc mécaniquement la première armature 5 à la deuxième armature 6 selon une liaison annulaire. La deuxième armature 6 est reliée à la première armature 5 avec un degré de liaison en translation selon l'axe Y-Y et un degré de liaison en translation selon l'axe Z-Z. La deuxième armature 6 est reliée à la première armature 5 avec un degré de liaison élastique selon l'axe X-X, un degré de liberté en rotation selon l'axe X-X, un degré de liberté en rotation selon l'axe Y-Y et un degré de liberté en rotation selon l'axe Z-Z.
L'organe élastique 10 comprend des rondelles ressorts 11,13,15,18 qui sont empilées le long de l'axe longitudinal X-X, en étant situées autour du mât 62. Ces rondelles ressorts sont également connues sous la dénomination de rondelles « Bellevilles ». Elles sont retenues le long de l'axe longitudinal X-X au niveau de l'extrémité supérieure de l'attache 7 par un moyen de serrage 19.
Les rondelles 11, 13, 15, 18 sont empilées axialement au moins partiellement en opposition, de manière à ce que l'organe élastique 10 ait une raideur variable suivant le régime de fonctionnement du véhicule spatial 1. L'organe élastique 10 peut présenter une raideur plus importante dans une phase de croisière du véhicule spatial 1 que juste avant le décollage lorsque le véhicule spatial 1 est encore au sol ou que lorsque le véhicule spatial 1 est au repos au sol.
En effet, la raideur importante de l'empilement de rondelles 11, 13,15, 18 permet de piloter plus facilement le véhicule spatial 1, notamment lors d'un éventuel changement de direction en vol. L'empilement de rondelles 11, 13, 15, 18 présente une souplesse plus importante dans les régimes où il sert avant tout à amortir les vibrations axiales d'un des propulseurs 3 relativement au corps principal 2, mais aussi à raccorder plus facilement les propulseurs 3 au corps principal 2.
Plus précisément, les rondelles 11, 13 forment un premier ensemble 12 de rondelles, c'est-à-dire un premier étage 12 de rondelles, qui est situé axialement entre l'embase 60 et la plaque inférieure 51. Les rondelles 15, 18 forment également un deuxième ensemble 14 de rondelles, c'est-à-dire un deuxième étage 14 de rondelles, qui est situé axialement entre la plaque inférieure 51 et le moyen de serrage 19.
Le premier étage 12 est configuré pour se déformer élastiquement axialement en compression, ce qui permet de limiter les déplacements axiaux de l'embase 60 en direction de la plaque inférieure 51.
Le premier groupe 11 de rondelles présente de préférence une raideur plus importante que celle du deuxième groupe 13 de rondelles. Le deuxième groupe 13 est de préférence destiné à amortir les vibrations axiales lorsque le véhicule spatial 1 est au sol ou juste avant son décollage. Le premier groupe 11 de rondelles est principalement destiné à amortir les vibrations axiales lors d'un régime de croisière du véhicule spatial 1.
Le deuxième étage 14 est configuré pour se déformer élastiquement axialement en traction, ce qui permet de limiter les déplacements axiaux de l'embase 60 à l'opposé de la plaque inférieure 51.
Le deuxième étage 14 comprend un troisième groupe 15 de rondelles. Le troisième groupe 15 présente une raideur plus faible que celle du premier groupe 11 et que celle du deuxième groupe 13. Il présente notamment une souplesse qui est sensiblement égale à la souplesse cumulée du premiergroupe 11 et du deuxième groupe 13. Le troisième groupe 15 sert à amortir les vibrations axiales générées lorsque le propulseur 3 tend à s'éloigner du corps principal 2, notamment juste avant la séparation du propulseur 3 du corps principal 2.
L'organe élastique 10 comprend également un groupe 18 de rondelles de serrage. Le groupe 18 de rondelles de serrage présente une raideur inférieure à celle du premier groupe 11 ou à celle du deuxième groupe 13. Le groupe 18 de rondelles de serrage sert à permettre de faibles déplacements axiaux du premier étage 12 et du deuxième étage 14 le long du mât 62, c'est-à-dire un jeu axial du premier étage 12 et du deuxième étage 14 pour amortir les vibrations axiales entre le propulseur 3 et le corps principal 4. Le groupe 18 de rondelles de serrage est comprimé axialement entre le deuxième étage 14 et un moyen de serrage 19.
Le moyen de serrage 19 est au contact mécanique du groupe 18 de rondelles serrage qu'il comprime en direction de l'embase 60. Il s'agit d'un écrou enserrant le mât 62 et situé axialement à l'opposé de l'embase 60 relativement à l'attache 7.
L'attache 7 comprend axialement dans le sens de l'embase 60 vers la plaque 51 successivement le premier groupe 11 de rondelles, le deuxième groupe 13 de rondelles, la rotule radiale 9, le troisième groupe 15 de rondelles, le groupe 18 de rondelles de serrage et le moyen de serrage 19.
Le moyen de séparation 8 du propulseur 3 du corps principal 4 est formé par un anneau pyrotechnique 8. L'anneau pyrotechnique 8 est situé au niveau de l'attache 7 entre ce propulseur 3 et le corps principal 2. L'anneau pyrotechnique 8 est situé axialement juste en dessous de la rotule radiale 9. Il est à l'intérieur du mât 62. La position de l'anneau 8 permet une rupture de l'attache 7 à un endroit où les moments exercés sur le corps principal 2 sont les plus faibles, ce qui permet de limiter les efforts de séparation exercés sur le corps principal 2 lorsqu'il est séparé du propulseur 3.
L'attache 7 est installée de la manière suivante :
Tout d'abord et en référence à la figure 4, le premier groupe 11 de rondelles est disposé autour du mât 62, puis le deuxième groupe 13 de rondelles est empilé axialement autour du mât 62 au-dessus du premier groupe 11.
En référence à la figure 5, la première armature 5 est rapprochée axialement de la deuxième armature 6, la rotule axiale 9 est mise en place dans l'orifice traversant 53 en entourant le mât 62.
En référence à la figure 6, le groupe 18 de rondelles de serrage est finalement placé autour du mât 62, en appui contre la surface supérieure de la plaque inférieure 51. L'écrou 19 est placé autour du mât 62 et comprime le groupe 18 de serrage.
Lorsque tout le propergol ou sensiblement tout le propergol du propulseur 3 a été utilisé, celui-ci tend à s'éloigner axialement du corps principal 2 c'est-àdire vers le bas sur la figure 6. Un ordre est alors donné à l'anneau pyrotechnique 8 pour qu'il sépare le propulseur 3 du corps principal 2. L'anneau pyrotechnique 8 explose, ce qui provoque la cassure du mât 62 juste sous la rotule 9. En général, tous les propulseurs 3 sont séparés simultanément du corps principal 2. Le corps principal 2 poursuit sa course avant de libérer la charge utile telle qu'une sonde ou un satellite.
Grâce à l'invention, la deuxième armature 6 est reliée à la première armature 5 en lui transmettant les efforts propulsifs. Les éventuels défauts d'alignement entre les armatures 5, 6 n'entraînent pas de moments trop importants sur la première armature 5, du fait de la rotule 9. La rotule radiale 9 supporte des efforts radiaux importants entre le propulseur 3 et le corps principal 2.
L'organe élastique 10 atténue les vibrations entre les armatures 5, 6 efficacement et à moindre coût. La rotule 9 est ainsi soumise à des efforts axiaux plus réduits. L'encombrement du véhicule spatial 1 est réduit, puisque l'organe élastique 10 est situé au niveau de l'attache 7.
Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite sans sortir du cadre de l'exposé de l'invention.
Selon une variante de réalisation (non représentée), la première armature 5 est solidaire d'une charge utile, la deuxième armature 6 est solidaire d'un corps principal 2 de lanceur, et le système d'attache 4 est configuré pour raccorder la charge utile au corps principal par l'intermédiaire des armatures 5, 6.
Selon une variante de réalisation (non représentée), le mât de raccordement 62 est fixé à l'embase 60, par exemple par serrage.
La raideur du premier étage 12 et celle du deuxième étage 14 peuvent être facilement modifiées et sont adaptées en fonction du nombre de propulseurs 3 et/ou du corps principal 2. En particulier, plus le véhicule spatial 1 comprend de propulseurs 3, plus l'organe élastique 10 pourra être choisi avec une raideur faible.
Selon une variante de réalisation (non représentée), le premier étage 12 comprend seulement un groupe 11 de rondelles configuré pour se déformer élastiquement axialement en compression.
Selon une variante de réalisation (non représentée), le deuxième étage 14 comprend plusieurs groupes 15 de rondelles qui sont configurés chacun pour se déformer élastiquement axialement en traction.
L'organe élastique peut également comprendre un matériau polymère déformable élastiquement tel qu'un élastomère.
Selon une variante de réalisation (non représentée), la portée 91 de la rotule est monobloc avec la plaque inférieure 51.
Claims (10)
- REVENDICATIONS1. Système d'attache (4) pour véhicule spatial (1), comprenant : une première armature (5) de support, une deuxième armature (6) de support, et une attache (7) pour raccorder mécaniquement la première armature (5) à la deuxième armature (6), caractérisé en ce que la deuxième armature (6) comprend une embase (60) et un mât (62) s'étendant selon une direction longitudinale (X-X) du système d'attache (4) et au moins partiellement dans un orifice (53) de la première armature (5), l'attache (7) étant configurée pour raccorder la première armature (5) au mât (62) selon une liaison annulaire, le système d'attache (4) comprenant un organe élastique (10) situé autour du mât (62) et déformable élastiquement selon la direction longitudinale (X-X).
- 2. Système d'attache (4) selon la revendication précédente, comprenant un moyen de serrage (19) de la première armature (5) en direction de l'embase (60), l'orifice (53) traversant de préférence la première armature (5) et la première armature (5) étant de préférence située axialement entre l'embase (60) et le moyen de serrage (19).
- 3. Système d'attache (4) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'attache (7) comprend une rotule (9) rigidement solidaire de la première armature (5) et dans laquelle le mât (62) est configuré pour coulisser axialement.
- 4. Système d'attache (4) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'organe élastique (10) comprend au moins une rondelle ressort centrée autour de l'axe longitudinal.
- 5. Système d'attache (4) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'organe élastique (10) est situé axialement entre l'embase (60) et la première armature (5) et/ou entre la première armature (5) et le moyen de serrage (19).
- 6. Système d'attache (4) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'organe élastique (10) comprend un premier ensemble (12) et un deuxième ensemble (14) espacé axialement du premier ensemble (12), le premier ensemble (12) étant configuré pour solliciter la première armature (5) axialement en direction opposée de la deuxième armature (6), et le deuxième ensemble (14) étant configuré pour solliciter la première armature (5) axialement en direction de la deuxième armature (6).
- 7. Véhicule spatial (1) comprenant un corps principal (2), au moins un propulseur (3) et un système d'attache (4) selon l'une quelconque des revendications précédentes raccordant mécaniquement le propulseur (3) au corps principal (2).
- 8. Véhicule spatial (1) selon la revendication précédente, dans lequel l'organe élastique (10) comprend des rondelles ressort (11, 13) empilées axialement au moins partiellement en opposition, de manière à ce que l'organe élastique (10) ait une raideur variable, l'organe élastique (10) étant de préférence configuré pour présenter une raideur plus importante dans une phase de croisière du véhicule spatial (1) que lorsque le véhicule spatial (1) est au sol.
- 9. Véhicule spatial (1) selon l'une quelconque des revendications 7 à 8, comprenant un moyen pyrotechnique (8) pour séparer la première armature (5) de la deuxième armature (6), le moyen pyrotechnique (8) étant de préférence situé à l'intérieur du mât (62).
- 10. Procédé de raccordement mécanique d'un propulseur (3) à un corps principal (2) de véhicule spatial (1) à l'aide d'un système d'attache (4) selon l'une quelconque des revendications 1 à 6 comprenant :l'insertion du mât (62) dans l'orifice (53) de la première armature (5) pour la raccorder à la deuxième armature (6) selon une liaison annulaire, l'organe élastique (10) étant inséré autour du mât (62) et étant déformable élastiquement axialement.S.610722/3
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Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1013535A (fr) * | 1949-12-28 | 1952-07-30 | Tampon élastique amortisseur | |
| FR1569753A (fr) * | 1968-03-14 | 1969-06-06 | ||
| US3856242A (en) * | 1973-03-29 | 1974-12-24 | Gen Electric | Mounting apparatus for a surge voltage arrester |
| US6126371A (en) * | 1999-04-05 | 2000-10-03 | Lockheed Martin Corporation | Shape memory metal alloy preload attenuation device |
| DE10205788A1 (de) * | 2002-02-13 | 2003-08-28 | Bundesrep Deutschland | Lagefixierte, schockelastische Lagerung |
-
2016
- 2016-10-25 FR FR1660325A patent/FR3057852A1/fr active Pending
-
2017
- 2017-10-23 WO PCT/FR2017/052904 patent/WO2018078258A1/fr active Application Filing
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1013535A (fr) * | 1949-12-28 | 1952-07-30 | Tampon élastique amortisseur | |
| FR1569753A (fr) * | 1968-03-14 | 1969-06-06 | ||
| US3856242A (en) * | 1973-03-29 | 1974-12-24 | Gen Electric | Mounting apparatus for a surge voltage arrester |
| US6126371A (en) * | 1999-04-05 | 2000-10-03 | Lockheed Martin Corporation | Shape memory metal alloy preload attenuation device |
| DE10205788A1 (de) * | 2002-02-13 | 2003-08-28 | Bundesrep Deutschland | Lagefixierte, schockelastische Lagerung |
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