WO2015097045A1 - Element de satellite - Google Patents

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WO2015097045A1
WO2015097045A1 PCT/EP2014/078305 EP2014078305W WO2015097045A1 WO 2015097045 A1 WO2015097045 A1 WO 2015097045A1 EP 2014078305 W EP2014078305 W EP 2014078305W WO 2015097045 A1 WO2015097045 A1 WO 2015097045A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
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piece
temperature
main part
main
satellite
Prior art date
Application number
PCT/EP2014/078305
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English (en)
Inventor
Philippe TEMPORELLI
Jacques Breysse
Original Assignee
Airbus Defence And Space Sas
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Defence And Space Sas filed Critical Airbus Defence And Space Sas
Publication of WO2015097045A1 publication Critical patent/WO2015097045A1/fr

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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/62—Systems for re-entry into the earth's atmosphere; Retarding or landing devices
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/66—Arrangements or adaptations of apparatus or instruments, not otherwise provided for

Definitions

  • the present invention relates to an element forming part of a satellite or intended to be on board a satellite. - BACKGROUND OF THE INVENTION -
  • the debris with the highest probability of reaching the ground corresponds to elements of the satellite which are made of materials whose melting temperature is high, especially greater than 1000 ° C.
  • materials include glasses, ceramics such as silicon carbide (SiC) for example, and glass ceramics such as Zerodur® for example.
  • Satellite elements are already known which are provided with fragmentation means for fragmenting them into smaller debris, after the satellite has become useless, in order to reduce their probability of landing on the ground.
  • the document FR 2 975 079 A1 discloses such an autonomous fragmentation device of a satellite element, based on explosive.
  • This device comprises a detonator which is activated by the temperature, and which itself activates an explosive cutting line.
  • the activation temperature is chosen to correspond to the heating of the satellite when it enters the upper layers of the Earth's atmosphere.
  • a pyrotechnic device is added to a system that is defined independently by its mission function. It must therefore be compatible with this system, resulting in management constraints that are even more difficult to meet that the system is initially complex. This is the case, in particular, of observation and / or measuring instruments, and of communication instruments.
  • a pyrotechnic device requires a great precision of placement, and it is difficult to show that it will not be displaced during the beginning of the re-entry into the atmosphere, where the whole of the satellite is subjected to significant mechanical and thermal stresses.
  • a ground test that would validate the pyrotechnic device is difficult to conceive.
  • Document FR 2 975 080 A1 describes another autonomous device for fragmentation of a satellite element, which is also activated by temperature, but whose principle is different.
  • a so-called metallothermic composition is placed on the outer surface of the element.
  • This composition comprises a mixture of oxidant and reducing agent which, under the effect of heat, initiates an oxidation-reduction reaction itself strongly exothermic, to perforate the surface of the satellite element.
  • the perforation creates additional edges that are further overheated during the re-entry of the satellite, which facilitates its destruction by combustion.
  • the object of the present invention is to propose an improved satellite element which has effective self-destruction means, simple to implement, adapted to any shape of the element, in particular thick, and possibly when the element is of refractory material, and whose operation is certain beyond the duration of use of the satellite.
  • the subject of the invention is an element forming part of a satellite or intended to be on board a satellite, and comprising a solid main part and at least one other solid piece which is embedded in the part main.
  • These pieces are made of respective different materials and selected so that when a temperature of the element is increased, the main part undergoes a thermal expansion which is lower than that of the other piece.
  • a threshold temperature which is itself greater than 150 ° C.
  • a part of the main piece is placed in a state of mechanical stress of extension by the other piece, with a stress amplitude. mechanical expansion which is non-zero and increases as a function of the element temperature, until this element temperature reaches a breaking value for which the mechanical stress of extension causes a failure of the main room in several debris.
  • the invention exploits a differential thermal expansion that exists between several parts, to produce the rupture of one of them which is put in the state of extension.
  • Such operation is particularly reliable, predictable, simple to design and is subject to almost no deterioration by aging.
  • the element can be further adapted so that the thermal expansion of the other part does not cause mechanical stress extension in the main room when the temperature of the element is less than 150 ° C.
  • the main room is not subject to deformation, so that its initial form is preserved.
  • the main room is a mirror or an optical component, its effectiveness and optical function are thus ensured throughout the operational mission of the satellite.
  • the element can be adapted so that the breaking value for the temperature of the element is between 600 ° C and 2500 ° C;
  • the element may comprise several other parts that are nested in the main part so as to put in respective mechanical stress states several parts of the main part, with respective amplitudes of mechanical extension stress for these parts of the main room which all grow according to the temperature of the element;
  • the main room can be designed with at least one path of weakness that is arranged in this room so that breakage occurs along the path.
  • each other piece can be nested in the main room on the path (s) of weakness;
  • each other part can be nested in the main room with an intermediate play such that the main room is not put in a state of mechanical stress extension by the other room as the temperature of the element is less than the threshold temperature, the intermediate clearance becoming zero when the temperature of the element is equal to the threshold temperature;
  • the material of the main part may comprise a glass, a ceramic, a glass-ceramic or any material having a toughness value which is K C less than 10 MPa-m 1 ' 2 ;
  • each other piece may comprise a metal, a metal alloy or a ceramic
  • the main piece may comprise an optical bench, a radiation mirror or a support structure, in particular a rigid structure of an observation apparatus for supporting at least one optical component of this appliance;
  • each other piece may be an assembly member, a bolt, a screw, a stud, a stud, an insert or a corner.
  • Such bolt of the member may be retained on the main piece by a nut, and at least one additional piece which includes a portion of resilient material may be interposed between a head of the bolt and the main piece, or between the nut and the main piece; and
  • each debris of the main room has a mass less than 8 kg (kilogram), preferably less than 4 kg.
  • the invention also relates to a method of designing a satellite element as described above.
  • This method includes a step of determining a size of each debris that is adapted so that the debris has a residual kinetic energy value of less than 15 joules, when this debris reaches the earth's ground after re-entry of the satellite into the Earth's atmosphere. .
  • FIG. 1 is a schematic view of a satellite element according to the invention before breaking the element
  • FIG. 2 is a schematic view of the satellite element of FIG. 1 after breakage of the element
  • FIG. 3 is a detailed sectional view of a portion of the satellite element of FIG. 1, in an initial state of the element;
  • FIG. 4 is similar to FIG. 3, but illustrating the part of the satellite element in an intermediate state
  • FIG. 5 corresponds to FIG. 4 for another embodiment of the invention.
  • FIG. 6 is a rear perspective view of a portion of a primary telescope mirror to which the invention is applied;
  • FIG. 7 is a sectional view of detail VII of FIG. 6;
  • FIG. 8 is a diagram showing symbolically the variation of mechanical stresses in a satellite element according to the invention.
  • FIG. 1 schematically illustrates an element 10 forming part of a satellite or intended to be on board a satellite.
  • the exact form of this element does not matter with respect to the principle of the invention, so that it is shown in Figs. 1 and 2 as a square without this particular form corresponding to a real form.
  • the satellite element 10 comprises a solid main part 12 and at least one other solid part 14 which is nested in the main part 12.
  • the satellite element 10 comprises several other parts 14 which are nested in the main part 10, and more precisely 8 other parts 14.
  • the respective materials of the main part 12 and the other parts are precisely 8 other parts 14.
  • the parts 14 are different and selected so that, when a temperature of the satellite element 10 is increased, the thermal expansion of the main part 12 is lower than those of the other parts 14.
  • the parts 14 generally have a coefficient of thermal expansion which is greater than the coefficient of thermal expansion of the main part 12.
  • Ts which is greater than 150 ° C
  • several parts 16 of the main part 12, namely the parts surrounding the parts 14, are each placed in a state of mechanical extension stress by the part 14 which is at this location.
  • These states of mechanical stress extension have amplitudes of mechanical stress of respective extension which all increase as a function of the temperature of the satellite element 10, until the temperature of the satellite element 10 reaches a predetermined breaking value Tr.
  • breaking temperature Tr When this breaking temperature Tr is reached, the mechanical stresses of extension are sufficiently intense in the parts 16 of the main part 12 to cause a breakage thereof into several pieces of debris 18 (FIG 2). However, it is not necessary that all the parts 16 of the element 10 simultaneously reach the breaking value Tr, so that successive breaks of the element 10 can take place separately at the level of each part 14. in some cases, the breaking value Tr may be different for separate parts 16 in the element 10, which respectively surround separate parts 14.
  • the main part 12 may consist of a low ductility or low-tenacity material, especially a material which has a value of the K-ic coefficient which is less than 10 MPa-m 1 ' 2 .
  • This Ki C toughness value can be measured in accordance with DIN EN ISO 18756 published in September 2005.
  • the main part 12 may consist of a glass, a ceramic such as, for example, silicon carbide (SiC), or a glass-ceramic such as, for example, the material marketed under the Zerodur® appellation.
  • a ceramic such as, for example, silicon carbide (SiC)
  • a glass-ceramic such as, for example, the material marketed under the Zerodur® appellation.
  • the main piece 12 may be an optical bench, a radiation mirror or a support structure such as a frame, holding arms or a telescope mount.
  • the main part 12 can be designed with a path of weakness 20 which is arranged in the main part 12 to guide the breakage.
  • the breakage can be produced by a crack which is initiated by the extension of one of the parts 16 of the main part 12, then the crack progresses along the path of weakness 20.
  • Such a mode of rupture is more effective when the material of the main part 12 is fragile type ("brittle" in English).
  • the weak path 20 has a cross section in the plane of these Figures, according to the diagonals of the square shape of the element 10.
  • the weak path 20 may be staked by a plurality of pre-cuts made in the main part 12, in addition to the possibility that several parts 14 are themselves located on the weak path 20, to relay the opening and the progression of the crack when the breaking temperature Tr is reached.
  • each piece 14 may comprise a metal, such as titanium or aluminum for example, a metal alloy or a ceramic.
  • each piece 14 may be an assembly member, a bolt, a screw, a stud, a stud, an insert, a wedge, etc.
  • each part 14 can be nested in the main part 12 with an intermediate play J, which exists when the temperature of the element 10 is in the range provided for the mission operation of the satellite.
  • the intermediate clearance J is positive so that the main part 12 is not put in a state of mechanical stress of extension by the parts 14.
  • the thermal expansion of the parts 14 does not cause mechanical stress extension in the main part 12.
  • the respective surfaces of the parts 12 and 14, which are in vis-à-vis, are not in contact.
  • the intermediate game J decreases as the temperature of the satellite element 10 increases, until it becomes zero when the temperature of the satellite element 10 reaches the threshold temperature Ts.
  • the facing surfaces, respectively of the main part 12 and the part 14, then come into contact with one another as shown in FIG. 4.
  • the intermediate clearance J remains zero but the part 14 exerts an increasing bearing force against the main part 12, by their surfaces in contact.
  • the main part 12 is put in an extended state by each part 14 in part 16 surrounding area, until the main part 12 breaks up when the temperature of the satellite element 10 reaches the breaking value Tr.
  • the breaking value Tr is preferably between 600 ° C and 2500 ° C.
  • the rupture value Tr and the value of the threshold temperature Ts are determined by the respective materials of the parts 12 and 14, as well as by the dimensions of these parts, and particularly their dimensions at the intermediate clearance J.
  • a satellite element 10 as shown in Figs. 3 and 4 includes:
  • a main piece 12 of silicon carbide cylindrical with an external diameter of 200 mm (millimeter);
  • the threshold temperature Ts is thus equal to 340 ° C.
  • the magnitude of mechanical stress extension of the main part 12 is then 420 M Pa (megaPascal). This amplitude of stress may be sufficient to cause the breakage of the main piece 12, providing if necessary a path of weakness adequate in it.
  • each other piece 14 may be constituted by a bolt which comprises a head 24 at one end of the cylindrical rod 22.
  • the rod 22 is received in a bore 26 which is formed in the main part 12, and the bolt is retained on the main piece 12 by the head 24 and by a nut 28 which is screwed onto the end of the rod 22 opposite the head 24.
  • the satellite element 10 may also comprise at least one additional piece, made of an elastic material and disposed between the head 24 of the bolt and the main piece 12, or between the nut 28 and the main piece 12.
  • the satellite element 10 comprises two additional pieces: an additional piece 30A which is disposed between the head 24 of the bolt and the main piece 12, and an additional piece 30B which is arranged between the nut 28 and the piece main 12.
  • Such additional pieces of elastic material prevent the bolt can move uncontrollably relative to the main part 12 when the temperature of the element 10 is lower than the threshold temperature Ts, but this without generating constraints in the main part 12.
  • the part or parts 14 that are added by the invention do not produce any deformation of the main part 12 as the temperature of the element 10 does not exceed the threshold temperature Ts.
  • Such a precaution is particularly important when the main part 10 is determined with a high geometrical requirement. This is particularly the case when the main part 12 is a reflection mirror of radiation, such as a telescope mirror.
  • Fig. 5 illustrates an alternative embodiment of the invention, wherein the main part 12 is provided with a groove S which extends under its outer surface S0.
  • the groove S has an opening in the surface S0 which is narrower than a section of the groove deep below the surface S0.
  • the groove S may have a penetrating arrow profile in the part 12.
  • a metal bar 14 is inserted into the groove S, for example by sliding the bar 14 by a lateral end of the groove S which is open.
  • the diameter of the bar 14 is designed so that its peripheral surface comes into contact with the part 12 at several places inside the groove S.
  • FIGs. 6 and 7 illustrate another variant embodiment of the invention, in which the main part 12 is a primary telescope mirror, which is provided with an optical surface on its anterior face 32. On its posterior face 34, the mirror 12 comprises a plurality of stiffening ribs 36, which intersect to form points of intersection 38.
  • the element 10 which comprises the mirror 12 may additionally comprise a plurality of bolts 14 engaged in respective bores 26 formed in the ribs 36, and retained on these ribs 36 by their heads 24 and by respective nuts 28 screwed on their rods 22. Additional parts 30A, 30B may also be provided.
  • these bolts 14 may optionally serve to retain light elements provided on the rear face 34 of the mirror 12, such as a thermal superisolation sheet (or "MLI" for MultiLayer Insulation in English, not shown).
  • the mirror 12 may also be provided with a plurality of studs 14 ', each stud 14' having a head 24 'and a rod 22' which is engaged in a respective non-through bore 26 'provided at a point of intersection 38 of several ribs 36.
  • the stud 14 ' is retained in the bore 26' by a key 28 ', inserted through the rod 22' and an orifice 40 which is provided at the point of intersection 38.
  • An additional piece 30A may also be provided between the head 24 'of the stud 14' and the mirror 12. In addition to their function of initiating the rupture of the mirror 1 2, these studs 14 'can be used to fix the mirror 12 on a dedicated support mounted on the satellite (not shown).
  • this element 10 is preferably designed so that each debris 18 of the main part 12 has a mass less than 8 kg, preferably less than 4 kg.
  • each debris 18 may be provided to have a residual value of kinetic energy which is less than 15 joules when it reaches the surface of the Earth after passing through the atmosphere.
  • a simulation software evolution of the main part 12 during its re-entry into the atmosphere, then each resulting debris 18, can be used.
  • the two conditions on the mass and the kinetic energy of each debris 18 can be cumulated.
  • the invention therefore proposes a satellite element that is capable of fragmenting autonomously, simply and efficiently during the re-entry of the satellite into the Earth's atmosphere. Indeed, the increase in the temperature of the satellite element that is generated by the re-entry induces expansion of additional parts that are introduced by the invention. This expansion of the additional parts then induces a mechanical extension stress in the main room, until this main part breaks under the effect of the expansion stress that has become excessive. This break in the main room can be guided by a predefined path of weakness.
  • the sizing of an intermediate clearance between the main part and each other part can guarantee the dimensional stability of the main part throughout the operational lifetime of the satellite.
  • the main part for the operating temperature range which is between -100 ° C and 120 ° C, these values being mentioned only as example.
  • the exact shape of the main part, which is intended for use in mission orbit, is thus preserved. It is only from the threshold temperature Ts for the satellite element, which is greater than the operating temperature range, that the additional parts are sufficiently thermally expanded to absorb the intermediate clearance. Beyond, the pieces additional forces exert an increasing stress on the main part, which becomes sufficient to break the main room when the temperature of the satellite element has reached the breaking value Tr. 8 illustrates this principle of the invention.
  • T denotes the temperature of the satellite element 10
  • C symbolically denotes the amplitude of the stresses in one of the parts 16 of the main part 12, expressed in absolute value and in arbitrary unit (au)
  • AT ut iii S ation is the range of values of temperature T that is intended for mission use.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Compositions Of Oxide Ceramics (AREA)

Abstract

Un élément (10) de satellite comprend une pièce principale (12) et au moins une autre pièce (14) imbriquée dans la pièce principale. Les pièces sont constituées de matériaux différents et sélectionnés de sorte que lorsqu'une température de l'élément est augmentée, la pièce principale subisse une dilatation thermique inférieure à celle de l'autre pièce, si bien qu'au-delà d'une température-seuil supérieure à 150°C, une partie (16) de la pièce principale soit mise dans un état d'extension par l'autre pièce, avec une amplitude de contrainte d'extension qui croît en fonction de la température de l'élément, jusqu'à ce que la température de l'élément atteigne une valeur de rupture pour laquelle la contrainte mécanique d'extension provoque un bris de la pièce principale en plusieurs débris. Préférablement, la dilatation de l'autre pièce n'entraîne pas de contrainte dans la pièce principale en-dessous de 150°C.

Description

ELEMENT DE SATELLITE
-- DOMAINE DE L'INVENTION --
La présente invention concerne un élément formant une partie d'un satellite ou destiné à être embarqué à bord d'un satellite. -- ARRIERE-PLAN DE L'INVENTION --
Lorsqu'un satellite arrive en fin de vie opérationnelle, il est courant de libérer l'orbite qui a été utilisée lors de sa mission et de mettre au rebut le satellite devenu inutile.
On connaît plusieurs procédés pour mettre au rebut un satellite devenu inutile dont, par exemple, le transfert du satellite vers une orbite dite «cimetière», ou la destruction du satellite par combustion et/ou fusion lors de la réentrée de celui-ci dans l'atmosphère terrestre.
Toutefois, le transfert du satellite vers l'orbite «cimetière» nécessite de réserver une certaine quantité résiduelle de carburant pour réaliser ce transfert. Une telle prévision n'est pas toujours possible, et elle contribue à augmenter le prix de revient du satellite, ainsi que celui de son lancement. Mais un satellite qui est ainsi mis sur l'orbite «cimetière» finit par retomber sur Terre à cause de divers phénomènes de freinage bien connus de l'Homme du métier.
Dans tous les cas, il est donc important de s'assurer que tous les éléments du satellite soient suffisamment détruits pour éviter la retombée sur Terre de débris importants qui pourraient causer des dégâts matériels et/ou des victimes humaines.
A partir de 2020, les satellites devront respecter la loi spatiale concernant l'élimination des satellites en fin de vie. Cette loi impose qu'en cas de réentrée d'un satellite dans l'atmosphère terrestre, la probabilité de victime humaine soit inférieure à 10"4.
Différents outils existent pour prévoir la compatibilité des satellites avec cette valeur de probabilité. Ces outils utilisent des modélisations du satellite qui prennent en compte les caractéristiques des matériaux constitutifs du satellite.
Il apparaît que les débris ayant la plus forte probabilité d'arriver au sol correspondent à des éléments du satellite qui sont constitués de matériaux dont la température de fusion est élevée, notamment supérieure à 1000°C. De tels matériaux sont notamment des verres, des céramiques telles que le carbure de silicium (SiC) par exemple, et des vitrocéramiques telles que le Zerodur® par exemple.
On connaît déjà des éléments de satellite qui sont munis de moyens de fragmentation permettant de les fragmenter en débris plus petits, après que le satellite soit devenu inutile, afin de réduire leur probabilité d'arrivée au sol.
Le document FR 2 975 079 A1 divulgue un tel dispositif autonome de fragmentation d'un élément de satellite, à base d'explosif. Ce dispositif comprend un détonateur qui est activé par la température, et qui active lui- même un cordeau explosif découpant. La température d'activation est choisie pour correspondre à échauffement du satellite lorsqu'il pénètre dans les couches supérieures de l'atmosphère terrestre.
Cependant, un tel dispositif nécessite de mettre en œuvre des explosifs et des détonateurs, ce qui impose d'appliquer des contraintes réglementaires de sécurité pendant l'intégration de l'élément au satellite. Or de telles contraintes de sécurité ont un impact significatif sur les délais et les coûts d'intégration.
En outre, un tel dispositif pyrotechnique est rajouté à un système qui est défini indépendamment par sa fonction de mission. Il doit donc être compatible avec ce système, avec pour conséquence des contraintes d'aménagement qui sont d'autant plus difficiles à satisfaire que le système est initialement complexe. Tel est le cas, notamment, des instruments d'observation et/ou de mesure, et des instruments de communication.
En outre, le bon fonctionnement d'un tel dispositif est difficile à garantir. En effet, un dispositif pyrotechnique requiert une grande précision de placement, et il est difficile de montrer qu'il ne sera pas déplacé pendant le début de la réentrée dans l'atmosphère, où l'ensemble du satellite est soumis à des contraintes mécaniques et thermiques importantes. Par ailleurs, un test au sol qui permettrait de valider le dispositif pyrotechnique est difficile à concevoir.
Le document FR 2 975 080 A1 décrit un autre dispositif autonome de fragmentation d'un élément de satellite, qui est également activé par la température, mais dont le principe est différent. Une composition dite métallo- thermique est placée sur la surface externe de l'élément. Cette composition comprend un mélange d'oxydant et de réducteur qui, sous l'effet de la chaleur, initie une réaction d'oxydo-réduction elle-même fortement exothermique, pour perforer la surface de l'élément de satellite. La perforation crée des arrêtes supplémentaires qui sont encore plus surchauffées pendant la réentrée du satellite, ce qui facilite sa destruction par combustion.
Cependant, un tel dispositif est délicat à mettre en œuvre. En effet, la température qui est générée par la réaction d'oxydo-réduction doit être significativement supérieure à la température de fusion du matériau constitutif de l'élément à fragmenter, et l'épaisseur de l'élément doit être faible. Le document indique l'application à des réservoirs d'ergol en titane, qui ont des parois minces. Un tel dispositif est donc peu adapté à des éléments épais en matériau réfractaire.
De plus, il faut garder à l'esprit que ces dispositifs de fragmentation doivent fonctionner longtemps après leur date de fabrication. Or en tant que systèmes pyrotechniques ou chimiques, ils possèdent une date limite d'utilisation résultant d'une dégradation potentielle dans le temps des composés qui produisent les réactions chimiques. Dans le pire des cas, en comptant 4 ans entre la fabrication du satellite et son lancement, 10 ans de durée de mission opérationnelle et 25 ans de présence en orbite «cimetière», on arrive à 39 ans, et il est difficile de garantir le bon fonctionnement de ces dispositifs après une période de temps si longue.
A partir de cette situation, la présente invention a pour but de proposer un élément de satellite amélioré qui possède des moyens d'autodestruction efficaces, simples à mettre en œuvre, adaptés à une forme quelconque de l'élément, notamment épaisse, et éventuellement lorsque l'élément est en matériau réfractaire, et dont le fonctionnement est certain au-delà de la durée d'utilisation du satellite.
-- OBJETS DE L'INVENTION --
A cet effet, l'invention a pour objet un élément formant une partie d'un satellite ou destiné à être embarqué à bord d'un satellite, et comprenant une pièce principale solide et au moins une autre pièce solide qui est imbriquée dans la pièce principale. Ces pièces sont constituées de matériaux respectifs différents et sélectionnés de sorte que lorsqu'une température de l'élément est augmentée, la pièce principale subit une dilatation thermique qui est inférieure à celle de l'autre pièce. Ainsi, au-delà d'une température-seuil qui est elle- même supérieure à 150°C, une partie de la pièce principale est mise dans un état de contrainte mécanique d'extension par l'autre pièce, avec une amplitude de contrainte mécanique d'extension qui est non-nulle et croît en fonction de la température de l'élément, jusqu'à ce que cette température de l'élément atteigne une valeur de rupture pour laquelle la contrainte mécanique d'extension provoque un bris de la pièce principale en plusieurs débris.
Ainsi, l'invention exploite une dilatation thermique différentielle qui existe entre plusieurs pièces, pour produire la rupture de l'une d'elles qui est mise en état d'extension. Un tel fonctionnement est particulièrement fiable, prévisible, simple à concevoir et n'est sujet à presqu'aucune altération par vieillissement.
Grâce à ces dispositions, il est possible de garantir de manière simple et efficace la fragmentation de l'élément de satellite, pour limiter les retombées sur Terre de débris importants qui pourraient entraîner des pertes humaines.
Préférablement, l'élément peut être adapté en outre pour que la dilatation thermique de l'autre pièce ne provoque pas de contrainte mécanique d'extension dans la pièce principale lorsque la température de l'élément est inférieure à 150°C. De cette façon, lorsque la mission opérationnelle de l'élément correspond à un fonctionnement ou à une utilisation de celui-ci à des températures qui sont inférieures à 150°C, la pièce principale n'est pas sujette à des déformations, si bien que sa forme initiale est conservée. Lorsque la pièce principale est un miroir ou un composant optique, son efficacité et sa fonction optique sont ainsi assurées pendant toute la mission opérationnelle du satellite.
Dans divers modes de réalisation de l'élément selon l'invention, on peut avantageusement avoir recours en outre à l'une et/ou à l'autre des dispositions supplémentaires suivantes :
- l'élément peut être adapté pour que la valeur de rupture pour la température de l'élément soit comprise entre 600°C et 2500°C ;
- l'élément peut comprendre plusieurs autres pièces qui sont imbriquées dans la pièce principale de façon à mettre dans des états de contrainte mécanique d'extension respectifs plusieurs parties de la pièce principale, avec des amplitudes de contrainte mécanique d'extension respectives pour ces parties de la pièce principale qui croissent toutes en fonction de la température de l'élément ;
- la pièce principale peut être conçue avec au moins un trajet de faiblesse qui est disposé dans cette pièce de sorte que le bris se produise le long du trajet. Dans ce cas, chaque autre pièce peut être imbriquée dans la pièce principale sur le ou les trajet(s) de faiblesse ;
- chaque autre pièce peut être imbriquée dans la pièce principale avec un jeu intermédiaire tel que la pièce principale ne soit pas mise dans un état de contrainte mécanique d'extension par l'autre pièce tant que la température de l'élément est inférieure à la température-seuil, le jeu intermédiaire devenant nul lorsque la température de l'élément est égale à la température-seuil ;
- le matériau de la pièce principale peut comprendre un verre, une céramique, une vitrocéramique ou tout matériau ayant une valeur de ténacité qui est K C inférieure à 10 MPa-m1'2 ;
- le matériau de chaque autre pièce peut comprendre un métal, un alliage métallique ou une céramique ;
- la pièce principale peut comprendre un banc optique, un miroir de rayonnement ou une structure de support, notamment une structure rigide d'un appareil d'observation pour supporter au moins un composant optique de cet appareil ;
- chaque autre pièce peut être un organe d'assemblage, un boulon, une vis, un goujon, un piton, un insert ou un coin. Un tel boulon de l'élément peut être retenu sur la pièce principale par un écrou, et au moins une pièce additionnelle qui comprend une portion d'un matériau élastique peut être interposée entre une tête du boulon et la pièce principale, ou entre l'écrou et la pièce principale ; et
- l'élément peut être conçu pour que chaque débris de la pièce principale ait une masse inférieure à 8 kg (kilogramme), de préférence inférieure à 4 kg.
L'invention a également pour objet un procédé de conception d'un élément de satellite tel que décrit précédemment. Ce procédé comprend une étape de détermination d'une taille de chaque débris qui est adaptée pour que le débris ait une valeur résiduelle d'énergie cinétique inférieure à 15 joules, lorsque ce débris atteint le sol terrestre après réentrée du satellite dans l'atmosphère terrestre.
-- BREVE DESCRIPTION DES DESSINS --
L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre de plusieurs modes de réalisation, donnés uniquement à titre d'exemples non limitatifs en se référant aux dessins annexés, sur lesquels :
- la Fig. 1 est une vue schématique d'un élément de satellite selon l'invention avant bris de l'élément ;
- la Fig. 2 est une vue schématique de l'élément de satellite de la Fig. 1 après bris de l'élément ; - la Fig. 3 est une vue détaillée en coupe d'une partie de l'élément de satellite de la Fig. 1 , dans un état initial de l'élément ;
- la Fig. 4 est similaire à la Fig. 3, mais illustrant la partie de l'élément de satellite dans un état intermédiaire ;
- la Fig. 5 correspond à la Fig. 4 pour un autre mode de réalisation de l'invention ;
- la Fig. 6 est une vue en perspective arrière d'une partie d'un miroir primaire de télescope, auquel l'invention est appliquée ;
- la Fig. 7 est une vue en coupe du détail VII de la Fig. 6 ; et
- la Fig. 8 est un diagramme montrant symboliquement la variation de contraintes mécaniques dans un élément de satellite conforme à l'invention.
Sur les différentes Figures, les mêmes références désignent des éléments identiques ou similaires.
-- DESCRIPTION PLUS DETAILLEE -- La Fig. 1 illustre schématiquement un élément 10 formant une partie d'un satellite ou destiné à être embarqué à bord d'un satellite. La forme exacte de cet élément n'a pas d'importance par rapport au principe de l'invention, si bien qu'elle est représentée dans les Figs. 1 et 2 comme un carré sans que cette forme particulière corresponde à une forme réelle. L'élément de satellite 10 comprend une pièce principale 12 solide et au moins une autre pièce 14 solide qui est imbriquée dans la pièce principale 12.
Dans l'exemple représenté ici, l'élément de satellite 10 comprend plusieurs autres pièces 14 qui sont imbriquées dans la pièce principale 10, et plus précisément 8 autres pièces 14. Les matériaux respectifs de la pièce principale 12 et des autres pièces
14 sont différents et sélectionnés pour que, lorsqu'une température de l'élément de satellite 10 est augmentée, la dilatation thermique de la pièce principale 12 soit inférieure à celles des autres pièces 14. Pour cela, les pièces 14 possèdent en général un coefficient de dilatation thermique qui est supérieur au coefficient de dilatation thermique de la pièce principale 12. Alors, lorsque que l'élément 10 est chauffé au-dessus d'une température-seuil Ts qui est supérieure à 150°C, plusieurs parties 16 de la pièce principale 12, à savoir les parties qui entourent les pièces 14, sont mises chacune dans un état de contrainte mécanique d'extension par la pièce 14 qui est à cet endroit. Ces états de contrainte mécanique d'extension présentent des amplitudes de contrainte mécanique d'extension respectives qui croissent toutes en fonction de la température de l'élément de satellite 10, jusqu'à ce que la température de l'élément de satellite 10 atteigne une valeur de rupture prédéterminée Tr. Lorsque cette température de rupture Tr est atteinte, les contraintes mécaniques d'extension sont suffisamment intenses dans les parties 16 de la pièce principale 12 pour provoquer un bris de celle-ci en plusieurs débris 18 (Fig. 2). Toutefois, il n'est pas nécessaire que toutes les parties 16 de l'élément 10 atteignent simultanément la valeur de rupture Tr, si bien que des ruptures successives de l'élément 10 peuvent avoir lieu séparément au niveau de chaque pièce 14. En outre, dans certains cas, la valeur de rupture Tr peut être différente pour des parties 16 séparées dans l'élément 10, et qui entourent respectivement des pièces 14 distinctes.
La pièce principale 12 peut être constituée d'un matériau à faible ductilité ou à faible ténacité, notamment un matériau qui présente une valeur du coefficient K-ic qui est inférieure à 10 MPa-m1'2. Cette valeur de ténacité KiC peut être mesurée conformément à la norme DIN EN ISO 18756 publiée en septembre 2005.
Par exemple, la pièce principale 12 peut être constituée d'un verre, d'une céramique telle que, par exemple, le carbure de silicium (SiC), ou d'une vitrocéramique telle que, par exemple, le matériau commercialisé sous l'appellation Zerodur®.
En particulier, la pièce principale 12 peut être un banc optique, un miroir de rayonnement ou une structure de support telle qu'un châssis, des bras de maintien ou une monture de télescope. Avantageusement, la pièce principale 12 peut être conçue avec un trajet de faiblesse 20 qui est disposé dans la pièce principale 12 pour guider le bris. Typiquement, le bris peut être produit par une fissure qui est initiée par la mise en extension d'une des parties 16 de la pièce principale 12, puis la fissure progresse le long du trajet de faiblesse 20. Un tel mode de rupture est plus efficace lorsque le matériau de la pièce principale 12 est de type fragile (« brittle » en anglais). Sur les Figs. 1 et 2, le trajet de faiblesse 20 présente une section en forme de croix dans le plan de ces Figures, selon les diagonales de la forme en carré de l'élément 10. De façon générale, le trajet de faiblesse 20 peut être jalonné par une pluralité de prédécoupes réalisées dans la pièce principale 12, en plus de la possibilité que plusieurs pièces 14 soient elles-mêmes situées sur le trajet de faiblesse 20, pour relayer l'ouverture et la progression de la fissure lorsque la température de rupture Tr est atteinte.
Le matériau de chaque pièce 14, dite autre pièce dans la description générale de l'invention, peut comprendre un métal, tel que le titane ou l'aluminium par exemple, un alliage métallique ou une céramique.
En particulier, chaque pièce 14 peut être un organe d'assemblage, un boulon, une vis, un goujon, un piton, un insert, un coin, etc.
Dans des modes de réalisation particuliers de l'invention, dont la Fig. 3 est un exemple, chaque pièce 14 peut être imbriquée dans la pièce principale 12 avec un jeu intermédiaire J, qui existe lorsque la température de l'élément 10 est dans l'intervalle prévu pour le fonctionnement en mission du satellite. Tant que la température de l'élément de satellite 10 est inférieure à la température-seuil Ts, le jeu intermédiaire J est positif de sorte que la pièce principale 12 n'est pas mise dans un état de contrainte mécanique d'extension par les pièces 14. En particulier, en-dessous de 150°C, la dilatation thermique des pièces 14 n'entraîne pas de contrainte mécanique d'extension dans la pièce principale 12. En fait, les surfaces respectives des pièces 12 et 14, qui sont en vis-à-vis, ne sont alors pas en contact.
Le jeu intermédiaire J diminue au fur et à mesure que la température de l'élément de satellite 10 augmente, jusqu'à devenir nul lorsque la température de l'élément de satellite 10 atteint la température-seuil Ts. Les surfaces en vis-à-vis, respectivement de la pièce principale 12 et de la pièce 14, viennent alors au contact l'une de l'autre comme représenté sur la Fig. 4.
Puis, lorsque la température de l'élément de satellite 10 continue à augmenter, au-dessus de la température-seuil Ts, le jeu intermédiaire J reste nul mais la pièce 14 exerce une force d'appui croissante contre la pièce principale 12, par leurs surfaces en contact. Ainsi, la pièce principale 12 est mise dans un état d'extension par chaque pièce 14 dans la partie 16 environnante, jusqu'à ce que la pièce principale 12 se fragmente lorsque la température de l'élément de satellite 10 atteint la valeur de rupture Tr.
La valeur de rupture Tr est de préférence comprise entre 600°C et 2500°C. La valeur de rupture Tr et la valeur de la température-seuil Ts sont déterminées par les matériaux respectifs des pièces 12 et 14, ainsi que par les dimensions de ces pièces, et particulièrement leurs dimensions au niveau du jeu intermédiaire J.
Exemples
Un élément de satellite 10 tel que représenté sur les Figs. 3 et 4, comprend :
- une pièce principale 12 en carbure de silicium, cylindrique de diamètre externe 200 mm (millimètre) ;
- une autre pièce 14 en titane, avec une tige cylindrique 22 de diamètre 10 mm qui est insérée dans un trou central de la pièce principale 12 ; et
- un jeu intermédiaire J de 20 μιτι (micromètre),
La température-seuil Ts est ainsi égale à 340°C. Pour la valeur intermédiaire de température de 1 100°C, l'amplitude de contrainte mécanique d'extension de la pièce principale 12 est alors de 420 M Pa (mégaPascal). Cette amplitude de contrainte peut être suffisante pour provoquer la rupture de la pièce principale 12, en prévoyant au besoin un trajet de faiblesse adéquat dans celle-ci.
Dans un tel mode de réalisation, chaque autre pièce 14 peut être constituée par un boulon qui comporte une tête 24 à l'une des extrémités de la tige cylindrique 22. La tige 22 est reçue dans un alésage 26 qui est ménagé dans la pièce principale 12, et le boulon est retenu sur la pièce principale 12 par la tête 24 et par un écrou 28 qui est vissé sur l'extrémité de la tige 22 opposée à la tête 24.
L'élément de satellite 10 peut comprendre aussi au moins une pièce additionnelle, constituée d'un matériau élastique et disposée entre la tête 24 du boulon et la pièce pnncipale 12, ou entre l'écrou 28 et la pièce principale 12. Dans le mode de réalisation des Fig. 3 et 4, l'élément de satellite 10 comprend deux pièces additionnelles : une pièce additionnelle 30A qui est disposée entre la tête 24 du boulon et la pièce principale 12, et une pièce additionnelle 30B qui est disposée entre l'écrou 28 et la pièce principale 12. De telles pièces additionnelles en matériau élastique évitent que le boulon puisse bouger de façon incontrôlée par rapport à la pièce principale 12 lorsque la température de l'élément 10 est inférieure à la température-seuil Ts, mais ceci sans générer de contraintes dans la pièce principale 12. Ainsi, la pièce ou les pièces 14 qui sont ajoutées par l'invention ne produisent aucune déformation de la pièce principale 12 tant que la température de l'élément 10 n'excède pas la température-seuil Ts. Une telle précaution est particulièrement importante lorsque la pièce principale 10 est déterminée avec une exigence géométrique élevée. Tel est le cas, notamment, lorsque la pièce principale 12 est un miroir de réflexion de rayonnement, tel qu'un miroir de télescope.
La Fig. 5 illustre une variante de réalisation de l'invention, dans laquelle la pièce principale 12 est pourvue d'un sillon S qui s'étend sous sa surface externe S0. Le sillon S possède une ouverture dans la surface S0 qui est plus étroite qu'une section du sillon en profondeur sous la surface S0. Par exemple, le sillon S peut avoir un profil de flèche pénétrante dans la pièce 12. Un barreau métallique 14 est inséré dans le sillon S, par exemple en glissant le barreau 14 par une extrémité latérale du sillon S qui est ouverte. Le diamètre du barreau 14 est prévu pour que sa surface périphérique vienne en contact avec la pièce 12 à plusieurs endroits à l'intérieur du sillon S. Lorsque la température de l'élément 10 augmente au-dessus de la température-seuil Ts, le sillon S est progressivement élargi. Un profil en pointe (référence P sur la Fig. 5) du fond du sillon S, à l'opposé de son ouverture dans la surface S0, est favorable pour générer une fissure lorsque la valeur de rupture Tr est atteinte pour l'élément 10. Les Figs. 6 et 7 illustrent une autre variante de réalisation de l'invention, dans laquelle la pièce principale 12 est un miroir primaire de télescope, qui est muni d'une surface optique sur sa face antérieure 32. Sur sa face postérieure 34, le miroir 12 comporte une pluralité de nervures de rigidification 36, qui s'entrecroisent pour former des points d'intersection 38.
De manière similaire au mode de réalisation de l'invention décrit au regard des Figs 3 et 4, l'élément 10 qui comprend le miroir 12 peut comprendre en sus une pluralité de boulons 14 engagés dans des alésages respectifs 26 ménagés dans les nervures 36, et retenus sur ces nervures 36 par leurs têtes 24 et par des écrous respectifs 28 vissés sur leur tiges 22. Des pièces additionnelles 30A, 30B peuvent également être prévues. Outre leur fonction d'initiation de la rupture du miroir 12, ces boulons 14 peuvent éventuellement servir à retenir des éléments légers prévus sur la face postérieure 34 du miroir 12, tels qu'une nappe de superisolation thermique (ou «MLI» pour MultiLayer Insulation en anglais, et non représentée).
Le miroir 12 peut également être pourvu d'une pluralité de goujons 14', chaque goujon 14' comportant une tête 24' et une tige 22' qui est engagée dans un alésage non-traversant respectif 26' ménagé à un point d'intersection 38 de plusieurs nervures 36. Le goujon 14' est retenu dans l'alésage 26' par une clavette 28', insérée à travers la tige 22' et un orifice 40 qui est prévu au point d'intersection 38. Une pièce additionnelle 30A peut également être prévue entre la tête 24' du goujon 14' et le miroir 12. Outre leur fonction d'initiation de la rupture du miroir 1 2, ces goujons 14' peuvent permettre de fixer le miroir 12 sur un support dédié monté sur le satellite (non représenté).
Ainsi, lorsque la température de l'ensemble du miroir 12, des boulons 14 et des goujons 14' augmente au-dessus de la température-seuil Ts, les boulons 14 et/ou goujons 14' exercent des contraintes croissantes sur les nervures 36 et/ou les points d'intersection 38, jusqu'à ce que la température du miroir 12 atteigne la valeur de rupture Tr, initiant de ce fait une rupture dans les nervures 36 et/ou les points d'intersection 38, qui se propage jusqu'à la face antérieure 32 et provoque le bris du miroir 12. Eventuellement, en prévoyant des alésages 26, 26' dont les sections ne sont pas circulaires, comme décrit pour le mode de réalisation de la Fig. 5, il est possible de déterminer une orientation initiale de la rupture à partir de chaque alésage.
Afin d'assurer une réduction suffisante de l'élément de satellite 10 lors de sa réentrée dans l'atmosphère terrestre, cet élément 10 est préférentiellement conçu pour que chaque débris 18 de la pièce principale 12 ait une masse inférieure à 8 kg, de préférence inférieure à 4 kg.
Une autre manière d'assurer la réduction suffisante de l'élément de satellite 10 peut être de déterminer l'énergie d'impact au sol de chaque débris 18. Ainsi, chaque débris 18 peut être prévu pour avoir une valeur résiduelle d'énergie cinétique qui est inférieure à 15 joules, lorsqu'il arrive à la surface de la Terre après avoir traversé l'atmosphère. Pour cela, un logiciel de simulation de évolution de la pièce principale 12 lors de sa réentrée dans l'atmosphère, puis de chaque débris 18 qui en résulte, peut être utilisé. Eventuellement, les deux conditions sur la masse et l'énergie cinétique de chaque débris 18 peuvent être cumulées.
L'invention propose donc un élément de satellite qui est capable de se fragmenter de manière autonome, simple et efficace lors de la réentrée du satellite dans l'atmosphère terrestre. En effet, l'augmentation de la température de l'élément de satellite qui est générée par la réentrée induit une dilatation de pièces additionnelles qui sont introduites par l'invention. Cette dilatation des pièces additionnelles induit alors une contrainte mécanique d'extension dans la pièce principale, jusqu'à ce que cette pièce principale se rompe sous l'effet de la contrainte d'extension devenue excessive. Cette rupture de la pièce principale peut être guidée par un trajet de faiblesse prédéfini.
Eventuellement, le dimensionnement d'un jeu intermédiaire entre la pièce principale et chaque autre pièce peut garantir la stabilité dimensionnelle de la pièce principale pendant toute la durée d'utilisation opérationnelle du satellite. Ainsi, il est possible qu'aucune contrainte ne soit appliquée sur la pièce principale pour la gamme de température d'utilisation qui est comprise entre -100°C et 120°C environ, ces valeurs n'étant citées qu'à titre d'exemple. La forme exacte de la pièce principale, qui est prévue pour son utilisation en orbite de mission, est ainsi préservée. Ce n'est qu'à partir de la température- seuil Ts pour l'élément de satellite, supérieure à la gamme de température d'utilisation, que les pièces additionnelles sont suffisamment dilatées thermiquement pour absorber le jeu intermédiaire. Au-delà, les pièces additionnelles exercent une contrainte croissante sur la pièce principale, qui devient suffisante pour briser la pièce principale lorsque la température de l'élément de satellite a atteint la valeur de rupture Tr. La Fig. 8 illustre ce principe de l'invention. Dans cette figure, T désigne la température de l'élément de satellite 10, C désigne symboliquement l'amplitude des contraintes dans l'une des parties 16 de la pièce principale 12, exprimée en valeur absolue et en unité arbitraire (a.u.), et ATutiiiSation est la gamme de valeurs de la température T qui est prévue pour l'utilisation de mission.
En exploitant la différence de valeurs pour le coefficient de dilatation thermique entre les différents matériaux qui constituent respectivement la pièce principale et les autres pièces, on a obtenu de manière simple un élément de satellite avec une capacité d'autodestruction qui est améliorée et fiabilisée.

Claims

R E V E N D I C A T I O N S
1 . Elément (10) formant une partie d'un satellite ou destiné à être embarqué à bord d'un satellite, et comprenant une pièce principale (12) solide et au moins une autre pièce (14) solide imbriquée dans la pièce principale (12), lesdites pièces (12, 14) étant constituées de matériaux respectifs différents et sélectionnés de sorte que lorsqu'une température (T) de l'élément (10) est augmentée, la pièce principale (12) subit une dilatation thermique inférieure à une dilatation thermique de l'autre pièce (14), de sorte que :
- au-delà d'une température-seuil (Ts), une partie (16) de la pièce principale (12) est mise dans un état de contrainte mécanique d'extension par l'autre pièce (14), avec une amplitude (C) de contrainte mécanique d'extension non-nulle, ladite température-seuil (Ts) étant supérieure à 150°C ; et
- l'amplitude (C) de contrainte mécanique d'extension croît en fonction de la température (T) de l'élément (10), jusqu'à ce que ladite température
(T) de l'élément (10) atteigne une valeur de rupture (Tr) pour laquelle la contrainte mécanique d'extension provoque un bris de la pièce principale (12) en plusieurs débris (18).
2. Elément (10) selon la revendication 1 , adapté pour que la dilatation thermique de l'autre pièce (14) ne provoque pas de contrainte mécanique d'extension dans la pièce principale (12) lorsque la température (T) de l'élément (10) est inférieure à 150°C.
3. Elément (10) selon la revendication 1 ou 2, adapté pour que la valeur de rupture (Tr) pour la température (T) de l'élément (10) soit comprise entre 600°C et 2500°C.
4. Elément (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, comprenant plusieurs autres pièces (14) imbriquées dans la pièce principale (12) de façon à mettre dans des états de contrainte mécanique d'extension respectifs plusieurs parties (16) de ladite pièce principale (12), avec des amplitudes de contrainte mécanique d'extension respectives pour lesdites parties (16) qui croissent toutes en fonction de la température (T) de l'élément (10).
5. Elément (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel la pièce principale (12) est conçue avec au moins un trajet de faiblesse (20) disposé dans ladite pièce principale (12) de sorte que le bris se produise le long dudit trajet de faiblesse (20).
6. Elément (10) selon la revendication 5, dans lequel chaque autre pièce (14) est imbriquée dans la pièce principale (12) sur le trajet de faiblesse (20).
7. Elément (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel chaque autre pièce (14) est imbriquée dans la pièce principale (12) avec un jeu intermédiaire (J) tel que la pièce principale (12) n'est pas mise dans un état de contrainte mécanique d'extension par ladite autre pièce (14) tant que la température (T) de l'élément (10) est inférieure à la température-seuil (Ts), ledit jeu intermédiaire (J) devenant nul lorsque la température (T) de l'élément (10) est égale à la température-seuil (Ts).
8. Elément (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel le matériau de la pièce principale (12) comprend un verre, une céramique, une vitrocéramique ou tout matériau ayant une valeur de ténacité K-ic inférieure à 10 MPa-m1 2.
9. Elément (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel le matériau de chaque autre pièce (14) comprend un métal, un alliage métallique ou une céramique.
10. Elément (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, dans lequel la pièce principale (12) comprend un banc optique, un miroir de rayonnement ou une structure de support, notamment une structure rigide d'un appareil d'observation pour supporter au moins un composant optique dudit appareil.
1 1 . Elément (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, dans lequel chaque autre pièce (14) est un organe d'assemblage, un boulon, une vis, un goujon, un piton, un insert ou un coin.
12. Elément (10) selon la revendication 1 1 , dans lequel le boulon constituant une dite autre pièce (14) de l'élément (10) est retenu sur la pièce principale (12) par un écrou (28), avec au moins une pièce additionnelle (30A, 30B) comprenant un matériau élastique, interposée entre une tête (24) du boulon et la pièce principale (12), ou entre l'écrou (28) et la pièce principale (12).
13. Elément (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 12, conçu pour que chaque débris (18) de la pièce principale (12) ait une masse inférieure à 8 kg, de préférence inférieure à 4 kg.
14. Procédé de conception d'un élément (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 13, comprenant une étape de détermination d'une taille de chaque débris (18) adaptée de sorte que ledit débris (18) ait une valeur résiduelle d'énergie cinétique inférieure à 15 joules, lorsque ledit débris atteint le sol terrestre après réentrée du satellite dans l'atmosphère terrestre.
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