WO2016087722A1 - Procédé de fabrication d'une coque de réflecteur d'antenne, en particulier d'un engin spatial - Google Patents

Procédé de fabrication d'une coque de réflecteur d'antenne, en particulier d'un engin spatial Download PDF

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WO2016087722A1
WO2016087722A1 PCT/FR2015/000215 FR2015000215W WO2016087722A1 WO 2016087722 A1 WO2016087722 A1 WO 2016087722A1 FR 2015000215 W FR2015000215 W FR 2015000215W WO 2016087722 A1 WO2016087722 A1 WO 2016087722A1
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shell
fold
skin
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perforation
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Audrey-Marine LOUIS
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Airbus Defence And Space Sas
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    • H—ELECTRICITY
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    • H01Q15/142—Apparatus or processes specially adapted for manufacturing reflecting surfaces using insulating material for supporting the reflecting surface
    • H01Q15/144—Apparatus or processes specially adapted for manufacturing reflecting surfaces using insulating material for supporting the reflecting surface with a honeycomb, cellular or foamed sandwich structure

Definitions

  • a method of manufacturing an antenna reflector shell, in particular a spacecraft is also possible.
  • the present invention relates to a method of manufacturing an antenna reflector shell, in particular a spacecraft.
  • the present invention applies more particularly to a hull forming part of an antenna reflector of a spacecraft such as a telecommunication satellite, in particular a large antenna reflector. .
  • 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).
  • 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. .
  • 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.
  • the object of the present invention is to remedy this drawback and to enable the manufacture of a large reflector shell which is not very sensitive 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 front skin being reflective for electromagnetic radiation and being made of a composite material comprising at least one main stack provided with at least one fold.
  • 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 fold, this additional fold having a mechanical strength greater than that of the at least one fold of the stack; main ; and
  • the extra fold at high resistance has a strength greater than 350 MPa.
  • the high strength supplemental ply comprises fibers made of one of the following: glass fabric, aramid, carbon.
  • 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.
  • the additional fold is arranged according to one of the following methods:
  • said at least one fold of the main stack is a high modulus (elasticity) type fold;
  • the perforation step is performed after polymerization of the composite material at least the front skin;
  • the perforation step is carried out using at least one laser.
  • 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 is to achieve successively the perforation of one and the other of said skins.
  • the present invention also relates to an antenna reflector shell, in particular a spacecraft antenna, obtained by the implementation of the aforementioned manufacturing method, that is to say a shell comprising at least one skin said skin before, said skin before being reflective for electromagnetic radiation and being made of a composite material comprising a main stack provided with at least one ply, said front skin comprising an additional ply having a mechanical strength greater than that of at least one ply of the main stack and being openwork.
  • the present invention further relates to:
  • an antenna reflector in particular an antenna of a spacecraft, comprising a shell as mentioned above;
  • a spacecraft in particular a satellite, comprises at least one such antenna reflector.
  • 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 view, in perspective, showing in particular a second mode of arrangement of 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 method of manufacturing a shell.
  • 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.
  • this shell can being part of an antenna reflector of a spacecraft such as a telecommunication satellite, in particular 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;
  • the shell 1 comprises a structure 4 of the sandwich type. As represented in FIG. 2, this structure 4 is provided with a central element (or core) 5, specified hereinafter, and two skins 6 and 7 arranged on either side of said central element 5, namely:
  • a so-called front skin 6 which is arranged at the front face 2 of the shell 1 and which is able to receive and send back the electromagnetic radiation received by the antenna reflector;
  • rear skin 7 which is arranged at the rear face 3 of the shell 1 and which is intended in particular to receive the reinforcing elements.
  • the front skin 6 is therefore configured to be reflective for electromagnetic radiation having frequencies adapted to the frequency band or bands intended to be reflected by the reflector, and it is made of a composite material.
  • the rear skin 7 is also made of a composite material.
  • 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 (ie the reflective surface) of the shell 1 must allow sufficient reflection of the electromagnetic waves. tromagnetic.
  • the sandwich-type structure 4 comprises a central element (or core) 5 of the NIDA type (structural and transparent to electromagnetic waves) reinforced by the two skins 6 and 7, preferably prepregs of carbon fibers / epoxy matrix.
  • the NIDA (ie honeycomb) structure is conventionally provided with a plurality of hexagonal shaped cells, which makes it possible to reinforce the strength of the shell 1 while at the same time guaranteeing maximum lightness.
  • the structure 4 is represented in rectangular general form in FIG. 2.
  • this structure 4 has a generally circular shape, for example with a diameter of the order of two to three meters, and it is curved in cross section (as shown in Figure 1).
  • the general steps of the manufacturing process of the shell 1 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.
  • a particular customary manufacturing method provides for manufacturing 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.
  • the front skin 6 comprises a main stack 8 comprising a plurality of folds P1, P2 and P3 (or layers) provided with fibers 16.
  • Each fold P1, P2, P3 can be a unidirectional fold or a woven fold.
  • 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 fold PO high strength.
  • This fold additional PO has a mechanical strength greater than that of the folds or P1, P2, P3 of the main stack 8, as specified below;
  • 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 perforation step ) consists in successively perforating the one and the other of said skins 6 and 7, preferably by first perforating one of the skins (for example the skin 6) and then turning the structure 4 to perforate the skin. 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.
  • the perforated shell 1 allows 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 (preferably consisting of a nest bees), which also decreases the impact of the efforts on the reflector.
  • 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.
  • the high strength extra ply PO has a strength greater than 350 MPa (Mega Pascal).
  • the high strength extra ply PO comprises fibers 16 made of one of the following: glass fabric, aramid, carbon.
  • the additional ply PO is arranged on an outer face 8A of the main stack 8 (towards the front face 2), as represented in FIG. 3. In this case, the additional ply PO is therefore placed outside the main stack 8 (relative to the shell 1).
  • the additional ply PO is arranged on an inner face 8B of the main stack 8, as shown in FIG. 4.
  • the additional ply PO is provided between the main stack. 8 and the central element 5, for example in 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 the example of Figure 3, it is made to be transparent to the electromagnetic waves (radiofrequency) at the operating frequency of the reflector.
  • the plies P1, P2 and P3 of the main stack 8 are very high modulus (elasticity) plies. or high modulus (elasticity).
  • the very high modulus or high modulus composite plies (carbon) constituting the main stack 8 have characteristics of dule greater than 300 GPa (Giga Pascal) and mechanical strengths (for the composite stack consisting of fibers 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 stacks made (number and orientation of the folds).
  • the high strength P0 fold has a lower stiffness (20 to 250 GPa depending on the materials and the implementation of these fibers in a composite fold), but has higher performances in terms of mechanical strength (greater than 350 MPa) .
  • the plies P1, P2 and P3 of the main stack 8 have, for example, an orientation of 0 ° and the additional fold P0 has an orientation of 90 °.
  • the additional fold P can be arranged (or applied) according to one of the following usual methods:
  • RTM type low pressure injection molding liquid resin.
  • the RTM (Resin Transfer Molding) process involves filling the enclosure with a rigid mold closed by resin injection at one or more points;
  • the preferred mode of application of the additional ply P0 high strength is to apply this additional ply in the same method as that used for the other plies P1, P2 and P3 constituting the hull, and this during the same phase of manufacture.
  • the preferred embodiment is to drape the additional high strength ply P0 together with pleats P1 to P3, and polymerize the complete stack then.
  • 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 performed after polymerization of the composite material (consisting of fibers and resin) of the skins 6 and 7.
  • the perforation of the shell 1 is performed using at least one conventional mechanical tool (not shown), for example using a drill.
  • the perforation of the shell 1 is carried out using at least one laser 10, as shown in FIG. 6.
  • This laser 10 is part of a perforation device 11 Thanks to the use of the laser 10, a particularly rapid method is obtained for perforating the shell 1.
  • the perforation step consists in implementing a relative displacement between the laser 10 and the shell 1 to be perforated in a plane P (substantially parallel to the plane of the shell).
  • This displacement is implemented by appropriate means, in particular mechanical means 12 or optical means.
  • the mechanical means 12 may comprise a set of guides 13 and a set of motor means 14, for example one or more electric motors, for moving the laser 10 on this set of guides 13, as shown schematically in FIG.
  • the laser 10 is displaced above 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 9 holes are already practiced.
  • the perforation is carried out by the emission by the laser 10 of a 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 with the aid of the laser 10, by first perforating one of the skins (by for example, the skin 6, as shown in FIG. 6) located at the top, facing the laser 10, then rotating the structure 4 by 180 ° to bring the other skin (for example the skin 7) in the right position, facing the laser 0, to perform the perforation of this other skin.
  • Laser perforation consists in locally subliming the material.
  • the fibers (in particular of carbon) of the skins 6 and 7 made of composite material do not comprise (or little) of broken or misaligned fibers, which minimizes the impacts of passive intermodulation product (or PIM, that is, that is, nonlinearities in the reflection of electromagnetic waves introduced by discontinuities).
  • PIM passive intermodulation product
  • the device 1 maintains a constant spacing D between the outer 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 holes 9 obtained are very regular.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • a minimum of (carbon) fibers are cut, which guarantees good mechanical performance of the shell 1.
  • a distribution of the holes in squares (FIG. 5) is adapted to the use of a hull whose skins are biaxial tissues.
  • the dimension and the hole density 9 are chosen so as to allow good air circulation (depending on the thickness of the air boundary layer on the shell).
  • the laser perforation is adapted to an embodiment of holes 9 of dimension (for example of diameter for holes of round section) less than 0.5 mm.
  • holes 9 of dimension (for example of diameter for holes of round section) less than 0.5 mm.
  • it makes it possible to produce perforations according to a hole size, a hole shape and a hole distribution, which can be selected specifically.
  • the perforation can be performed industrially during the manufacture of reflector shells.
  • 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.
  • the tooling is configured to maintain a constant distance D between the laser 10 and the skin surface 6, 7. Depending on the settings and the choice of the laser 10, this distance D may vary, but as indicated above, the preferred distance between the laser 10 and the surface to be perforated is equal to the focal length chosen for the laser 10.
  • the perforation device 11 also comprises mechanical or optical means (not shown) for orienting the laser beam 5 with respect 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.
  • the choice of the type of laser and the adjustments to be applied depend on the material constituting the skin 6, 7 of the shell 1, the thickness of the skin 6, 7, and the geometry of perforation that one wishes to achieve. In particular, it is possible to select the power of the laser 10, the focal length, the scanning speeds, the cutting strategy of each hole, and the order of perforation of the holes.
  • the perforating device 11 comprises a control unit 17 for controlling the laser 10 according to the parameters and the strategy determined in advance.
  • the control unit 17 is linked via a link 18 to the motor means 14 and via a connection 19 to the laser 10.
  • These parameters and strategy are programmed, in the usual manner, in the control unit 17 and automated.

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Abstract

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.

Description

Procédé de fabrication d'une coque de réflecteur d'antenne, en particulier d'un engin spatial.
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 engin spatial tel qu'un satellite de télécommunication, en particulier d'un réflecteur 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).
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.
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.
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 sollicitations 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 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 étant réfléchissante pour des rayonnements électromagnétiques et étant réalisée 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 agencer en plus de l'empilement principal un pli supplémentaire à haute résistance, 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.
Ainsi, grâce à l'invention, en réalisant au moins une peau avant ajourée 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 composite 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 résistance présente une résistance mécanique supérieure à 350 MPa. De plus, de préférence, le pli supplémentaire à haute résistance comprend des 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 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 ;
- 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.
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
- 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 successivement 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 œuvre du procédé de fabrication précité, c'est-à-dire une coque comprenant au moins une peau dite peau avant, ladite peau avant étant réfléchissante pour des rayonnements électromagnétiques et étant réalisée en un matériau composite comprenant un empilement principal pourvu d'au moins un pli, ladite 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 :
- 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 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 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 notamment 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 œuvre 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 faire partie d'un réflecteur d'antenne d'un engin spatial tel qu'un satellite de télécommunication, en particulier d'un réflecteur d'antenne de grande dimension.
Un tel réflecteur d'antenne comprend, généralement :
- une coque 1 représentant une structure (ou panneau) rigide pourvue d'une surface réfléchissante sur une face 2 dite face avant ; et
- des éléments de renfort (non représentés) qui sont agencés à une face arrière 3 de la coque 1 , opposée à la face avant 2. Ces éléments de renfort participent au maintien de la coque 1 et à la liaison avec le satellite. Ces éléments de renfort sont connus et pas décrits davantage dans la présente description.
Dans un mode de réalisation préféré, la coque 1 comprend une structure 4 de type sandwich. Comme représenté sur la figure 2, cette structure 4 est pourvue d'un élément central (ou âme) 5, précisé ci-après, et de deux peaux 6 et 7 agencées de part et d'autre dudit élément central 5, à savoir :
- une peau dite avant 6 qui est agencée au niveau de la face avant 2 de la coque 1 et qui est apte à recevoir et renvoyer les rayonnements électromagnétiques reçus par le réflecteur d'antenne ; et
- une peau dite arrière 7 qui est agencée au niveau de la face arrière 3 de la coque 1 et qui est destinée notamment à recevoir les éléments de renfort.
La peau avant 6 est donc configurée pour être réfléchissante pour des rayonnements électromagnétiques présentant des fréquences adaptées à la ou aux bandes de fréquence prévues d'être réfléchies par le réflecteur, et elle est réalisée en un matériau composite.
Dans un mode de réalisation préféré, la peau arrière 7 est également réalisée en un matériau composite.
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- tromagnétiques.
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 préimprégnées de fibres de carbone/matrice époxy. La structure NIDA (c'est-à- 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 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 (excepté 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 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 couches) pourvus de fibres 16. Chaque pli P1 , P2, P3 peut être un pli unidirectionnel 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 l'empilement principal 8, un pli supplémentaire PO à haute résistance. Ce pli supplémentaire PO présente une résistance mécanique supérieure à celle du 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.
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 œuvre lors de cette étape de perforation) consiste à réaliser successivement la perforation de l'une et de l'autre desdites peaux 6 et 7, de préférence en perforant d'abord l'une des peaux (par exemple la peau 6) puis en retournant la structure 4 pour perforer l'autre peau (par exemple la peau 7) avec le même dispositif ou outil. La figure 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 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- 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 préférence 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 simplifier 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 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 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 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 supplémentaire 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 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 de la figure 3, il est réalisé pour être transparent aux ondes électromagnétiques (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 constituant l'empilement principal 8 présentent des caractéristiques de mo- dule supérieures à 300 GPa (Giga Pascal) et des résistances mécaniques (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 P0 haute résistance présente une rigidité plus faible (20 à 250 GPa en fonction des matériaux et des mises en uvre 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 P3 de l'empilement principal 8 présentent, par exemple, une orientation de 0° et le pli supplémentaire P0 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 ;
- 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 en un ou plusieurs points ;
- par infusion.
Le mode préféré d'application du pli supplémentaire P0 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 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 poly- mérisant la résine, le mode de réalisation préféré consiste à draper le pli supplémentaire P0 à haute résistance en même temps que les plis P1 à P3, et à polymériser l'empilement complet ensuite. L'application d'un pli supplémentaire et ses caractéristiques, telles que décrites pour la peau avant 6, peuvent également être mises en œuvre sur la peau arrière 7.
L'étape de perforation est réalisée après une polymérisation du matériau composite (constitué de fibres et de résine) des peaux 6 et 7.
Dans un premier mode de réalisation, la perforation de la coque 1 est réalisée à l'aide d'au moins un outil mécanique usuel (non représenté), utilisant par exemple un foret.
En outre, dans un second mode de réalisation préféré, la perforation de la coque 1 est réalisée à l'aide d'au moins un laser 10, comme représenté sur la figure 6. Ce laser 10 fait partie d'un dispositif de perforation 11. Grâce à l'utilisation du laser 10, on obtient une méthode particulièrement rapide pour perforer la coque 1.
Dans ce second mode de réalisation préféré, l'étape de perforation consiste à mettre en œuvre un déplacement relatif entre le laser 10 et la coque 1 à perforer dans un plan P (sensiblement parallèle au plan de la coque). Ce déplacement est mis en œuvre 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 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 direction E), les trous 9 sont déjà pratiqués. La perforation est réalisée par l'émission par le laser 10 d'un faisceau la'ser 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, 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 7) dans la bonne position, face au laser 0, 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 composite 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 dispositif 1 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 :
- 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 ;
- 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.
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 exemple, une répartition des trous en carrés (figure 5) est adaptée à l'utilisation d'une coque dont les peaux sont des tissus biaxes. La dimension et la densité des trous 9 sont choisies de manière à permettre une bonne circulation de l'air (en 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 dimension (par exemple de diamètre pour des trous de section ronde) inférieure 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, sélection- nables spécifiquement.
Dans un mode de réalisation préféré, la perforation peut être réalisée 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.
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.
Le dispositif de perforation 11 comprend également des moyens mécaniques ou optiques (non représentés) pour orienter le faisceau laser 5 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.
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 perforation des trous.
Dans un mode de réalisation préféré, le dispositif de perforation 11 comporte une unité de commande 17 pour piloter le laser 10 suivant les paramètres et la stratégie déterminés à l'avance. Pour ce faire, l'unité de commande 17 est liée via une liaison 18 aux moyens moteurs 14 et via une liaison 19 au laser 10. Ces paramètres et stratégie sont programmés, de façon usuelle, dans l'unité de commande 17 et automatisés.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de fabrication d'une coque de réflecteur d'antenne, en particulier d'une antenne d'un engin spatial, ladite coque (1) comprenant au moins une peau dite peau avant (6), ladite 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),
caractérisé en ce qu'il comprend :
- une étape auxiliaire 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 ladite peau avant (6) de manière à y pratiquer une pluralité de trous (9) traversant.
2. Procédé selon la revendication 1 ,
caractérisé en ce que le pli supplémentaire (PO) à haute résistance présente une résistance mécanique supérieure à 350 MPa.
3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2,
caractérisé en ce que le pli supplémentaire (PO) à haute résistance comprend des fibres (16) réalisées en l'un des éléments suivants : tissu de verre, ara- mide, carbone.
4. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que le pli supplémentaire (PO) est agencé sur une face externe (8A) de l'empilement principal (8).
5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que le pli supplémentaire (PO) est agencé sur une face interne (8B) de l'empilement principal (8).
6. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le pli supplémentaire (PO) est agencé selon l'une des méthodes suivantes :
- par drapage du pli supplémentaire qui est pré-imprégné ;
- par drapage du pli supplémentaire qui est sec, suivi par une imprégnation d'une résine ;
- par un procédé de moulage par injection à basse pression de résine liquide ;
- par infusion.
7. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit au moins un pli (P1 , P2, P3) de l'empilement principal (8) est un pli de type haut module d'élasticité.
8. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'étape de perforation est réalisée après une polymérisation du matériau composite au moins de la peau avant (6).
9. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'étape de perforation est réalisée à l'aide d'au moins un laser (10).
10. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, pour fabriquer une coque (1) comprend une structure (4) de type sandwich, pourvue d'un élément central (5) et de deux peaux (6, 7) dont ladite peau avant (6), qui sont agencées de part et d'autre dudit élément central (5), caractérisé en ce que l'élément central (5) de la coque est pourvu d'ouvertures traversantes, et en ce que l'étape de perforation consiste à réaliser successivement la perforation de l'une et de l'autre desdites peaux (6, 7).
11. Coque de réflecteur d'antenne, en particulier d'une antenne d'engin spatial,
caractérisée en ce qu'elle est obtenue par la mise en œuvre du procédé spécifié sous l'une des revendications 1 à 10.
12. Réflecteur d'antenne, en particulier d'une antenne d'engin spatial, caractérisé en ce qu'il comporte une coque (1) selon la revendication 11.
13. Engin spatial, en particulier un satellite, caractérisé en ce qu'il comporte au moins un réflecteur d'antenne selon la revendication 12.
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