WO2017042442A1 - Procédé de fabrication d'une coque de réflecteur d'antenne avec pli métallisé, en particulier d'un engin spatial - Google Patents

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WO2017042442A1
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metallization
shell
stack
spacecraft
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Audrey-Marine LOUIS
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Airbus Safran Launchers Sas
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    • H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
    • H01Q15/00—Devices for reflection, refraction, diffraction or polarisation of waves radiated from an antenna, e.g. quasi-optical devices
    • H01Q15/14—Reflecting surfaces; Equivalent structures
    • H01Q15/141—Apparatus or processes specially adapted for manufacturing reflecting surfaces
    • H01Q15/142—Apparatus or processes specially adapted for manufacturing reflecting surfaces using insulating material for supporting the reflecting surface
    • H01Q15/144—Apparatus or processes specially adapted for manufacturing reflecting surfaces using insulating material for supporting the reflecting surface with a honeycomb, cellular or foamed sandwich structure
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
    • H01Q1/00—Details of, or arrangements associated with, antennas
    • H01Q1/27—Adaptation for use in or on movable bodies
    • H01Q1/28—Adaptation for use in or on aircraft, missiles, satellites, or balloons
    • H01Q1/288—Satellite antennas

Definitions

  • 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.
  • the present invention applies more particularly to an antenna reflector operating in high frequency bands (Ka, Q, V bands for frequencies greater than 20 GHz).
  • 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 hulls of reflectors have dimensions up to about seven meters in diameter. They have a surface of generally parabolic shape, and which may have specific non-developable local deformations, called "shaping".
  • the shells of the usual reflectors generally consist of carbon composite which, on the one hand, guarantees a good mechanical strength of the reflector shell to the high mechanical stresses undergone. by the reflector at launch and in orbit, and secondly, ensures good reflection of electromagnetic waves in the C and Ku frequency bands.
  • One of the usual methods for improving the reflectivity in these high frequency bands is to apply a layer of metal on the reflector shell, on the side of the reflective surface of the composite.
  • the metallized surface has a very good conductivity, which generates good reflectivity performance, and the carbon composite ensures, among other things, the mechanical performance of the shell.
  • Conventional metallization methods provide for the application of a metal layer during the draping of composite plies or after polymerization of the composite. For example, it is possible to apply the metal layer on the mold, then to drape the composite folds over, on the same mold, and finally to polymerize the assembly. Another method is to drape and polymerize the composite shell and then apply the metallized layer to the fully draped shell.
  • the resistance of the metallized layer to the composite substrate may also fail, and the addition of a metallized layer induces a strong dissymmetry of the stack of the shell, which has a negative impact on the thermoelastic deformations of the reflector;
  • the present invention aims to remedy at least some of these disadvantages. It relates to a method for manufacturing an antenna reflector shell, in particular an antenna of a spacecraft, said shell being made of a composite material comprising at least one stack provided with composite folds, said method comprising a set of successive steps including steps of draping and resin impregnation of said composite plies and a polymerization step.
  • said method comprises a metallization step, this metallization step being carried out before said set of steps and consisting in applying a metallization on at least one dry composite fold intended for stacking, before impregnation and draping. .
  • the metallization step consists in applying the metallization on at least the composite fold of the stack which is situated furthest forward with respect to an illumination face of the shell.
  • a metallization is carried out on at least one dry composite fold (that is to say not impregnated), which overcomes at least some of the aforementioned drawbacks, as specified below.
  • composite ply means a ply (or layer) of fibers (for example carbon fibers) intended to constitute a composite element after resin impregnation and polymerization.
  • the metallization step consists in applying the metallization on at least the composite fold of the stack of said front skin, which is located furthest forward.
  • the second so-called back skin also comprises at least one stack provided with composite folds
  • the step metallization is to apply the metallization also on at least the composite fold of the stack of said rear skin, which is located furthest back.
  • the metallization step is carried out using one of the following methods:
  • the method also has at least some of the following characteristics, taken individually or in combination:
  • the metallization step consists in depositing at least one layer of metal on at least one face of the composite fold;
  • the metallization step consists in depositing a plurality of metal layers on the composite fold;
  • the metallization step consists in applying (depositing) at least one of the following metals: gold, aluminum, chromium, copper;
  • said composite plies are of one of the following types: unidirectional, woven;
  • the fibers of the composite plies are made of carbon.
  • the set of steps successively comprises: the resin impregnation step, the draping step and the polymerization step.
  • the set of steps successively comprises: the draping step, the resin impregnation step and the polymerization step.
  • the present invention also relates to an antenna reflector hull, in particular a spacecraft antenna, obtained by the implementation of the aforementioned manufacturing method, that is to say a hull comprising at least one crease. metallized composite.
  • the present invention further relates to:
  • an antenna reflector in particular an antenna of a spacecraft, comprising a shell as mentioned above; and a spacecraft, in particular a satellite, comprises at least one such antenna reflector.
  • 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 a stack of composite folds comprising a metallized composite fold.
  • 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 may be part of an antenna reflector of a spacecraft such as a telecommunications 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 1 1 received by the antenna reflector; and - A so-called rear skin 7 which is arranged at the rear face 3 of the shell 1 and which is intended in particular to receive the reinforcing elements.
  • the front skin 6 is configured to be reflective for electromagnetic radiation 1 1 having frequencies adapted to the frequency band or bands intended to be reflected by the reflector, and 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 (but not exclusively) carbon.
  • Each fold can be a unidirectional fold or a woven fold.
  • the sandwich-like structure 4 comprises a core element (or core) 5 of the NIDA type (structural and transparent to electromagnetic waves) reinforced by the two skins 6 and 7.
  • the NIDA structure i.e. say honeycomb
  • honeycomb is provided, in the usual manner, with a plurality of cells of hexagonal shape, which makes it possible to reinforce the strength of the shell 1 while 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 several meters, and it is curved in cross section (as shown in Figure 1).
  • the front skin 6 comprises a stack 8 comprising a plurality of plies (or layers) P1, P2, P3 and P4 provided with fibers 10.
  • Each ply P1, P2, P3, P4 can be a unidirectional fold. or a woven fold.
  • the method of manufacturing the shell 1 comprises a metallization step. This metallization step is carried out before a set of usual steps (including draping, impregnation and polymerization steps) and it consists in applying a metallization on at least one dry composite fold (ie said non-impregnated resin) for the stack 8, before impregnation and draping.
  • the metallization step consists in applying the metallization on at least the composite ply P1, which is intended to be located furthest forward on the stack 8, that is to say toward the front face 2 of illumination of shell 1 by electromagnetic radiation 1 1.
  • the metallization of the composite ply P1 is schematically illustrated by thicker lines in FIG. 3 for this composite ply P1.
  • a metallization is carried out on one or dry composite plies (that is to say not impregnated with resin), before implementing the other steps of the manufacturing process.
  • This metallization aims to improve the reflective properties of the skin before 6.
  • the metallization step also consists in applying the metallization on at least the composite fold of the stack of said rear skin 7, which is situated furthest rearward (toward the face 3). This makes it possible to obtain a relatively symmetrical shell structure with a metallization on the front and a metallization on the rear, making it possible to limit the impact on the thermoelastic deformations of the reflector.
  • the metallization step is carried out using one of the following usual methods:
  • the metallization step consists in depositing at least one layer of metal on at least one face 9 (front) of the composite ply P1 (FIG. 3).
  • the metallization step consists in depositing a layer at least one of the following metals: gold, aluminum, chromium, copper.
  • the thicknesses of metallization deposits of PVD type can be between 0.1 ⁇ m and 20 ⁇ m.
  • the accuracy of the deposited thickness is plus or minus 0.005 ⁇ m.
  • the choice of the optimal thickness of metal depends on the material, and the main parameters that contribute to the choice of the thickness are the conductivity of the material, on the same composite fold, in order to have a thickness of metal greater than the thickness of skin, and the adhesion of the material.
  • the metallization step consists of depositing several successive layers of several different or identical materials, to improve the adhesion of the deposited metal to the dry composite ply.
  • the manufacturing process subjects the parts to the same stages as a usual manufacturing process, that is to say:
  • type RTM for "Resin Transfer Molding” in English: draping, impregnation, polymerization.
  • the set of steps (other than the metallization step) of the manufacturing process comprises successively: a step of impregnation (pre-impregnation) of resin, a step of draping and a polymerization step.
  • (Other than the metallization step) of the manufacturing process successively comprises: the draping step, the resin impregnation step and the polymerization step.
  • the metallization as described above makes it possible to deposit a very fine and calibrated layer (that is to say of precisely defined thickness) of metal, which minimizes the increase in mass of the composite fold (and therefore of shell 1), and also minimizes the impact on thermoelastic distortions.
  • the deposit thickness is chosen to ensure that the metal will not crack during handling, and that it will be sufficiently deformable to allow the correct use of the carbon fabric.
  • the composite ply is impregnated with resin after being metallized, the metal is protected from corrosion by the resin.
  • the adhesion of the resin around the fibers ensures the adhesion of the metal on the composite folds.
  • a suitable choice of metal or deposited metals makes it possible to avoid galvanic corrosion between the metal (s) and the fibers of the composite ply.

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Abstract

Le procédé de fabrication d'une coque (1) de réflecteur d'antenne, réalisée en un matériau composite comprenant au moins un empilement (8) pourvu de plis composites (P1, P2, P3, P4), comprend un ensemble d'étapes successives comportant des étapes de drapage et d'imprégnation de résine des plis composites (P1, P2, P3, P4) et une étape de polymérisation, ledit procédé de fabrication comprenant également une étape de métallisation, cette étape de métallisation étant réalisée antérieurement audit ensemble d'étapes et consistant à appliquer une métallisation sur au moins un pli composite (P1) sec destiné à l'empilement (8), avant imprégnation et drapage.

Description

Procédé de fabrication d'une coque de réflecteur d'antenne avec pli métallisé, 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.
La présente invention s'applique plus particulièrement à un réflecteur d'antenne fonctionnant dans des bandes de fréquences élevées (bandes Ka, Q, V pour des fréquences supérieures à 20 GHz).
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.
Les coques de réflecteurs présentent des dimensions pouvant aller jusqu'à environ sept mètres de diamètre. Elles présentent une surface de forme généralement parabolique, et qui peut présenter des déformations locales spécifiques non développables, appelées « shaping ».
Les coques des réflecteurs usuels sont généralement constituées de composite carbone qui, d'une part, garantit une bonne tenue mécanique de la coque du réflecteur aux contraintes mécaniques élevées subies par le réflecteur lors du lancement et en orbite, et d'autre part, garantit une bonne réflexion des ondes électromagnétiques dans les bandes de fréquences C et Ku.
Mais avec l'utilisation de bandes de fréquences plus élevées (Ka, Q, V), la réflectivité du composite carbone n'est pas garantie.
Une des méthodes usuelles permettant d'améliorer la réflectivité dans ces bandes de fréquence élevées est d'appliquer une couche de métal sur la coque du réflecteur, du côté de la surface réfléchissante du composite. Ainsi, la surface métallisée présente une très bonne conducti- vité, ce qui génère de bonnes performances en réflectivité, et le composite carbone assure, entre autres, les performances mécaniques de la coque.
Les méthodes de métallisation usuelles prévoient d'appliquer une couche métallique pendant le drapage des plis composites ou après la polymérisation du composite. Par exemple, il est possible d'appliquer la couche métallique sur le moule, puis de draper les plis composites pardessus, sur le même moule, et enfin de polymériser l'assemblage. Une autre méthode consiste à réaliser le drapage et la polymérisation de la coque composite, puis d'appliquer la couche métallisée sur la coque entièrement drapée.
Ces métallisations usuelles présentent des inconvénients. En particulier :
- l'ajout d'une couche métallisée augmente la masse de la coque, ce qui est très désavantageux, car pour les engins spatiaux, les critères de masses sont d'une importance majeure ;
- la tenue de la couche métallisée sur le substrat composite peut également être défaillante, et l'ajout d'une couche métallisée induit une forte dissymétrie de l'empilement de la coque, ce qui a un impact négatif sur les déformations thermo-élastiques du réflecteur ; et
- la métallisation nécessite de modifier le procédé de fabrication des réflec- teurs, soit en ajoutant une ou plusieurs couches lors du drapage des plis composites, soit en réalisant la métallisation après fabrication, ce qui nécessite des étapes de fabrication supplémentaires, des moyens industriels spécifiques et augmente les délais de fabrication. La présente invention a pour objet de remédier à au moins certains de ces inconvénients. Elle concerne un procédé de fabrication d'une coque de réflecteur d'antenne, en particulier d'une antenne d'un engin spatial, ladite coque étant réalisée en un matériau composite comprenant au moins un empilement pourvu de plis composites, ledit procédé comprenant un ensemble d'étapes successives comportant des étapes de drapage et d'imprégnation de résine desdits plis composites et une étape de polymérisation.
Selon l'invention, ledit procédé comprend une étape de métallisa- tion, cette étape de métallisation étant réalisée antérieurement audit ensemble d'étapes et consistant à appliquer une métallisation sur au moins un pli composite sec destiné à l'empilement, avant imprégnation et drapage.
Avantageusement, l'étape de métallisation consiste à appliquer la métallisation sur au moins le pli composite de l'empilement qui est situé le plus en avant par rapport à une face d'illumination de la coque.
Ainsi, grâce à l'invention, on réalise une métallisation sur au moins un pli composite sec (c'est-à-dire non imprégné), ce qui permet de remédier à au moins certains des inconvénients précités, comme précisé ci- dessous.
Dans le cadre de la présente invention, on entend par pli composite un pli (ou couche) de fibres (par exemple de fibres de carbone) destiné à constituer un élément composite après imprégnation de résine et polymérisation.
Dans un mode de réalisation préféré, pour fabriquer une coque comprenant une structure de type sandwich, pourvue d'un élément central et de deux peaux agencées de part et d'autre de l'élément central, dont une première peau dite avant qui est réfléchissante pour des rayonnements électromagnétiques et qui comprend au moins un empilement pourvu de plis composites, l'étape de métallisation consiste à appliquer la métallisation sur au moins le pli composite de l'empilement de ladite peau avant, qui est situé le plus en avant.
De plus, avantageusement, la seconde peau dite arrière comprend également au moins un empilement pourvu de plis composites, et l'étape de métallisation consiste à appliquer la métallisation également sur au moins le pli composite de l'empilement de ladite peau arrière, qui est situé le plus en arrière.
Dans un mode de réalisation préféré, l'étape de métallisation est réalisée à l'aide de l'une des méthodes suivantes :
- un dépôt en phase vapeur, de type PVD (pour « Physical Vapor Déposition », en anglais) ;
- un flammage ; et
- une méthode usuelle de dépôt d'une couche de métal sur un substrat.
Le procédé présente également au moins certaines des caractéristiques suivantes, prises individuellement ou en combinaison :
- l'étape de métallisation consiste à déposer au moins une couche de métal sur au moins une face du pli composite ;
- l'étape de métallisation consiste à déposer une pluralité de couches de métal sur le pli composite ;
- l'étape de métallisation consiste à appliquer (déposer) au moins l'un des métaux suivants : de l'or, de l'aluminium, du chrome, du cuivre ;
- lesdits plis composites sont de l'un des types suivants : unidirectionnels, tissés ;
- les fibres des plis composites sont en carbone.
Par ailleurs, dans un premier mode de réalisation, l'ensemble d'étapes comprend successivement : l'étape d'imprégnation de résine, l'étape de drapage et l'étape de polymérisation.
En outre, dans un second mode de réalisation l'ensemble d'étapes comprend successivement : l'étape de drapage, l'étape d'imprégnation de résine et l'étape de polymérisation.
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 un pli composite métallisé.
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 un empilement de plis composites comprenant un pli composite métallisé.
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 1 1 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 configurée pour être réfléchissante pour des rayonnements électromagnétiques 1 1 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 (mais non exclusivement) de carbone. Chaque pli peut être un pli unidirectionnel ou un pli tissé.
De préférence, la structure 4 de type sandwich comprend un élé- ment central (ou âme) 5 de type NIDA (structurel et transparent aux ondes électromagnétiques) renforcé par les deux peaux 6 et 7. 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 plusieurs 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 de métallisation précisée 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 dé- crites davantage dans la présente description.
Comme représenté sur la figure 3, la peau avant 6 comprend un empilement 8 comprenant une pluralité de plis (ou couches) P1 , P2, P3 et P4 pourvus de fibres 10. Chaque pli P1 , P2, P3, P4 peut être un pli unidirectionnel ou un pli tissé. Selon l'invention, le procédé de fabrication de la coque 1 comprend une étape de métallisation. Cette étape de métallisation est réalisée antérieurement à un ensemble d'étapes usuelles (comprenant des étapes de drapage, d'imprégnation et de polymérisation) et elle consiste à appli- quer une métallisation sur au moins un pli composite sec (c'est-à-dire non imprégné de résine) destiné à l'empilement 8, avant imprégnation et drapage.
L'étape de métallisation consiste à appliquer la métallisation sur au moins le pli composite P1 , qui est destiné à être situé le plus en avant sur l'empilement 8, c'est-à-dire vers la face avant 2 d'illumination de la coque 1 par le rayonnement électromagnétique 1 1 . La métallisation du pli composite P1 est illustrée schématiquement par des traits plus épais sur la figure 3 pour ce pli composite P1 .
Ainsi, grâce à l'invention, on réalise une métallisation sur un ou des plis composites secs (c'est-à-dire non imprégnés de résine), avant de mettre en œuvre les autres étapes du procédé de fabrication. Cette métallisation a pour but d'améliorer les propriétés réfléchissantes de la peau avant 6.
De plus, dans un mode de réalisation particulier, l'étape de métalli- sation consiste également à appliquer la métallisation sur au moins le pli composite de l'empilement de ladite peau arrière 7, qui est situé le plus en arrière (vers la face 3). Ceci permet d'obtenir une structure de coque relativement symétrique avec une métallisation sur l'avant et une métallisation sur l'arrière, permettant de limiter l'impact sur les déformations ther- mo-élastiques du réflecteur.
Dans un mode de réalisation préféré, l'étape de métallisation est réalisée à l'aide de l'une des méthodes usuelles suivantes :
- un dépôt en phase vapeur, de type PVD (pour « Physical Vapor Déposition », en anglais) ;
- un flammage ; et
- une méthode usuelle de dépôt d'une couche de métal sur un substrat.
L'étape de métallisation consiste à déposer au moins une couche de métal sur au moins une face 9 (avant) du pli composite P1 (figure 3). De préférence, l'étape de métallisation consiste à déposer une couche d'au moins l'un des métaux suivants : de l'or, de l'aluminium, du chrome, du cuivre.
Les épaisseurs de dépôts par métallisation de type PVD peuvent être entre 0, 1//m et 20μητι . La précision de l'épaisseur déposée est de plus ou moins 0,005//m.
Le choix de l'épaisseur optimale de métal dépend du matériau, et les principaux paramètres qui contribuent au choix de l'épaisseur sont la conductivité du matériau, sur un même pli composite, afin d'avoir une épaisseur de métal supérieure à l'épaisseur de peau, et l'adhérence du matériau.
Dans un mode de réalisation particulier, l'étape de métallisation consiste à déposer plusieurs couches successives de plusieurs matériaux différents ou identiques, pour améliorer l'adhérence du métal déposé sur le pli composite sec.
Après métallisation, le procédé de fabrication soumet les pièces aux mêmes étapes qu'un procédé de fabrication usuel, c'est-à-dire :
- pré-imprégnation de résine, drapage, polymérisation ; ou bien
- dans le cas d'une mise en œuvre par infusion ou procédé de moulage par injection à basse pression de résine liquide, de type RTM (pour « Resin Transfert Molding », en anglais) : drapage, imprégnation, polymérisation.
Par conséquent, dans un premier mode de réalisation, l'ensemble d'étapes (autres que l'étape de métallisation) du procédé de fabrication comprend successivement : une étape d'imprégnation (pré-imprégnation) de résine, une étape de drapage et une étape de polymérisation.
En outre, dans un second mode de réalisation, l'ensemble d'étapes
(autres que l'étape de métallisation) du procédé de fabrication comprend successivement : l'étape de drapage, l'étape d'imprégnation de résine et l'étape de polymérisation.
Par conséquent, pour la mise en œuvre de la présente invention, seul l'approvisionnement des plis composites est modifié, ce qui limite fortement les impacts sur le processus industriel de fabrication. De plus, la métallisation de plis composites secs avant drapage (c'est-à-dire des plis de dimensions standards et plats) est plus facile à réaliser que la métallisation a posteriori d'un réflecteur complet (de grande dimension, présentant une surface non plane et non développable).
La métallisation telle que décrite ci-dessus, permet de déposer une couche très fine et calibrée (c'est-à-dire d'épaisseur définie précisément) de métal, ce qui minimise l'augmentation de masse du pli composite (et donc de la coque 1 ), et minimise également l'impact sur les distorsions thermo-élastiques. L'épaisseur de dépôt est choisie pour garantir que le métal ne se fissurera pas pendant les manipulations, et qu'il sera suffisamment déformable pour permettre l'utilisation correcte du tissu carbone.
En outre, comme le pli composite est imprégné de résine après avoir été métallisé, le métal est protégé de la corrosion par la résine. De plus, l'adhésion de la résine autour des fibres (notamment de carbone) garantit l'adhésion du métal sur les plis composites. Un choix approprié du métal ou des métaux déposés permet d'éviter une corrosion galvanique entre le ou les métaux et les fibres du pli composite.

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 ) étant réalisée en un matériau composite comprenant au moins un empilement (8) pourvu de plis composites (P1 , P2, P3, P4), ledit procédé comprenant un ensemble d'étapes successives comportant des étapes de drapage et d'imprégnation de résine desdits plis composites et une étape de polymérisation, ledit procédé comprenant également une étape de métallisation, caractérisé en ce que l'étape de métallisation est réalisée antérieurement audit ensemble d'étapes et consiste à appliquer une métallisation sur au moins un pli composite (P1 ) sec destiné à l'empilement (8), avant imprégnation et drapage.
2. Procédé selon la revendication 1 ,
caractérisé en ce que l'étape de métallisation consiste à appliquer la métallisation sur au moins le pli composite (P1 ) de l'empilement (8) qui est situé le plus en avant par rapport à une face d'illumination (2) de la coque ( 1 ).
3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, pour fabriquer une coque ( 1 ) comprenant une structure (4) de type sandwich, pourvue d'un élément central (5) et de deux peaux (6, 7) agencées de part et d'autre de l'élément central (5), dont une première peau dite avant (6) qui est réfléchissante pour des rayonnements électromagnétiques et qui comprend au moins un empilement (8) pourvu de plis composites (P1 , P2, P3, P4),
caractérisé en ce que l'étape de métallisation consiste à appliquer la métallisation sur au moins le pli composite (P1 ) de l'empilement (8) de ladite peau avant (6), qui est situé le plus en avant.
4. Procédé selon la revendication 3, pour fabriquer une coque ( 1 ) comprenant une structure (4) de type sandwich, dont la seconde peau dite arrière (7) comprend également au moins un empilement pourvu de plis composites,
caractérisé en ce que l'étape de métallisation consiste à appliquer la métallisation également sur au moins le pli composite de l'empilement de la- dite peau arrière (7), qui est situé le plus en arrière.
5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes,
caractérisé en ce que l'étape de métallisation consiste à déposer au moins une couche de métal sur au moins une face (9) du pli composite (P1 ).
6. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes,
caractérisé en ce que l'étape de métallisation consiste à déposer une pluralité de couches de métal sur le pli composite (P1 ).
7. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes,
caractérisé en ce que l'étape de métallisation est réalisée à l'aide de l'une des méthodes suivantes :
- un dépôt en phase vapeur ;
- un flammage ; et
- une méthode de dépôt d'une couche de métal sur un substrat.
8. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes,
caractérisé en ce que l'étape de métallisation consiste à appliquer au moins l'un des métaux suivants : de l'or, de l'aluminium, du chrome, du cuivre.
9. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes,
caractérisé en ce que lesdits plis composites (P1 , P2, P3, P4) sont de l'un des types suivants : unidirectionnels, tissés.
10. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes,
caractérisé en ce que les fibres des plis composites (P1 , P2, P3, P4) sont en carbone.
1 1 . Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, caractérisé en ce que l'ensemble d'étapes comprend successivement : l'étape d'imprégnation de résine, l'étape de drapage et l'étape de polymérisation.
1 2. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 1 0, caractérisé en ce que l'ensemble d'étapes comprend successivement : l'étape de drapage, l'étape d'imprégnation de résine et l'étape de polymérisation.
1 3. 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 1 2.
14. Réflecteur d'antenne, en particulier d'une antenne d'engin spatial,
caractérisé en ce qu'il comporte une coque ( 1 ) selon la revendication 1 3.
1 5. Engin spatial, en particulier un satellite,
caractérisé en ce qu'il comporte au moins un réflecteur d'antenne selon la revendication 14.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2805974A (en) * 1952-06-20 1957-09-10 Zenith Plastics Company Method of making radar reflector
US3150030A (en) * 1960-04-06 1964-09-22 Raytheon Co Laminated plastic structure
WO2010010084A1 (fr) * 2008-07-24 2010-01-28 European Aeronautic Defence And Space Company Eads France Pli et procédé de métallisation d'une pièce en matériau composite
US20120193015A1 (en) * 2007-04-18 2012-08-02 Nasa Headquarters Specular coatings for composite structures

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2805974A (en) * 1952-06-20 1957-09-10 Zenith Plastics Company Method of making radar reflector
US3150030A (en) * 1960-04-06 1964-09-22 Raytheon Co Laminated plastic structure
US20120193015A1 (en) * 2007-04-18 2012-08-02 Nasa Headquarters Specular coatings for composite structures
WO2010010084A1 (fr) * 2008-07-24 2010-01-28 European Aeronautic Defence And Space Company Eads France Pli et procédé de métallisation d'une pièce en matériau composite

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