WO2018078258A1 - Attache pour véhicule spatial destinée a former une liaison annulaire et comprenant un organe élastique déformable axialement - Google Patents

Attache pour véhicule spatial destinée a former une liaison annulaire et comprenant un organe élastique déformable axialement Download PDF

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WO2018078258A1
WO2018078258A1 PCT/FR2017/052904 FR2017052904W WO2018078258A1 WO 2018078258 A1 WO2018078258 A1 WO 2018078258A1 FR 2017052904 W FR2017052904 W FR 2017052904W WO 2018078258 A1 WO2018078258 A1 WO 2018078258A1
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WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
armature
fastening system
spacecraft
axially
mast
Prior art date
Application number
PCT/FR2017/052904
Other languages
English (en)
Inventor
Vincent LE GALLO
Original Assignee
Arianegroup 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 Arianegroup Sas filed Critical Arianegroup Sas
Publication of WO2018078258A1 publication Critical patent/WO2018078258A1/fr

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Classifications

    • 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
    • B64G1/645—Separators

Definitions

  • the invention relates to the field of space applications. It relates to a fastening system for connecting a thruster to a main body of a spacecraft or for connecting a payload to a main body of a spacecraft.
  • a thruster In most launchers, a thruster is mechanically connected to a main body by a ball joint. Possible misalignment of the thruster relative to the main body does not cause significant moments on the main body.
  • the side of the thruster is covered with large elastomeric pads to dampen the vibrations between the thruster and the main body.
  • the known knuckle connection is difficult and expensive to set up.
  • the damping pads are specific to each launcher. They are relatively heavy, expensive and bulky.
  • the invention aims to at least partially solve the problems encountered in the solutions of the prior art.
  • the invention relates to a fastening system for a space vehicle.
  • the attachment system includes a first support frame, a second support frame, and a clip for mechanically connecting the first frame to the second frame.
  • the second frame comprises a base and a mast extending in a longitudinal direction of the fastening system and which extends at least partially in an orifice of the first frame.
  • the fastener is configured to connect the first frame to the mast in an annular connection, being movable in translation longitudinally and having three degrees of freedom in rotation about the longitudinal direction.
  • the fastener comprises a ball joint which has a bearing which is rigidly secured to the first frame and a movable body in which the mast is configured to move axially.
  • the fastening system comprises an elastic member located around the mast and elastically deformable axially.
  • the second armature is connected to the first armature by transmitting the propulsive forces, and misalignment between the armatures do not cause too important moments on the first armature.
  • the ball is mechanically protected by the first frame, to withstand the strong mechanical stresses exerted on the flight attachment system, while allowing a mechanical separation of the first frame and the second frame in flight.
  • the vibrations between the reinforcements are attenuated efficiently and at a lower cost.
  • the size of the space vehicle is reduced.
  • the fastener is configured to connect the first armature to the mast in an annular connection, that is to say in a connection with two degrees of connection in translation, three degrees of freedom in rotation and a degree of freedom in translation.
  • the invention may optionally include one or more of the following features combined with one another or not.
  • the fastening system comprises a means for clamping the first armature in the direction of the base.
  • the orifice passes through the first frame.
  • the first armature is located axially between the base and the clamping means.
  • the mast is configured to slide axially in the movable body of the ball joint.
  • the ball is a radial ball joint configured to withstand high radial loads, particularly with respect to an axial ball joint of a fastener for space vehicle of known structure.
  • the fastening system comprises a separating means configured to separate the first reinforcement of the second reinforcement at the fastener, preferably in flight.
  • the separating means comprises a pyrotechnic means for separating the first armature from the second armature.
  • the pyrotechnic means is located inside the mast.
  • the elastic member comprises at least one spring washer centered around the longitudinal axis.
  • the elastic member is located axially between the base and the first frame and / or between the first frame and the clamping means.
  • the resilient member comprises a first assembly and a second assembly axially spaced from the first assembly.
  • the first set is configured to solicit the first frame axially in the opposite direction of the second frame.
  • the second set is configured to solicit the first frame axially towards the second frame.
  • the invention also relates to a spacecraft comprising a main body, at least one thruster and a fastening system as defined above which mechanically connects the thruster to the main body.
  • the spacecraft comprises a launcher, a probe and / or a satellite. It can be reusable or not.
  • the elastic member comprises spring washers stacked axially at least partially in opposition, so that the elastic member has a variable stiffness.
  • the elastic member is configured to have a greater stiffness in a cruising phase of the spacecraft than just before takeoff or when the spacecraft is at rest on the ground.
  • the invention also relates to a method of mechanical connection of a thruster to a main body of a space vehicle using a fastening system as defined above.
  • connection method comprises inserting the mast into the hole of the first frame to connect it to the second frame in an annular connection, the elastic member being inserted around the mast and being elastically deformable axially.
  • Figure 1 is a partial schematic representation of a spacecraft comprising a fastening system according to a first embodiment of the invention
  • Figure 2 is a perspective representation of a fastening system according to the first embodiment
  • Figure 3 is a longitudinal sectional view of the fastening system according to the first embodiment
  • Figures 4 to 6 illustrate the method of connecting a thruster to a spacecraft main body using the fastening system according to the first embodiment.
  • Figure 1 shows a spacecraft 1.
  • the spacecraft 1 is a launcher configured to release a payload (not shown) such as a probe or satellite into outer space.
  • a payload such as a probe or satellite into outer space.
  • the spacecraft 1 comprises a main body 2 and thrusters 3, typically from two to four thrusters 3.
  • the thrusters 3 are each mechanically connected to the main body 2 by one of the attachment systems 4 which will be described below.
  • the spacecraft 1 also comprises separation means 8 (FIG. 3) intended to separate each thruster 3 from the main body 2.
  • the main body 2 houses the payload of the space vehicle 1. It is located in the center of the spacecraft 1 relative to the thrusters 3 and is therefore also called the central body 2.
  • the thrusters 3 are typically propellant propellant solid or liquid rocket. They are preferably distributed symmetrically with respect to the longitudinal direction of the main body 2.
  • the fastening system 4 comprises a first support frame 5, a second support frame 6, and a fastener 7 configured to connect the first frame 5 to the second frame 6.
  • the fastening system 4 is substantially annular in revolution about its longitudinal axis X-X.
  • the terms "lower” and “higher” are used to qualify relative orientations by reference to this axis.
  • an axial direction is a direction parallel to that of the longitudinal axis X-X.
  • a radial or transverse direction is a direction orthogonal to an axial direction and intersecting the longitudinal axis X-X.
  • the first frame 5 comprises an upper grid 52 and a lower plate 51 which is integral with the upper grid 52.
  • the upper grid 52 is rigidly secured to an outer wall of the main body 2, being for example fixed to this wall.
  • the lower plate 51 is traversed by a through hole 53 which is substantially centered around the longitudinal axis XX.
  • the second armature 6 comprises a base 60 and a connecting mast 62 which protrudes from the base 60 in the direction of the longitudinal axis X-X.
  • the base 60 has at least partially a plate shape.
  • the connecting mast 62 is integral with the base 60.
  • the fastener 7 comprises a ball 9 which is located in the orifice 53 passing through the lower plate 51, and an elastic member 10.
  • the ball 9 is a radial ball joint, that is to say that it is intended to withstand strong radial loads with respect to the longitudinal axis XX, for example along the axis YY or along the axis ZZ which are shown in FIG. 3.
  • Its bearing surface 91 is rigidly secured to the lower plate 51.
  • the bearing surface 91 is for example mounted in force in the orifice 53.
  • the ball 9 comprises a mobile central body 92 which is movable in three degrees of freedom in rotation.
  • the movable body 92 surrounds the mast 62 which is slidably mounted relative to the movable body 92 in the axial direction.
  • the mast 62 and the ball 9 thus mechanically connect the first armature 5 to the second armature 6 in an annular connection.
  • the second armature 6 is connected to the first armature 5 with a translation linkage degree along the Y-Y axis and a translation linkage degree along the Z-Z axis.
  • the second armature 6 is connected to the first armature 5 with a degree of elastic connection along the axis XX, a degree of freedom in rotation along the axis XX, a degree of freedom in rotation along the axis YY and a degree of freedom in rotation along the axis ZZ.
  • the resilient member 10 comprises spring washers 11, 13, 15, 18 which are stacked along the longitudinal axis XX, being situated around the mast 62. These spring washers are also known under the name “Bellevilles" washers. . They are retained along the longitudinal axis XX at the upper end of the fastener 7 by a clamping means 19.
  • the washers 11, 13, 15, 18 are stacked axially at least partially in opposition, so that the elastic member 10 has a variable stiffness according to the operating regime of the spacecraft 1.
  • the elastic member 10 may have a greater stiffness in a cruising phase of the spacecraft 1 than just before take-off when the spacecraft 1 is still on the ground or when the spacecraft 1 is at rest on the ground.
  • the significant stiffness of the stack of washers 11, 13, 15, 18 makes it easier to control the spacecraft 1, especially during a possible change of direction in flight.
  • the stack of washers 11, 13, 15, 18 has a greater flexibility in the revolutions where it serves first and foremost to damp the axial vibrations of one of the thrusters 3 relative to the main body 2, but also to connect more easily the thrusters 3 to the main body 2.
  • the washers 11, 13 form a first set of washers 12, that is to say a first stage 12 of washers, which is located axially between the base 60 and the lower plate 51.
  • the washers 15, 18 also form a second set 14 of washers, that is to say a second stage 14 of washers, which is located axially between the lower plate 51 and the clamping means 19.
  • the first stage 12 is configured to elastically deform axially in compression, which makes it possible to limit the axial displacements of the base 60 in the direction of the lower plate 51.
  • the first group 11 of washers preferably has a greater stiffness than that of the second group 13 of washers.
  • the second group 13 is preferably intended to damp the axial vibrations when the spacecraft 1 is on the ground or just before takeoff.
  • the first group 11 of washers is primarily intended to damp the axial vibrations during a cruise regime of the spacecraft 1.
  • the second stage 14 is configured to elastically deform axially in tension, which makes it possible to limit the axial displacements of the base 60 opposite the bottom plate 51.
  • the second stage 14 comprises a third group 15 of washers.
  • the third group 15 has a lower stiffness than that of the first group 11 and that that of the second group 13. It has in particular a flexibility which is substantially equal to the cumulative flexibility of the first group 11 and the second group 13.
  • the third group 15 serves to damp the axial vibrations generated when the thruster 3 tends to move away from the main body 2, especially just before the separation of the thruster 3 from the main body 2.
  • the elastic member 10 also comprises a group 18 of clamping washers.
  • the group 18 of clamping washers has a stiffness lower than that of the first group 11 or that of the second group 13.
  • the group 18 of clamping washers serves to allow small axial displacements of the first stage 12 and the second stage 14 along the mast 62, that is to say an axial clearance of the first stage 12 and the second stage 14 to damp the axial vibrations between the thruster 3 and the main body 4.
  • the group 18 of clamping washers is axially compressed between the second stage 14 and a clamping means 19.
  • the clamping means 19 is in mechanical contact with the group 18 of clamping washers which it compresses in the direction of the base 60. It is a nut enclosing the mast 62 and situated axially opposite the base 60 with respect to the fastener 7.
  • the fastener 7 comprises axially in the direction of the base 60 towards the plate 51 successively the first group 11 of washers, the second group 13 of washers, the radial ball 9, the third group 15 of washers, the group 18 washers clamping device and the clamping means 19.
  • the separation means 8 of the thruster 3 of the main body 4 is formed by a pyrotechnic ring 8.
  • the pyrotechnic ring 8 is located at the fastener 7 between this thruster 3 and the main body 2.
  • the pyrotechnic ring 8 is located axially just below the radial ball 9. It is inside the mast 62. The position of the ring 8 allows a break of the fastener 7 at a place where the moments exerted on the main body 2 are the lower, which limits the separation forces exerted on the main body 2 when separated from the thruster 3.
  • the fastener 7 is installed as follows: First and with reference to FIG. 4, the first group 11 of washers is arranged around the mast 62, then the second group 13 of washers is stacked axially around the mast 62 above the first group 11.
  • the first armature 5 is axially brought closer to the second armature 6, the axial ball 9 is placed in the through hole 53 while surrounding the mast 62.
  • the group 18 of clamping washers is finally placed around the mast 62, bearing against the upper surface of the lower plate 51.
  • the nut 19 is placed around the mast 62 and compresses the group 18 of Tightening.
  • the second armature 6 is connected to the first armature 5 by transmitting the propulsive forces. Possible misalignments between the armatures 5, 6 do not cause excessive moments on the first armature 5, because of the ball 9.
  • the radial ball 9 supports significant radial forces between the thruster 3 and the main body 2.
  • the elastic member 10 attenuates the vibrations between the frames 5, 6 efficiently and at a lower cost.
  • the ball 9 is thus subjected to reduced axial forces.
  • the size of the spacecraft 1 is reduced, since the elastic member 10 is located at the level of the fastener 7.
  • the first armature 5 is integral with a payload
  • the second armature 6 is integral with a body 2
  • the fastening system 4 is configured to connect the payload to the main body via the frames 5, 6.
  • the connecting mast 62 is fixed to the base 60, for example by clamping.
  • the stiffness of the first stage 12 and that of the second stage 14 can be easily modified and are adapted according to the number of thrusters 3 and / or the main body 2.
  • the first stage 12 comprises only a group 11 of washers configured to elastically deform axially in compression.
  • the second stage 14 comprises several groups 15 of washers which are each configured to elastically deform axially in tension.
  • the elastic member may also comprise an elastically deformable polymeric material such as an elastomer.
  • the bearing surface 91 of the ball joint is integral with the lower plate 51.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Clamps And Clips (AREA)

Abstract

Le système d'attache (4) pour véhicule spatial (1) comprend une première armature (5) de support, une deuxième armature (6) de support, et une attache (7) pour raccorder mécaniquement la première armature (5) à la deuxième armature (6). La deuxième armature (6) comprend une embase (60) et un mât (62) s'étendant selon une direction longitudinale (X-X) du système d'attache (4) et au moins partiellement da ns un orifice (53) de la première armature (5), l'attache (7) étant configurée pour raccorder la première armature (5) au mât (62) selon une liaison annulaire. Le système d'attache (4) comprend un organe élastique situé autour du mât (62) et configuré pour se déformer élastiquement axialement.

Description

ATTACHE POUR VEHICULE SPATIAL DESTINEE A FORMER UNE LIAISON ANNULAIRE ET COMPRENANT UN ORGANE ELASTIQUE DEFORMABLE AXIALEMENT
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE
L'invention se rapporte au domaine des applications spatiales. Elle concerne un système d'attache pour raccorder un propulseur à un corps principal de véhicule spatial ou pour raccorder une charge utile à un corps principal de véhicule spatial.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE
Dans la plupart des lanceurs, un propulseur est raccordé mécaniquement à un corps principal par une liaison rotule. D'éventuels défauts d'alignement du propulseur relativement au corps principal n'entraînent pas de moments significatifs sur le corps principal.
Dans certains de ces lanceurs, le côté du propulseur est recouvert de plots élastomères de grandes dimensions pour amortir les vibrations entre le propulseur et le corps principal.
La liaison rotule connue est difficile et coûteuse à mettre en place. Par ailleurs, les plots amortisseurs sont spécifiques à chaque lanceur. Ils sont relativement lourds, coûteux et encombrants.
EXPOSÉ DE L'INVENTION
L'invention vise à résoudre au moins partiellement les problèmes rencontrés dans les solutions de l'art antérieur.
A cet égard, l'invention a pour objet un système d'attache pour véhicule spatial. Le système d'attache comprend une première armature de support, une deuxième armature de support, et une attache pour raccorder mécaniquement la première armature à la deuxième armature. Selon l'invention, la deuxième armature comprend une embase et un mât s'étendant selon une direction longitudinale du système d'attache et qui s'étend au moins partiellement dans un orifice de la première armature. L'attache est configurée pour raccorder la première armature au mât selon une liaison annulaire, en étant mobile en translation longitudinalement et en ayant trois degrés de liberté en rotation autour de la direction longitudinale. L'attache comprend une rotule qui comporte une portée qui est rigidement solidaire de la première armature et un corps mobile dans lequel le mât est configuré pour se déplacer axialement.
Le système d'attache comprend un organe élastique situé autour du mât et déformable élastiquement axialement.
Grâce à l'invention, la deuxième armature est reliée à la première armature en lui transmettant les efforts propulsifs, et les défauts d'alignement entre les armatures n'entraînent pas de moments trop importants sur la première armature. La rotule est protégée mécaniquement par la première armature, pour résister aux fortes contraintes mécaniques exercées sur le système d'attache en vol, tout en permettant une séparation mécanique de la première armature et de la deuxième armature en vol. Les vibrations entre les armatures sont atténuées efficacement et à moindre coût. L'encombrement du véhicule spatial est réduit.
L'attache est configurée pour raccorder la première armature au mât selon une liaison annulaire, c'est-à-dire selon une liaison avec deux degrés de liaison en translation, trois degrés de liberté en rotation et un degré de liberté en translation.
L'invention peut comporter de manière facultative une ou plusieurs des caractéristiques suivantes combinées entre elles ou non.
Avantageusement, le système d'attache comprend un moyen de serrage de la première armature en direction de l'embase.
De préférence, l'orifice traverse la première armature.
De préférence, la première armature est située axialement entre l'embase et le moyen de serrage.
De préférence, le mât est configuré pour coulisser axialement dans le corps mobile de la rotule. De préférence, la rotule est une rotule radiale configurée pour résister à de fortes charges radiales, notamment par rapport à une rotule axiale d'une attache pour véhicule spatial de structure connue.
Selon une forme de réalisation avantageuse, le système d'attache comprend un moyen de séparation configuré pour séparer la première armature de la deuxième armature au niveau de l'attache, de préférence en vol.
Selon une forme de réalisation avantageuse, le moyen de séparation comprend un moyen pyrotechnique pour séparer la première armature de la deuxième armature.
De préférence, le moyen pyrotechnique est situé à l'intérieur du mât.
Selon une forme de réalisation avantageuse, l'organe élastique comprend au moins une rondelle ressort centrée autour de l'axe longitudinal.
Selon une autre particularité de réalisation, l'organe élastique est situé axialement entre l'embase et la première armature et/ou entre la première armature et le moyen de serrage.
Avantageusement, l'organe élastique comprend un premier ensemble et un deuxième ensemble espacé axialement du premier ensemble. Le premier ensemble est configuré pour solliciter la première armature axialement en direction opposée de la deuxième armature. Le deuxième ensemble est configuré pour solliciter la première armature axialement en direction de la deuxième armature.
L'invention porte également sur un véhicule spatial comprenant un corps principal, au moins un propulseur et un système d'attache tel que défini ci-dessus qui raccorde mécaniquement le propulseur au corps principal.
De préférence, le véhicule spatial comprend un lanceur, une sonde et/ou un satellite. Il peut être réutilisable ou non.
Selon une particularité de réalisation, l'organe élastique comprend des rondelles ressort empilées axialement au moins partiellement en opposition, de manière à ce que l'organe élastique ait une raideur variable. De préférence, l'organe élastique est configuré pour présenter une raideur plus importante dans une phase de croisière du véhicule spatial que juste avant le décollage ou que lorsque le véhicule spatial est au repos au sol.
L'invention se rapporte aussi à un procédé de raccordement mécanique d'un propulseur à un corps principal de véhicule spatial à l'aide d'un système d'attache tel que défini ci-dessus.
Le procédé de raccordement comprend l'insertion du mât dans l'orifice de la première armature pour la raccorder à la deuxième armature selon une liaison annulaire, l'organe élastique étant inséré autour du mât et étant déformable élastiquement axialement.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
La présente invention sera mieux comprise à la lecture de la description d'exemples de réalisation, donnés à titre purement indicatif et nullement limitatif, en faisant référence aux dessins annexés sur lesquels :
la figure 1 est une représentation schématique partielle d'un véhicule spatial comprenant un système d'attache selon un premier mode de réalisation de l'invention ;
la figure 2 est une représentation en perspective d'un système d'attache selon le premier mode de réalisation ;
la figure 3 est une vue en coupe longitudinale du système d'attache selon le premier mode de réalisation ;
les figures 4 à 6 illustrent le procédé de raccordement d'un propulseur à un corps principal de véhicule spatial à l'aide du système d'attache selon le premier mode de réalisation. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS
Des parties identiques, similaires ou équivalentes des différentes figures portent les mêmes références numériques de façon à faciliter le passage d'une figure à l'autre.
La figure 1 représente un véhicule spatial 1. Le véhicule spatial 1 est un lanceur configuré pour libérer une charge utile (non représentée) tel qu'une sonde ou un satellite dans l'espace extra atmosphérique.
Le véhicule spatial 1 comprend un corps principal 2 et des propulseurs 3, typiquement de deux à quatre propulseurs 3. Les propulseurs 3 sont raccordés mécaniquement chacun au corps principal 2 pa r un des systèmes d'attache 4 qui sera décrit ci-dessous. Le véhicule spatia l 1 comprend également des moyens de séparation 8 (figure 3) destinés à séparer chaque propulseur 3 du corps principal 2.
Le corps principal 2 abrite la charge utile du véhicule spatial 1. I l est situé au centre du véhicule spatial 1 relativement aux propulseurs 3 et il est donc également appelé corps central 2.
Les propulseurs 3 sont typiquement des propulseurs à propergol solide ou liquide pour fusée. I ls sont de préférence répartis symétriquement par rapport à la direction longitudinale du corps principal 2.
En référence aux figures 2 et 3, le système d'attache 4 comprend une première armature de support 5, une deuxième armature de support 6, et une attache 7 configurée pour raccorder la première armature 5 à la deuxième armature 6.
Le système d'attache 4 est sensiblement annulaire de révolution autour de son axe longitudinal X-X. Les termes « inférieur » et « supérieur » sont utilisés pour qualifier des orientations relatives par ra pport à cet axe. Dans ce document une direction axiale est une direction para llèle à celle de l'axe longitudinal X-X. U ne direction radiale ou transversale est une direction orthogonale à une direction axiale et coupant l'axe longitudinal X-X.
La première armature 5 comprend une grille supérieure 52 et une plaque inférieure 51 qui est monobloc avec la grille supérieure 52. La grille supérieure 52 est rigidement solidaire d'une paroi externe du corps principal 2, en étant par exemple fixée à cette paroi. La plaque inférieure 51 est traversée par un orifice traversant 53 qui est sensiblement centré autour de l'axe longitudinal X-X.
La deuxième armature 6 comprend une embase 60 et un mât de raccordement 62 qui fait saillie de l'embase 60 selon la direction de l'axe longitudinal X-X. L'embase 60 a au moins partiellement une forme de plaque. Le mât de raccordement 62 est monobloc avec l'embase 60.
L'attache 7 comprend une rotule 9 qui est située dans l'orifice 53 traversant la plaque inférieure 51, et un organe élastique 10.
La rotule 9 est une rotule radiale, c'est-à-dire qu'elle est destinée à supporter de fortes charges radiales par rapport à l'axe longitudinal X-X, par exemple selon l'axe Y-Y ou selon l'axe Z-Z qui sont représentés à la figure 3. Sa portée 91 est rigidement solidaire de la plaque inférieure 51. La portée 91 est par exemple montée en force dans l'orifice 53. La rotule 9 comprend un corps central mobile 92 qui est mobile selon trois degrés de liberté en rotation. Le corps mobile 92 entoure le mât 62 qui est monté coulissant par rapport au corps mobile 92 selon la direction axiale.
Le mât 62 et la rotule 9 raccordent donc mécaniquement la première armature 5 à la deuxième armature 6 selon une liaison annulaire. La deuxième armature 6 est reliée à la première armature 5 avec un degré de liaison en translation selon l'axe Y-Y et un degré de liaison en translation selon l'axe Z-Z. La deuxième armature 6 est reliée à la première armature 5 avec un degré de liaison élastique selon l'axe X-X, un degré de liberté en rotation selon l'axe X-X, un degré de liberté en rotation selon l'axe Y-Y et un degré de liberté en rotation selon l'axe Z-Z.
L'organe élastique 10 comprend des rondelles ressorts 11, 13, 15, 18 qui sont empilées le long de l'axe longitudinal X-X, en étant situées autour du mât 62. Ces rondelles ressorts sont également connues sous la dénomination de rondelles « Bellevilles ». Elles sont retenues le long de l'axe longitudinal X-X au niveau de l'extrémité supérieure de l'attache 7 par un moyen de serrage 19. Les rondelles 11, 13, 15, 18 sont empilées axialement au moins partiellement en opposition, de manière à ce que l'organe élastique 10 ait une raideur variable suivant le régime de fonctionnement du véhicule spatial 1. L'organe élastique 10 peut présenter une raideur plus importante dans une phase de croisière du véhicule spatial 1 que juste avant le décollage lorsque le véhicule spatial 1 est encore au sol ou que lorsque le véhicule spatial 1 est au repos au sol.
En effet, la raideur importante de l'empilement de rondelles 11, 13, 15, 18 permet de piloter plus facilement le véhicule spatial 1, notamment lors d'un éventuel changement de direction en vol. L'empilement de rondelles 11, 13, 15, 18 présente une souplesse plus importante dans les régimes où il sert avant tout à amortir les vibrations axiales d'un des propulseurs 3 relativement au corps principal 2, mais aussi à raccorder plus facilement les propulseurs 3 au corps principal 2.
Plus précisément, les rondelles 11, 13 forment un premier ensemble 12 de rondelles, c'est-à-dire un premier étage 12 de rondelles, qui est situé axialement entre l'embase 60 et la plaque inférieure 51. Les rondelles 15, 18 forment également un deuxième ensemble 14 de rondelles, c'est-à-dire un deuxième étage 14 de rondelles, qui est situé axialement entre la plaque inférieure 51 et le moyen de serrage 19.
Le premier étage 12 est configuré pour se déformer élastiquement axialement en compression, ce qui permet de limiter les déplacements axiaux de l'embase 60 en direction de la plaque inférieure 51.
Le premier groupe 11 de rondelles présente de préférence une raideur plus importante que celle du deuxième groupe 13 de rondelles. Le deuxième groupe 13 est de préférence destiné à amortir les vibrations axiales lorsque le véhicule spatial 1 est au sol ou juste avant son décollage. Le premier groupe 11 de rondelles est principalement destiné à amortir les vibrations axiales lors d'un régime de croisière du véhicule spatial 1.
Le deuxième étage 14 est configuré pour se déformer élastiquement axialement en traction, ce qui permet de limiter les déplacements axiaux de l'embase 60 à l'opposé de la plaque inférieure 51.
Le deuxième étage 14 comprend un troisième groupe 15 de rondelles. Le troisième groupe 15 présente une raideur plus faible que celle du premier groupe 11 et que celle du deuxième groupe 13. Il présente notamment une souplesse qui est sensiblement égale à la souplesse cumulée du premier groupe 11 et du deuxième groupe 13. Le troisième groupe 15 sert à amortir les vibrations axiales générées lorsque le propulseur 3 tend à s'éloigner du corps principal 2, notamment juste avant la séparation du propulseur 3 du corps principal 2.
L'organe élastique 10 comprend également un groupe 18 de rondelles de serrage. Le groupe 18 de rondelles de serrage présente une raideur inférieure à celle du premier groupe 11 ou à celle du deuxième groupe 13. Le groupe 18 de rondelles de serrage sert à permettre de faibles déplacements axiaux du premier étage 12 et du deuxième étage 14 le long du mât 62, c'est-à-dire un jeu axial du premier étage 12 et du deuxième étage 14 pour amortir les vibrations axiales entre le propulseur 3 et le corps principal 4. Le groupe 18 de rondelles de serrage est comprimé axialement entre le deuxième étage 14 et un moyen de serrage 19.
Le moyen de serrage 19 est au contact mécanique du groupe 18 de rondelles serrage qu'il comprime en direction de l'embase 60. Il s'agit d'un écrou enserrant le mât 62 et situé axialement à l'opposé de l'embase 60 relativement à l'attache 7.
L'attache 7 comprend axialement dans le sens de l'embase 60 vers la plaque 51 successivement le premier groupe 11 de rondelles, le deuxième groupe 13 de rondelles, la rotule radiale 9, le troisième groupe 15 de rondelles, le groupe 18 de rondelles de serrage et le moyen de serrage 19.
Le moyen de séparation 8 du propulseur 3 du corps principal 4 est formé par un anneau pyrotechnique 8. L'anneau pyrotechnique 8 est situé au niveau de l'attache 7 entre ce propulseur 3 et le corps principal 2. L'anneau pyrotechnique 8 est situé axialement juste en dessous de la rotule radiale 9. Il est à l'intérieur du mât 62. La position de l'anneau 8 permet une rupture de l'attache 7 à un endroit où les moments exercés sur le corps principal 2 sont les plus faibles, ce qui permet de limiter les efforts de séparation exercés sur le corps principal 2 lorsqu'il est séparé du propulseur 3.
L'attache 7 est installée de la manière suivante : Tout d'abord et en référence à la figure 4, le premier groupe 11 de rondelles est disposé autour du mât 62, puis le deuxième groupe 13 de rondelles est empilé axialement autour du mât 62 au-dessus du premier groupe 11.
En référence à la figure 5, la première armature 5 est rapprochée axialement de la deuxième armature 6, la rotule axiale 9 est mise en place dans l'orifice traversant 53 en entourant le mât 62.
En référence à la figure 6, le groupe 18 de rondelles de serrage est finalement placé autour du mât 62, en appui contre la surface supérieure de la plaque inférieure 51. L'écrou 19 est placé autour du mât 62 et comprime le groupe 18 de serrage.
Lorsque tout le propergol ou sensiblement tout le propergol du propulseur 3 a été utilisé, celui-ci tend à s'éloigner axialement du corps principal 2 c'est-à- dire vers le bas sur la figure 6. Un ordre est alors donné à l'anneau pyrotechnique 8 pour qu'il sépare le propulseur 3 du corps principal 2. L'anneau pyrotechnique 8 explose, ce qui provoque la cassure du mât 62 juste sous la rotule 9. En général, tous les propulseurs 3 sont séparés simultanément du corps principal 2. Le corps principal 2 poursuit sa course avant de libérer la charge utile telle qu'une sonde ou un satellite.
Grâce à l'invention, la deuxième armature 6 est reliée à la première armature 5 en lui transmettant les efforts propulsifs. Les éventuels défauts d'alignement entre les armatures 5, 6 n'entraînent pas de moments trop importants sur la première armature 5, du fait de la rotule 9. La rotule radiale 9 supporte des efforts radiaux importants entre le propulseur 3 et le corps principal 2.
L'organe élastique 10 atténue les vibrations entre les armatures 5, 6 efficacement et à moindre coût. La rotule 9 est ainsi soumise à des efforts axiaux plus réduits. L'encombrement du véhicule spatial 1 est réduit, puisque l'organe élastique 10 est situé au niveau de l'attache 7.
Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite sans sortir du cadre de l'exposé de l'invention.
Selon une variante de réalisation (non représentée), la première armature 5 est solidaire d'une charge utile, la deuxième armature 6 est solidaire d'un corps principal 2 de lanceur, et le système d'attache 4 est configuré pour raccorder la charge utile au corps principal par l'intermédiaire des armatures 5, 6.
Selon une variante de réalisation (non représentée), le mât de raccordement 62 est fixé à l'embase 60, par exemple par serrage.
La raideur du premier étage 12 et celle du deuxième étage 14 peuvent être facilement modifiées et sont adaptées en fonction du nombre de propulseurs 3 et/ou du corps principal 2. En particulier, plus le véhicule spatial 1 comprend de propulseurs 3, plus l'organe élastique 10 pourra être choisi avec une raideur faible.
Selon une variante de réalisation (non représentée), le premier étage 12 comprend seulement un groupe 11 de rondelles configuré pour se déformer élastiquement axialement en compression.
Selon une variante de réalisation (non représentée), le deuxième étage 14 comprend plusieurs groupes 15 de rondelles qui sont configurés chacun pour se déformer élastiquement axialement en traction.
L'organe élastique peut également comprendre un matériau polymère déformable élastiquement tel qu'un élastomère.
Selon une variante de réalisation (non représentée), la portée 91 de la rotule est monobloc avec la plaque inférieure 51.

Claims

REVENDICATIONS
1. Système d'attache (4) pour véhicule spatial (1), comprenant :
une première armature (5) de support,
une deuxième armature (6) de support, et
une attache (7) pour raccorder mécaniquement la première armature (5) à la deuxième armature (6),
caractérisé en ce que la deuxième armature (6) comprend une embase (60) et un mât (62) s'étendant selon une direction longitudinale (X-X) du système d'attache (4) et au moins partiellement dans un orifice (53) de la première armature (5),
l'attache (7) étant configurée pour raccorder la première armature (5) au mât (62) selon une liaison annulaire en étant mobile en translation longitudinalement et en ayant trois degrés de liberté en rotation autour de la direction longitudinale (X-X), l'attache (7) comprenant une rotule (9) qui comporte une portée (91) qui est rigidement solidaire de la première armature (5) et un corps mobile (92) dans lequel le mât (62) est configuré pour se déplacer axialement,
le système d'attache (4) comprenant un organe élastique (10) situé autour du mât (62) et déformable élastiquement selon la direction longitudinale (X-X). 2. Système d'attache (4) selon la revendication précédente, comprenant un moyen de serrage (19) de la première armature (5) en direction de l'embase (60), l'orifice (53) traversant de préférence la première armature (5) et la première armature (5) étant de préférence située axialement entre l'embase (60) et le moyen de serrage (19).
3. Système d'attache (4) selon l'une quelconque des revendications précédentes, comprenant un moyen de séparation (8) configuré pour séparer la première armature (5) et de la deuxième armature (6) au niveau de l'attache (7), notamment en vol.
4. Système d'attache (4) selon la revendication précédente, dans lequel le moyen de séparation (8) comprend un moyen pyrotechnique (8) pour séparer la première armature (5) de la deuxième armature (6), le moyen pyrotechnique (8) étant de préférence situé à l'intérieur du mât (62).
5. Système d'attache (4) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'organe élastique (10) comprend au moins une rondelle ressort centrée autour de l'axe longitudinal. 6. Système d'attache (4) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'organe élastique (10) est situé axialement entre l'embase (60) et la première armature (5) et/ou entre la première armature (5) et le moyen de serrage (19). 7. Système d'attache (4) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'organe élastique (10) comprend un premier ensemble (12) et un deuxième ensemble (14) espacé axialement du premier ensemble (12),
le premier ensemble (12) étant configuré pour solliciter la première armature (5) axialement en direction opposée de la deuxième armature (6), et
le deuxième ensemble (14) étant configuré pour solliciter la première armature
(5) axialement en direction de la deuxième armature (6).
8. Véhicule spatial (1) comprenant un corps principal (2), au moins un propulseur (3) et un système d'attache (4) selon l'une quelconque des revendications précédentes raccordant mécaniquement le propulseur (3) au corps principal (2).
9. Véhicule spatial (1) selon la revendication précédente, dans lequel l'organe élastique (10) comprend des rondelles ressort (11, 13) empilées axialement au moins partiellement en opposition, de manière à ce que l'organe élastique (10) ait une raideur variable, l'organe élastique (10) étant de préférence configuré pour présenter une raideur plus importante dans une phase de croisière du véhicule spatial (1) que lorsque le véhicule spatial (1) est au sol.
10. Procédé de raccordement mécanique d'un propulseur (3) à un corps principal (2) de véhicule spatial (1) au moyen d'un système d'attache (4) selon l'une quelconque des revendications 1 à 7 comprenant :
l'insertion du mât (62) dans l'orifice (53) de la première armature (5) pour la raccorder à la deuxième armature (6) selon une liaison annulaire en étant mobile en translation longitudinalement et en ayant trois degrés de liberté en rotation autour de la direction longitudinale (X-X) du système d'attache (4), l'organe élastique (10) étant inséré autour du mât (62) et étant déformable élastiquement axialement.
PCT/FR2017/052904 2016-10-25 2017-10-23 Attache pour véhicule spatial destinée a former une liaison annulaire et comprenant un organe élastique déformable axialement WO2018078258A1 (fr)

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Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1013535A (fr) * 1949-12-28 1952-07-30 Tampon élastique amortisseur
FR1569753A (fr) * 1968-03-14 1969-06-06
US3856242A (en) * 1973-03-29 1974-12-24 Gen Electric Mounting apparatus for a surge voltage arrester
US6126371A (en) * 1999-04-05 2000-10-03 Lockheed Martin Corporation Shape memory metal alloy preload attenuation device
DE10205788A1 (de) * 2002-02-13 2003-08-28 Bundesrep Deutschland Lagefixierte, schockelastische Lagerung

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1013535A (fr) * 1949-12-28 1952-07-30 Tampon élastique amortisseur
FR1569753A (fr) * 1968-03-14 1969-06-06
US3856242A (en) * 1973-03-29 1974-12-24 Gen Electric Mounting apparatus for a surge voltage arrester
US6126371A (en) * 1999-04-05 2000-10-03 Lockheed Martin Corporation Shape memory metal alloy preload attenuation device
DE10205788A1 (de) * 2002-02-13 2003-08-28 Bundesrep Deutschland Lagefixierte, schockelastische Lagerung

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