Brevet FR2511218A1 — publié le 19830211

La présente invention concerne une structure de support pour éléments électriques, comme par exemple un groupe de cellules solaires, cette structure étant spécialement adaptée aux applications spatiales. Le fait de faire porter un groupe de cellules solaires par un panneau relativement rigide est bien connu dans la technique. Les cellules, ainsi montées, servent à fournir de l'énergie à un engin spatial, par exemple à un satellite. Dans les applications spatiales, le panneau et ses cellules doivent rester intacts en présence de diverses conditions, certaines d'entre elles étant assez difficiles Par exemple, ils doivent suppor- ter des vibrations pendant le lancement de l'engin spatial Pendant le lancement, de grandes forces sont exercées à de faibles fréquences, par exemple inférieures à 50 Hz et, plus spécialement, comprises entre 0 et 30 Hz environ L'entrée en résonance du panneau portant le groupe de cellules solaires n'est pas souhaitable dans cet inter- valle de basses fréquences. Après le lancement et une fois réalisée la mise en orbite, le groupe de cellules se trouvant sur son panneau de support se déploie en passant d'une configuration repliée à une configuration allongée de travail dans laquelle les cellules son 1 t tournées vers le soleil Lorsque le groupe de cellules est dans sa configuration de travail, les résonances à basse fréquence ne sont pas non plus souhaitables Ces résonances peuvent entraîner des défauts d'orien- tation du groupe par rapport au soleil lors de manoeuvres de l'engin spatial, et ceci abaisse le rendement de production des cellules solaires Pour réduire la tendance du panneau à résonner à basse fréquence, il est souhaitable que le panneau soit relativement rigide. Un panneau destiné à porter des cellules solaires doit être conçu pour satisfaire certaines conditions thermiques Puisque les cellules solaires sont faites d'un matériau semi-conducteur, elles sont relativement fragiles et présentent un coefficient de dilatation thermique relativement bas, d'environ 0,9 x 10 6 (OC)î 1 Dans la pratique ordinaire, le panneau de support comprend une âme de structure alvéolaire en aluminium dotée d'une pellicule de revê- 11218 tement en aluminium Ce panneau peut présenter un coefficient de dilatation thermique d'environ 23,4 x 10-6 (,C) 1, ce qui s'écarte de manière considérable de la valeur du coefficient des cellules solaires De plus, le panneau est électriquement conducteur de sorte que les cellules solaires doivent être électriquement isolées du panneau En pratique, les cellules sont montées sur un substrat constituant une interface diélectrique et en outre, sur une structure formant une interface mécanique qui absorbe les différences de dila- tation thermique des divers matériaux pendant le fonctionnement. Ces interfaces comprennent ordinairement une monture de support en caoutchouc, ou un moyen analogue, pour chaque cellule solaire. Les problèmes discutés ci-dessus concernant la réalisa- tion d'une structure de support formant un panneau approprié pour un groupe de cellules solaires en vue d'applications spatiales sont largement reconnus, et il leur a été proposé un certain nombre de solutions, présentant chacune leurs inconvénients Par exemple, selon une structure, une âme à structure alvéolaire en aluminium est revêtue sur ses faces supérieure et inférieure d'une pellicule de revêtement en aluminium La face inférieure est rendue rigide par un raidisseur sous forme de poutres en aluminium qui présente, en section droite, une forme de C rectangulaire L'autre revêtement pelliculaire d'aluminium porte des montures en caoutchouc de silicone sur lesquelles sont fixées les cellules solaires Ces structures ne sont pas complètement satisfaisantes en raison du poids ajouté par les montures en caoutchouc de silicone De plus, pour isoler les montures en caoutchouc de silicone vis-à-vis de la pellicule d'alu- minium, on utilise une pellicule de matière plastique, vendu sous la marque déposée "Tedlar", que l'on place au-dessus de la pellicule d'aluminium sur laquelle sont fixées les montures de caoutchouc. Tous ces éléments supplémentaires tendent à accroître de manière indésirable le poids de la structure. D'autres structures utilisent une âme alvéolaire en alumi- nium sur laquelle une pellicule de Tedlar fait fonction d'élément de revêtement au-dessus de l'âme Des raidisseurs en fibres de carbone renforcées par une résine époxy sont utilisés pour raidir la structure. Ces structures présentent une résonance à fréquence relativement basse, d'environ 10 Hz, ce qui n'est pas souhaitable pour la plupart des conditions de lancement. D'autres structures utilisent un filtre de carbone renforcé par une résine époxy, qui est un conducteur électrique rendu rigide d'un côté par des poutres de raidissement formées d'un tissu de fibres de graphite renforcé par une résine époxy. Une pellicule de Tedlar est collée sur le tissu de fibres de carbone. Des montures en caoutchouc de silicone, sur lesquelles sont fixées les cellules solaires, se trouvent sur la pellicule de Tedlar. D'autres structures également employées font appel à des configura- tions analogues Toutes celles-ci présentent l'inconvénient commun d'ajouter un poids non souhaitable et de présenter des fréquences de résonance relativement basses. La littérature technique décrit également diverses structures de support d'un poids léger pour groupes de cellules solaires Dans un article intitulé "Design Features of a TDRSS Solar Array", qu'ont fait paraître Frank G Kelley, Werner Lust, et Richard M Kurland, "TRW Defense and Space Systems", de Redondo Beach, Californie, Etats-Unis d'Amérique, il est décrit un panneau qui comprend un substrat de structure alvéolaire en aluminium comportant des feuillets de revêtement en "Kapton" (marque déposée pour une matière plastique du type polyimide) avec un adhésif enroulé aux bords, et une structure de support en fibres de carbone renforcées par une résine époxy servant a donner de la rigidité Avec cette structure, sont utilisées des cellules solaires à contacts par plots L'incon- vénient de ce système est que la structure de support alvéolaire en aluminium et le Kapton ont un coefficient de dilatation thermique relativement important par rapport à celui des cellules solaires, et, en outre, que la fréquence de résonance est insuffisamment élevée. Dans un rapport présenté sous le titre "Advanced Lightweight Rigid Solar Arrays Based on Carbon Fibre Technology" (avec la référence 74-085), au XX Ve congrès de la Fédération Inter- nationale d'Astronomie, à Amsterdam, 30 septembre-5 octobre 1974, 11218 l'état de développement général et les tendances des groupes de cellules solaires ont été décrits L'article cité ci-dessus décrit une structure composite de fibres de carbone (désignées par CFC) pour groupes de cellules solaires La structure composite est utilisée conme pellicule de revêtement au-dessus d'une âme alvéolaire en aluminium formant une structure en sandwich L'inconvénient de cette structure est que les feuilles de revêtement en structure composite de fibres de carbone sont électriquement conductrices et imposent le montage d'une interface diélectrique vis-à-vis des cellules solaires. Cette structure supplémentaire ajoute au poids de l'ensemble Un autre concept fait appel à un substrat souple monté à l'intérieur d'un cadre sous pré-tension L'inconvénient qu'il y a à utiliser un substrat souple monté à l'intérieur d'un cadre sous-pré-tension est que le substrat souple, ordinairement du Kaptonprésente un coefficient de dilatation thermique relativement important et, par conséquent, tend à s'affaisser lorsque la température augmente et à se rétracter lorsque la température diminue La rétraction peut déformer le cadre et fausser l'orientation des cellules, ainsi que cela a été décrit ci-dessus. Dans un article intitulé 11 Optimized Design and Fabrication Processes for Advanced Composite Spacecraft Structures",-de V F Mazzio et C H Bixler, 17 Aerospace Science Meeting, New Orleans, LA, 15-17 janvier 1979, il est décrit des matériaux composites utilisant des sous-ensembles structurels composites alvéolaires graphite-époxy (fibre de carbone à renforcement par résine époxy)- époxy et graphite-époxy destinés à être utilisés dans des structures d'aéronefs Ainsi que cela est établi dans cet article, il faut une grande résistance aux structures de groupes de cellules solaires - pour résister aux charges dynamiques de lancement lorsqu'elles sont en position arrimée, et elles doivent satisfaire des conditions de rigidité minimale une fois déployées en orbite La structure recom- mandée pour des structures de groupes de cellules solaires composites est décrite sous forme d'un panneau de support en sandwich composite comportant des segments en étrier ou en cadre formés d'une poutre à 11218 section en anneau ouvert et d'une poutre-caisson fermée La structure en sandwich composite est décrite sous forme d'une âme alvéolaire en aluminium possédant des revêtements faciaux en époxy-graphite bi- directionnels prédurcis de 0,127 mm et des éléments de bords en époxygraphite prédurcis de 0,381 mm L'inconvénient de ce système est identique à ceux indiqués ci-dessus en relation avec les autres systèmes utilisant des éléments de revêtement en fibres de carbone renforcées par une résine époxy, à savoir ceux-ci sont électriquement conducteurs. Le brevet des Etats-Unis d'Amérique N O 4 101 101 décrit un ensemble de générateurs solaires utilisant un support isolant souplç fait d'une matière synthétique, par exemple du Kapton, pour porter les cellules solaires sur une face Le support de Kapton est souple et est fixé à une structure de support Un certain nombre de raidisseurs se trouve sur la structure entre le cadre, du côté opposé au support de Kapton sur lequel sont fixées les cellules solaires Cette structure présente l'inconvénient indiqué cidessus pour le Kapton, à savoir que celui-ci possède un coefficient de dilatation thermique relativement important pouvant entraîner une dislocation des différentes cellules solaires les unes par rapport aux autres Cette dislocation peut entraîner des problèmes d'inter- connexion entre les cellules Un autre inconvénient est le nombre relativement important de raidisseurs utilisés, ce qui ajoute au poids de la structure De plus, il est nécessaire de dissiper la chaleur appliquée aux cellules, et, en outre, le cycle de température du Kapton peut amener le Kapton à déformer le cadre pendant la contraction En résumé, les structures considérées comme optimales dans la technique des groupes de cellules solaires font appel à des couches de Kapton rendues rigides par des raidisseurs en fibres de carbone renforcées par une résine époxy dans une structure constituant un cadre, des pellicules de revêtement en fibres de carbone renforcées par une résine époxy, ces pellicules étant disposées au-dessus de la structure alvéolaire en aluminium ou au-dessus de la structure alvéolaire en fibres de carbone renforcées par une résine époxy, des 33 éléments supplémentaires en fibres de carbone renforcées par une 11218 résine époxy étant utilisés pour le raidissement Ces structures présentent les inconvénients indiqués ci-dessus. Un support relativement rigide et léger permettant de porter des dispositifs, par exemple des cellules solaires, comprend un feuillet à structure alvéolaire en aluminium possédant une première et une deuxième surface, auxquelles des éléments de revê- tement sont fixés; et des éléments de raidissement, qui sont fixés à une surface exposée de l'un des éléments de revêtement Selon l'invention, chacun des éléments de revêtement comprend au moins une épaisseur d'une feuille de tissu de polyparabenzamide tissé renforcé par une résine époxy; chacun des éléments de raidissement comprend un raidisseur en fibres de carbone renforcées par une résine époxy qui possède un axe long et un axe transversal; les raidisseurs sont collés à une surface exposée de la feuille de tissu de l'un des éléments de revêtement; et une surface exposée de la feuille de tissu de l'autre élément de revêtement est destinée à porter un groupe des dispositifs; si bien que les éléments de revê- tement, le groupe de dispositifs, et les raidisseurs présentent tous sensiblement le même coefficient effectif de dilatation thermique dans une direction donnée parallèle aux surfaces des éléments de revêtement. La description suivante, conçue à titre d'illustration de l'invention, vise à donner une meilleure compréhension de ses caractéristiques et avantages; elle s'appuie sur les dessins annexés, parmi lesquels: la figure 1 est une vue en perspective isométrique d'un panneau constituant un mode de réalisation de l'invention; la figure 2 est une vue en perspective isométrique de l'envers du panneau de la figure 1, montrant les éléments de support structurels; la figure 3 est une vue en coupe d'une partie du panneau de la figure 2, suivant la ligne III-III; la figure 4 est une vue en perspective isométrique des raidisseurs, ou poutresutilisés dans les structures des figures 1, 2 et 3; et ? 51 121 d la figure 5 est une vue partielle en-perspective iso- métrique d'une partie de la structure de la figure 1, montrant les diverses sous-structures qui y sont employées. Sur la figure 1, le panneau 10 de générateurs solaires est un élément d'un ensemble de panneaux qui est destiné à être fixé à un en gin spatial, par exemple un satellite en orbite, qui a été lancé dans l'espace Pendant le lancement, les panneaux sont arrimés et, après la mise en orbite, sont placés en position déployée Le lancement induit des efforts et des vibrations importants sur chacun des panneaux arrimés Il faut comprendre que, dans la configuration de lancement, plusieurs fréquences naturelles du système véhicule de lancement-engin spatial et, par conséquent, plusieurs charges g apparaissent dans la gamme des basses fréquences, au-dessous de Hz Ainsi, la rigidité du panneau 10 arrimé doit être suffisam- ment grande pour que sa fréquence de résonance naturelle soit supé- rieure à celle du système pendant le lancement, de façon à décou- pler les vibrations du panneau vis-à-vis du reste du système engin spatial-véhicule de lancement Pendant le lancement, les panneaux sont repliés et liés à l'engin spatial et, ou bien, au véhicule de lancement d'une manière connue. Le nombre et l'espacement des points d'assujettissement du panneau sont fixes pour un engin spatial donné Dans ce contexte, le nombre et l'espacement des points d'assujettissement du panneau représentent une contrainte pour la conception du panneau Ainsi, les importantes forces à basse fréquence induites pendant le lance- ment qui ont été indiquées ci-dessus sont transmises aux panneaux repliés par leurs points d'assujettissement selon des principes bien connus Dans la conception du panneau, la rigidité du panneau par rapport au nombre et à l'emplacement des points d'assujettissement doit donc être considérée en priorité La discutions donnée ci-dessous et dans le préambule, et relative à la fréquence de résonance de ces structures de panneau,doit donc être envisagée en fonction de l'emplacement des points d'assujettissement du panneau Selon une conception particulière qui va être examinée ci-dessous, le panneau 10 peut supporter les efforts et les vibrations provoqués par le 11218 lancement et présente une fréquence de résonance supérieure à 50 Hz en position d'assujettissement et d'arrimage au niveau de points d'assujettissement séparés, ainsi que cela va être exposé ci-dessous. Plusieurs panneaux peuvent être reliés entre eux suivant un système donné pour former un ensemble de panneaux Un panneau de l'ensemble est relié à l'engin spatial par un mât en un point de raccordement du mât sur le panneau, qui se trouve à un emplacement différent des points d'assujettissement Des éléments de liaison reliant des panneaux adjacents de l'ensemble sont raccordés aux panneaux en des emplacements également différents des emplacements d'assujettissement La fréquence de résonance de chacun des panneaux dans l'état déployé peut être différente de la fréquence de résonance des panneaux dans l'état assujetti replié En pratique, un ensemble de panneaux 10 reliés à l'aide d'un mât et d'éléments de liaison de panneaux dans l'état déployé présente une fréquence de résonance supérieure à celle de l'un quelconque des éléments mobiles du système général du satellite Après le lancement et une fois réalisée la mise en orbite, des mécanismes de libération déplient les panneaux pour les mettre dans leurs positions de travail déployées. Dans leur position de fonctionnement, les panneaux sont exposés à l'énergie solaire, qui applique une importante quantité de chaleur Par suite, les panneaux sont soumis à des alternances thermiques extrêmes Le panneau 10 de la figure 1, ainsi que cela sera décrit, supporte ce cycle thermique en même temps qu'il doit présenter une résistance et une rigidité élevées lorsqu'il est en position arrimée, son poids devant être en outre relativement bas. Sur la figure 1, le panneau 10 comprend une structure de support 12, un réseau 14 d'éléments de raidissement, ou poutres, et un groupe de cellules solaires 16 au silicium Le réseau 14 de poutres, présenté de façon plus détaillée sur la figure 2, comprend deux poutres droites allongées 18 et 20 qui vont du bord 22 au bord 23 du support 12 Entre les poutres 18 et 20, sont montées deux poutres parallèles 24 et 26 reliées par une poutre centrale 28, les trois poutres 24, 26 et 28 formant une structure en H, comme cela est représenté Cette structure présente l'avantage de conférer de 11218 la rigidité au support 12 à l'aide d'un nombre relativement petit de poutres. Comme le montre la figure 5, le support 12 comprend une âme 30 à structure alvéolaire en aluminium qui peut avoir une épais- seur d'environ 6,35 mm Aux surfaces opposées de l'âre 30, sont collés des éléments de revêtement, constitués chacun d'une ou plusieurs couches d'un tissu tissé de polyparabenzamide renforcé par une résine époxy, tel que le "Kevlar", marque déposée de la société E I Dupont La couche 32 porte les cellules solaires 16, et la couche 34 porte le réseau 14 de poutres. L'âme alvéolaire 30 en aluminium possède une résistance et un module d'élasticité très bas dans les directions perpendicu- laires aux parois latérales 31 des alvéoles Elle présente un module d'élasticité relativement élevé dans une direction parallèle à l'axe 33, c'est-à-dire parallèle aux parois latérales 31 des alvéoles. L'aluminium possède un coefficient de dilatation thermique relative- ment élevé et est un bon conducteur thermique La couche 32, qui est formée d'un tissu de Kevlar tissé bidirectionnel,, est fixée à la surface supérieure de l'âme alvéolaire 30 en aluminium La couche 34 fixée sur la face inférieure de l'âme 30 est également un tissu de Kevlar tissé bidirectionnel De préférence, les tissus ont une armure du type uni équilibrée, par exemple une armure 120 (norme des Etats-Unis d'Amérique) Ce tissu est un matériau renforcé par une résine ou de l'époxy La résine ou l'époxy sont initialement collants et souples à température ambiante Après application d'une température élevée, la résine ou l'époxy qui impreignent le tissu prennent et durcissent La matière, une fois dure, est extrêment rigide et très résistante On choisit l'armure du tissu de façon à obtenir un coefficient de dilatation thermique dans le plan du matériau en feuille qui soit effectivement identique à celui des cellules solaires 16, à savoir au voisinage de 0,9 x 10 6 (c O 1. Le Kevlar a ordinairement un coefficient de dilatation thermique négatif parallèlement à la longueur des fibres Ainsi, un Kevlar particulier, connu sous l'appellation "Kevlar 49 ", possède un coefficient de dilatation thermique de -2,0 x 10 ( O C) Ceci signifie que ce matériau se contracte lorsque la température augmente. Toutefois, on peut orienter les fibres de façon à obtenir un coeffi- cient de dilatation thermique accordé à celui des cellules solaires. A cet égard, un tissu de Kevlar d'armure 120 (norme des Etats-Unis d'Amérique) a ses fils orientés perpendiculairement entre eux et présente un coefficient de dilatation thermique de 0,72 x 10 ( O C)1, qui est approximativement le coefficient de dilatation thermique des cellules solaires Le matériau définit ci-dessus possède une résis- tance spécifique (résistance divisée par la densité) de 48,26 x l'ocm, que l'on comparera à la valeur de 10,16 x 105 cm de l'aluminium 6061-T 6 (norme des Etats-Unis d'Amérique) Le Xevlar possède un module spécifique (module d'élasticité divisé par la densité) égal à celui de l'aluminium ci-dessus mentionné, soit 254 x 106 cm Le Kevlar est un matériau diélectrique et est thermiquement isolant. En empreignant le Kevlar au moyen d'une résine d'époxy moulée, disponible dans le commerce, on obtient un tissu qui, une fois durci, forme une couche pelliculaire de revêtement extrêmement rigide et dur Ce tissu de Kevlar renforcé par de la résine époxy, parce qu'il est un diélectrique, est tout à fait adapté au montage direct des. cellules solaires 16, sans aucune structure d'interface, comme le Tedlar, ou un autre élément augmentant le poids. Pour lier les couches de Kevlar à l'âme à structure alvéolaire, on peut employer l'un ou l'autre de deux procédés diffé- rents En premier lieu, on peut effectuer un durcissement concomitant du Kevlar, c'est-à-dire que l'on peut le faire durcir en même temps qu'on le lie à l'âme Les deux couches respectives 32 et 34, imprei- gnées d'époxy, sont placées sur l'âme d'aluminium et sont amenées à durcir à une température élevée d'environ 121 à 1770 C sous vide. Après chauffage, on place la structure à l'intérieur d'un sac de matière plastique non poreuse On fait le vide à l'intérieur du sac. Le sac comprime alors les éléments entre eux par suite de la pression atmosphérique appliquée à l'extérieur du sac Ce procédé est désigné dans l'industrie du stratifié par l'appellation d'ensachage sous vide Pendant le processus de durcissement, les couches 32 et 34 de Kevlar adhèrent à l'âme à structure alvéolaire Comme les:surfaces 2 5 1 1 2 1 8 11 2511 de l'âme à structure alvéolaire sont planes et comme le durcissement a lieu sous pression, les couches de Kevlar, qui sont en contact intime avec les surfaces de l'âme, sont elles-mêmes planes, après durcissement. Un deuxième procédé fait appel au durcissement préalable des couches de Kevlar pour les rendre rigides On colle ensuite les couches sur l'âme à structure alvéolaire en aluminium au moyen d'une couche d'adhésif d'une épaisseur de 0,1524 mm, par exemple l'adhésif " FMQ 23 ", qui est une marque déposée d'une colle du type époxy produite par la société American Cyanamid Dans l'un et l'autre exemple citésci-dessus, les couches de Kevlar sont des couches de 0,1143 mm d'une seule épaisseur L'inconvénient du procédé de durcis- sement préalable est que l'addition d'un adhésif intermédiaire pour lier les couches de Kevlar à la structure alvéolaire augment le poids de l'ensemble Pour ces raisons, le durcissement concomitant consti- tue un procédé préféré. Le réseau 14 de poutres de la figure 5 est fixé à la couche 34 durcie de Kevlar après durcissement de la couche L'adhésif " 109-LM 52 ", produit par la société Lefkoweld, est utilisé pour lier les poutres à la couche de Kevlar Les cellules solaires 16 sont fixées et positionnées sur la couche de Kevlar 32 après durcissement. On peut également utiliser le procédé de durcissement concomitant pour lier les poutres aux revêtements pelliculaires de Kevlar en même temps que ces dernières à l'âme alvéolaire Les cellules, qui sont fixées à la couche de Kevlar diélectrique sont donc électrique- ment isolées de cette dernière. Les cellules 16 sont électriquement interconnectées d'une manière connue par des dispositifs d'interconnexion (non représentés). Comme cela est connu, les cellules 16 possèdent des électrodes sur les surfaces 17 et 19 (figure 3) Une fois fixée à une structure de support, la surface 17 demande donc une isolation électrique vis-à- vis des cellules adjacentes Dans les dispositifs de la technique antérieure, cette isolation demande un matériau isolant supplémen- taire Dans la structure de l'invention, la couche 32, qui est un diélectrique demande aucun autre élément pour réaliser l'isolation 211 i 8 électrique De plus, la structure unitaire fait appel à un nombre minimal de matériaux et présente une rigidité et une résistance extrêmement élevées pour une valeur donnée de poids par unité de surface. Le réseau 14 de poutres sert à donner plus de rigidité à la structure lorsque celle-ci a des proportions généralement importantes, formant par exemple un panneau de 182,9 cm x 121,9 cm. De façon plus importante, le réseau 14 de poutres maintient uniforme le coefficient de dilatation thermique de la structure, Comme le montre la figure 2, chacune des poutres du réseau 14 présente la même section droite Ainsi, on ne décrira que la poutre 18 sur les figures 3 et 4 Une particularité de toutes les poutres de la figure 2 est qu'elles présentent-un coefficient de dilatation thermique sensiblement nul, ou légèrement positif, ( 0,9 x 10 6) suivant la direction 36 de l'axe longitudinal La poutre 18 est exceptionnelle en ce qu'elle possède une rigidité accrue dans la direction 36 de l'axe longitudinal tout en ayant le coefficient de dilatation thermique voulu La poutre 18 comprend plusieurs couches de matériaux différents Le matériau d'âme est -20 un tissu tissé 38 en fibres de carbone renforcé par une résine époxy Les fils du tissus 38 de l'âme sont orientés suivant deux directions mutuellement perpendiculaires Le tissu 38 reçoit la forme d'une auge possédant un fond 40 et deux flancs 42 et 44 Des reborts horizontaux 46 et 48 partent respectivement des flancs 42 et 44 dans des sens opposés Le tissu 38 est un matériau renforcé par une résine ou de l'époxy qui est collant à température ambiante et qui durcit en un matériau extrêmement rigide et dur lorsqu'on le fait prendre à une température élevée. Le tissu de fibres de carbone renforcé par de l'époxy tissé suivant deux directions selon la technique antérieure possède un coefficient de dilatation thermique légèrement positif, par exemple de l'ordre de 0,9 x 10 o 6 (OC) 1 De semblables fibres sont fabriquées par la société Hercules sous les appellations suivantes: "Magnamite A Sl", qui est un graphite de haute résistance; "Magnamite HTS", qui est un graphite de résistance et de module intermédiaires j- "Magnamite HMS", qui est un graphite à module élevé; et "Magnamite UHMS", qui est un graphite à module extrêmement élevé La société Cellanesefabrique un graphite de haute résistance sous l'appellation "Cellion 3 000, 6 000 " et un graphite de module extrêmement élevé sous les appellations "GY-70 " 1 et "GY-70 SE" La société Union Carbide fabrique un graphite de résistance élevée sous l'appellation "T 300 " et un graphite à module extrêmement élevé sous l'appellation "P 75 S" Pour les poutres de la figure 3, la fibre de carbone préférée est GY-70 fabriquée par la société Cellanese ou P 75 S fabriquée par Union Carbide Dans sa forme unidirectionnelle, ce matériau présente un module spécifique de 1 720 x 106 cm et une résistance spécifique de 43,2 x 105 cm, valeurs que l'on comparera aux valeurs respecti- vement correspondantes de 254 x 106 cm et 10,16 x 105 cm de l'alumi- nium 6061-T 6 (norme des Etats-Unis d'Amérique) Les fibres apparte- nant à des épaisseurs bidirectionnelles sont perpendiculaires entre elles Les fibres des tissus 38 et 71 d'une seule épaisseur (figure 4) sont orientées suivant O et 90 par rapport à l'axe longitudinal parallèle aux flèches 36 Ainsi, un premier groupe de fibres est parallèle à l'axe longitudinal, et l'autre groupe de fibres est prependiculaire au premier groupe D'autres orientations sont possibles, comme par exemple 45 , -45 ( 45 par rapport aux orientations O et 900). Un défaut d'adaptation entre les coefficients de dila- tation thermique des cellules solaires et des poutres du réseau 14 suivant la direction 36 a tendance à déformer la structure au cours du cycle thermique Il est souhaitable d'obtenir une rigidité accrue suivant les directions longitudinales 36 et un coefficient dé dilata- tion thermique proche de celui des cellules solaires, et de produire une structure légère. Des fibres de carbone renforcées par de l'époxy unidirec- tionnelles> qui sont constituées en plusieurs couches, sont fixées à la couche 38 (figure 3) Les fibres de carbone renforcées par de l'époxy unidirectionnelles s'étendent toutes suivant une direction parallèle Ces fibres tendent à présenter un coefficient de dilatation thermique légèrement négatif, et proche de zéro Comme cela est prévu selon une particularité de l'invention, deux couches 50 et 52 d'épaisseurs de résine époxy renforcée par des fibres de carbone unidirectionnelles se trouvent sur une surface de la base 40, et deux couches supplémentaires 54 et 56 d'épaisseurs de résine époxy renforcées par des fibres de carbone unidirectionnelles se trouvent sur l'envers de la base 40 Selon un premier exemple, on peut former les poutres en plaçant les matériaux à température ordinaire dans un moule femelle ayant la forme voulue en section droite On place alors l'ensemble dans un autoclave L'autoclave contient une atmos- phère d'azote sous une pression de 7,03 kg/cm ( 4762 pascals) à une température de 121 à 1770 C Selon un deuxième exemple, les matériaux des poutres sont comprimés à 7,03 kg/cm ( 4762 pascals) entre deux matrices adaptées Pendant la compression, les matériaux sont durcis à une température de 121 à 1770 C Les couches 50, 52, 54 et 56 sont des bandes d'une seule épaisseur dont les fibres sont orientées dans les directions 36 parallèlement à l'axe longitudinal de la poutre Les deux couches 50 et 52 se trouvant sur une face de la base 40 et les deux couches 54 et 56 se trouvant sur l'envers de la couche 40 tendent à s'adapter l'une avec l'autre en ce qui concerne les moments de flexion provoqués par les alternances thermi- ques Ainsi, les excursions en température des couches 50 et 52 tendent à dilater ou à contracter les couches de façon à produire des forces qui sont équilibrées par des forces identiques créées par la dilatation ou la contraction des couches 54 et 56, relative- ment à la couche 38 de tissu bidirectionnel Ainsi, les couches 50 et 52 de la première face de la base 40 produisent, lorsqu'elles subissent des alternances thermiques, des couples qui sont équilibrés par les couples produits par les couches 54 et 56 se trouvant sur l'autre face de la base 40, ce qui entraîne un couple net sensible- ment nul La petite différence de largeur existant entre les couches , 52, 54 et 56 perpendiculairement aux directions 36 et parallè- lement à la base 40, cette différence étant de l'ordre de quelques dizaines de microns, a un effet négligeable sur l'équilibrage des couples Ainsi, les dilatations ou contractions thermiques des deux groupes de couches créent des couples équilibrés s'exerçant sur la base 40 En l'absence de semblables couples équilibrés, la poutre aurait tendance à fléchir ou se déformer suivant son axe longitudi- nal à la manière du bilame d'un thermostat. Les bandes unidirectionnelles coopèrent avec le tissu bidirectionnel 38 pour produire le coefficient voulu de dilatation thermique Les couches multiples se trouvant au-dessus et au-dessous de la base 40 confèrent une résistance accrue vis-à-vis des contraintes induites par les forces exercées perpendiculairement à la base 40 en des points séparés suivant les directions longitudinales. Pour des raisons identiques, des couches unidirectionnelles et 62 symétriquement disposées se trouvent sur les surfaces supé- rieure et inférieure du rebord 48, et des couches analogues 64 et 66 se trouvent sur les surfaces supérieure et inférieure du rebord 46 de la poutre 18 Chacune des couches 60, 62, 64 et 66 est formée d'une bande d'une seule épaisseur de fibres de carbone renforcées par de la résine époxy unidirectionnelles Les fibres des couches 60 à 64 sont toutes orientées dans une direction parallèle à celle des fibres des couches 50 à 54 Les couches 60 et 64 se trouvant sur la face supérieure des rebords correspondants contrebalancent les contraintes d'origine thermique s'exerçant respectivement dans les couches 62 et 66 se trouvant sur la face inférieure Ainsi, les fibres unidirectionnelles confèrent une résistance accrue à la poutre en ce qui concerne les couples de flexion induits par les forces perpendiculaires au plan de la base 40, par exemples des forces s'exerçant au niveau des extrémités 22 et 23 Les poutres de la figure 2 présentent un coefficient de dilatation thermique étroite- ment accordé à celui des cellules solaires et à celui de la structure constituée de l'âme alvéolaire en aluminium et du Kevlar, La dimen- sion transversale de la poutre 18, c'est-à-dire la dimension dans le sens perpendiculaire aux directions 36 de la poutre 18 dans le plan de la base 40, peut présenter un coefficient de dilatation thermique différent de celui voulu Toutefois, en raison des fibres des couches 50, 52, 54 et 56 orientées suivant la direction longitu- dinale 36, la poutre est relativement plus faible en ce qui concerne sa résistance à des couples de flexion exercés suivant cette direction 11218 transversale, et la dilatation de la poutre suivant cette direction transversale a un effet négligeable sur la structure composite globale en présence d'excursions de température Alors qu'elle présente un coefficient de dilatation thermique relativement élevé ainsi qu'une structure module-résistance relativement faible dans la direction de son plan, par exemple la direction 36, ainsi que cela a été décrit ci-dessus, l'âme à structure alvéolaire 30 en aluminium est empêchée de se dilater en présence d'excursions de température d'origine thermique par la rigidité structurelle des couches 34 et 32 de Kevlar La résistance des couches 32 et 34 est notablement plus importante que la résistance de l'âme d'aluminium suivant la direction horizontale (voir figure 3) La dimension des couches 32 et 34, en présence de variations de température, commande les dimensions de l'âme 30 Pour compléter la structure des poutres (figure 4), une couche 71 de fibres de carbone bidirectionnelles tissées renforcées par de la résine époxy est fixée aux rebords 46 et 48 au-dessus des couches inférieures 62 et 64 de fibres unidirec- tionnelles Les fibres de la couche 71 sont orientées dans les mêmes sens que les fibres de la couche 38, à savoir parallèlement et perpen- diculairement aux directions 36 Après durcissement de la poutre 18, celleci est fixée à la couche 34 (figure 3) pendant le durcissement ou après le durcissement des couches 32 et 34 qui les fait prendre avec l'âme alvéolaire 30 de façon à former une structure composite. Le tissu bidirectionnel de graphite peut avoir une armure 135 (norme des Etats-Unis d'Amérique). On comprendra qu'il est possible de prévoir, selon une structure donnée d'engin spatial, un nombre plus ou moins grand de couches telles que les couches 50 à 54 et 60 à 66 dans les poutres. L'amplitude des moments de flexion s'exerçant par rapport à l'axe transversal au travers de la base 40 et des rebords 46 et 48 peut différer d'une structure d'engin spatial à l'autre Le nombre des couches 50 à 54 et 60 à 66 est déterminé par l'amplitude de ces moments de flexion. Un élément de liaison 74 destiné au raccordement avec un mât (voir figure 2) est disposé dans la poutre 26 en une position 251 1218 centrale entre les poutres 18 et 20 Cet élément de liaison reçoit un mât de déploiement de panneaux (non représenté) servant à fixer les panneauxà l'enginspatial (nonreprésenté) Undeuxième élémentde liaison 74 ' est placé dans la poutre 24 en une position centrale entre les poutres 18 et 20 afin de recevoir un élément d'intercon- nexion de panneaux (non représenté) qui relie un deuxième panneau au panneau 10 dans la position d'arrimage et la position déployée. Des pièces rapportées métalliques taraudées 76 disposées dans les poutres 18 et 20 reçoivent des éléments d'immobilisation de panneau, par exemple des boulons, permettant de fixer les panneaux sur l'engin spatial pendant le lancement Les éléments de liaison 74, 74 ' et les pièces rapportées 76 étant en métal, il est nécessaire de les isoler électriquement des poutres, qui sont en carbone (graphite), afin d'empêcher la corrosion galvanique Pour cette raison, les pièces rapportées 76 et les éléments de liaison 74, 74 ' sont fixés dans des manchons de raccordement en Kevlar diélectrique (non repré- sentés) qui sont fixés sur les poutres aux positions des éléments de liaison et des pièces rapportées. Ainsi que cela a précédement été expliqué, les pièces rapportées 76 sont montées suivant une relation d'écartement donnée pour un engin spatial donné Ainsi, la rigidité du panneau 10 est mesurée par rapport aux emplacements des pièces rapportées 76 La fréquence de résonance du panneau 10 se trouve au-dessus de 50 Hz lorsque le panneau est fixé à un engin spatial par les pièces rappor- tées 76 Ces pièces rapportées sont disposées symétriquement sur le panneau 10 et, plus spécialement, symétriquement par rapport aux poutres 18 et 20 et au voisinage des raccordements aux poutres 24 et 26 A titre d'exemple, pour un panneau présentant les dimensions données ci-dessus, les pièces rapportées 76 sont écartées l'une de l'autre, centre à centre, de 121,9 cm suivant les directions 36 et sont écartées l'une de l'autre, centre à centre, de 96,5 cm suivant une direction perpendiculaire aux directions 36 Les éléments de liaison 74 et 74 ' auxquels les mâts (non représentés) sont fixés se trouvent chacun à la moitié des poutres 26 et 24, respectivement. 11218 L'emplacement des points d'assujettissement est un facteur entrant en compte dans la détermination du tracé des poutres 18, 20, 24, 26 et 28 De plus, la forme et la taille du panneau sont des facteurs à considérer pour la détermination du tracé des poutres Comme cela est représenté, le tracé des poutres a une forme de H mais d'autres formes peuvent également être utilisées selon les facteurs indiqués ci-dessus Par exemple, le réseau de poutres peut être rectangulaire, carré, en étoile, en grille, ou selon d'autres configurations Alors que le panneau représenté est rectan- gulaire, il peut également exister de nombreuses autres formes. Les pièces rapportées 76 d'assujettissement comportent de préférence des trous taraudés qui reçoivent des boulons se fixant à l'engin spatial Les pièces rapportées 76 de panneaux arrimés adjacents sont alignées et boulonnées ensemble D'autres dispositifs appropriés peuvent également être utilisés pour recevoir des câbles ou d'autres types de mécanisme d'assujettissement. La structure globale présentée sur les figures 1 et 2 (a) est extrêmement rigide, (b) a une fréquence de résoncance naturelle supérieure à 50 Hz lorsqu'elle est liée à l'engin spatial dans la configuration de lancement, (c) est légère par suite de l'utilisation de quantités relativement petites de matériau, (d) ne demande aucun adhésif supplémentaire pour lier les divers éléments dans certaines formes de mise en oeuvre, (e) ne demande aucune interface diélectrique supplémentaire entre la couche de revêtement 32 et les cellules solaires 16 (au contraire des systèmes de la technique antérieure qui utilise des âmes en aluminium et des pellicules de revêtement électriquement conductrices), et (f) permette une bonne adaptation thermique entre tous les éléments constituants L'âme à structure alvéolaire en aluminium combinée aux couches de Kevlar 32, 34 et au réseau 14 de poutres possède une propriété thermique unique. L'aluminium, qui est un bon conducteur de la chaleur, conduit la chaleur venant de la couche thermiquement isolante 32 tournée vers le soleil jusqu'à la couche thermiquement isolante 34 tournée du côté opposé au soleil Le Kevlar, qui possède une bonne capacité de rayonnement de la chaleur, présentant une émissivité élevée, rayonne dans l'espace la chaleur ainsi conduite Ainsi, la tempéra- ture tend à s'égaliser dans la combinaison âme d'aluminium et revêtements de Kevlar de façon plus efficace que dans les structures de la technique antérieure. Alors que le procédé de durcissement concomitant a été décrit comme un procédé préféré d'assemblage des éléments, il appa- raîtra à l'homme de l'art qu'un durcissement préalable des diverses couches de Kevlar, suivi de leur fixation, peut être également souhaitable dans certaines formes de mise en oeuvre Il faut toutefois comprendre que ces formes de mise en oeuvre nécessitent des adhésifs distincts supplémentaires pour divers éléments, comprenant les poutres, les couches 32, 43 et l'aluminium 30 Les fibres de Kevlar des couches 32 et 34 sont orientées suivant 0 , 90 pour un ensemble de fibres parallèles aux directions 36 (figure 4), ceci constituant également la direction de la dimension longitudinale du substrat 12 (figure 1). Les autres fibres sont perpendiculaires à cette direction et sont orientées dans une direction qui coupe la largeur du substrat Ainsi, les fibres de Kevlar sont parallèles à la structure des cellules solaires que montre la figure 1 Les fibres de Kevlar sont plus résis- tantes dans la direction de leur longueur La rigidité maximale est voulue dans la direction 36 des poutres 18 et 20, c'est-à-dire la dimension longitudinale (figure 2), ce qui correspond à la résistance opposée à des couples de flexion s'exerçant suivant un axe transversal. Ainsi, un ensemble de fibres de Kevlar est parallèle à cette direc- tion pour conférer la rigidité maximale à la structure vis-à-vis des couples s'exerçant suivant des axes perpendiculaires aux direc- *tions 36. Sur la figure 2, des goussets 70 utilisant une seule épaisseur de tissu de polyparabenzamide bidirectionnel tissé renforcé par de la résine époxy d'une épaisseur de 0,1143 mm se trouvent sur le dessus des jonctions de raccordement des poutres 18, , 24 et 26 Des goussets 72 se trouvent sur le dessus des joints de raccordement des poutres 28 avec les poutres 24 et 26 Les goussets 70 et 72 sont fixés aux poutres 24, 26 et 28 par collage. 11218 Des cornières de renforcement 78 en forme de L, dont seulement quelques exemples sont représentés, sont également uti- lisées dans la structure au niveau des coins de toutes les jonctions des poutres Les cornières de renforcement sont formées d'une ou plusieurs épaisseurs de tissu de fibres de carbone bidirectionnelles renforcées par de la résine époxy et servent à renforcer les poutres au niveau de leurs jonctions La quantité relativement faible de matériau utilisé pour les goussets 70 et 72 et les cornières de renforcement n'a qu'un effet négligeable sur le coefficient de dila- tation thermique du système de poutres dans son ensemble. Bien entendu, l'homme de l'art sera en mesure d'imaginer, à partir de la structure de support dont la description vient d'être donnée à titre simplement illustratif et nullement limitatif, diverses variantes et modifications ne sortant pas du cadre de l'invention. L'appréciation de certaines des valeurs numériques données ci-dessus doit tenir compte du fait qu'elles proviennent de la conversion d'unités anglosaxonnes en unités métriques. 11218 R E V E N D I C A T I O N S 1 Support conçu pour porter des dispositifs, comme par exemple des cellules solaires, ledit support comprenant: un feuillet à structure alvéolaire en aluminium possédant une première et une deuxième surface, auxquelles des éléments de revêtement sont collés, et des éléments de raidissement qui sont collés sur une face exposée *de l'un desdits éléments de revêtement; le support étant caractérisé en ce que: chacun desdits éléments de revêtement ( 32, 34) comprend au moins une épaisseur d'une feuille de tissu de polyparabenzamide renforcé par de la résine époxy; chacun des éléments de raidissement ( 18, 20) comprend un raidisseur ( 40, 42, 44, 46, 48) en fibres de carbone renforcées par de la résine époxy possédant un axe longitudinal et un axe transversal; lesdits raidisseurs sont collés à une face exposée desdites feuilles de tissu de l'un ( 34) desdits éléments de revêtement; et une face exposée desdites feuilles de tissu de l'autre ( 32) desdits éléments de revêtement est destinée à porter un groupe desdits dispositifs ( 16); si bien que les élément de revêtement, le groupe de dispo- sitifs et les éléments de raidissement présentent tous sensiblement le même coefficient effectif de dilatation thermique suivant une direction donnée parallèle aux surfaces desdits éléments de revêtement. 2 Support selon la revendication 1, caractérisé en ce que, à l'intérieur desdits raidisseurs, lesdites fibres de carbone ( 38) renforcées par de la résine époxy comprennent une couche d'âme ( 38) et sont tissées suivant des directions perpendiculaires de façon à former une auge ( 40, 42, 44) orientée suivant une direction ( 36) parallèle audit axe longitudinal ainsi qu'a former un premier et un deuxième rebord ( 46, 48) orientés dans une direction perpendiculaire audit axe longitudinal et partant des bords d'un premier et d'un deuxième flanc ( 42, 44) correspondants de ladite auge; et en ce que lesdits raidisseurs comprennent en outre au moins une épaisseur de fibres de carbone unidirectionnelles renforcées par de la résine époxy ( 52, 56, 60, 62, 64, 66) orientées suivant une direction paral- lèle audit axe longitudinal, ladite épaisseur étant fixée sur les deux côtés de chacun desdits rebords et des deux côtés d'une région de fond ( 40) de ladite auge. 3 Support selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que deux ( 18, 20) des raidisseurs sont disposés de façon que leurs axes longitudinaux soient parallèles entre eux d'un bord ( 22) au bord opposé ( 23) de ladite feuille tissu-époxy ( 34), et les autres raidisseurs ( 24, 26), qui sont raccordés auxdits deux raidisseurs, et un autre raidisseur ( 28) sont disposés suivant la configuration générale d'un H. 4 Support selon la revendication 3, caractérisé en ce que chaque jonction entre raldisseurs comprend un gousset ( 70) en tissu de polyparabenzamide renforcé par de la résine époxy.