Brevet FR2579954A1 — publié le 19861010

La présente invention concerne un arrangement convenant à un vaisseau spatial, par exemple décrivant une orbite autour de la Terre. La structure d'un vaisseau spatial supporte un moteur et des organes de poussée utilisés pour la manoeuvre de l'aéronef en orbite, et supporte l'équipement formant la charge utile du vaisseau. L'équipement de la charge utile d'un vaisseau orbital comprend habituellement des réflecteurs formant des antennes relativement grandes, du type utilisé dans les satellites de communication, des capteurs terrestres, des capteurs de navigation et d'autres dispositifs destinés à assurer une orientation précise du vaisseau spatial. Cet appareillage nécessite une struc- ture rigide de support ayant des caractéristiques extrême- ment stables qui supportent un certain nombre de contraintes induites par les conditions régnantes. Par exemple, au cours du lancement initial, le vaisseau spatial doit supporter les contraintes rela- tivement élevées induites par l'accélération du lancement. Ces contraintes sont accentuées par la fixation du moteur et de l'appareillage formant la charge utile qui sont relativement lourds à la structure de support. Une fois en orbite, la structure du vaisseau spatial est exposée à des cycles thermiques au cours desquels la température varie habituellement dans une plage d'au moins + 100 C. Le brevet des Etats-Unis d'Amérique n 4 009 851 décrit une construction ou une disposition de la structure d'un vaisseau spatial comprenant une feuille d'alliage d'aluminium qui est rivetée, soudée ou fixée d'une autre manière à un bord afin qu'elle forme un organe cylindrique allongé. Cet organe cylindrique est renforcé par plusieurs nervures longitudinales espacées à la périphérie du cylindre suivant un arrangement parallèle. Cet organe cylindrique comporte en outre plusieurs nervures annulaires de renforcement. Un organe tronconique ayant une construction ana- logue à celle de l'organe cylindrique, est fixé à l'extré- mité inférieure de ce dernier. Comme l'indique ce brevet, l'organe tronconique a plusieurs nervures longitudinales espacées autour de sa surface externe. Les nervures sont fixées par des rivets aux organes cylindrique et tronconique. L'utilisation de rivets pour la fixation des nervures aux organes cylindrique et tronconique nécessite des flasques pour la fixation des rivets. Ces flasques augmentent le poids de la struc- ture. La structure de support décrite dans ce brevet est plus légère que les structures de support connues jus- qu'à présent. Cependant, il est souhaitable de réduire encore le poids de la structure de support afin de permettre l'utilisation d'une charge utile supplémentaire. Lorsque le poids de la structure de support diminue, le poids de la charge utile pour une taille donnée de vaisseau spatial, augmente. Une construction de vaisseau spatial, mise en oeuvre selon l'invention, est destinée à être fixée à un véhicule de lancement. La construction comporte une structure cylindrique tubulaire et une structure tronconique tubulaire raccordée à la structure cylindrique et dépassant de celle-ci. Ces structures ont des axes longitudinaux alignés. Elles sont destinées à loger la charge utile du vaisseau spatial et un moteur. Selon l'invention, la construction comprenant la structure cylindrique et la structure tronconique est continue et comporte une microstructure homogène continue formée de fibres d'armature dans un liant métallique. La microstructure a une épaisseur de parois qui augmente (a) d'une valeur minimale dans la région partant de l'extrémité de la structure cylindrique qui est distante de la structure tronconique, (b) à une valeur maximale au bord de la structure conique qui est distante de la structure cylin- drique. Le bord de la structure conique à l'extrémité ayant la paroi la plus épaisse, est destiné à être fixé au véhicule de lancement. D'autres caractéritiques et avantages de l'inven- tion seront mieux compris à la lecture de la description qui suit d'exemples de réalisation et en se référant aux dessins annexés sur lesquels: la figure 1 est une perspective éclatée d'un mode de réalisation de l'invention; la figure 2 est une coupe d'une structure de support de vaisseau spatial utilisé dans le mode de réalisa- tion de la figure 1; les figures 3 et 4 sont des coupes des parois de la structure de la figure 2 représentant plus en détail les régions entourées par les traits interrompus 3 et 4 sur la figure 2; et la figure 5 est une coupe plus détaillée de la région entourée par le cercle 5 en trait interrompu de la figure 2, représentant la fixation de la structure du vaisseau spatial de la figure 2 à un véhicule de lan- cement. La figure 1 représente un vaisseau spatial ayant une structure 10 de support qui comporte un organe cylin- drique 12 de section droite circulaire. L'organe 12 est raccordé à un organe tronconique 14 s'évasant vers l'exté- rieur et est solidaire de cet organe afin que l'ensemble forme la structure. La structure de support en une seule pièce est représentée plus en détail sur la figure 2. La structure de support, comme celle du brevet précité, a un axe longitudinal 50 qui correspond aux axes alignés des organes 12 et 14. La figure 2 représente la structure 10 de support, analogue à celle qui est représentée dans le brevet précité, comprenant des nervures annulaires internes ou des anneaux de renforcement 16 et 24 en forme de flasques. L'anneau 16 a une surface externe plane 18 coplanaire au bord 20 de l'organe cylindrique 12. Un anneau 24 ou une nervure annulaire interne analogue à un flasque est fixé à la surface interne 22 de l'organe 12. Un anneau 26 analogue à un flasque ou une nervure annulaire externe est placé à l'interface de l'organe 12 et de l'organe 14. Un anneau 30 en forme de flasque ou nervure annulaire de renforcement ayant une surface externe plane 28 est fixé au bord inférieur de l'organe 14. Les organes 12 et 14 et les anneaux 16, 24, 26 et 30 forment une microstructure homogène en une seule pièce comprenant des fibres d'armature dans un liant métallique, formant une structure composite à liant métal- lique n'ayant ni rivetsni joints soudé entre les éléments. Un matériau composite à liant métallique est un matériau qui comporte une combinaison d'un matériau d'armature tel que des fibres, des trichites ou des parti- cules, lié par un métal. Le terme "fibres" utilisé dans les revendications est destiné à désigner les fibres, les trichites et les particules. Les fibres peuvent être continues ou discontinues. Le matériau composite à liant métallique et à fibres continues utilise des fibres continues pour l'armature du métal. Les propriétés du matériau composite à liant métallique à fibres continues ont tendance à être direction- nelles et très bien prévisibles en fonction des règles connues de calcul de mélange (liant-armature). Les maté- riaux composites à liant métallique et à fibres discontinues contiennent de courtes fibres coupées liées par le métal. Les propriétés résultantes du matériau composite à liant métallique et à fibres discontinues sont très isotropes, mais donnent une moindre augmentation des propriétés du liant que celle qui est offerte par les matériaux composites à liant métallique "et à fibres continues. Des métaux qui peuvent être utilisés comme liant dans les matériaux composites à liant métallique sont l'aluminium, le magnésium, le titane, le cuivre, le plomb et l'acier. Des exemples d'armatures sous forme de fibres continues sont le graphite, le carbure de silicium, le bore, le carbure de bore, l'oxyde d'aluminium, l'acier et le tungstène. Des exemples de fibres d'armature discon- tinues sont les fibres continues précitées découpées en courts tronçons ainsi que les trichites de carbure de silicium, les particules de carbure de silicium et les particules d'alumine. Ces matériaux sont décrits plus en détail par exemple dans la publication n 0481-(n de page)-2M de Avco Corporation. Dans le mode de réalisation considéré, le matériau composite à liant métallique comprend du carbure de silicium dans un liant d'aluminium. Des matériaux à base de carbure de silicium sont décrits dans le catalogue "Avco" 0481-16-2M et 0481-20-2M. Comme décrit, le carbure de silicium présente les avantages d'avoir les propriétés d'un faible prix, d'une résistance mécanique élevée, d'une résistance élevée à la chaleur jusqu'à 1200 C, d'une faible conductivité, d'une bonne résistance à la corrosion et d'une bonne stabilité chimique, tout en possédant des propriétés de mouillabilité par les métaux. Les matériaux composites à liant d'aluminium sont fabriqués par coulée et moulage à chaud au cours d'opéra- tions connues sous le nom de pressage isostatique à chaud, décrit dans la suite. Les propriétés mécaniques d'un matériau composite contenant du carbure de silicium parti- culaire avec de l'aluminium, fabriqué par DWA Corporation figure dans le tableau 1 d'un article "Results of Recent MMC Joining Investigations", DOD Metal Matrix Composites Information Analysis Center-Current Highlights, sept. 1983, vol. 3, n 3 et dans un rapport préparé par Rockwell Inter- national, nov. 1980, Report n AFWAL-TR-81-3018, "Metal- Matrix Composites Application/Payoff for High-Performance Aircraft Airframes". Ce rapport qui comprend une revue des fournisseurs de matériaux composites à liant métallique et de la littérature publiée, indique des propriétés physiques, des données et des coûts d'utilisation pour le développement de réalisation à l'aide de matériaux composites à liant métallique. La structure de la figure 2 peut comporter un matériau du type carbure de silicium particulaire-Al (T6061), ayant une teneur volumique en fibres d'environ 25 % et une porosité inférieure à 1 %. Un certain nombre de procédés connus peuvent être utilisés pour la fabrication de la structure. Les organes 12 et 14 peuvent être formés en une seule pièce l'un avec l'autre ou peuvent être formés séparément puis associés, par exemple dans le procédé décrit dans la suite du présent mémoire. Dans le procédé précité de pressage isostatique à chaud, le métal en poudre et le matériau particulaire d'armature sont d'abord mélangés soigneusement (afin que les particules soient uniformément réparties dans la poudre du métal), et les constituants mélangés sont alors comprimés dans un moule, à une température élevée et à une pression élevée afin qu'un lingot ayant des dimensions approximatives soit formé. Par exemple, le moule peut comporter un mandrin interne et un mandrin externe mobile. La cavité formée entre les mandrins dé- limite la configuration du lingot. Le matériau d'armature et le métal en poudre mélangés sont placés dans la cavité formée entre les mandrins. La température est élevée et le mandrin externe est déplacé radialement vers l'inté- rieur afin que le mélange du matériau et du métal soit comprimé. La chaleur et la pression provoquent une fusion de la poudre métallique. Après refroidissement, les man- drins sont séparés et le lingot du matériau composite à liant métallique est démoulé. Les éléments formés du matériau composite peuvent être fixés au lingot au cours d'une opération connue de diffusion ou moulés avec lui. Le procédé de pressage isostatique à chaud densifie le matériau composite formé du métal et des fibres d'arma- ture, en poudre, à des pressions très élevées jusqu'à ce que les ingrédients prennent la forme du lingot et sa composition. Ceci est indiqué par exemple par une publi- cation de FMI Corporation concernant les matériaux compo- sites contenant du carbure de silicium dans un liant de poudre d'aluminium. Lors de la fabrication de la structure de la figure 2, la partie cylindrique supérieure et la partie tronconique inférieure peuvent être formées séparément. Les deux parties sont alors raccordées par soudage par inertie. Le soudage par inertie est une technique dans laquelle la microstructure de la connexion de la partie tronconique évasée sur la partie cylindrique circulaire est rendue identique à celle du matériau restant. Le raccord soudé ne peut pas être identifié séparément par sa microstructure qui est pratiquement homogène. La techni- que du soudage par inertie a été appropriée par DWA Corpora- tion, Chatsworth, Californie. La structure composite précitée à liant métallique a des dimensions en excès. Cette structure, y compris des anneaux, est alors usinée aux dimensions finales du produit terminé. La structure composite résultante à liant métal- lique est "quasi-isotrope" étant donné la répartition uniforme des fibres ou particules du matériau d'armature dans le liant métallique. L'expression "quasi-isotrope" s'applique à tous les éléments de la structure qui sont compris dans une région. Dans cette région, tous les éléments sauf un sont disposés radialement dans des segments angulaires placés autour de l'élément considéré. L'expres- sion "quasi-isotrope" indique que tous les éléments de la région ont une réponse uniforme à des contraintes mécaniques ou thermiques qui sont appliquées. Par exemple, les dilatations et contractions thermiques sont uniformes dans la structure lorsqu'un gradient thermique déterminé est appliqué au matériau. Cette propriété quasi-isotrope réduit au minimum les contraintes créées thermiquement et les déformations résultantes de la structure en présence de grandes excursions thermiques. La charge utile, les moteurs, etc. fixés à la structure 10 sont représentés sur la figure 1. Plusieurs organes formant des cloisons 42, 44, 46 et 48 analogues à des plaques sont fixés à la structure 14 parallèlement à l'axe longitudinal 50. Le plan des organes 42, 46 peut être perpendiculaire à celui des organes 44, 48. Des organes 44 et 48 sont coplanaires et les organes 42 et 44 peuvent se trouver dans des plans espacés décalés par rapport à l'axe 50. Une structure 52 comprenant des entre- toises est fixée aux cloisons et maintient les réservoirs - 54 de carburant sur la structure 10 de support. Sur la figure 1, une antenne 38 est fixée au panneau plan 40. Ce panneau est fixé à l'anneau 16 à la surface 18. Un second panneau plan 60 est fixé à l'anneau 26 parallèlement au panneau 40. Des panneaux 62, 64, 66 et 68 sont fixés aux cloisons respectives 44, 42, 48 et 46 et aux panneaux adjacents aux bords en butée. Par exemple, le panneau 64 est fixé à la cloison 42 au bord radial externe de la cloison, par rapport à l'axe 50 et au panneau , 60, 62 et 66 à des bords parallèles respectifs en butée. Le panneau 66 est parallèle au panneau 62 et il est fixé à la cloison 48, aux panneaux 40, 60, 64 et 68. Le panneau 68 est fixé à la cloison 46 et aux panneaux 40, , 62 et 66. La structure résultante est orthorhombique. Cette structure est décrite plus en détail dans le brevet précité des Etats-Unis d'Amérique n 4 009 851. Les éléments de la charge utile sont fixés aux divers panneaux. Par exemple, les éléments 70 sont fixés au panneau 62. En outre, des panneaux solaires 72 et 74 qui sont repliés mais peuvent être dépliés sont fixés par des tringleries à la structure 10 comme décrit plus en détail dans le brevet précité. Un moteur 76 d'apogée (fi- gure 1) est fixé à l'anneau interne 24 (figure 2) de la structure 10. Ce moteur 76 d'apogée est entièrement placé à l'intérieur de la structure 10. La figure 2 indique que la structure de support , pendant le lancement, est fixée à un véhicule 32 de lancement (représenté en trait interrompu). Le véhicule 32 de lancement est supposé propulsé dans le sens 34 opposé au sens 34' de la force de gravité. La structure 10 est fixée au véhicule 32 de lancement au niveau de la surface 36 de l'organe 14. Les forces d'accélération F sont appliquées par le véhicule de lancement dans le sens 34 à la structure 10, sur la surface 36 de l'organe tronconique 14. Les forces F sont uniformément réparties autour de l'organe 14 et sont appliquées à l'anneau 30. Les forces F créent des forces de réaction F' dans le sens 34', opposé au sens 34, proportionnellement à la masse de la structure 10 et de la charge utile qui lui est fixée, du moteur d'apogée ou autre et des accessoires. Tous les éléments décrits précédemment en réfé- rence à la figure 1, qui sont fixés à la structure 10, ont tendance à créer un certain nombre de forces de réaction différentes appliquées à la structure 10 lorsque le véhicule de lancement accélère dans la direction indiquée dans le sens 34. Par exemple, les forces F' de réaction de valeur maximale sont appliquées à la structure 10 au ni- veau de l'anneau 30 et sont transmises au véhicule 32 de lancement. Des forces différentes de réaction sont créées en différents points le long de la structure 10 et leur amplitude augmente obligatoirement lorsque la distance entre le point considéré sur la structure 10 et le véhicule 32 de lancement diminue. Ainsi, les anneaux 30 et la partie de l'organe 40 qui est adjacente aux anneaux 30 absorbe et transmet la totalité des forces produites par les forces F' induites par l'accélération lors du lancement pour tous les éléments fixés à la structure 10. Par compa- raison, l'anneau 16 a des forces de réaction F' qui sont relativement faibles. Ceci est dû au fait que l'anneau 16 subit les forces de réaction du plus petit nombre d'accessoires qui lui sont fixés par rapport au reste de la structure 10. Ainsi, les contraintes appliquées à la structure 10 et induites par le lancement ont une amplitude qui augmente dans le sens 34', vers une valeur maximale au niveau de l'anneau 30. Une caractéristique originale de la structure selon l'invention est qu'elle n'a pas de nervures verticales de renforcement telles que celles de la structure décrite dans le brevet précité des Etats-Unis d'Amérique n 4 009 851. Les parois des organes 12 et 14 ont une épaisseur variable de manière que la structure 10 (figure 2) ait une rigidité accrue et de manière que l'écart entre les forces minimales appliquées à l'anneau 16 et les forces maximales appliquées à la structure 10 au niveau de l'anneau 30, sous l'action des forces F induites par le lancement, soit compensé. Les parois sont les plus minces sur l'organe 12 près de l'anneau et les plus épaisses sur l'organe 14 près de l'anneau 30. L'épaisseur variable de paroisdonne une rigidité suffisante à la structure 10 et permet l'augmentation de la force appliquée dans le sens 34' le long de la structure 10. En d'autres termes, lorsque la force appliquée à la structure par les forces de réaction augmente, l'épaisseur de parois augmente, lorsque les parois se rapprochent du véhicule de lancement auquel la structure 10 est fixée, afin que les forces croissantes soient encaissées. Par exemple, sur la figure 3, l'épaisseur t1 de parois de l'organe 12 près de l'anneau 16 est la plus faible et peut avoir une valeur quelconque dépendant des caractéristiques de réalisation de la structure et d'encaissement des forces du vaisseau spatial, et évidem- ment fonction du nombre d'éléments fixés à la structure près de l'anneau 16. L'épaisseur de l'organe cylindrique 12 augmente progressivement jusqu'à une valeur t2 proche de l'anneau 26, cette épaisseur ayant une valeur supérieure à celle de l'épaisseur t1. L'épaisseur t2 augmente jusqu'à une valeur plus élevée t3 dans l'organe 14 (figure 4) près de l'anneau 30, l'épaisseur étant alors maximale. Les valeurs réelles d'épaisseur de parois t1 à t3 peuvent correspondre à la réalisation particulière considérée. Une considération importante est l'uniformité, l'homogénéité et l'absence de discontinuité au raccord de la microstructure dans la totalité des parois et des anneaux. Aucun rivet ou aucun dispositif externe de fixation n'est utilisé pour la fixation des anneaux 16, 24, 26 et 30 à la partie tubulaire de la structure 10. L'épaisseur variable de parois permet l'utilisation d'une quantité minimale de matière dans la structure 10, réduit au minimum son poids et permet une augmentation au maximum de sa résistance mécanique. A titre comparatif, une structure analogue à celle qui est décrite dans le brevet précité des Etats-Unis d'Amérique, contenant un matériau à base d'aluminium, peut avoir un poids de 38,1 kg alors qu'une structure ayant une âme formée d'un liant métallique d'aluminium et de carbure de silicium selon l'invention, ayant des dimensions semblables, a un poids total d'environ 27,7 kg lors d'utilisation d'aluminium T6061 ou un poids total de 25,9 kg lors de l'utilisation d'aluminium T2024. L'emplacement particulier et le nombre d'anneaux dans la structure décrite dans le présent mémoire corres- pondent à l'exemple de vaisseau spatial représenté sur la figure 1. Ces anneaux jouent à la fois le rôle de nervures de renforcement et de dispositifs de renforcement et de dispositifs de fixation des panneaux 40 et 60 et du moteur d'apogée 76. L'épaisseur variable de parois permet la variation de la répartition des forces de lancement dans la structure 10 tout en assurant la conservation de la rigidité de la structure combinée cylindrique- tronconique, satisfaisant aux critères fixés par la réalisa- tion du vaisseau spatial. Sur la figure 5, l'anneau 30 qui est à l'extrémité inférieure de l'organe 12 a une cavité annulaire 82. Le véhicule 32 de lancement a une cavité annulaire 84 tournée vers la cavité 82. Un mécanisme 86 d'éjection schémati- quement représenté sur la figure est placé dans les cavités. Les détails du mécanisme d'éjection sont bien connus et on ne les décrit pas. Par exemple, le mécanisme d'éjection peut comporter des disques repoussés par des ressorts ou par des éléments analogues exerçant une force d'éjection de la structure du vaisseau spatial et des accessoires qui lui sont fixés, dans le sens 90 à distance du véhicule 32 de lancement au moment convenable pendant le cycle de lancement. Un mécanisme 92 de serrage qui est schématiquement représenté est libéré par un dispositif pyrotechnique (non représenté) ou d'autres mécanismes de libération. La structure 10 est séparée du véhicule 32 dans le sens sous l'action des forces appliquées par le mécanisme 86 de libération. L'anneau 30 a donc la fonction supplémen- taire d'assurer le renforcement de la partie de base de l'organe tronconique 12 afin qu'il subisse les forces d'éjection. Dans le mode de réalisation- considéré, l'organe cylindrique 12 est un cylindre de section droite circulaire. Cependant, l'expression "';structure cylindrique tubulaire" utilisée dans les revendications et dans le présent mémoire s'applique aussi à une structure légèrement tronconique dans laquelle le diamètre interne, par exemple le diamètre à proximité de l'anneau 16, peut être inférieur au diamètre interne à proximité de l'anneau 26 afin que l'organe 12 ait une configuration légèrement tronconique. Le fait que l'organe cylindrique 12 est réellement sous forme d'un cylindre de section droite circulaire ou a une forme légèrement tronconique n'a pas autant d'importance que la variation uniforme d'épaisseur des parois combinées des organes 12 et 14, l'épaisseur augmentant lorsque la distance à l'interface de la structure 10 et du véhicule 32 de lancement diminue. L'épaisseur particulière des parois ou les maté- riaux particuliers de la structure composite à liant métallique n'a pas autant d'importance que l'utilisation d'un matériau composite à liant métallique. Ce matériau a une microstructure uniforme et homogène, incluant les structures des nervures annulaires. Cette structure homogène évite l'utilisation de rivets, de flasques ou d'autres éléments supplémentaires pour la fixation des divers éléments de la structure. Le matériau composite à liant métallique permet la formation d'une structure de vaisseau spatial ayant un poids minimal, une résistance mécanique maximale, une déformation minimale en présence de cycles thermiques, et une déformation sous l'action de forces appliquées pendant le lancement et pendant le déplacement orbital. Le matériau composite à liant métallique permet aussi à la structure de supporter l'exposition à des températures plus élevées que ne le permettent les métaux classiques. De telles conditions de températures élevées peuvent être prévues dans certaines conditions d'échauf- fement par le moteur d'apogée (chaleur transférée par le moteur) et dans certains rayonnements de l'espace. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme de l'art aux vaisseaux spatiaux qui viennent d'être décrits uniquement à titre d'exemples non limitatifs sans sortir du cadre de l'invention. REVENDICATIONS 1. Vaisseau spatial ayant une structure (10) des- tinée à être fixée à un véhicule de lancement (32), caracté- risé en ce qu'il comprend une structure cylindrique tubu- laire (12) et une structure tronconique tubulaire (14) partant d'une première extrémité de la structure cylin- drique, l'axe longitudinal de la structure tronconique étant aligné sur l'axe longitudinal (50) de la structure cylindrique, les structures étant destinées à supporter la charge utile et le moteur du vaisseau spatial, les structures étant formées par une microstruc- ture homogène et continue formée de fibres d'armature dans un liant métallique, et la microstructure a une épaisseur de parois crois- sant d'une première extrémité de la structure cylindrique distante de la structure tronconique à un bord de la structure tronconique qui est distant de la structure cylindrique, le bord auquel la paroi a la plus grande épaisseur étant destiné à être fixé au véhicule de lan- cement. 2. Vaisseau selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comporte en outre un ou plusieurs organes en forme d'anneaux (16, 24, 26, 30) dépassant de la surface de l'une au moins des structures, chaque anneau faisant partie de la microstructure homogène. 3. Vaisseau selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'il est destiné à être fixé au véhicule de lancement par l'un des anneaux (30) formé au bord de l'organe tron- conique de manière qu'il dépasse de la surface externe de l'organe tronconique et forme une surface (28) de coopération avec le véhicule de lancement. 4. Vaisseau selon l'une quelconque des revendica- tions 1 à 3, caractérisé en ce que la microstructure homo- gène est formée d'un matériau particulaire d'armature SiC dans un liant d'aluminium.