Brevet FR2837168A1 — publié le 20030919

meme cable (42) entralne par ledit moteur (41). Cette invention concerne une structure de deploie ment de satellite comprenant un groupe de panneaux solaires, un panneau de radiateur, une antenne ou des dispositifs si milaires, destines a etre montes sur un satellite. Une structure de deploiement de satellite a une plu ralite de panneaux qui vent relies a une structure de satel lite comme etant un corps principal du satellite et constitue le satellite. Tous les panneaux vent relies les uns aux autres d'une maniere mobile au moyen de charnieres ou de dispositifs similaires. Avant le lancement d'une fu see, les panneaux vent alors stockes dans cette fusee, tout en etant replies et superposes. Apres le lancement de la fu see, les panneaux vent deployes sur une orbite de maniere a servir comme elements du satellite dans ltespace. Les fig. 3 vent un dessin schematique explicatif re presentant la structure d'un groupe classique 11 de panneaux solaires qui est connu comme etant l'une des structures de deploiement de satellite, et represente un etat du groupe 11 de panneaux solaires quand il est stocke. La fig. 3A est une vue en perspective representant le panneau superieur du groupe 11 de panneaux solaires quand il est stocke. La fig. 3B est une vue de cote representant la totalite du groupe 11 de panneaux solaires tel qu' observe depuis la direction D de la fig. 3A. Ici, supposons qua la partie inferieure de la fig. 3A soit le cote relic a une structure de satellite (non representee). Dans les fig. 3A et 3B, les hachures pour in- diquer les coupes vent partiellement omises. En se referent aux fig. 3A et 3B, le numero de refe- rence 11 designe le groupe de panneaux solaires, le numero de reference 12 quatre panneaux replies, le numero de refe- rence 13 des charnieres qui peuvent relier ensemble de ma- niere mobile les panneaux 12, le numero de reference 14 une armature qui est reliee a la structure de satellite et au panneau adjacent a la structure de satellite, le numero de reference 15 un verrou de maintien qui fixe et maintient en- semble les panneaux ainsi que la structure de satellite et le panneau 12 qui lui est adjacent. Le verrou 15 de maintien peut occuper par exemple deux emplacements au voisinage du centre du panneau 12 ainsi que quatre emplacements autour de celui-ci, soit six emplacements en tout. Le fonctionnement de la structure classique de de- ploiement de satellite va etre decrit maintenant. Chacun des panneaux 12 du groupe 11 de panneaux so- laires est monte sur la fusee, replie avec les autres pan- neaux, relic a la structure du satellite (non representee) et est lance. Apres le lancement, les verrous 15 de maintien vent liberes sur une orbite par un mecanisme de declenche- ment (non represente) au moyen duquel les panneaux 12 vent deployes. Le deploiement des panneaux 12 dans ltespace est ainsi "ermine, et le groupe 11 de panneaux solaires fonc- tionne en tent qutelement du satellite. Le groupe classique de panneaux solaires decrit ci dessus, constituent l'une des structures de deploiement de satellite, presente les problemes suivants. Pour eviter une resonance avec des vibrations tres intenses qui se produisent au moment ou la fusee est lancee, une augmentation de la frequence caracteristique du groupe de panneaux solaires est essentielle. D'autre part, etant donne que la fusee a un volume et un poids limites, l'epaisseur de cheque panneau du groupe de panneaux solaires doit de preference etre aussi reduite que possible. Malheureusement, plus le panneau est mince, plus la frequence caracteristique du groupe de panneaux so- laires est basset Pour ne pas rendre plus elevee la frequence caracte- ristique quand l'epaisseur du panneau est rendue la plus mince possible, il existe une methode consistent a augmenter le nombre de verrous de maintien pour fixer et maintenir en position les panneaux quand les panneaux vent stockes, ctest-a-dire augmenter les emplacements de fixation des pan neaux. Cependant, etant donne que les verrous de maintien doivent etre relaches lors de la mise sur orbite du satel lite, le nombre de mecanismes de relachement augmente inevi tablement en meme temps que le nombre de verrous de main- tien, ce qui entraine par consequent une augmentation du poids a transporter par la fusee. De plus, etant donne que les panneaux ne vent pas deployes a moins que tous les verrous de maintien aient ete relaches, une augmentation du nombre de verrous de maintien risque de diminuer la fiabilite du deploiement des panneaux. La presente invention a ete concue pour resoudre les problemes ci-dessus, et d'autres, et a pour but de fournir lO une structure de deploiement de satellite dans laquelle la frequence caracteristique peut etre rendue plus elevee sans augmenter le nombre de verrous de maintien meme si l'epais- seur des panneaux est rendue aussi mince que possible. Pour atteindre ce but et d'autres objectifs, une structure de deploiement de satellite selon la presente in- vention est munie d'une pluralite de pieces dtinsertion pour eviter des vibrations, disposees dans un intervalle entre chacun des panneaux et dans celui entre le corps principal du satellite et le panneau adjacent au corps principal, quand les panneaux vent stockes tout en etant replies et disposes en couches. Selon la presente invention, quand les panneaux vent stockes tout en etant replies et disposes en couches, une pluralite de pieces elastiques pour eviter les vibrations vent disposees dans l'intervalle entre chacun des panneaux et dans celui entre le corps principal du satellite et le panneau adjacent au corps principal. En consequence, meme si l'epaisseur des panneaux est rendue aussi mince que possi- ble, il est cree une structure de deploiement de satellite dans laquelle la frequence caracteristique peut etre rendue plus elevee sans augmenter le nombre de verrous de maintien. En meme temps, une structure de deploiement de satellite qui soit capable de reduire la reponse aux vibrations peut etre prevue. Ce but, et d'autres, de la presente invention, et les avantages qui en decoulent, apparaltront clairement a la lumiere de la description detaillee qui suit en se referent aux modes de realisation et aux dessins joints donnes uni- quement a titre d'exemple et non limitatifs, dans lesquels: les fig. 1A et 1B vent des dessins explicatifs sche- matiques representant la disposition d'une structure de de ploiement de satellite selon un premier mode de realisation de la presente invention; la fig. 2 est une representation schematique mon- trant la disposition d'une piece d' insertion pour eviter les vibrations de la structure de deploiement de satellite selon un deuxieme mode de realisation de la presente invention; les fig. 3A et 3B vent des dessins schematiques re- presentant la disposition d'une structure classique de de- ploiement de satellite. Dans les figures, les memes numeros et caracteres de reference, a moins qu'indique autrement, vent utilises pour designer des proprietes, elements, composants ou portions des modes de realisation representes. La description detaillee des modes de realisation preferes de la presente invention est presentee ci-dessous en se referent aux dessins joints. La fig. 1 est un dessin explicatif schematique re- presentant la disposition d'une structure de deploiement de satellite selon le premier mode de realisation de la pre- sente invention, et represente un etat d'un groupe 1 de pan neaux solaires quand il est stocke. La fig. 1A est une vue en perspective representant le panneau superieur du groupe 1 de panneaux solaires quand il est stocke, et la fig. 1B est une vue de cote representant l 'ensemble du groupe 1 de pan- neaux solaires tel qut observe depuis la direction C de la fig. 1A. Dans les fig. 1A et 1B, une fleche A est orientee vers le teas de la fig. 1B et vers le cote relic a une struc- ture de satellite (non representee), et une fleche B est orientee vers le haut de la fig. 1B et a un sens oppose au sens de la fleche A. Le numero de reference 1 designe globa- lement un groupe de panneaux solaires (structure de deploie- ment de satellite), le numero de reference 2 quatre panneaux replies et le numero de reference 3 des charnieres pour re- lier ensemble de maniere mobile les panneaux 2. Le numero de reference 4 designe une armature pour relier la structure de satellite au panneau qui lui est adjacent. Le numero de re ference 5 designe un verrou de maintien qui fixe et main- tient ensemble les panneaux 2 du groupe de anneaux solaires quand il est stocke, et pour fixer et maintenir ensemble la structure de satellite et le panneau 2 qui lui est adjacent. Le verrou 5 de maintien est prevu, dans le premier mode de realisation, en deux emplacements au voisinage du centre du panneau 2 ainsi quten quatre emplacements a sa peripherie, soit six emplacements en tout. Le numero de reference 6 designe une piece d'inser- tion pour eviter les vibrations, qui est inseree dans ltes pace entre les panneaux 2 correspondents ainsi que celui entre la structure de satellite et le panneau 2 qui lui est adjacent. Les pieces d' insertion pour eviter les vibrations vent fabriquees en un materiau elastique tel que le caout- chouc ou un materieu similaire, de sorte qu'il absorbe les sons et les vibrations a l' instant ou une fusee est lancee, rend plus elevee la frequence caracteristique du groupe 1 de panneaux solaires, et reduit la reponse aux vibrations. Le numero de reference 6a designe la surface des pieces 6 d' insertion pour eviter les vibrations qui est en regard de la direction indiquee par la fleche A, et le numero de refe- rence 6b designe la surface des pieces 6 d' insertion pour eviter les vibrations qui est en regard de la direction in- diquee par la fleche B. Ici, les pieces 6 d' insertion pour eviter les vibrations doivent adherer a la structure du sa tellite et au panneau 2 seulement d'un cote des pieces 6 d' insertion pour eviter les vibrations. Par exemple, quand c'est seulement la surface 6a indiquee par la fleche A qui adhere a la structure du satellite et au panneau 2, la sur- face 6b indiquee par la fleche B n'est pas collee au panneau 2 mais est seulement en contact avec lui. L' adhesion d'un seul cote des pieces 6 dtinsertion pour eviter les vibra- tions permet aux panneaux 2 de se deployer librement une fois en orbite apres le lancement de la fusee. De plus, etant donne que la surface 6a des pieces 6 d' insertion pour eviter les vibrations indiquee par la fleche A reste collee a la structure du satellite ainsi qu'au panneau 2 correspon dant apres le deploiement des panneaux 2, les pieces 6 d' in- sertion pour eviter les vibrations ne vont pas flotter librement dans l'espace. Le fonctionnement de la structure de deploiement de satellite du premier mode de realisation va etre decrit maintenant. Chacun des panneaux 2 du groupe 1 de panneaux solai- res est monte replie sur la fusee et relic a la structure du satellite (non representee), puis la fusee est lancee. Apres le lancement, une fois en orbite, chacun des verrous 5 de blocage est relache au moyen d'un mecanisme de relachement (non represente). En meme temps, en consequence du relache- ment de la surface 6b de contact des pieces 6 d' insertion pour eviter les vibrations d'avec chacun des panneaux 2, ces panneaux vent deployes. De cette maniere, le deploiement des panneaux 2 dans ltespace est "ermine, de sorte que le groupe 1 de panneaux solaires fonctionne comme faisant partie du satellite. Un exemple du premier mode de realisation va alors etre decrit. Le tableau 1 represente les resultats d'essais de vibrations (n 1 a 5) effectues dans diverges conditions en utilisant a la fois le groupe 1 de panneaux solaires du premier mode de realisation et le groupe classique 11 de panneaux solaires. Les n 1 a 3 vent les resultats obtenus avec le groupe 1 de panneaux solaires, et les n 4 et 5 les resultats obtenus avec le groupe classique 11 de panneaux solaires. Tableau 1 nb. de pie- materiau fre- reponse nombre ces d'in- des pieces quence aux vi de ver- sertion anti- carac- brations Remar rous de antivibravibration teris- (G) ques blocage tions tique (Hz) n 1 6 4 caoutchouc 100 10, 5 presente silicone invention n 2 6 4 caoutchouc 98 11,6 presente acrylique invention n 3 6 4 caoutchouc 96 10,9 presente epoxy invention n 4 6 0 _ 78 6, 3 art ante n 5 10 0 _ 102 9,8 art ante Les panneaux utilises dans les essais vent tous des panneaux multicouches dont les revetements exterieurs vent fabriques en plastique renforce de fibres de carbone et dont l'interieur est en aluminium. Les dimensions de chaque pan- neau vent 2 600 mm de longueur, 1 800 mm de largeur et 26 mm d'epaisseur, et le nombre de panneaux est egal a quatre. Dans les essais n 1 a 4, un groupe de panneaux so laires est utilise qui est muni des verrous 5 de maintien en six emplacements de la meme maniere qu'a la fig. 1A. L'essai n 5 a utilise un groupe de panneaux solaires muni de ver rous de maintien en quatre emplacements au voisinage du cen tre du panneau et en six emplacements autour de lui, c'est- a-dire en dix emplacements en tout. De plus, la pieces 6 d' insertion pour eviter les vibrations a des dimensions de mm en largeur et en longueur, et une epaisseur de 15 a 17 mm. Comme materiau pour les pieces dtinsertion pour eviter les vibrations, un caoutchouc silicone est utilise dans l'essai n 1, un ceoutchouc acrylique dans l'essai n 2, et un caoutchouc epoxy dans l'essai n 3. Ces trots sortes de ceoutchouc connaissent une legere diminution de poids en raison de leurs caracteristiques de degazage dans le vice, et vent connus pour etre des materiaux appropries pour une utilisation dans l'espace. La reponse aux vibrations du groupe de panneaux so- laires a cet instant est detectee par un accelerometre et la frequence ayant une reponse elevee aux vibrations est obte- nue comme etant la frequence caracteristique du panneau. Les essais de vibrations vent effectues a la tempe rature ambiante (25 C) , et se vent deroules des conditions de vibrations de 2,1 G en acceleration d' excitation, 4 octa ves/mn en vitesse de balayage, et une gamme de frequence de a 200 Hz. Ainsi qu'il apparait clairement dans le tableau 1, les resultats des essais de vibrations n l a 3 avec le groupe 1 de panneaux solaires selon le premier mode de re alisation de la presente invention, dans laquel est inseree la piece dtinsertion pour eviter les vibrations, ont revere que la frequence caracteristique est d' environ 100 Hz et que la reponse aux vibrations est d' environ 10 G. Le resultat de l'essai n avec le groupe classique 11 de panneaux solai- res fait apparattre une frequence caracteristique de 78 Hz et une reponse en frequence de 63 G. En consequence, on peut voir d'apres ces resultats qu'en utilisant le groupe 1 de panneaux solaires selon le premier mode de realisation, la frequence caracteristique augmente d' environ 20 Hz et que la reponse aux vibrations est maintenue a environ 1/6. Au contraire, le resultat de ltessai n 5, dans lequel les ver rous de maintien vent utilises a dix emplacements, montre que la frequence caracteristique est 102 Hz et que la re- ponse en vibrations est 9,8 G. En consequence, on peut voir dans ce resultat qu'il presente des valeurs equivalentes a celles des resultats des essais n 1 a 3. En d'autres ter mes, on peut affirmer avec certitude que les pieces 6 dtin- sertion pour eviter les vibrations contribuent, comme le verrou 5 de maintien, a une augmentation de la frequence ca racteristique du groupe de cellules solaires et done a une diminution de la reponse aux vibrations. Comme decrit ci-dessus, dans le groupe 1 de panneaux solaires du premier mode de realisation, on a prevu les pie ces 6 dtinsertion pour eviter les vibrations qui vent inse- rees dans les intervalles entre les panneaux 2 correspondents ainsi que dans celui entre la structure du satellite et le panneau 2 qui lui est adjacent. En conse- quence, un groupe de panneaux solaires est cree dont la frequence caracteristique peut etre rendue plus elevee sans augmenter le nombre de verrous 5 de maintien, meme si ltepaisseur du panneau 2 est rendue aussi mince que possi- ble. La fig. 2 est un diagramme schematique representant l'agencement d'une piece 16 d' insertion pour eviter les vi- brations pour une structure de deploiement de satellite se- lon le deuxieme mode de realisation de la presente invention. La piece 16 dtinsertion pour eviter les vibra- tions est un produit a plusieurs couches obtenu en empilant une pluralite de divers materiaux. Ici, une structure a trots couches a ete prise pour exemple. A la fig. 2, le nu- mero de reference 16a designe un premier element qui est fa- brique en caoutchouc et forme le centre de la piece 16 d' insertion pour eviter les vibrations. Le numero de refe rence 16b designe un deuxieme element qui prend le premier element 16a en sandwich et est construit en metal, plastique ou plastique renforce par des fibres de carbone, ayant cha- cun un module d'elasticite different de celui du caoutchouc. En utilisant la piece 16 d' insertion pour eviter les vibrations d'un produit multicouches forme du premier ele- ment 16a et des deuxiemes elements 16b comme decrit ci- dessus, les effete suivants peuvent 8tre obtenus. D'abord, en realisant la piece d' insertion pour eviter les vibrations sous la forme d'un produit multicouches avec du caoutchouc et un materiau ayant un module eleve d'elasticite tel qutun metal ou un materiau similaire, il est possible d'empecher la piece d' insertion pour eviter les vibrations de donner naissance a un gauchissement du aux vibrations lors du lan- cement. De plus, en realisant la piece d' insertion pour evi- ter les vibrations sous la forme d'un produit multicouches avec un metal ou un materiau similaire ayant un module d'elasticite different de celui du caoutchouc, on permet a la piece dtinsertion pour eviter les vibrations d'etre ajus- tee a un module approprie d'elasticite. Un exemple du deuxieme mode de realisation de l' in- vention va etre decrit maintenant. Des essais de vibrations (a a d) semblables a ceux realises avec le premier mode de realisation ont ete executes en utilisant la piece 16 d' in- sertion pour eviter les vibrations. La piece d' insertion pour eviter les vibrations du groupe de panneaux solaires utilisee dans les essais "a" a "d" a adopte les materieux suivants. Dans chacun des essais, le premier element 16a est constitue de caoutchouc silicone de 25 mm en largeur et en longueur, et de 5 mm d'epaisseur. Le deuxieme element 16b est realise en un materiau de 25 mm en largeur et en longueur et de 5 mm d'epaisseur, ayant un module d'elasticite different de celui du caoutchouc. Pour le deuxieme element 16b, de l'aluminium a ete utilise dans l'essai "a", du titane dans ltessai "b", de la resine epaxy dans ltessai "c" et du plastique renforce de fibres de car bone dans l'essai "d". Comme resultat de l'un quelconque des essais des vi brations "a" a "d", il est possible d' augmenter la frequence caracteristique et de diminuer la reponse aux vibrations de la meme maniere que quand les essais avaient ete effectues en utilisant le groupe 11 classique de panneaux solaires avec 10 verrous de maintien dans l'essai de vibration n 5 du premier mode de realisation. Comme decrit ci-dessus, selon le deuxieme mode de realisation, la piece 16 d' insertion pour eviter les vibra- tions est realisee sous la forme d'un produit multicouches fabrique en caoutchouc et en un materiau ayant un module d'elasticite different de celui du caoutchouc. Ceci exerce les memes effete que coux dans le premier mode de realisa tion. De plus, la piece 16 dtinsertion pour eviter les vi- brations est empechee de donner naissance a un gauchissement du a des vibrations lors du lancement. En outre, la piece 16 d' insertion pour eviter les vibrations est reglable a un mo- dule approprie d'elasticite. Dans le deuxieme mode de realisation, la piece 16 d' insertion pour eviter les vibrations dans un produit en couches d'une structure a trots couches est prise pour exem- ple. Cependant, il va sans dire que le nombre de couches peut etre augmente. De plus, dans le deuxieme mode de realisation, la description est faite de la piece 16 d' insertion pour eviter les vibrations constituee d'une piece multicouches obtenue en mettant un caoutchouc en sandwich entre un materiau ayant un module d'elasticite different de celui du caoutchouc. Ce pendant, il va sans dire qutune piece 16 d' insertion pour eviter les vibrations fabriquee en mettant le caoutchouc en sandwich entre un materiau ayant un module d'elasticite dif ferent de celui du caoutchouc peut etre utilisee. Un groupe de panneaux solaires (structure de de ploiement de satellite) selon le troisieme mode de realisa tion de la presente invention va etre decrit en se referent aux fig. 1A et 1B par souci de commodite. Dans le troisieme mode de realisation, les pieces 6 d' insertion pour eviter les vibrations vent inserees dans des positions ou un mode vibratoire a son ventre, ctest-a-dire dans des positions ou ['amplitude devient maximale quand les panneaux 2 vent sou mis a des vibrations ayant une frequence caracteristique alors qu'ils vent replies sans la piece d' insertion pour eviter les vibrations. Un exemple du troi s ieme mode de real i sat ion va et re decrit maintenant. Des essais (1) et (2) de vibrations vent effectues avec pour conditions que les positions dans les- quelles doivent etre inserees les pieces d' insertion pour eviter les vibrations soient modifiees et que les autres pa- rametres soient exactement les memes que ceux du premier mode de realisation. 1^ D'abord, les positions ou un mode de vibration a son ventre vent verifiees avec les panneaux 2 replies sans les piece 6 d' insertion pour eviter les vibrations, ctest-a-dire en soumettant les panneaux solaires classiques 12 du groupe 11 de panneaux solaires represente a la fig. 3 a une fre- quence caracteristique arbitraire. La verification revere que de telles positions se trouvent situees au voisinage des quatre coins de chacun des panneaux 12. L'essai (1) est un essai de vibration utilisant le groupe 1 de panneaux solaires dans lequel les piece 6 dtin- sertion pour eviter les vibrations vent inserees dans les quatre coins du panneau oU apparait un ventre du mode de vi- bration de la frequence caracteristique arbitraire du groupe 11 de panneaux solaires. D'autre part, ltessai (2) est un essai de vibration utilisant le groupe 1 de panneaux solai- res dans lequel des pieces elastiques vent inserees au voi- sinage du centre du panneau ou un ventre du mode de vibration n'apparait pas. L'essai (2) montre que la frequence caracteristique et la reponse aux vibrations vent toutes deux sensiblement les memes que celles dans le cas ou les piece 6 d' insertion pour eviter les vibrations ne vent pas inserees, c'est-a- dire sensiblement les memes que les resultats de l'essai n 4 du premier mode de realisation. D'autre part, ltessai (1) met en evidence l' augmentation de frequence caracteristique et la diminution de reponse aux vibrations qui vent toutes deux equivalentes a celles des essais n 1 ou n 5 du pre- mier mode de realisation. Comme decrit ci-dessus, dans le groupe de panneaux solaires du troisieme mode de realisation, les pieces 6 d' insertion pour eviter les vibrations vent inserees dans les positions ou le mode de vibration a son ventre quand une frequence caracteristique arbitraire est appliquee aux pan- neaux 2 replies sans les pieces 6 dtinsertion pour eviter les vibrations, c'est-a-dire dans les quatre coins de chacun des panneaux 2. Ceci exerce les memes effete que dans le premier mode de realisation. Un groupe de panneaux solaires (structure de de- ploiement de satellite) selon le quatrieme mode de realisa- tion de la presente invention va etre decrit en se referent aux fig. lA et 1B dans un but de commodite. Dans le qua trieme mode de realisation, les panneaux 2 vent disposes de maniere a etre soumis a un deplacement force, de sorte qu'une force de compression est appliquee aux pieces 6 d'in- sertion pour eviter les vibrations quand les panneaux 2 vent stockes. Ici, les pieces 6 d' insertion pour eviter les vi brations, dont l'epaisseur est superieure a l'intervalle en- tre les panneaux 2 quand les panneaux 2 vent stockes, ainsi que celle entre la structure du satellite et le panneau 2 adjacent a la structure du satellite, vent disposees a des positions predeterminees des panneaux 2 deployes et de la structure du satellite. Ensuite, les panneaux 2 vent replies et mis en sandwich pour leur conferer un deplacement force d' environ 1 a 2 mm. Un exemple du quatrieme mode de realisation va etre decrit maintenant. Un deplacement force d' environ 1 a 2 mm est confere aux panneaux 2 de maniere a appliquer une force de compression aux pieces 6 dtinsertion pour eviter les vi- brations. Des essais vent alors effectues en augmentant l' acceleration d' excitation a 2,1 G. 4,2 G et 6,3 G. Les au- tres conditions vent les memes que celles dans le premier mode de realisation. Il en resulte qu'avec l'une quelconque des accelera- tions d' excitation, les pieces 6 dtinsertion pour eviter les vibrations et les panneaux 2 ne vent en aucune maniere sepa- res les uns des autres pendant ltessai de vibrations. Ceci augmente encore la frequence caracteristique et diminue en- core la reponse aux vibrations en comparaison avec les re- sultats des essais n 1 a 3 du premier mode de realisation. Comme decrit ci-dessus, dans le groupe de panneaux solaires selon le quatrieme mode de realisation, un deplace ment force est confere aux panneaux 2 de maniere a appliquer une force de compression aux pieces 6 dtinsertion pour evi ter les vibrations. Ceci exerce les memes effete que dans le premier mode de realisation. Un groupe de panneaux solaires (structure de de- ploiement de satellite) selon le cinquieme mode de realisa tion de la presente invention va etre decrit en se referent aux fig. 1A et 1B dans un but de commodite. Dans le cin- quieme mode de realisation, la valeur du deplacement force confere aux panneaux 2 dans le quatrieme mode de realisation est fixee. Plus precisement, dans l'etat ou les panneaux 2 vent replies sans les pieces 6 dtinsertion pour eviter les vibrations, le deplacement force est fixe a une valeur supe- rieure a ['amplitude de chacun des panneaux quand une fre- quence caracteristique arbitraire est donnee aux panneaux 2. Un exemple du cinquieme mode de real i s at ion va etre decrit. Les amplitudes vent verifiees a la frequence carac- teristique primaire et a la frequence caracteristique se- condaire quand des vibrations vent appliquees, avec des frequences respectives d' excitation de 2,1 G. 4,2 G. 6,3 G. 8,4 G et 10,5 G. au groupe de panneaux solaires quand les panneaux 2 vent replies sans les pieces 6 d' insertion pour eviter les vibrations, de maniere a appliquer une force de compression aux pieces 6 d' insertion pour eviter les vibra- tions. Un deplacement force superieur a celui des amplitudes decrites ci- dessus est confere aux panneaux 2. Le procede pour obtenir le deplacement force suivait celui du quatrieme mode de realisation. A part les elements ci-dessus, les es- sais de vibrations ont ete effectues sur le groupe de pan- neaux solaires du cinquieme mode de realisation fabrique ainsi que decrit ci-dessus dans les memes conditions que celles du premier mode de realisation. Il en resulte qu'avec l'une quelconque des accelera- tions d' excitation, les pieces 6 d' insertion pour eviter les vibrations et les panneaux 2 ne vent en aucune maniere sepa- * res les uns des autres pendant les essais de vibrations. Ce ci augmente encore la frequence caracteristique et diminue encore la reponse aux vibrations en comparaison avec les re- sultats des essais n 1 a 3 du premier mode de realisation. Comme decrit ci-dessus, dans le groupe de panneaux solaires selon le cinquieme mode de realisation, la valeur du deplacement force est fixee a une valeur superieure a ['amplitude de chacun des panneaux quand des vibrations ayant des frequences naturelles arbitraires vent appliquees aux panneaux 2 alors que les panneaux 2 vent replies sans les pieces 6 d' insertion pour eviter les vibrations. Ceci exerce les memes effete que dans le premier mode de realisa- tion. Dans chacun des modes de realisation decrits ci dessus, un caoutchouc silicone, un caoutchouc acrylique et un caoutchouc epoxy vent utilises comme caoutchouc, a titre non limitatif. Cependant, d'autres types de caoutchouc peu vent etre utilises aussi. De plus, plusieurs exemplaires des pieces d' inser tion pour eviter les vibrations utilisees dans les modes de realisation decrits ci-dessus peuvent etre remplacees par des verrous 5 de maintien. En outre, dans chacun des modes de realisation de- crits ci-dessus, un groupe de panneaux solaires est utilise comme structure de deploiement de satellite. Une structure de deploiement de satellite comprenant un panneau de radia teur, une antenne ou des dispositifs similaires peut etre utilisee. Il apparalt clairement que la structure de deploie ment de satellite decrite ci-dessus satisfait a tous les buts mentionnes ci-dessus et a aussi l'avantage de presenter une grande utilite commerciale. Il doit etre entendu que la forme specifique de l' invention decrite ci-dessus est donnee seulement a titre indicatif, etant donne que certaines modi fications situees dans la portee de ses enseignements appa raltront aux personnel qualifiees en la matiere. REVENDICATIONS 1. Structure de deploiement de satellite ayant une pluralite de panneaux (2) qui vent relies a un corps princi- pal d'un satellite et qui vent relies a rotation les uns aux autres, une pluralite de pieces elastiques (6) d' insertion pour eviter les vibrations vent disposees dans un intervalle entre chacun desdits panneaux (2) et dans celui entre ledit corps principal et un panneau (2) adjacent audit corps prin- cipal quand lesdits panneaux (2) vent stockes tout en etant replies et disposes en couches. 2. Structure de deploiement de satellite selon la revendication 1, dans laquelle chacune desdites pieces (6) d' insertion pour eviter les vibrations est inseree dans l'intervalle entre chacun desdits panneaux (2) et dans celui entre ledit corps principal et les panneaux (2) adjacents audit corps principal, de sorte qu'une surface de chacune desdites pieces (6) dtinsertion pour eviter les vibrations soit mise en contact avec un panneau correspondent et que leur autre surface soit collee a un autre panneau concerne. 3. Structure de deploiement de satellite selon la revendication 1, dans laquelle chacune desdites pieces (6) d' insertion pour eviter les vibrations est fabriquee en ceoutchouc. 4. Structure de deploiement de satellite selon la revendication 1, dans laquelle ladite piece (6) d' insertion pour eviter les vibrations est fabriquee en un caoutchouc choisi parmi un caoutchouc silicone, un caoutchouc acrylique et un caoutchouc epoxy. 5. Structure de deploiement de satellite selon la revendication 1, dans laquelle chacune desdites pieces (6) d' insertion pour eviter les vibrations est un produit multi- couches compose d'un premier element (16a) fabrique en caoutchouc et un deuxieme element (16b) fabrique en un mate- riau ayant un module d'elasticite qui est different de celui du caoutchouc. 6. Structure de deploiement de satellite selon la revendication 5, dans laquelle ledit deuxieme element (16b) est constitue d'au moins un materiau choisi parmi un metal, un plastique et un materiau composite de fibres de carbone et de plastique. 7. Structure de deploiement de satellite selon la revendication 1, dans laquelle la piece (6) d' insertion pour eviter les vibrations est disposee dans des positions ou une amplitude d'un mode de vibration devient maximale quand les- dits panneaux (2) vent soumis a des vibrations ayant une frequence caracteristique arbitraire et lorsque lesdits pan neaux (2) vent replies sans ladite piece (6) dtinsertion pour eviter les vibrations. 8. Structure de deploiement de satellite selon la revendication 1, dans laquelle lesdits panneaux (2) qui vent replies vent dans un etat ou ils vent soumis a un deplace ment force de maniere a appliquer une force de compression a ladite piece (6) d' insertion pour eviter les vibrations qui y est inseree. 9. Structure de deploiement de satellite selon la revendication 8, dans laquelle ledit deplacement force est produit en mettant en sandwich ladite piece (6) d' insertion pour eviter les vibrations dont ltepaisseur est plus grande que l'intervalle entre lesdits panneaux (2) qui vent replies et celui entre ledit corps principal du satellite et le pan neau (2) adjacent audit corps principal. 10. Structure de deploiement de satellite selon la revendication 8, dans laquelle l'ampleur audit deplacement force est superieure a une amplitude de chacun desdits pan neaux (2) quand lesdits panneaux (2) vent soumis a des vi brations d'une frequence caracteristique arbitraire et lorsque lesdits panneaux (2) vent replies sans ladite piece