FR 2533374 A1 19840323 FR 8315104 A 19830922 La présente invention concerne le montage d'une antenne sur une structure de support et, plus particulièrement, le montage d-'une antenne sur une structure de support qui appartient & la structure d'un satellite de télécommunication. Une antenne employée dans les satellites de télé- communication comporte un réflecteur d'ondes électromagnétiques et un ensemble collecteur pour les ondes électromagnétiques L'ensemble collecteur doit être placé en un point focal du réflecteur de l'an- tenne Actuellement, les satellites de télécommunication utilisent typiquement un réflecteur et un ensemble collecteur qui sont directe- ment montés sur la structure de l'engin spatial Par exemple, un tel système est présenté dans le brevet des Etats-Unis d'Amérique n O 3 898 667, dans lequel les réflecteurs d'antenne disposés en chevauchement sont fixés à un satellite par des montants Ce système d'antenne comporte des cornets collecteurs de guides d'ondes qui sont également fixés à la structure du satellite par des montants Un autre exemple de système d'antenne pour satellites de communication est présenté dans un article de Aviation Week and Space Technology, 7 juin, 1982, page 91. Au fur et à mesure que les réflecteurs des antennes pour satellites de télécommunication deviennent plus grands (par exemple lorsque les diamètres des réflecteurs augmentent), pour obtenir une distribution de champ plus uniforme dans ces antennes plus grandes, on a été conduit à séparer plus largement les uns des autres les ensembles collecteurs et les réflecteurs respectifs La séparation augmente, car les distances focales de ces réflecteurs augmentent Le fait que, de manière combinée, la taille de l'antenne et la séparation réflecteur-collecteur augmentent rend souhaitable de pouvoir déployeu le système d'antenne une fois le satellite mis en orbite dans l'espace Grâce à cette possibilité de déploiement, l'antenne de l'engin spatial peut avoir une grande dimension lorsqu'elle est en position de travail tout en restant suffisamment petite (lorsqu'elle n'est pas déployée) pour se loger dans l'espace relativement petit d'un bouclier pendant le lancement alors que le système d'antenne est dans sa position arrimée En d'autres termes, l'antenne agrandie comportant son ensemble de cornets collecteurs, lorsqu'elle est en position arrimée pendant le lancement, peut atre logée dans un bouclier de lancement compact voulu t Une fois que le satellite a atteint son orbite de travail, l'ensemble cnllerte:r ou l'antenne (ou les deux) peuvent passer de la position arsmÉe aî e position déployée (de travail). Dans l'engin spatial typique ci-dessis mentienn, la structure de l'engin spatial est utilisée comme support reliant la position de l'ensemble collecteur à la position du rlelteur dantenn qui en est matériellement séparé Dans un semblable système typique, il est prévu un point d'articulation sur l'engin spatial poar le système d'antenne déployable Ces structures d'engins spatîau typiques comportent également des capteurs de référence d'attitude, qui dtec- tent et mesurent la direction de pointage de l'engin spatial et" "ar conséquent, de l'antenne. Jusqu'à aujourd'hui, l'écartement maximal entre l'ensemble collecteur et son réflecteur a autorisé les tedmiques actuellement employées, ci-dessus mentionnées Toutefois-, rsjue l'écartement entre l'ensemble collecteur et le réflecteur angmente au-delà de ce maximum, le bon fonctionnement de l'antenne peut mtmos- ZO blement être dégradé par les déformations de la structurede l"engin spatial Ces déformations sont par exemple dues à l'éclairement solaire. Dans cet exemple, les déformations sont provoquées par les excursions thermiques de la structure de l'engin spatial, lesquelles sont dues aux modifications de l'exposition de la structure à l'"ctairement solaire, l'exposition variant au cours de chaque jour aina Si que d"in jour h l'autre. Selon un mode de réalisation de l'invmetiel réduit les dégradations cidessus indiquées du bon fonctionmement de l'antenne à l'aide d'un dispositif de montage d'antenne danms lequel les déformations de la structure de l'engin spatial (lesquelles auraient sinon pour effet d'altérer la géométrie de l Vantenmel subis- sent une réduction Grace à l'invention, les déformatimns du dispo- sitif d'antenne (lesquelles auraient sinon pour effet, dams cet exemple, d'altérer la relation angnaaire entre le réflecte r dantenne et l'engin spatial) subissent une réduction, si bien que l'erreur vectorielle de visée de l'antenne subit également une rddetion. Un mode de réalisation de l'invention comporte un élément de support relativement rigide thermiquement stable (qui pré- sente par exemple une déformation négligeable en présence d'excursions de température)auquel le réflecteur d'antenne et le moyen collecteur sont fixés Des moyens sont prévus pour coupler l'élément a une structure déformable (dans cet exemple, l'engin spatial) afin d'incliner l'élément de support et l'antenne qui lui est fixée par rapport a la structure déformable en fonction des déformations de la structure déformable qui sont produites par les excursions de température de la structure déformable. La description suivante, conçue à titre d'illus- tration 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 élévation latérale d'un dispositif d'antenne déployable selon un mode de réalisation de l'invention; la figure 2 est une vue isométrique de la plate-forme de support utilisée dans le mode de réalisation de la figure 1; la figure 3 est une vue en plan de la plate- forme de support du mode de réalisation de la figure 2, illustrant un diagramme de charge pour les étais de support; la figure 4 est une vue isométrique d'un autre support possible utilisé a la place des étais de la figure 2 la figure 5 est une vue en plan de la plate- forme de support et du diagramme de charge associés a la structure de la figure 4; et la figure 6 est une vue isométrique éclatée des éléments structurels constituant la plate-forme de support du mode de réalisation de la figure 1. Sur la figure 1, le dispositif d'antenne 10 comprend un réflecteur parabolique 12 conçu pour réfléchir des 6ndes électromagnétiques Le réflecteur 12 est fixé a une extrémité d'un bras 14, dont l'extrémité opposée est fixée par un ensemble charnière 16 à la plate-forme de montage 18 Le réflecteur 12 peut &tre déplacr (par uû moyen qui n'est pas représenté) d'une position arrimée (qui 1 - est indiquée par des lignes en trait interrompu et dans laquelle le réflecteur 12 est arrimé pendant le lancement) à sa position de tra- vail (qui est indiquée par des lignes en trait plein et dans laquelle le réflecteur est maintenu pendant le vol en orbite), L'élément de support comporte la plate-forme de montage 18, laquelle est fixée - par un moyen de couplage 22 au moyen de support (qui comporte le corps 20 de l'engin spatial) Comme cela est expliqué ci-après, la plate-forme 18 est maintenue (dans la mesure indiquée) isolée vis-à- vis des déformations qui se produisent dans la structure déformable, ou le corps 20 de l'engin spatial Comme cela sera décrit, la plate- forme 18 est rigide et insensible aux variations de son environnement thermique et, par conséquent, elle ne se déforme pas sous l'action d'influences (par exemple excursions thermiques) provoquant des défor- mations à l'intérieur de la structure du corps d'engin spatial princi- pal 20 Un ensemble 24 de cornet de rayonnement ou de cornet collec- teur et un capteur terrestre 26 sont également fixés à la plate- forme 18. Le terme "déformation" comporte les flexions, les ondulations, les gauchissements et autres déformations mécaniques apparaissant à l'intérieur d'une structure Les déformations peuvent survenir dans une première structure (par exemple dans l'engin spa- tial 20 entre deux points ou plus, par exemple les points 27 et 28 auxquels les extrémités d'éléments de la structure de couplage 22 sont placées) L'expression "isolation vis à-vis des déformations" signifie que ces déformations ne sont pas transmises à une autre structure (telle que la plate-forme 18) et ne la déforment pas, laquelle autre structure est couplée à la première structure On note toutefois que les déformations de la première structure 20 peuvent avoir d'autres effets sur l'autre structure, par exemple de faire tourner la plate-forme 18 sur un axe qui est rapporté à la structure 20. La structure de couplage 22 est principalement une structure de support en trois points pour la plate-forme 18, comme cela sera décrit ci-après en relation avec la figure 2 Les déformations de l'engin spatial 20 qui se produisent entre deux de ces trois points sur la plate-forme 18 peuvent conduire à faire tourner la plate-forme d'une seule pièce, mais aucune déformation de l'engin spatial 20 n'est transmise, en tant que telle, à la plate-forme 18. Toujours dans le cadre de cet exemple, la structure 20 de l'engin spatial peut se déformer dans l'aire comprise entre les points 27 et 28 en raison de l'existence d'une température accrue résultant des rayons solaires tombant sur les divers éléments de la structure 20 (par exemple panneaux, poutres et structures de la charge utile) qui sont montés sur l'engin spatial 20 ou en font 1.0 partie Les déformations peuvent produire des flexions, des torsions, des ondulations et d'autres déformations mécaniques de l'engin spa- tial 20 Ces déformations provoquent des mouvements différents de points, par exemple les points 27 et 28, lorsque les éléments res- pectifs de l'engin spatial 20 se dilatent ou se contractent-par suite d'excursions de température résultant d'une modification de l'exposition de ces éléments à la lumière solaire Ces déformations ne sont pas en elles-mêmes transmises à la plate-forme 18 par la structure de support 22 Au lieu de cela, les mouvements différents des deux points, tels que 27 et 28, et du troisième de trois points font tourner la plate-forme 18 par rapport à l'engin spatial 205 mais ne provoquent pas de déformation dans la plate-forme 18. En substance, les déformations de l'engin spa- tial 20 qui provoquent des mouvements différents de deux, ou plus, des trois points auxquels la plate-forme 18 est soutenue, provoquent une rotation du plan de la plate-forme 18 par rapport à la position représentée sur la figure 1 Toutefois, comme cela sera décrit ci- après, la rotation ou le déplacement de la plate-forme 18 peuvent être détectés par le capteur 26, et des moyens de commande appropriés portés par l'engin spatial 20 peuvent entrer en action pour réorienter l'engin spatial et, par conséquent, l'antenne 12, afin de compenser les rotations de la plate-forme 18 Dans le même temps, la plate- forme 18 ne subit pas de phénomènes non souhaitables, tels que flexions, torsions et autres déformations mécaniques, si bien que les relations nécessaires à l'intérieur de l'antenne 10 (par exemple la distance entre l'ensemble collecteur 24 et le réflecteur 12), qui seraient sinon perturbées, restent non perturbées même lorsque la structure 20 est déformée. La plate-forme 18, qui peut être rectangulaire, est conçue de manière à être rigide, de sorte qu'elle ne se déforme pas facilement (par exemple en flexion, pliage, ondulation, et ainsi de suite) quelles que soient les contraintes, extérieurement induites, relativement petites qui lui sont transmises par la structure de sup- port 22, l'ensemble collecteur 24, le réflecteur d'antenne 12 ou par le bras de support 14. Pour aider à maintenir constante l'orientation de l'ensemble collecteur 24 vis-à-vis du réflecteur 12, on conçoit la plate-forme 18 de façon qu'elle soit quasi isotrope, au moins dans le plan large de la structure, afin d'éviter qu'elle ne soit déformée La plate-forme 18 est faite de matériaux choisis pour faire que la plate-forme 18 possède un coefficient net de dilatation faible. Par conséquent, la plate-forme ne subit pas de dilatation ou de contraction relativement grandes et ne se déforment sensiblement pas sous l'action d'excursions thermiques. Puisque le capteur terrestre 26 est fixé directe- ment sur la plate-forme 18, on peut commander l'orientation du réflec- teur 12 de l'antenne indépendamment du satellite par l'intermédiaire d'un dispositif de commande (appelé DCA) qui répond aux signaux émanant du capteur 26 En d'autres termes, ce dispositif de commande sert à corriger les erreurs d'attitude de l'antenne Cette structure évite donc l'introduction d'erreurs produites par des déformations de la structure du corps de l'engin spatial principal 20 Ceci s'op- pose à la technique antérieure, o l'ensemble collecteur et le capteur sont montés directement sur le corps principal 20 de l'engin spatial en des positions écartées du réflecteur 12, et, par consé- quent, sont soumis à des déplacements mutuels relatifs lorsque l'engin spatial 20 se déforme vis-à-vis du capteur d'attitude qui est également monté sur la structure 20 - Le réflecteur 12 peut être un réflecteur à réutilisation de fréquence unique ou en chevauchement en fonction d'une instrumentation donnée Un réflecteur en chevauchement produit une antenne à réutilisation de fréquence compacte et est utile dans les applications spatiales o l'espace disponible manque Ces antennes à réutilisation de fréquence compactes sont décrites par exemple dans le brevet des Etats-Unis d'Amérique n 3 898 667 et dans un article de H A Roaen intitulé "The SBS Communication Satellite-an Integrated Design", 1978 IEEE CH 13524/78/0000-0343, p 343-345 Le réflecteur 12 peut être construit de la manière décrite dans le brevet des Etats-Unis dt Amérique n 2 742 387 et 2 682 491 et dans un article intitulé "Advanced Composite Structures for Satellite Systems" de R N Gounder, RCA Engineer, Jan -Fev 1981, p 12-22 Une autre structure d'antenne est décrite dans la demande de brevet n 408 503 déposée le 16 août 1982 sous le titre "Antenna Construction". Le réflecteur 12 est fixé par une extrémité au bras 14, qui peut être un treillis à armature comprenant deux poutres allongées parallèles (une seule étant représentée) intarconnectées par une armature intermédiaire (non représentée) L'extrémité opposée du bras 14 est montée sur la plateforme 18 par un ensemble charnière 16 l'ensemble charnière 16 peut comprendre deux charnières (une seule étant représentée), connectées chacune à l'une des poutres différentes séparées formant le bras 14 Les ensembles charnière 16 sont fixé A la plate-forme 18. La plate-forme 18 est faite de matériaux compo- sites, ainsi que cela sera décrit, est thermiquement stable, est re- lativement rigide et acquiert une déformation négligeable sous l'action d'excursions de température Le fait que la plate-forme soit thermi- quement stable signifie qu'elle présente des dilatations et des contractions négligeables sous laction d'excursions de température. La plate-forme 18 comprend une structure en sandwich indiquée eur la figure 6 Sur la figure 6, la partie représentée de la plate-forme 18 comprend une âme d'aluminium alvéolaire 30 formée de cellules hexa- gonales alvéolaires de rubans d'aluminium ondulés reliées en struc- ture cellulaire L'âme 30 possède des faces planes larges opposées parallèles 32 et 34 Un revêtement facial 36 est lié par collage à - la face 32, et un revêtement facial 38 identique est lié à la face 34. Le revêtement facial 36 comprend trois couches 40, 42, 44 (ou plu- sieurs nappes à trois couches) de tissu de carbone unidirectionnel renforcé par de la résine époxy Les lignes parallèles apparaissant sur la figure 6 dans chacune des couches 40, 42 et 44 indiquent la direction des fibres de chaque couche L Vorientation des couches est telle que, en combinaison avec l'âme 30, les couches forment une structure quasi isotrope qui possède un coefficient de dilatation proche de zéro Pour avoir un semblable coefficient de dilatation, les couches 40, 42, 44 peuvent avoir par exemple une orientation de l 0 + 60 l, ou bien quatre couches peuvent être utilisées suivant l'orientation lO 0/I 450/9 O O l La première orientation est illustrée sur la figure 6. On suppose par exemple que l'orientation de la couche 44 est O , choisi comme référence Alors, l'orientation des fibres de la couche 42 est + 60 et celle de la couche 40 est -60 . L'orientation des couches du revêtement 38 est symétrique, par rap- port à un plan, des couches du revêtement 36 Dans les deux cas, la couche ayant l'orientation 0 est liée directement à la face de l'âme 30 La structure résultante possède un coefficient de dilata- tion proche de O et présente donc une déformation minimale sous l'ac- tion de variations de température La plate-forme est désignée comme ayant des propriétés quasi isotropes en ce qu'il est admis que l'iso- tropie parfaite est relativement difficile à atteindre par suite de variations normales des propriétés de la matière Une structure iso- trope serait encore plus souhaitable, La stabilité des revêtements 36 et 38 est amé- liorée par l'âme d'aluminium 30, dont la conductivité thermique relativement élevée minimise le gradient de température dans la structure composite On peut obtenir une uniformité encore plus grande de la distribution de température, l'intérieur de la structure en enfermant la plate-forme 18 dans des toiles d'isolation à plusieurs couches (non représentées) La structure de plate-forme résultante constitue le support de tous les éléments décrits ci-dessus qui lui sont fixés et dont les relations d'écartement doivent être maintenues, la structure étant ellemême sensiblement-insensible aux variations thermiques. En faisant la plate-forme 18 thermiquement stable et relativement rigide, on maintient les relations de l'ensemble col- lecteur 24 (figure 1) vis-à-vis du réflecteur 12 et du capteur ter- restre 26, indépendamment des variations thermiques de l'environne- ment des structures Par le terme "rigide", il faut comprendre que la plate-forme 18 offre un déplacement mécanique négligeable entre les éléments constituant l'ensemble charnière 16, l'ensemble collec- teur 24, le capteur terrestre 26 et la structure de support 22. Le déplacement d'un élément par rapport à un autre (par exemple les éléments 12 et 24) n'est pas souhaitable et doit être évité La plateforme 18, telle qu'elle est décrite en relation avec la figure 6, préserve la relation d'écartement des divers éléments Toutefois, la plate- forme 18 doit également être isolée vis-à-vis des déformations du corps principal 20 de l'engin spatial Toute déformation du corps principal 20 de l'engin spatial qui est transmise à la plate-forme 18 empêchera que les divers élé- ments du système d'antenne 10 soient maintenus dans leur relation d'écartement voulue. Pour placer la plate-forme 18 dans des condi- tions d'isolation vis-à-vis des déformations venant du corps princi- pal 20 de l'engin spatial, on fixe la plate-forme 18 au corps princi- pal 20 de l'engin spatial en trois points principalement (Les points de montage de la structure 22 se comportent effectivement comme trois points sur la plate-forme 18, mais il peut y avoir plus de trois points, comme cela sera expliqué ci-après en relation avec la figure 2) Par la liaison de la plate-forme en trois points effectifs, il s'ensuit que tout déplacement de l'engin spatial 20 par rapport à ces points entraîne un mouvement de rotation d 'u N plan défini par ces trois points En outre, la structure de montage 22 qui fixe la plate-forme 18 au corps principal 20 de l'engin spatial évite toute redondance concer- nant les points auxquels la structure 22 est fixée à la plate-forme 18. Par le terme "redondance", on entend double fonction Dans ce cas, les éléments de la structure 22 sont chacun nécessaires et aucun des éléments ne fait double fonction avec les autres Ainsi, des varia- tions de température pouvant provoquer des modifications dimension- nelles relatives entre la plate-forme et la structure de l'engin spatial ne conduisent pas à des déformations non souhaitables de la plate-forme 18. Sur la figure 2, la structure de support 22 comprend un ensemble de joint à rotule 50 qui relie la plate-forme 18 à l'engin spatial 20 L'ensemble 50 comporte un bras de support 51 et un joint à rotule 53 fixé à l'une des extrémités Le joint à rotule est fixé à la plate-forme 18, l'emboiture étant fixée à la plate- forme et la rotule étant fixée à une extrémité du bras de support 51. L'extrémité opposée du bras de support 51 est connectée au corps principal 20 de l'engin spatial Le bras de support 51 peut être un pilier cylindrique qui absorbe les charges possibles dans toutes les directions sans déformation ni flexion Le joint à rotule 53 per- met que la plate-forme 18 puisse tourner par rapport à l'engin spa- tial 20 autour du centre de la rotule du joint Toutefois, le joint à rotule 53 empêche les déplacements linéaires de la plate-forme 18 par rapport au corps principal 20 d'engin spatial suivant l'une quelconque des trois directions perpendiculaires, Par exemple, sur la figure 3, le joint à rotule 53 empêche une prise d'écart linéaire du corps principal 20 de plate-forme (figure 1) vis-à-vis de la plate-forme 18 suivant les directions X et Z par l'intermédiaire du joint à rotule 53, lesquelles directions sont dans le plan du dessin, et dans la direction Y par l'intermédiaire du joint 53, qui est per- pendiculaire au plan du dessin Ainsi, la plate-forme 18 peut pivoter par rapport au corps principal 20 d'engin spatial autour du centre du joint à rotule 53, mais ne peut pas s'écarter en cet emplacement dans l'une quelconque des directions X, Y et Z. La structure 22 comporte également deux tiges 52 et 54, dont les longueurs se trouvent dans le même plan perpendi- culaire à la plate-forme 18 La longueur de la tige 54 fait un angle aigu avec la plate-forme 18 L'angle de la tige 54 avec la plate- forme:18 plane est suffisamment petit pour que la composante la plus longue de la tige 54 suivant sa dimension longitudinale se trouve dans la direction 60 (figure 3) et sa composante la plus petite dans la direction Y La tige 54 est orientée de manière à offrir la résis- tance maximale au déplacement de la plate-forme 18 dans la direc- tion 60 Une extrémité de la tige 54 est fixée, au moyen d'un joint à rotule 62, à un côté étroit, ou bord, de la plate-forme 18, et l'autre extrémité de la tige 54 est liée par un joint à rotule 64 au corps principal 20 de l'engin spatial (figure 1). La tige 52 relie la plate-forme 18 et le corps principal de l'engin spatial par l'intermédiaire de joints à rotule 56 et 58 La tige 52 s'oppose au déplacement de la plate-forme 18 par rapport au corps principal 20 de l'engin spatial dans la direction Y (figure 3) Toute force qui tend à écarter la plate-forme 18 par rap- port au corps principal 20 de l'engin spatial"dans une autre direction se voit opposer une résistance minimale par la tige 52, ce qui tend à permettre un tel déplacement Le joint à rotule 5 & relie une extré- mité de la tige 52 à la face large de la plate-faormn 18 au voisinage du joint à rotule 62 La tige 52 est perpendiculaire au plan de la surface large de la plate-forme 18 et, sur la figure 3, sa dimension longitudinale se trouve dans la direction Y représentée par le point noir 52 ' Le plan dans lequel les tiges 52 et 54 sont situées est perpendiculaire à un axe 57 passant par le centre de rotaton des joints à rotule 53 et 56 L'axe 57 est relativement prêt de la plate- forme 18. Ainsi, la résistance aux forces s'exerçant dans la direction Y (figure 3)-est assurée par la tige 52 et l'en- semble 50 La tige 54 assure une raideur notable entre la plate- forme 18 et le corps principal 20 de l'engin spatial dans les direc- tions 60 (figure 3) Ainsi, puisqu'elle fait un angle relativement petit avec le plan de la plate-forme 18, la tige 54 oppose une résis- tance notable aux forces s'exerçant dans les directions 60 La tige 54 oppose une résistance minimale aux forces exercées dans d'autres directions, notablement différentes des directions parallèles & sa longueur Les joints à rotule 56 et 62 (fîgure-2) sont effectivement reliés au même point pour des raisons qui-vont être expliquées. Un ensemble de tige 66 (figure 2) est relié par un joint à rotule 68 à un troisième point de la plate-forme 18. L'ensemble 66 comprend deux tiges alignées 70 et 72 réunies par un dispositif d'actionnement 74, qui est actionné par un moyen de com- mande 76 monté sur le corps principal 20 de l'engin spatial (non re- présenté sur cette figure) La tige 72 est liée à l'engin spatial 20 par un joint à rotule 78 La tige 70 est reliée à la plate-forme 18 par l'intermédiaire d'un joint à rotule 68 L'ensemble 66 est orienté parallèlement à la tige 52 et s'oppose au déplacement de la plate- forme 18 par rapport au corps principal 20 de l'engin spatial dans les directions Y perpendiculaires à la plate-forme 18 L'ensemble 66 est représenté par le point noir 66 ' sur la figure 3. Comme le montre la figure 3, les liaisons des divers éléments de la structure de support 22 (figure 2) sont effec- tivement appliquées en trois points écartés de la plate-forme 18, constituant les sommets d'un triangle, Comme cela est bien connu, un déplacement de l'un quelconque des points d'un triangle dans une direction perpendiculaire à son plan amène le plan défini par les trois points à tourner autour de la ligne définie par les autres points Ainsi, toute déformation du corps principal 20 de l'engin spatial auquel l'un quelconque des éléments de la structure 22 est relié conduit à un déplacement d'un certain de ces éléments (tiges 52, 54 ou ensemble 66) dans une certaine direction et pro- duit un déplacement net de la plate-forme 18 par rapport au corps principal 20 de l'engin spatial et, par conséquent, une rotation de la plate-forme 18 Ainsi, il n'entraîne pas le transfert des défor- mations ou des variations de longueur dans la plate-forme 18. Le moyen de commande 76 et le dispositif d'ac- tionnement 74 (figure 2) jouent un rôle additionnel Le dispositif d'actionnement 74 allonge l'ensemble 66 dans les directions 80 parai- làles à la tige 52 Ceci produit une rotation de la plate-forme 18 sur l'axe 57, lequel est parallèle à l'axe de lacet 81 de l'engin spa- tial (voir figure 1). Dans les satellites de télécommunication, l'axe de lacet vise généralement la Terre Cette possibilité de commander la rotation sur l'axe de lacet est importante pour un engin spatial lorsque la longitude de la station orbitale doit être modifiée en orbite ou lorsque la zone temporelle de couverture (la visée de la Terre par le réflecteur 12 de l'antenne) doit être modifiée en-orbite. Le réglage des deux axes de l'engin spatial (roulis et tangage) s'ef- fectue par inclinaison de l'axe du volant d'inertie de l'engin spa- tial (roulis) et par modification de la vitesse du volant d'inertie de l'engin spatial (tangage) Toutefois, il est relativement diffi- itle dtajuster le troisième axe (lacet) au moyen de l'équipement de l'engin spatial. Le dispositif d'antenne monté de la manière présentée sur la figure 2 se prête aisément à ce réglage Le dispo sitif 74 d'actionnement de lacet fait partie des tiges 70 et 72 et celles-ci font fonction effective d'une tige unique pouvant être allongée Une demande de modification de l'angle de lacet délivrée par le moyen de commande 76 amène un moteur du dispositif d'action- nement 74, qui peut comporter un mécanisme à vis, à modifier sa longueur entre les tiges 70 et 72 Un mécanisme à vis est un mécanisme dans lequel une vis entraînée en rotation par un moteur se déplace dans un écrou L'écrou est bloqué de sorte que sa rotation est impos- sible La rotation de la vis déplace donc l'écrou suivant la longueur de la vis La variation d'écartement entre les joints 68 et 78 produit une rotation appropriée de la plate-forme 18 sur l'axe 57 La posi- tion de la plate-forme 18 et son orientation sont mesurées par le capteur 26 (figure 1), et les signaux du capteur représentant l'orien- tation de l'antenne sont appliqués à des dispositifs électroniques de commande (non représentés) montés sur le corps principal 20 de l'engin spatial Les capteurs de la technique antérieure tels que le capteur 26 ont été fixés directement sur le corps principal de l'engin spatial, et non pas sur la plate-formede montage d'antenne isolée présentée sur la figure 1 Ainsi, l'orientation mesurée par le capteur 26 détermine directement l'orientation du réflecteur 12 et de l'ensemble collecteur 24 au lieu que cette mesure soit effectuée indirectement par mesure de l'orientation de l'engin spatial. Pendant la rotaton de la plate-forme 18 sur l'axe 57 (figure 2), on admet que, en pratique, le joint 62 s'écarte d'une distance relativement petite vis-à-vis du joint 56 Ainsi, une tentative de faire tourner la plateforme 18 sur l'axe 57 peut conduire dans certains cas à un raccourcissement ou un allongement de la tige 54 Ceci n'est pas possible en raison de la rigidité relative de la tige 54 Dans ce cas, la plateforme 18 tend à se déplacer légèrement dans d'autres directions Puisqu'il a été envisagé, à titre d'exemple, que le dispositif d'actionnement 74 déplace la plate-forme 18 sur l'axe 57 d'un angle de l'ordre de quelques degrés, le déplacement réel de la plate-forme 18 dans ces autres directions peut être, à titre d'exemple, de l'ordre de quelques millièmes de centimètre. En tout cas, si ce dernier phénomène n'est pas souhaitable, on peut alors concevoir le joint 62 de manière qu'il soit concentrique par rapport au joint 56 si bien que les deux tiges 52 et 54 tournent sur le même point central de pivotement Par exemple, le joint 62 peut être remplacé par un manchon sphérique qui s'emmanche sur la rotule du joint 56 de façon que la rotule serve de bille pour les tiges 52 et 54. Dans ce dernier cas, il peut être employé une structure de montage souple à la place des tiges de la figure 2, comme cela est représenté sur les figures 4 et 5 Sur la figure 4, un élément de montage flexible 82 comprend une poutre en I possé- dant deux ailes 84 et 86 reliées par une âme verticale 88 relativement mince L'élément 82 peut être fait d'un acier de haute résistance, mais d'autres matériaux peuvent toutefois être utilisés selon le cas Avec cette structure, la souplesse de l'âme 88 de la poutre permet que les ailes 84 et 86 tournent par rapport à l'autre et s'écartent mutuellement dans les directions 94 L'âme 88 empêche l'aile 84 de s'écarter suivant les directions Y désignées par la référence 96, les directions 92 et 94 étant mutuellement perpendi- culaires ainsi qu'aux directions 96. Sur la figure 5, une structure de montage flexible 82 est montée en 82 ' et une deuxième structure de montage flexible 82 est montée en 82 " L'élément de montage flexible se trou- vant en 82 ' est monté de façon que son ame de poutre 88 soit parallèle aux directions 92 ' correspondant à la direction 92 (voir figure 4). Les directions 92 ' sont perpendiculaires à une ligne (ligne brisée 95) passant par l'élément 82 en 82 ' et par le centre du joint à rotule 53 tel que représenté par l'axe Y (point noir sur la figure 5) L'élé- ment de montage flexible situé en 82 " est monté de façon que son âme de poûtre 88 (correspondant aux directions 92 de l'élément 82) soit parallèle aux directions 92 " Les directions 92 " sont perpendiculaires à une ligne (ligne brisée 97) passant par:le centre du joint à rotule 53 tel que représenté par l'axe Y (figure 5) Les lignes 95 et 97 sont mutuellement perpendiculaires La ligne 97 est parallèle à l'axe 57 (figure 2). En résultat, la plate-forme 18 ' de la figure 5 ne peut se déplacer linéairement dans aucune direction par rapport à l'engin spatial 20 auquel les éléments de montage flexibles 82 situés en 82 ' et 82 " sont liés La dilatation du corps principal de l'engin spatial par exemple, laquelle appliquerait une contrainte de dilata- tion entre les points situés en 82 " et le joint à rotule situé sur l'axe Y, conduirait à une flexion de l'âme 88 (figure 4) La même chose se produirait relativement à l'élément de montage flexible 82 '. Ainsi, la structure présentée sur la figure 5 permet que toutes sortes de variations dimensionnelles se produisent dans le corps de l'engin spatial sans pour autant induire des contraintes ou des dâ- formations dans la plate-forme 18 '. Alors que des matériaux particuliers et une st.ructure particulière ont été donnés pour le réflecteur 12 et la plate-forme 18, il est clair que d'autres matériaux et d'autres structures peuvent également être employés Ce qui est souhaité est que ces structures jouent les fonctions de visée telles que ci-dessus décrites En substance, la plate-forme 18 telle que décrite est un élément thermiquement stable relativement rigide qui présente une déformation négligeable sous l'action d'excursions de température. La structure 22 fixe la plate-forme 18 à un support tel qu'un engin spatial 20 en l'isolant des déformations. Bien entendu, l'homme de l'art sera en mesure d'imaginer, à partir des dispositifs dont la description vient d'être donnée à titre simplement illustratif et nullement limitatifs diverses- autres variantes et modifications ne sortant pas du cadre de 1 'invention. R E V E N D I C A T I O N S 1 Dispositif de montage d'antenne permettant d'liscler une antenne O laquelle comporte un réflecteur 2) et un moyen collecteur ( 24) placé en un foyer du réflecteur, vis-à-vis d'une structure déformable ( 20), caractérisé en ce qu'il comprend un élément de support ( 18) relativement rigide thermiquement stable auquel le réflecteur et le moyen collecteur de l'antenne sont fixés; et un moyen ( 22) permettant de coupler l'élément de support à la structure d 6 formable de manière a incliner, par rapport a la structure déformable, l'élément de support et l'antenne qu'elle supporte en cas d'apparition de déformations dans la structure défor- mable par suite d'excursions de température. 2 Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'un capteur d'sttitude, également fixé a l'élément de Support, mesure la direction visée par le réflecteur. 3 Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'élément de support comprend une structure plane dotée d'une âme alvéolaire ( 30) qui possède une première et une deuxième face ( 32, 34) et des nappes de revêtement de renforcement ( 36, 38) qui sont respectivement fixées aux faces par adhésion. 4 Dispositif selon la revendication 3, caractérisé en ce que lme comprend une matière en ruban d'aluminium et chacune des nappes de revêtement comprend plusieurs couches ( 40 42, 44) en tissu de fibres de carbone renforcé par de la résine époxy présentant un coefficient combiné de dilatation thermique proche de zéro. Dispositif selon l'une quelconque des revendi- cations 1 a 4, caractérisé en ce que le réflecteur comporte un moyen ( 14) faisant office de mât qui est fixé par une de ses extrémités au réflecteur et qui est articulé à son autre extrémité (en 16) a l'élé- ment de support afin de permettre que le réflecteur puisse passer d'une position arrimée aà une position de travail. 6 Dispositif selon l'une quelconque des revendi- cations 1 à 5, caractérisé en ce que le moyen de couplage fixe l'élé- ment de support à la structure déformable en trois emplacements séparés ( 27, 28, etc) de la structure déformable, le moyen de couplage comportant (a) un premier élément de couplage ( 50) disposé en un premier emplacement et destiné à résister au déplacement de l'élément de support suivant l'une de trois directions perpendi- culaires (X, Y, Z), (b) un deuxième élément de couplage ( 66) disposé en un deuxième emplacement ( 28) et destiné à résister au déplacement suivant l'une desdites trois directions perpendiculaires (Y) perpen- diculairement audit élément de support, et (c) des troisièmes éléments de couplage ( 52, 54) disposés en un troisième emplacement ( 27) et destinésà résister au déplacement de l'élément de support suivant une direction ( 60) à la fois perpendiculaire à la direction (Y) mentionnée en deuxième et à une ligne 57) passant par les premier et troisième emplacements. 7 Dispositif selon la revendication 6, caractérisé en ce que chacun des premier, deuxième et troisième éléments de cou- plage comporte une tige fixée par un joint à rotule, situé en une première extrémité de la tige, à l'élément de support et en ce que chacun des deuxième et troisième tiges de couplage est fixé par un joint à rotule à la structure déformable. 8 Dispositif selon la revendication 7, caractérisé en ce que l'une ( 66) des tiges comporte un moyen d'actionnement ( 74) permettant de modifier la longueur de cette tige. 9 Dispositif selon l'une quelconque des revendica- tions 2 à 8, caractérisé en ce que la structure déformable est le corps principal d'un engin spatial, l'antenne est une antenne d'engin spatial, et l'engin spatial est du type comportant un moyen de commande d'at- titude ( 27) servant à modifier l'attitude du sattelite pour corriger les erreurs d'attitude du réflecteur résultant d'une inclinaison de l'élément de support.