FR 2588526 A1 19870417 FR 8515334 A 19851016 Mécanisme de déploiement automatique d'un appendice d'un véhicule spatial animé d'un mouvement de rotation sur lui-meme La présente invention concerne un mécanisme permettant d'assurer le déploiement automatique d'un appendice tel qu'un panneau solaire, sur un véhicule spatial constitué notamment par un satellite animé d'un mouvement de rotation sur lui-même. La mise sur orbite d'un satellite artificiel autour de la terre s'effectue en plusieurs étapes. Ainsi, dans le cas d'un satellite géo-stationnaire, celui-ci est généralement placé lors de son lancement sur une orbite basse quasi-circulaire dont l'altitude est par exemple d'environ 200 km. Il est seulement transféré par la suite sur son orbite définitive, cons tituée dans ce cas par une orbite géo-stationnaire quasi-circulaire, située à environ 36000 km de la terre. Le passage de L'orbite basse à L'orbite géostationnaire est effectué au cours d'une phase dite de transfert. La phase de transfert comprend tout d'abord des manoeuvres dites de périgée au cours desquelles te satellite passe de L'orbite basse à une orbite elliptique de transfert dont Le périgée se situe sur L'orbite géo-stationnaire à atteindre. Le passage de l'orbite elliptique de transfert à L'orbite géo-stationnaire s'effectue au cours de manoeuvres d'apogée constituant la deuxième partie de La phase de transfert. Au - cours de cette phase de transfert, et notamment Lors des manoeuvres d'apogée, le satellite est soumis à des sollicitations mécaniques importantes. Or, les mécanismes actuels de déploiement des panneaux solaires comprennent généralement des organes de commande et des structures qu'il serait trop contraignant de dimensionner pour résister à ces sollicitations mé caniques, si le déploiement était réalisé en phase de transfert. Pour cette raison, ces mécanismes sont souvent prévus pour ne fonctionner qu'après la mise en orbite géo-stationnaire du satelLite. Lors de La phase de transfert, les équipements opérationnels du satellite sont généralement à L'état de veille ou hors fonctionnement. Cependant, certains organes vitaux de survie et de surveillance du satellite nécessitant de L'énergie électrique doivent pouvoir fonctionner. Il est donc nécessaire de disposer au cours de la phase de transfert d'une certaine quantité d'énergie électrique. Par ailleurs, la durée de la phase de transfert peut être relativement longue, puisqu'elle peut comporter Le parcours de plusieurs orbites elliptiques de transfert dont la durée unitaire est d'environ 10 heures. L'énergie électrique ne peut donc être fournie exclusivement par Les sources secondaires d'électricité telles que les batteries chimiques équipant le satellite, car cela conduirait à un poids et à un encombrement trop élevés. Dans le cas d'un satellite artificiel stabilisé suivant trois axes au cours de la phase de transfert, il a été proposé dans la demande de brevet français n0 2 505 288 appartenant à La demanderesse de résoudre ce problème en réalisant un déploiement partiel des panneaux solaires, dès que la manoeuvre de périgée est effectuée. Cependant, dans certains cas de satellite spinné en phase de transfert, c'est-à-dire d'un satellite animé au cours de cette phase d'un mouvement de rotation autour d'un axe propre qui peut être par exemple L'axe longitudinal du satellite, La solution proposée dans ce brevet français n'est pas satisfaisante. En effet, L'énergie électrique fournie par le déploiement d'un seul panneau de chacune des ailes peut devenir alors insuffisante. Dans ce cas, il est donc nécessaire d'augmenter la surface des cellules solaires exposées lors de la phase de transfert. L'invention a précisément pour objet un nouveau mécanisme de déploiement permettant d'effectuer le déploiement complet des générateurs solaires lors de la phase de transfert d'un satellite spiné, sans apport d'énergie autre que la force centrifuge résultant de la rotation du satellite sur lui-même. L'absence de tout dispositif mécanique du type ressort ou barre de torsion pour assurer le déploiement de générateurs solaires permet de supprimer tout risque de rupture de ces dispositifs pouvant résulter des sollicitations mécaniques auxquelles est soumis le satellite lors des manoeuvres d'apogée. Le déploiement complet des générateurs solaires est ainsi assuré. A cet effet et conformément à L'invention, il est proposé un mécanisme de déploiement automatique d'un appendice fixé sur une face d'un véhicule spatial, sous le seul effet d'une rotation de ce véhicule autour d'un axe 0, ledit appendice comprenant au moins deux panneaux consécutifs articulés et présentant un centre de gravité G, ce mécanisme de déploiement étant caractérisé en ce qu'il agit sur chacun des panneaux de façon à accroitre en permanence la distance séparant l'axe de rotation O du véhicule du centre de gravité G dudit appendice, depuis une position initiale dans laquelle les panneaux sont complètement repliés, jusqu'à une position finale dans laquelle les panneaux sont complètement ouverts et alignés avec la face du véhicule sur laquelle l'appendice est fixé. De cette manière, sans faire intervenir l'énergie cinétique des panneaux, leur centre de gravité sera placé dans un champ de gravité centrifuge qui conduit pour chaque position, à un apport d'énergie aux panneaux dans le sens de l'ouverture. Selon un mode de réalisation préféré de L'invention dans lequel l'appendice comprend un panneau intermédiaire articulé autour d'un premier axe d'articulation sur le véhicule spatial et un panneau externe articulé autour d'un deuxième axe d'articulation sur le panneau intermédiaire, le mécanisme de déploiement comprend au moins un câble enroulé sur au moins deux poulies solidaires respectivement du véhicule spatial et du panneau externe, lesdites poulies étant disposées respectivement à proximité desdits premier et deuxième axes d'articulation, de telle sorte que le rayon d'enroulement du cable autour du premier axe d'articulation augmente en permanence depuis ladite position initiale jusqu'à ladite position finale, et que le rayon d'enroulement du câble autour du deuxième axe d'articu-lation diminue en permanence depuis ladite position initiale jusqu'à ladite position finale. Une étude analytique de la cinématique montre que les proportions géométriques doivent respecter certains rapports pour produire les effets recherchés. Dans une première variante de réalisation de L'invention, le mécanisme de déploiement comprend une première paire de poulies circulaires solidaires du véhicule spatial et dont les axes sont disposés symétriquement et de façon excentrée par rapport au premier axe d'articulation, une deuxième paire de poulies circulaires solidaires du panneau externe et dont les axes sont disposés symétriquement et de façon excentrée par rapport au deuxième axe d'articulation, et deux câbles enroulés en sens inverse et fixés sur une poulie de chacune desdites première et deuxième paires. Selon une deuxième variante de réalisation de l'invention, les poulies ont un rayon variable et sont centrées respectivement sur le premier et Le deuxiéme axes d'articulation. Dans ce cas, les poulies peuvent notamment être de forme elliptique. On décrira maintenant, à titre d'exemple non Limitatif, un mode de réalisation préféré de l'invention en se référant aux dessins annexés dans lesquels - la figure 1 représente de façon schématique et en vue de côté une partie d'un satellite artificiel portant une aile de générateur solaire formée de deux panneaux et équipé d'un mécanisme de déploiement con çcrme à l'invention, l'aile de générateur solaire occu Fant sa position initiale repliée ;; - la figure 2 est une vue selon La flèche F2 de la figure 1, - la figure 3 est une vue comparable à la figure 1 montrant la position occupée par le générateur solaire à la fin de son déploiement, - La figure 4 illustre de façon schématique le déplacement du centre de gravité G du générateur solaire représenté sur les figures 1 à 3 pour différentes positions de ce générateur au cours de son déploiement, - la figure 5 est une courbe représentant les variations des angles x et p formés respectivement entre le panneau intermédiaire et le satellite et entre le panneau externe et le panneau intermédiaire pour différentes positions du générateur solaire lors de son déploiement, - la figure 6 est une courbe représentant l'évolution de la distance OG entre L'axe de rotation O du satellite et le centre de gravité G du générateur solaire, pour différentes positions de ce panneau lors de son déploiement, et - la figure 7 est une vue de côté schématique représentant, en cours de déploiement, un générateur solaire de satellite équipé d'un mécanisme de déploie ment illustrant une variante de réalisation de l'invention, Sur les figures 1 à 3, on a représenté de façon très schématique et en partie seulement le corps 10 d'un satellite artificiel. De façon connue, deux ou trois générateurs solaires sont articulés sur le corps 10 du satellite.Seul l'un de ces générateurs solaires est représenté en 1 2 sur les figure s Chacun des générateurs solaires 12 comprend au moins deux panneaux consécutifs articulés de façon à pouvoir occuper une position repliée (figure 1) contre une face 10a du corps 10, lors du lancement du satellite et à pouvoir ensuite se déplier complètement, con formément à L'invention, sous L'effet de la seule rotation du satellite autour de son axe propre de rotation 0, au début de la phase de transfert (figure 3). Dans le mode de réalisation particulier représenté sur les figures 1 à 3, le générateur solaire -12 comprend deux panneaux 14 et 15 approximativement d'égale longueur, qui seront appelés respectivement par la suite panneau intermédiaire et panneau externe. Pour faciliter la compréhension, Le rapport entre ltépais- seur et la longueur des panneaux a été volontairement accru sur les figures 1 et 3. Le panneau intermédiaire 14 est articulé par une de ses extrémités sur le corps 10 du satellite autour d'un axe 16 orienté parallèlement à L'axe de rotation O du satellite. L'axe 16 est placé à l'inter- section des plans contenant la face 10a du corps du satellite et la face en regard 14a du panneau 14, et à l'extrémité de La face 10a, de telle sorte que le panneau 14 peut pivoter d'environ 18û depuis sa position repliée de La figure 1 jusqu'à sa position de complet déploiement de la figure 3. De façon comparable, le panneau externe 15 est articulé par une de ses extrémités sur L'extrémité du panneau intermédiaire 14 opposée à l'axe 16 autour d'un axe 18 parallèle à l'axe 16. L'axe 18 est placé à l'intersection des plans contenant, au cours du mouvement, la face 14b du panneau 14 opposée à la face 14a et la face en regard 15a du panneau 15, de telle sorte que le panneau 15 peut pivoter d'environ 1800 par rapport au panneau 14, depuis sa position de la figure 1 oU il est replié contre le panneau 14, jusqu'à sa position de complet déploiement de la figure 3 ou il est situé dans l'alignement du panneau 14. En L'absence de tout mécanisme de coordination du déploiement du générateur solaire 12, une rotation bD du satellite autour de l'axe O aurait pour effet d'amener le générateur solaire 12 dans une position stable d'énergie pqtentielle minimale dans Le champ de gravité résultant de cette rotation. Cette position stable correspondrait à la position des panneaux pour Laquelle le centre de gravité du générateur est le plus éloigné de l'axe 0. Elle est atteinte lorsque les panneaux sont déployés dans le plan contenant à la fois l'axe de rotation O du satellite et l'axe d'articulation 16 du panneau 14 sur le corps du satellite. Si on laisse le générateur solaire parvenir jusqu'à cette position stable, son déploiement complet ne pourra être obtenu qu'en effectuant un apport d'énergie par exemple à L'aide de ressorts ou de barres de torsion, ce qui n'est pas satisfaisant lorsqu'on désire que le déploiement soit réalisé en phase de transfert. Conformément à l'invention, le générateur solaire 12 est équipé d'un mécanisme de déploiement permettant de contrôler ce déploiement de telle sorte que la distance de L'axe de rotation O du satellite au centre de gravité G du générateur (figure 4) augmente en permanence jusqu'à ce que le générateur soit complet tement déployé. Ainsi, la position de déploiement complet du générateur solaire correspond à une position stable qui peut être atteinte sous le seul effet de la force centrifuge, sans apport d'énergie extérieure. Un mécanisme de déploiement ainsi conçu permet donc de passer de la position repliée représentée sur la figure 1 à la position de déploiement dans laquelle les panneaux sont complètement ouverts, représentée sur la figure 3, sous le seul effet d'une rota tion t & gt; U , de signe quelconque, du satellite autour de son axe propre 0, dans Le cas de satellite spinné en phase de transfert. On peut ainsi disposer, lors de cette phase de transfert, de L'énergie électrique obtenue à L'aide des cellules photovoltaiques équipant les générateurs solaires du satellite, sans apport d'énergie extérieure et surtout sans avoir besoin d'énergie extérieure au panneau pour produire le déploiement. Dans le mode de réalisation représenté, le mécanisme de déploiement selon l'invention est constitué par un ensemble de poulies et de câbles qui va maintenant être décrit. Ce mécanisme comprend, fixés à une extrémité de chacun des axes d'articulation 16 et 18, deux dispositifs identiques désignés respectivement par les références 20 et 22. Chacun des dispositifs 20 et 22 est formé de deux poulies circulaires identiques 20a, 20b et 22a, 22b. Les poulies formant chacun des dispositifs 20 et 22 sont solidarisées L'une de L'autre, de telle sorte que leurs axes soient distincts, parallèles à L'axe d'articulation 16, 18 qui leur correspond et disposés symétriquement par rapport à cet axe. Comme l'illustre en particulier la figure 2, les poulies 20a et 22a d'une part et 20b et 22b d'autre part, sont disposées dans deux plans de symétrie perpendiculaires aux axes diarticulation 16 et 18 et déca Liées l'une par rapport à L'autre. Cette disposition permet de relier les poulies 20a et 22a à L'aide d'un premier câble 24 et de relier les poulies 20b et 22b à L'aide d'un deuxième câble 26. Le mot "câble" désigne ici indifféremment un câble, une courroie ou tout dispositif analogue. De façon plus précise, les extrémités du câble 24 sont fixées respectivement en 28 sur la poulie 20a et en 30 sur la poulie 22a, de telle sorte que Le câble 24 soit tendu entre les poulies. De plus, le sens d'enroulement du câble 24 sur les poulies 20a et 22a est tel que le brin du câble situé entre Les poulies passe à proximité de l'axe 16 et, au contraire, en un point éloigné de l'axe 18 lorsque le générateur 12 est replié comme L'illustre la figure 1. De façon comparable, les deux extrémités du câble 26 sont fixées respectivement en 32 et en 34 sur les poulies 20b et 22b, de telle sorte que le câble 26 soit tendu entre Les poulies. De plus, le sens d'enroulement du câble 26 sur les poulies 20b et 22b est tel que le brin du câble situé entre les poulies passe à proximité de L'axe 16 et en un point éloigné de l'axe 18, dans La position repliée représentée sur la figure 1. En odtre, le dispositif 20 est fixé par exemple au moyen de vis 36 sur le corps 10 du satellite. De même, le dispositif 22 est fixé par exemple au moyen de vis 38 sur le panneau externe 15. Dans le mécanisme de déploiement qui vient d'être décrit, les câbles 24 et 26 constituent des câbles antagonistes, dont L'enroulement sur les poulies excentrées constituant les dispositifs 20 et 22 permet, sous L'effet de la force centrifuge résultant de la rotation X du satellite autour de l'axe O, de contrô ler le déploiement du générateur solaire 12 afin que la distance OG entre L'axe O et le centre de gravité G de ce générateur augmente en permanence depuis La position repliée de la figure 1 jusqu'à la position de déploiement complet de la figure 3.Cette évolution de la distance OG lors du déploiement du générateur solaire est obtenue grâce à la structure des dispositifs 20 et 22 qui est telle que la distance séparant les brins des câbles 24 et 26 situés entre ces dispositifs de l'axe 16 augmente en permanence alors que la distance séparant ces mêmes brins de câbles de l'axe 18 diminue en permanence, depuis la position repliée jusqu'à la position de déploiement complet du générateur. Ces distances entre les brins des câbles et les axes 16 et 18 seront appelées parla suite "rayons d'enroulement" des câbles autour de ces axes. Sur la figure 4, on a représenté schématiquement différentes positions occupées par le générateur solaire au fur et à mesure de son déploiement. Ces positions sont désignées par les références PO à P9, la position PO correspondant à la position initiale de la figure 1, dans laquelle les panneaux sont complètement repliés, alors que la position P9 correspond à la position finale de déploiement complet représentée sur la figure 3. La position du centre de gravité G du générateur dans Les positions PO à P9 est désignée quant à elle par les références Go à G9. Comme l'illustrent en particulier Les courbes de La figure 5, au cours d'une première phase A de déploiement du générateur 12, L'angle a formé entre le panneau 14 et la face 10a du corps 10 augmente plus rapidement que L-'angle p formé entre Les panneaux 14 et 15. Cela est dû au fait que, pendant cette première phase A, le rayon d'enroulement des câbles 24 et 26 autour de L'axe d'articulation 16 du panneau 14 sur Le corps du satellite est inférieur au rayon d'enroulement des câbles autour de l'axe d'articulation 18 du panneau externe 14 sur le panneau intermédiaire 15. La situation se trouve inversée dans la deuxième phase B du déploiement du générateur solaire 12, ce qui explique que l'angle ss augmente alors plus rapidement que l'angle cx. Grâce à ce contrôle de l'effet de la force centrifuge respectivement sur Les angles a et ss obtenu grâce au mécanisme de déploiement selon l'invention, la distance OG séparant l'axe de rotation O du satellite sur lui-même du centre de gravité G du générateur solaire 12 augmente en permanence depuis la position initiale PO représentée sur la figure 1 où les panneaux sont complètement repliés jusqu'à la position finale P9 représentée sur la figure 3 ou les panneaux sont complatement dépliés. Cette caractéristique essentielle de L'invention apparaît clairement sur la courbe de la figure 6 qui représente l'évolution de la distance OG pour les différentes positions PO à P9 du panneau.Elle permet d'assurer que la position de déploiement complet du générateur solaire illustré sur la figure 3 est bien atteinte sous L'effet de la seule rotation du satellite sur lui-même. L'analyse rationnelle du dispositif montre que cette propriété n'est acquise que lorsque (d )final > /4t ce qui n'est obtenu que lorsque (voir figure 3) d/r > / 0,6. Bien entendu, L'invention n'est pas limitée au mode de réalisation qui vient d'être décrit à titre d'exemple en se référant aux figures 1 à 3, mais en couvre toutes Les variantes. En particulier et comme L'illustre très schématiquement la figure 7, les dispo sitifs 20 et 22 formés de deux poulies circulaires identiques peuvent être remplacés par des poulies 20' et 22' centrées respectivement sur les axes d'articulation 16 et 18 des panneaux 14 et 15 et présentant un rayon variable, telles que des -poulies sensiblement elliptiques. Sur ces poulies 20' et 22' est enroulé et fixé un câble 24' dont les deux brins situés entre les poulies remplissent le même rôle que les câbles antagonistes 24 et 26 sur les figures 1 à 3.La poulie 20' est fixée sur Le corps 10 du satellite de telle sorte que son petit axe soit approximativement paraLlèle à la face du satellite sur laquelle le générateur solaire est fixé. La poulie 22' est fixée sur le panneau 15 avec son grand axe parallèle à ce panneau. Par ailleurs, bien que l'invention soit principalement conçue pour être utilisée afin de réaliser le déploiement des générateurs solaires sur un satellite artificiel animé d'un mouvement de rotation sur luimême en phase de transfert, elle peut s'appliquer au déploiement de tout autre appendice articulé, sur un véhicule spatial quelconque, animé d'un tel mouvement de rotation sur lui-même. Enfin, il est clair que l'in- vention peut être utilisée quel que soit le nombre de panneaux articulés constituant l'appendice du véhicule spatial. Dans un autre mode de réalisation de l'inven- tion, non représenté, le mécanisme de déploiement précédemment décrit est constitué par des moteurs-freins électromagnétiques dont le fonctionnement est programmé pour obtenir une loi ss(a) permettant de limiter au mieux l'énergie de commande. A cet effet, on fait évoluer les angles ss et a de la manière decrite en se référant à la figure 5, afin que La distance OG augmente en permanence lors du déploiement du générateur solaite. REVENDICATIONS 1. Mécanisme de déploiement automatique d'un appendice (12) fixé sur une face d'un véhicule spatial (10), sous le seul effet d'une rotation (W) de ce vé- hui cule autour d'un axe 0, ledit appendice comprenant au moins deux panneaux consécutifs (14, 15) articulés et présentant un centre de gravité G, ce mécanisme de déploiement étant caractérisé en ce qu'il agit sur chacun des panneaux (14, 15) de façon à accroître en permanence La distance séparant L'axe de rotation O du véhicule du centre de gravité G dudit appendice, depuis une position initiale (PO) dans laquelle les panneaux sont complètement repliés, jusqu'à une position finale (P9) dans laquelle les panneaux sont complètement ouverts et alignés avec la face du véhicule sur laquelle l'appendice es-t fixé. 2. Mécanisme selon la revendication 1, caractérisé en ce que, ledit appendice (12) comprenant un panneau intermédiaire (14) articulé autour d'un premier axe d'articulation (16) sur le véhicule spatial (10) et un panneau externe (15) articulé autour d'un deuxième axe d'articulation (18) sur le panneau intermédiaire (14), le mécanisme comprend au moins un câble (24, 26) enroulé sur au moins deux poulies (20a, 20b ; 22a, 22b) solidaires respectivement du véhicule spatial et du panneau externe, lesdites poulies étant disposées respectivement à proximité desdits premier et deuxième axes d'articulation, de telle sorte que le rayon d'enroulement du câble autour du premier axe d'articulation (16) augmente en permanence depuis ladite position initiale (PO) jusqu'à ladite position finale (P9), et que le rayon d'enroulement du câble autour -du deuxième axe d'articulation (18) diminue en permanence depuis ladite position initiale (PO) jusqu'à ladite position finale (P9). 3. Mécanisme selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'il comprend une première paire de poulies circulaires (20a, 20b) solidaires du véhicule spatial (10) et dont les axes sont disposés symétriquement et de façon excentrée par rapport au premier axe d'articulation (16), une deuxième paire de poulies circulaires (22a, 22b) solidaires du panneau externe (15) et dont Les axes sont disposés symétriquement et de façon excentrée par rapport au deuxième axe d'articulation (18), et deux câbles (24, 26) enroulés en sens inverse et fixés sur une poulie de chacune desdites première et deuxième paires. 4. Mécanisme selon la revendication 2, caractérisé en ce que lesdites poulies (20', 22') ont un rayon variable et sont centrées respectivement sur le premier (16) et sur le deuxième (18) axes d'articulation. 5. Mécanisme selon la revendication 4, carac tersé en ce que lesdites poulies (20', 22') sont sensiblement elliptiques. 6. Mécanisme selon La revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend des moteurs-freins électriques commandant le déploiement de chacun des panneaux de façon à accroître en permanence la distance OG, depuis la position initiale (PO) jusqu'à la position finale (P9).