FR 2805195 A1 20010824 FR 0002250 A 20000223 La présente invention est relative à un procédé de fabrication d'une embase de support un satellite artificiel, conçue pour être montée sur plate-forme emport d'une pluralité de tels satellites cette plate forme formant partie d'un lanceur spatial assurant la mise en orbite terrestre desdits satellites. Plus particulièrement, l'invention est relative à un tel procédé de fabrication appliqué à des embases disposées couronne sur la plate-forme d'emport, chaque embase présentant une paroi cylindrique comprenant des éléments de surface incurvés et des éléments de surface sensiblement plans. On décrit dans la demande de brevet français déposée ce jour par la demanderesse et intitulée "Procédé de lancement d'une pluralité de satellites artificiels montés sur un même lanceur spatial et dispositif pour la mise en oeuvre de ce procédé" un procède de lancement d'une grappe de satellites conçus pour faire partie d'une constellation de satellites de communications de données numériques, d'informations vocales ou vidéo, voire d'informations multimédia, par exemple. Les satellites sont montés en couronne autour de l'axe longitudinal du lanceur, sur une plate-forme formant partie d'une structure d'emport. La base de chaque satellite est fixée temporairement sur une embase de forme trapézoidale, généralement conforme à celle de la section du satellite. On choisit cette forme car elle s'inscrit aisément dans un élément de couronne circulaire et elle maximise la surface de la section du satellite et donc volume. Suivant l'invention décrite dans la demande de brevet français précitée, les embases sont munies de moyens permettant de les faire basculer de manière à déployer les "cônes de déboîtement" des satellites avant de les libérer, ceci pour supprimer tout risque de collision entre les satellites libérés sans que cela nrexige des contrôles d'attitude renforcés, et donc coûteux, de ces satellites. On conçoit que la forme de chaque embase dépend de l'espace qui lui est alloué sur la plate-forme qui la reçoit et donc de l'ouverture angulaire de l'élément de couronne circulaire qu'elle occupe sur cette surface. Cette ouverture angulaire est fonction du nombre de satellites installés sur cette plate-forme, ce nombre pouvant varier d'un lancement à un autre. On comprend qu'il est alors nécessaire de fabriquer des embases dont la forme est notamment fonction de ce nombre. La fabrication et le stockage d'une grande variété de telles embases, couramment appelées "adaptateur de charge utile", en vue de disposer des embases convenant à tel ou tel lancement d'un nombre variable de satellites, est un processus long et coûteux qui ne satisfait pas aux besoins actuels en matière de lancement de constellation de satellites, exigeant à la fois une rapidité d'adaptation accrue des matériels nécessaires et une réduction des coûts de lancement. La présente invention a précisément pour but de fournir un procédé de fabrication d'embases de support de satellites artificiels satisfaisant, à la fois, à ces deux contraintes. On atteint ce but de l'invention, ainsi que d'autres qui apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre, avec un procédé de fabrication d'une embase de support d'un satellite artificiel, conçue pour être montée sur une plate-forme d'emport d'une pluralité de tels satellites formant partie d'un lanceur spatial assurant la mise en orbite terrestre desdits satellites, les diverses embases des support des satellites étant disposées en couronne sur ladite plate-forme, chaque embase présentant une paroi cylindrique comprenant des éléments de surface incurvés et des éléments de surface sensiblement plans, ce procédé étant remarquable en ce qu'on dispose des éléments de paroi modulaires à surface incurvée et des éléments de paroi ' surface plane selon une géométrie d'embase prédéterminée et on assemble lesdits éléments suivant leurs bords adjacents, pour réaliser ladite paroi cylindrique ladite embase. Comme on le verra plus loin détail, ce procédé permet, par l'utilisation d'éléments modulaires utilisables dans diverses configurations d'embases, de rationaliser la fabrication d'embases de formes variées, c'est-à-dire d'en réduire les temps et coûts de mise en oeuvre. Suivant d'autres caractéristiques de la présente invention, préalablement à la disposition des éléments de paroi modulaires à surface incurvée selon une géométrie d'embase prédéterminée, lesdits éléments de paroi modulaires sont retaillés pour S'adapter à ladite géométrie. Ces éléments de paroi modulaires peuvent être cylindriques de révolution. La géométrie d'embase est choisie parmi une pluralité telles géométries inscriptibles dans un élément de couronne circulaire, en fonction de la géométrie et du nombre de satellites à monter sur la structure d'emport. D'autres caractéristiques avantages de la présente invention apparaîtront la lecture de la description qui va suivre et à l'examen du dessin annexé dans lequel : - les figures 1 et 2 sont vues en élévation et en plan, respectivement, d'une embase du type de celles réalisables par le procédé de fabrication selon la présente invention, - les figures 3 et 4 sont des vues en coupe transversale d'éléments de paroi modulaires, utilisés dans le procédé de fabrication suivant l'invention, - la figure 5 est une vue en plan illustrant le procedé suivant l'invention, appliqué à fabrication dl embase du type de celle représentée figures 1 et et - les figures 6 et 7 illustrent la fabrication de variantes de l'embase de la figure 5, le procédé suivant l'invention. on se réfère à la figure 1 du dessin annexé pour décrire brièvement la structure d'une embase, ou adaptateur de charge utile, du type de celles visées par la présente invention. Pour plus de détails concernant cette structure, on se référera à la demande de brevet français précitée. L'embase 4 représentée comprend une paroi latérale cylindrique présentant, en section droite, une forme géneralement trapézoïdale (voir figure 2), propre à supporter un satellite prismatique 3 dont la section droite en trapèze isocèle est représentee en trait interrompu également à cette figure 2. Le satellite 3 porte classiquement des panneaux de cellules solaires 81,82,83 et des antennes ou autres organes (non représentés). La paroi latérale de l'embase 4 est divisée en deux parties adjacentes 5 et 6, l'une (5) recevant le satellite 3 et l'autre (6) constituant un fond fixé sur une plate-forme 2 d'une structure d'emport. Entre ces deux parties est disposée un séparateur pyrotechnique 15 propre à déchirer sélectivement cette paroi latérale en individualisant ainsi les parties 5 et 6, pour permettre à la partie 5, supérieure, de basculer sur partie 6 de fond, en faisant basculer avec elle le satellite 3 qu'elle porte, suivant le procédé de déploiement des "cônes de déboîtement" des divers satellites portés par la plate-forme 2, procédé décrit et revendiqué dans la demande de brevet français précitée. Ce basculement est rendu possible par la présence de moyens permettant d'articuler la partie supérieure 5 sur le fond 6 autour d'un axe d'articulation 7. Des organes de liaison temporaire 101,102,103,104 sont disposés sur la partie supérieure 5 pour recevoir satellite 3, au niveau des angles de sa section trapèze, comme représenté à la figure 2. Celle-ci reçoit encore un vérin impulsionnel 16, pour appliquer un effort de basculement à la partie supérieure 5, apres déchirement de la paroi latérale de l'embase 4, des verins anti-retour 171,172, pour bloquer la partie 5 dans position angulaire de basculement prédéterminée et quatre organes à ressort 181,184 pour appliquer au satellite 3 une impulsion axiale, après fonctionnement du separateur pyrotechnique 15 et du vérin impulsionnel 16 et mise hors service des organes de liaison 10i, cette impulsion axiale permettant la séparation du satellite lanceur. Les organes 10j,15,16,171,172 et 18j sont des organes standard qui peuvent être utilisés sur des en-bases présentant des géométries différentes. Pour pousser encore la rationalisation de la fabrication de embases, suivant le but poursuivi par la présen ce invention, l'effort doit donc porter essentiellement sur la fabrication de la paroi latérale de l'embase, dont la forme dépend étroitement de celle de l'élément de couronne circulaire dans lequel elle doit s'inscrire sur la plate-forme 2. Suivant la présente invention, on décompose cette paroi, convexe, pour assurer sans déformation la transmission d'efforts entre le satellite 3 et la plate forme 2, en éléments de paroi à surface incurvée et en éléments de paroi à surface plane ou sensiblement plane, et on organise la fabrication de cette paroi assemblage de tels éléments. Ce procédé est illustré f igures 3 à 5, où les f igures 3 et 4 représentent deux éléments de paroi modulaires à surface incurvée 20 et 21 respectivement, et où la figure 5 illustre un assemblage de tels éléments avec des éléments de paroi plats 22, 23 24. A titre d'exemple illustratif et non limitatif seulement, on a représenté à la figure 3 un élément de paroi modulaire 20 présentant une surface hemicylindrique révolution et, à la figure 4, un élément de paroi modulaire 21 présentant une surface cylindrique de révolution dont l'angle au centre présente une ouverture de 900. Chacun porte un organe de liaison visible sur la figure 2, cet organe étant fixé soit la partie convexe de l'élément 20 soit dans la concavité de l'élément 21. Comme illustré à la figure 5, en disposant deux eléments 201,202 aux extrémités du grand côté d'une forme trapézoïdale et deux éléments 211,212 aux extrémités du petit côté de cette forme, et en raccordant ces éléments soit entre eux (éléments 211 et 212) soit par intermédiaire d'éléments plans 22,23, on peut reconstituer une paroi d'embase sensiblement conforme à celle de l'embase représentée à la figure 2 Il est évidemment nécessaire, préalablement à assemblage de ces éléments, par mécanosoudage par exemple, de retailler ceux-ci pour qu'ils se raccordent bord à bord et tangentiellement, suivant diverses géométries d'embase adaptées au lancement de grappes de satellites en nombre et/ou forme différents. on a représenté aux figures 6 et 7, à titre d'exemple illustratif et non limitatif seulement, deux autres géométries de paroi d'embases réalisables à l'aide des éléments de paroi décrits ci-dessus, ces géométries étant choisies parmi un grand nombre de géométries possibles, pouvant être réalisées par le procédé suivant l'invention. C'est ainsi que la section de la paroi de l'embase de la figure 6 tend vers une forme circulaire par réduction de la longueur de l'élément de paroi plan 22 de la paroi de la f igure 5, alors que celle de la paroi de la figure 7 tend vers une forme triangulaire, basee sur l'utilisation de trois éléments 201,202,20:3 du type représenté à la figure 3. On comprend maintenant que le procédé selon la présente invention permet de réaliser des parois embase de formes très variées, s'adaptant à une grande variété de configurations de grappes de satellites, à partir d'un petit nombre d'éléments modulaires de paroi à surface incurvée utilisables quelle que soit la géométrie des embases à réaliser. on réduit ainsi le coût du stockage de ces éléments tout en assurant leur immédiate disponibilité. Le stockage des éléments de paroi plans est simple du fait que ces éléments peuvent être decoupés à demande dans des plaques planes standard. Les éléments de paroi à surface incurvée, comme les éléments plans peuvent être dimensionnés aux plus fortes charges de manière à pouvoir être utilisés sans nouvelles etudes. Avantageusement, les éléments modulaires 20,21 à surface incurvée, qui sont disposés dans les angles de la section de la paroi de l'embase, sont prééquipés de la partie des organes de liaison 10j de l'embase et du satellite qu'ils portent, avant la mise en stock de ces éléments modulaires. Toutes ces dispositions assurent au procédé de fabrication d'embases suivant l'invention des performances remarquables en matière de versatilité, de rapidité d'adaptation et de coût de réalisation des embases en question. Après fabrication en série des parois d'embases adaptées à une géométrie particulière de la structure d'emport d'une grappe de satellites, on complète les embases en les équipant des moyens de basculement 7, 15, 16, 171, 172 et des moyens 18i pour permettre la séparation de chaque satellite, decrits plus haut. Lors de l'installation du satellite 3 l'embase 4 qui lui est affectée, on dispose entre eux les organes de liaison temporaires 10j plus complètement décrits dans la demande de brevet français précitée. Bien entendu l'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits et représentés qui n'ont été donnés qu'à titre d'exemple. C'est ainsi qu'on ne sortirait pas du cadre de l'invention en remplaçant un ou plusieurs des éléments de paroi plans 22, 23, 24 des modes réalisation des Figures 5 à 7 par des éléments de paroi équivalents, par exemple plats et légèrement cintrés REVENDICATIONS 1. Procédé de fabrication d'une embase (4) de support satellite artificiel (3), conçue pour être montée une plate-forme d'emport d'une pluralité de tels satellites formant partie d'un lanceur spatial assurant mise en orbite terrestre desdits satellites, les diverses embases étant disposées en couronne sur ladite plate-forme d'emport, chaque embase présentant une paroi cylindrique comprenant des éléments de surface incurvés des éléments de surface sensiblement plans, caractérisé en ce qu'on dispose des éléments de paroi modulaires (20,21) à surface incurvée et éléments de paroi à surface plane (22,23,24) selon géométrie d'embase prédéterminée et on assemble lesdits éléments suivant leur bords adjacents, pour réaliser ladite paroi cylindrique de ladite embase (4). 2. Procédé conforme à la revendication 1, caractérisé en ce que, préalablement à la disposition des éléments de paroi modulaires à surface incurvée (20,21) selon ladite géométrie d'embase prédéterminee, lesdits éléments de paroi modulaires (20,21) sont retaillés pour s'adapter ' ladite géométrie. 3. Procédé conforme à l'une quelconque des revendications 1 et 2, caractérisé en ce lesdits éléments paroi modulaires (20,21) sont cylindriques de révolution. 4. Procédé conforme à l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que ladite géométrie d'embase est choisie parmi une pluralité de telles géométries inscriptibles dans un élément de couronne circulaire, en fonction de la géométrie et du nombre de satellites à monter sur ladite plate-forme d'emport. 5. Procédé conforme à l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que lesdits eléments de paroi modulaires (20,21) portent moyens 10j) pour établir une liaison temporaire entre 'embase et le satellite (3) qu'elle doit supporter. 6. Procédé conforme à la revendication 5, caractérisé en ce que f après l'assemblage desdits eléments (20 à 24) de la paroi latérale de l'embase (4), on installe sur celle-ci a) des moyens (7, pour faire basculer sélectivement une partie supérieure (5) de ladite embase (4) par rapport à un fond (6 cette embase, avant le lancement sur son orbite du satellite (3) porté par ladite embase (4) et b) des moyens (18i) pour permettre la séparation du satellite (3) apres mise hors service des moyens de liaison (10i). 7. Procédé conforme à la revendication 6, caractérisé en ce que lesdits moyens de basculement comprennent des moyens (7) d'articulation ladite partie (5) sur ledit fond (6) et un separateur pyrotechnique (15) qu'on monte sur ladite paroi latérale de l'embase (4) de manière qu'il déchire sélectivement cette paroi selon une ligne séparant ladite partie (5) dudit fond (6). 8. Embase obtenue par la mise en oeuvre procédé conforme à l'une quelconque des revendications à 7.