FR 2839949 A1 20031128 FR 0206221 A 20020522 SP 21027.69 GP La presente invention est relative a un procede d'assemblage dans l'espace d'un satellite artificial constitue d'au moins deux modules fixes sur une plate-forma de support, les modules etant relies lachement entre eux par au moins un tube a paroi souple, sensiblement vice de gaz, suivant lequel: a) lesdits modules etant en orbite, on rigidifie leur liaison par injection d'un gaz dans ledit tube, et b) on tire lesdits modules l'un vers l'autre et on les fixe enfin l'un a l'autre. (:)n conna^'t un tel procede du document intitule "Low cost mission opportunities using a solar sail in addition to Ariane 5" (Possibilites de mission complementaire a teas cout utilisant une volie solaire, sur Ariane 5) par J.Y Prado, presente a la 4eme Conference sur les missions planetaires a teas cout, APLfJHU, mai 2000, Laurei, Maryland, USA. Selon ce document il s'agit de rendre possible i'emport par le lanceur ARIANE 5, de modules d'un ou plusieurs "microsatellites" d'etudes ou de recherches, assemblables sur une orbite de transfert geostationnaire, ces modules etant installes dans le lanccur sur une plate-forma de support, en complement de satellites commerciaux plus volumineux justifiant liessentiel de la mission confiee au lanceur et devant etre places sur une orbite geostationnaire. Apres assemblage sur une telle orbite d'un module constituent la charge utile du microsatellite a un module de propulsion, la charge utile peut etre conduite sur une autre orbite, heliocentrique par exemple, grace au module de propulsion. La division du satellite en deux modules facilite son installation sur la plate-forma, dans des espaces non occupes par les satellites commerciaux constituent i'essentiel de la charge utile du ianceur. Suivant le procede decrit dans le document precise, les deux modules du satellite vent fixes sur la plate-forma et relies par un tube a paroi souple sensiblement vice de gaz et done depourvu de rigidite. Apres mise sur orbite de transfert geostationnaire des modules du microsatellite, on rigidifie la liaison des modules par le tube en injectant un gaz dans le tube de maniere a placer les deux modules dans une position relative stable predeterminee, a l'ecart lun de ltautre. II convient alors de rapprocher les deux modules et de les fixer l'un a l'autre pour constituer ie microsateliite a transferer sur une autre orbite. Pour ce faire des cables relient les deux modules, en paralleie au tube rigidifie, des moyens de traction sur ces cables etant presents dans l'un des modules. Les moyens de traction etant actives, les deux modules se rapprochent l'un de l'autre, aiors que le tube se vice progressivement en se repliant en "bandoneon" ou "accordeon", grace a des plis transversaux preformes sur sa paroi, par exemple. Quand les deux modules vent enfin accoles l'un a l'autre, des moyens de fixation vent actives a leur tour pour assurer ['assemblage des modules dans une position relative predeterminee. Le procede d'assemblage decrit ci-dessus exige ainsi ia presence, entre les modules a assembler, de cables de traction et d'un tube fa,conne de maniere a pouvoir se replier en accordeon, dispositions qui vent evidemment couteuses. La presente invention a pour but de fournir un procede d'assemblage dans l'espace d'un satellite artificial constitue d'au moins deux modules, la mise en ceuvre de ce procede etant de cout abaisse par rapport a celle du procede decrit ci-dessus. La presente invention a aussi pour but de realiser un dispositif pour la mise en ceuvre de ce procede. On atteint ces buts de ['invention, ainsi que d'autres qui appara^'tront a la lecture de la description qui va suivre, avec un procede en deux etapes a) et b) telles que decrites en preambule de la presente description. Suivant la presente invention, a i'etape b3, on tire les modules l'un vers l'autre a ['aide de la paroi du tube, ce dernier etant progressivement vice et stocke dans au moins un desdits modules. Le procede suivant ['invention permet ainsi de se passer, pour rapprocher les deux modules, des cables et moyens de tirage de ces cables prevus auparavant pour ce faire, ainsi que d'un tube a paroi specialement conforme pour pouvoir se replier en accordeon. La mise en ceuvre de ce procede est done particuiierement economique. Suivant d'autres caracteristiques de la presente invention: - a l'etape b) , on met progressivement a piat la paroi du tube et on enroule la partie mise a piat de cette paroi, - pendant ledit enrouiement, on vice progressivement le tube en controlant la pression du gaz restart de maniere a maintenir la rigidite de la partie non-enroulee du tube, - on etablit une pre-rigidification du tube, avant la mise sur orbite des modules. L'invention fournit aussi un dispositif pour la mise en couvre de ce procede, comprenant a) un tube a paroi soupie relic par ses extremites a des premier et deuxieme modules diun satellite artificial, b) des moyens pour alimenter selectivement ledit tube avec un gaz propre a le rigidifier, c) des moyens pour firer lesdits modules l'un vers l'autre et d) des moyens pour les fixer ensemble l'un a itautre, ce dispositif etant remarquable en ce que lesdits moyens de traction agissent sur la paroi audit tube. Suivant un mode de reaiisation de ce dispositif, les moyens de traction comprennent 1 ) un tambour cylindrique selectivement entrane en rotation par un moteur pour firer et enrouler ledit tube sur sa surface et 2 ) des moyens de mise a plat du tube avant son enroulement sur ledit tambour. D'autres caracteristiques et avantages de la presente invention appara'^tront a la lecture de la description qui va suivre et a l'examen du dessin annexe dans lequel: - les figures 1A a 4B, 5 et 6, illustrent diverges etapes successives du procede suivant ['invention, et - la figure 7 est un schema d'un dispositif pour la mise en ceuvre de ce procede. On se refere aux figures 1A a 6 du dessin annexe ou ies figures 1A a 4A illustrent en vue de dessus des etapes successives du procede suivant ['invention alors que les figures 1B a 4B vent des vues en elevation correspondantes. Les figures et 6 illustrent deux etapes ulterieures du procede, en vue en elevation seulement. Comme representd aux figures 1A et 1B, le satellite a lancer et assembler dans l'espace est compose de premier (1) et deuxieme (2) modules, relies lachement par un tube 3 a paroi souple pouvant constituer une enceinte etanche aux gaz. Dans une premiere etape illustree par ces figures 1A et 1B, les modules 1 et 2 vent fixes, par des moyens classiques non representes, sur une plateforma 4, par exemple en forme de couronne circulaire, prevue pour les supporter dans un ianceur spatial, par exemple en complement de satellites "commerciaux" dont la mise sur orbite constitue la mission principale du ianceur, comme on l'a explique en preambule de la presente description. Dans ia configuration des figures 1A et 1B, le tube 3 n'assure aucune liaison mecanique effective entre les modules, qui peuvent alors etre montes l'un par rapport a i'autre dans des positions dont le choix est assez large, ce qui est avantageux dans le cadre d'une mission telle que celle decrite ci-dessus, notamment. Le tube 3 est alors sensiblement vice des gaz. Pendant la phase de lancement des satellites emportes par le lanceur, les modules 1 et 2 et le tube 3 restent dans l'etat represente aux figures 1A et 1 B. En fin de phase de lancement, alors quton prepare la separation des satellites et des modules de la plate-forma 4 on injecte, suivant la presente invention, un gaz dans le tube 3 pour pre-rigidifier celui-ci. La pression du gaz dans le tube est reglee a une valeur teile que le tube partiellement rigidifie (voir les figures 2A, 2B3 n'applique cependant pas de contraintes mecaniques aux modules qu'il relic. La raideur du tube est alors juste suffisante pour permettre de controler la position relative des modules lors la separation. Pour separer les modules 1, 2 de la plate-forma 4, on actionne, par vole pyrotechnique par exemple, des organes de separation ' a ressort (voir figure 3B) qui liberent et ecartent les modules de la plate-forma. Les modules 1, 2 vent alors places sur une orbite, de transfert geostationnaire par exemple, en meme temps que d'autres satellites embarques dans le ianceur et prevus pour rester sur cette orbite, comme ctest le cas de nombre de satellites "commercieux". Les modules 1, 2 sont, par contre, destines a passer ensuite sur une autre orbite, heliocentrique par exempie, pour y effectuer des missions a caractere scientifique. Pour ce faire, il convient d'assembler les deux modules, I'un portent les instruments de la mission et I'autre des moyens de propulsion, a voile solaire par exemple, permettant de faire passer le microsatellite constitue par ['assemblage des modules 1 et 2, de leur orbite geostationnaire de depart a une orbite heliocentrique, par exemple. Deja, apres i'etape de separation illustree par les figures 3A et 3B, le tube 3 reprend sa forme droite naturelle (fig. 4A/4B) du fait du gaz sous pression qu'il contient, porte alors eventuellement a un niveau suffisant pour donner au tube la rigidite necessaire au maintien des modules dans une position relative predeterminee. Cette position est choisie pour que, par une simple translation d'un des modules par rapport a l'autre, selon l'axe X du tube 3 (voir figure 5) les modules puissent venir s'accoler l'un a l'autre dans une position relative correspondent a leur position finale d'assemblage (voir figure 6). Suivant la presente invention, pour ce faire, on tire les deux modules l'un vers i'autre a ['aide de la paroi du tube qui les relic physiquement. En tirant sur cette paroi a partir d'un des modules, avec des moyens qui seront decrits en detail en liaison avec la figure 7, on raccourcit progressivement la longueur du tube restart entre les modules et done la distance qui les separe, jusquta ce que cette distance s'annule (figure 6) . Les modules ainsi accoles vent alors fixes l'un a l'autre par tout moyen convenable. Le module de propulsion peut alors etre active pour conduire, sous un guidage approprie, le module porteur des instruments sur la trajectoire qui lui est assignee. Bien entendu, le raccourcissement de la longueur du tube 3 qui separe les modules 1 et 2 implique que la longueur de tube retiree de l'espace compris entre les modules soit entreposee ailleurs. Suivant ia presente invention, cette longueur de tube est mise a plat et enroulee a l'interieur d'au moins un des modules. Pour ce faire on vice progressivement le tube en controlant la pression du gaz restart dans ce tube, de maniere a maintenir la rigidite de la partie non mise a plat du tube, et done la position relative des modules pendant ltoperation de rapprochement de ces modules. On a represente schematiquement a la figure 7 du dessin annexe un mode de realisation d'un dispositif permettant de mettre en oeuvre le procede suivant ['invention decrit ci-dessus. Le dispositif comprend essentiellement des moyens (17, 18, 18, 19) pour alimenter selectivement le tube 3 avec un gaz propre a rig id ifier le tube, des moyens t11, 12, 14, 1S, 16) pour firer les modules 1 et 2 I'un contre l'autre, et des moyens (non representes) pour ies fixer ensuite l'un a l'autre. Les moyens d'alirnentation peuvent btre instalies dans l'un des modules, le module 1 par exemple, alors que les moyens de traction vent installes dans l'autre, cette disposition etant indiquee a titre illustratif et non limitatif seulement. Les moyens d'alimentation comprennent essentiellement un reservoir de gaz 17 qui alimente selectivement, par l'intermediaire de valves 18, 18: et d'un detendeur 1O, I'espace interieur au tube 3. Ces moyens permettent d'etablir dans ce tube une pression de prerigidification ou de rigidification predeterminee. Une valve taree 21 est piacee en communication avec l'espace interieur au tube. Wile a pour but de maintenir la pression interieure au tube a une valeur specifiee pour eviter toute surpression liee a la depressurisation du lanceur pendant la phase de iancement. Juste avant la phase de gonflage du tube, on ferme cette valve par un signal de commande electrique pour permettre la mise en pression du 1 0 tube. Les moyens de traction vent raccordes a une extremite du tube 3, comme represente a la figure 7 et comprennent un moteur tel qu'un motoreducteur electrique 11, entranant en rotation un tambour 12 sur la surface duquei est fixe l'extremite du tube. Un gales 14 charge par un ressort 15 contre le tambour 12 assure la mise a plat du tube 3, a lientree en contact de celui-ci avec le tambour, quand ce dernier toume dans le sens de la fleche F', pour firer sur la paroi du tube et done sur le module 1 auquel l'autre extremite du tube est fixee. Le volume du tube se reduisant du fait de cette mise a plat, il convient de permettre qu'une partie du gaz contenu dans le tube puisse en sortir, tout en maintenant une pression de gaz predetermine dans le tube, necessaire au maintien de sa rigidite. C'est le role diune valve de purge 20 raccordee a la ligne d'alimentation en gaz 22 du tube 3. On com p rend q u'en com m a nd ant conve nab l em e nt l es moyen s d ' a l im e ntati on en gaz et les moyens de traction decrits ci-dessus, la longueur de tube qui separe les modules 1 et 2 peut etre progressivement annulee pour permettre la fixation des modules l'un sur l'autre, et ceci avec des moyens mecaniques et pneumatiques simples permettant de se passer, de maniere economique, de moyens de traction specifiques. Le tube 3 participe en effet a ['execution de deux fonctions, a savoir une fonction de positionnement relatif des modules et une fonction de rapprochement de ces modules. Bien entendu ['invention n'est pas limitee au mode de realisation decrit et represente qui n' a ete donne qu'a titre diexemple. C'est ainsi que le rapprochement des deux modules pourrait faire intervenir deux enrouleurs places aux deux extremites du tube, au lieu d'un seul. De meme la partie du tube "avalee" pourrait etre stockee autrement que sur un tambour, par exemple en vrac dans une enceinte adaptee. REVENDICATIONS 1. Procede d'assemblage dans l'espace d'un satellite artificial constitue d'au moins deux modules (1, 2), fixes sur une plate-forma (4) de support, et relies lachement entre eux par au moins un tube (3) a paroi souple, sensiblement vice de gaz, suivant lequel: a) iesdits modules (1, 2) etant en orbite, on rigidifie leur liaison par injection d'un gaz dans ledit tube (3), b) on tire lesdits modules (1, 2) I'un vers l'autre et on les fixe enfin l'un a l'autre, procede caracterise en ce que, a l'etape b), on tire lesdits modules (1, 2) I'un vers l'autre a ['aide de la paroi audit tube (3) ce dernier etant progressivement vice et stocke dans au moins un desdits modules (1, 2). 2. Procede conforme a la revendication 1, caracterise en ce que, a l'etape b), on met progressivement a plat la paroi audit tube (3) et on enroule la partie mise a plat de ladite paroi. 3. Procede conforme a la revendication 2, caracterise en ce que, pendant ledit enroulement, on vice progressivement iedit tube (3) en controlant la pression du gaz restart de maniere a maintenir ia rigidite de la partie non-enroulee audit tube (3). 4. Procede conforme a l'une quelconque des revendications 1 a 3, caracterise en ce quton etablit une pre-rigidification audit tube (3), avant la mise sur orbite desdits modules (1, 2). S. Dispositif pour la mise en ceuvre du procede conforme a l'une quelconque des revendications 1 a 3, comprenant a) un tube (3) a paroi souple relic par ses extremites a des premier (1) et deuxieme (2) modules d'un satellite artificial, b) des moyens (17, 18', 182, 19) pour alimenter selectivement ledit tube (3) avec un gaz propre a le rigidifier, c) des moyens pour firer lesdits modules (1, 2) I'un contre l'autre et d) des moyens pour les fixer ensemble l'un a l'autre, ce dispositif etant caracterise en ce que lesdits moyens de traction (11, 12) agissent sur la paroi audit tube (3). 6. Dispositif conforme a la revendication 5, caracterise en ce que lesdits moyens de traction (11, 12, 14, 15, 16) comprennent 1 ) un tambour cylindrique (12) selectivement entrane en rotation par un moteur (11) pour firer et enrouler ledit tube (3) sur sa surface et 2 ) des moyens de mise a plat (14, 15) du tube (3) avant son enroulement sur ledit tambour (12). 7. Dispositif conforme a l'une quelconque des revendications 5 et 6, caracterise en ce que lesdits moyens de traction (11, 12, 14, 15, 16) vent places dans lun desdits modules (1, 2) du satellite a assembler alors que lesdits moyens d'alimentation en gaz (17, 18', 182, 19) vent places dans l'autre desdits modules (1, 2). 8. Dispositif conforme a l'une quelconque des revendications 6 et 7, caracterise en ce qu'il comprend une valve (20) commandee pour purger progressivement ledit tube (3) de gaz, lors de son enroulement. 9. Dispositif conforme a l'une quelconque des revendications 5 a 8, caracterise en ce qu'il comprend une valve taree (21) connectee a i'espace interieur au tube pour empecher toute surpression dans ie tube (3) en phase de lancement. 10. Dispositif conforme a l'une quelconque des revendications 5 a 9, caracterise en ce qu'il comprend des moyens pour pre-rigidifier ledit tube (3) avant la