ERECTING DEVICE FOR SOLAR GENERATORS FOR A SPACECRAFT

Abstract: 1. A device (9) for moving away and folding out a solar panel (1) for satellite of the type with several flaps (1A, 1B, 1C) initially folded up in accordion pleats against the satellite (3), and intended for bringing said panel to a folded out configuration in which the flap (1A) closest to the satellite is at a minimum distance therefrom, such device (9), connected on the one hand to an orientation shell (8), connected to the satellite and having a rotational axis (Z-Z) perpendicular to the satellite axis (X-X), through articulation about a first axis (V-V) perpendicular to the axis (Z-Z) of the orientation shell (8), and on the other hand, to said flap (1A) closest to the satellite through articulation about a second axis (4A) parallel to the first axis (V-V) in the folded out configuration, being characterized in that it is formed from two beams (9A, 9B) of respective lenghts a and b measured perpendicularly to said first (V-V) and second (4A) axes, respectively, and articulated to one another about a third axis (W-W) which is substantially transverse thereto and makes with the first and second axes (V-V, 4A) respective angles alpha and beta, with such lengths and angles satisfying the equation system : a + b = E alpha + beta a sin (alpha + beta) = D b-a cos (alpha + beta) = L/2 where : - E is the required distance in the folded out configuration between the first and second axes (V-V, 4A) ; - D is the distance in the folded up configuration between the transverse planes of the satellite comprising the rotational axis (Z-Z) of the orientation shell (8) and the orientation axis (YS-YS) of the solar panel ; and - L is the distance between two adjoining articulation axes (4A, 4B, 4C) of the flaps (1A, 1B, 1C) of the solar panel (1).

Description: Dispositif d'éloignement pour panneau solaire de satellite La présente invention concerne, sur un satellite, un dispositif assurant la liaison d'un panneau solaire orientable, à l'organe moteur qui en assure son orientation. Ce dispositif est destiné en particulier à être monté sur un satellite dont le corps est asservi à présenter l'un de ses axes dans une direction déterminée, celle de la terre par exemple, tandis que le ou les panneaux solaires sont asservis au mouvement relatif du soleil. Considérant d'une part, la présence du corps du satellite et de divers appendices opaques qui peuvent occulter le rayonnement solaire, d'autre part la nécessité d'illuminer à chaque instant (et notamment lors des solstices) la totalité des cellules du panneau, il apparait nécessaire, de situer les cellules les plus proches du satellite à une distance minimale de celui-ci. En outre, le panneau se présentant sous deux aspects différents suivant qu'il est replié sous la coiffe du lanceur ou déployé en orbite, il apparaît souhaitable, pour situer au mieux dans les deux cas la position du panneau par rapport au satellite et à la coiffe du lanceur, que les centres géométriques du panneau, dans ces deux configurations, ne soient pas situés dans le même plan perpendiculaire à l'axe lanceur. Il faut enfin que le dispositif présente en position repliée un encombrement minimal, afin de consacrer le maximum d'espace aux panneaux couverts de cellules. Toutes ces contraintes conduisent à définir un type de dispositif d'éloignement et de déploiement pour panneau solaire de satellite dont les conditions de fonctionnement se trouvent satisfaites par la mise en oeuvre de la présente invention. La présente invention concerne le cas plus particulièrement contraignant d'un panneau solaire composé de plusieurs volets repliés en accordéon sous la coiffe du lanceur, durant la phase de lancement du satellite, et dont les charnières d'articulation ont leur axe sensiblement parallèle à l'axe du lanceur. Le dispositif d'éloignement et de déploiement conforme à 1 invention permet d'amener le panneau de sa position repliée contre le satellite, durant la phase de lancement, en position déployée, en orbite, pour laquelle les cellules solaires du panneau les plus proches du satellite sont situées à une distance minimale de celui-ci. Ce dispositif selon l'invention se caractérise, d'une façon générale, en ce qu'il se compose de deux poutres articulées entre elles selon un axe commun et articulées, par ailleurs, l'une sur un mécanisme d'orientation selon un premier axe et l'autre sur le premier volet porteur de cellules solaires du panneau solaire selon un autre axe. D'autres caractéristiques, avantages et particularités de la présente invention ressortiront de la description qui en est donnée ci-après, en référence aux dessins schématiques annexés représentant, à titre d'exemple préférentiel, une forme de réalisation possible de ladite invention. Sur ces dessins - la figure 1 est un schéma représentant en élévation le dispositif selon l'invention, lorsque le panneau solaire est en positionEdéployée par rapport au satellite et - la figure 2 est un schéma représentant le même dispositif, lorsque le panneau solaire est en position repliée de stockage contre le satellite. Afin de mieux mettre en évidence les caractéristiques de l'invention, on a représenté sur les dessins, le cas particulièrement contraignant d'un panneau solaire, désigné par la référence générale 1, composé de plusieurs volets tels que 1A, 1B, 1C qui sont repliés en accordéon, à l'intérieur de la coiffe 2 représentée en trait mixte sur la figure 1, pour occuper, durant la phase de lancement du satellite 3, la position de stockage schématisée par le rectangle en trait mixte référencé IS. Il y a lieu de noter, de plus, que les charnières d'articulation telles que 4A, 4B, 4C des volets ont, durant ladite phase de lancement, leur axe sensiblement parallèle à l'axe XX du lanceur 5. Le dispositif d'éloignement doit remplir deux fonctions - d'une part, assurer la liaison du panneau solaire 1 à un moteur d'entraînement 6 qui en assure l'orientation autour de son axe longitudinal Y-Y - d'autre part, assurer la translation du panneau solaire 1 de la position repliée de la figure 1 à la position déployée de la figure 2, aux fins d'éloigner le premier volet 1A porteur de cellules solaires pour éviter l'ombre portée notamment des antennes telle que 7, sur les cellules solaires. Du point de vue des contraintes imposées dans le cas du problème à résoudre, il y a lieu de noter que la position du générateur solaire 1S, durant la phase de lancement, dépend des trois contraintes géométriques suivantes - le volume de la coiffe 2 - la structure du satellite 3 - les antennes 7. La position de l'axe ZZ du moteur d'entraînement 6 dépend elle-même de la position du centre de gravité du satellite. Or, l'étude d'implantation du générteur solaire en position repliée 1S montre que, dans la plupart des cas, et notamment dans celui envisagé, il est impossible d'aligner l'axe ZZ du moteur 6 et l'axe YS-YS du générateur solaire en position repliée 1S. Ceci complique la conception du dispositif d'éloignement du panneau solaire qui doit permettre un décalage D entre l'axe ZZ du moteur 6 et l'axe YS-YS du générateur solaire en position repliée 1S et permettre l'alignement entre ce même axe ZZ du moteur 6 et l'axe d'orientation YY du générateur solaire en position éloignée 1. Les conditions imposées au dispositif d'éloignement sont les suivantes - la distance E, en position déployée, comprise entre l'axe d'articulation V-V reliant la chape d'orientation Ischématisé en 8) au dispositif d'éloignement désigné par la référence générale 9, d'une part, et l'axe d'articulation 4A entre ce même dispositif 9 et le premier volet 1A porteur de cellules du panneau solaire 1, d'autre part - la distance D, en position repliée, comprise entre, d'une part, l'axe de rotation ZZ du mécanisme d'orientation 6, 8 et l'axe d'orientation YS-YS du panneau solaire, d'autre part - la distance L entre les axes d'articulation 4A, 4B, 4C d'un volet 1A, 1B ou 7C du panneau solaire 1. Conformément à l'invention, le dispositif d'éloignement 9 se compose de deux poutres 9A et 9B articulées entre elles selon l'axe W,W et articulées, par ailleurs, l'une 9A, sur le mécanisme d'orientation 8 selon l'axe V, V et l'autre 9B, sur le premier volet 1A porteur de cellules du panneau solaire 1 selon l'axe 4A. Les paramètres disponibles pour respecter les valeurs spécifiées de E et de D sont les suivants 1. la longueur a de la première poutre 9A 2. la longueur b de la seconde poutre 9B ; 3. l'angle a entre les deux axes d'articulation V-V et W-W de la première poutre 9A 4. l'angle ss entre les deux axes d'articulation W-W et 4A de la deuxième poutre 9B. On voit immédiatement que pour pouvoir répondre aux conditions imposées par E et D, c'est-à-dire que le générateur solaire puisse passer de la position repliée de la figure 2 à la position déployée de la figure 1, tout en respectant, dans chacune des deux positions, les impératifs qui ont été exposés précédemment, le dispositif d'éloignement à deux poutres doit répondre au système d'équations suivant EMI4.1 <tb> a <SEP> + <SEP> b <SEP> = <SEP> E <SEP> <tb> <SEP> # <SEP> &alpha; <SEP> = <SEP> ss <tb> <SEP> a <SEP> sin <SEP> (&alpha; <SEP> + <SEP> ss) <SEP> = <SEP> D <tb> <SEP> L <tb> <SEP> b <SEP> - <SEP> a <SEP> cos <SEP> (&alpha; <SEP> + <SEP> ss) <SEP> = <SEP> 2 <tb> La résolution de ce système permet de fixer les valeurs de a, b, a et B d'un satellite donné. Le dispositif d'éloignement affecte avantageusement la forme générale d'une fourche à deux dents (ou d'un Y renversé sur l'horizontale). La poutre 9A constitue le manche de la fourche et s'articule selon V-V sur la chape d'orientation 8 liée au rotor du moteur 6 (l'ensemble constituant le mécanisme d'orientation) et sert, à son autre extrémité, d'axe d'articulation W-W à la fourche proprement dite 9B dont les deux extrémités servent de point d'articulation à l'axe 4A du premier volet 1A porteur de cellules du panneau solaire. Les autres volets 1B et 1C viennent se replier en accordéon en position de stockage contre le satellite durantla phase de lancement. Cette forme de réalisation présente l'avantage d'un encombrement minimal en position repliée, les éléments articulés s'emboîtant les uns dans les autres. Bien entendu, un système câbles et à pignons, d'un type quelconque connu (non représenté) assure la coordination du dépliement du dispositif d'éloignement ainsi que celui des volets du panneau solaire lorsque la première poutre 9A est entraînée en rotation autour de son axe d'articulation V-V, pour passer de sa position repliée de la figure 2 à sa position déployée de la figure 1. Il va de soi que la présente invention n'a été décrite et représentée qu'à titre d'exemple préférentiel et qu'on pourra apporter des équivalences techniques dans ses éléments constitutifs sans pour autant sortir du cadre de ladite invention, lequel est spécifié dans les revendications annexées.

Claims: REVENDICATIONS 1. - Dispositif d'éloignement et de déploiement pour panneau solaire de satellite, du type à plusieurs volets repliés en accordéon sous la coite du lanceur durant la phase de lancement, permettant d'amener ledit panneau en position déployée, en orbite, pour laquelle les cellules solaires du panneau les plus proches du satellite sont situées à une distance minimale de celui-ci, ledit dispositif d'éloignement étant caractérisé en ce qu'il se compose de deux poutres (9A, 9B) articulées entre elles selon un axe commun (W-W) et articulées, par ailleurs, l'une (9A) sur une chape d'orientation (8) selon un axe (V-V) et l'autre (9B) sur le premier volet (1A) porteur de cellules solaires du panneau solaire selon un axe (4A) , l'ensemble desdits éléments constitutifs répondant au système d'équations EMI6.1 <tb> <SEP> a+b=E <tb> <SEP> a <SEP> a <SEP> sin <SEP> (a <SEP> + <SEP> 6) <SEP> = <SEP> D <tb> <SEP> L <tb> b <SEP> <SEP> - <SEP> a <SEP> cos <SEP> (a <SEP> + <SEP> B) <SEP> = <SEP> 2 <tb> dans lequel système E est la distance, en position déployée, entre l'axe d'articulation (V-V) de la chape d'orientation (8) et l'axe d'articulation du premier volet (1A) du panneau solaire (1) D est la distance, en position repliée, entre l'axe de rotation (ZZ) du mécanisme d'orientation (6, 8) et l'axe d'orientation (YS-YS) du panneau solaire (1S) L est la distance entre les axes d'articulation (4A, 4B, 4C) de chaque volet (1A, 1B, 1C) du panneau solaire (1) a est la longueur de la première poutre (9A) b est la longueur de la seconde poutre (9B) ; a est l'angle entre les deux axes d'articulation (V-V et W-W) de la premiére poutre (9A), et B est l'angle entre les deux axes d'articulation (W-W et 4A) de la deuxième poutre (9B). 2. - Dispositif d'éloignement et de déploiement pour panneau solaire de satellite selon la revendication 1, caractérisé en ce que le dispositif affecte la forme générale d'une fourche à deux dents dont le manche est constitue par la première poutre (9A) dont une extrémité s'articule, par un système à la cardan, sur la chape d'orientation (8) et dont l'autre extrémité constitue l'axe d'articulation(W-W) de la deuxième poutre (9B) constituée, eile-même, de deux bras dont les extrémités libres servent de point d'articulation à l'axe d'articulation (4A) du premier volet (1A) porteur des cellules solaires du panneau (1). 3. - Dispositif d'éloignement et de déploiement pour panneau solaire de satellite selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce qu'ull système a cabres et à pignons d'un type quelconque connu assure la coordination au dépliement des deux poutres (9A, 9B) ainsi que celui des volets (lA, 1B, lCj du panneau solaire (1) lorsque la première poutre (9A) est entraînée en rotation autour de son axe d'articulation (V-V) pour passer de sa position repliée à sa position déployée.

Inventors: BARKATS, GERARD, MARELLO, GEORGE, POVEDA, PIERRE ANDRE, Barkats, Gérard, Poveda, Pierre André
Applicants: SOCIETE NATIONALE INDUSTRIELLE AEROSPATIALE
Application year: 1981
Main classification: B64G1
IPC codes: B64G1