Vérification de l`intégrité structurale des panneaux solaires - Ltas-s3l

Travail de fin d’études
Vérification de l’intégrité structurale des panneaux
solaires du satellite ESEO lors du lancement
Xavier Vandenplas
U NIVERSITÉ DE L IÈGE
FACULTÉ DES S CIENCES A PPLIQUÉES
Promoteur : Gaëtan Kerschen
Année académique 2005-2006
Remerciements
Je tiens à remercier toutes les personnes qui m’ont aidé dans ce travail de fin d’études :
Gaëtan Kerschen, le promoteur de ce travail, pour l’encadrement continu, les nombreux conseils, la
relecture de ce document,
Jean-François Vandenrijt, coordinateur de l’équipe MECH, pour l’encadrement continu dans le cadre du
projet SSETI, les nombreux conseils, la relecture de ce document,
Jean-Claude Golinval, Pierre Rochus, pour le suivi continu du travail
Eric Maréchal, Didier Granville, de la société S AMTECH pour l’aide apportée dans l’utilisation du logiciel S AMCEF,
Frédéric Marin pour son aide à l’utilisation du logiciel S AMCEF,
Vincent Ruelle, Jean-Yves Plesseria, du Centre Spatial de Liège pour leur disponibilité et les conseils
techniques,
Fabien poncelet pour l’aide à l’utilisation du cluster
les étudiants d’Aix-la-Chapelle pour m’avoir permis de collaborer à leurs essais vibratoires sur le satellite
COMPASS-1,
enfin mes partenaires de l’équipe MECH, Matthieu Bolland, Grégory Collignon et Sébastien Cornez.
2
Abréviations
AOCS
ASAP5
CNES
CONF
EPFL
EPS
ESA
ESEO
ESMO
ESMR
ESTEC
FTP
GTO
MECH
OBDH
PDR
SSETI
STRU
SYS
ULg
Attitude and Orbit Control System
Ariane Structure for Auxiliary Payload
Centre National d’Etudes Spatiales
Configuration
Ecole Polytechnique Fédérale de Lausanne
Electrical Power System
European Space Agency
European Student Earth Orbiter
European Student Moon Orbiter
European Student Moon Rover
European Space Research and Technology Centre
File Tansfer Protocole
Geostationary Transfer Orbit
Mechanics
OnBoard Data Handling
Preliminary Design Review
Student Space Exploration and Technology Initiative
Structure
System Engineering
Université de Liège
3
Table des matières
Introduction
7
I
Contexte du travail de fin d’études
8
1
SSETI
1.1 Les missions . . . . . . . . . . . . . .
1.1.1 Express . . . . . . . . . . . .
1.1.2 ESEO . . . . . . . . . . . . .
1.1.3 ESMO . . . . . . . . . . . .
1.1.4 ESMR . . . . . . . . . . . . .
1.2 ESEO . . . . . . . . . . . . . . . . .
1.2.1 Organisation pratique . . . . .
1.2.2 Description technique générale
1.2.3 Les différentes équipes . . . .
1.2.4 Informations générales . . . .
1.3 Conclusion . . . . . . . . . . . . . .
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12
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15
Description du sous-système MECH
2.1 Réalisation de l’EPFL . . . . . . . . . . . . . . . .
2.1.1 Prise de connaissance du travail de l’EPFL
2.1.2 Mécanisme de déploiement . . . . . . . . .
2.1.3 Orientation des panneaux . . . . . . . . . .
2.1.4 Electronique de contrôle . . . . . . . . . .
2.1.5 Mécanisme de rétention . . . . . . . . . .
2.1.6 Structure des panneaux . . . . . . . . . . .
2.2 Workshop 9 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
2.2.1 Réunion MECH-STRU . . . . . . . . . . .
2.2.2 Réunion MECH-CONF . . . . . . . . . .
2.2.3 Réunion avec l’expert en mécanisme . . . .
2.2.4 Autres discussions . . . . . . . . . . . . .
2.3 Réalisation de l’équipe MECH . . . . . . . . . . .
2.3.1 Mécanisme de déploiement . . . . . . . . .
2.3.2 Orientation des panneaux . . . . . . . . . .
2.3.3 Electronique de contrôle . . . . . . . . . .
2.3.4 Mécanisme de rétention . . . . . . . . . .
2.3.5 Structure des panneaux . . . . . . . . . . .
2.4 Conclusion . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
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TABLE DES MATIÈRES
II
3
4
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6
PAGE
Réalisations du travail de fin d’études
Sollicitations au lancement
3.1 Découplage fréquentiel . . . . . . .
3.2 Charges statiques et quasi-statiques .
3.3 Environnement vibratoire . . . . . .
3.3.1 Vibrations sinus . . . . . . .
3.3.2 Vibrations aléatoires . . . .
3.3.3 Chocs . . . . . . . . . . . .
3.4 Comparaison avec le lanceur S OYUZ
3.4.1 Charges quasi-statiques . . .
3.4.2 Vibrations sinus . . . . . . .
3.4.3 Vibrations aléatoires . . . .
3.5 Conclusion . . . . . . . . . . . . .
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30
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Panneaux Sandwich
4.1 Nid d’abeille . . . . . . . . . . . . . . .
4.2 Caractéristiques . . . . . . . . . . . . . .
4.3 Critères de rupture . . . . . . . . . . . .
4.3.1 Critère de Tsai-Hill . . . . . . . .
4.3.2 Critère de Tsai-Wu . . . . . . . .
4.4 Détermination des matériaux pour ESEO .
4.5 Conclusion . . . . . . . . . . . . . . . .
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Mécanisme de rétention
5.1 Recherche d’actuateurs . . . . . . .
5.1.1 Actuateurs non explosifs . .
5.1.2 Actuateurs explosifs . . . .
5.2 Interface avec le satellite . . . . . .
5.3 Placement des actuateurs . . . . . .
5.3.1 Solution à deux actuateurs .
5.3.2 Solution à quatre actuateurs
5.4 Conclusion . . . . . . . . . . . . .
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60
Modélisation par éléments finis
6.1 Description du modèle de la structure . . . . . . . .
6.1.1 Géométrie . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
6.1.2 Matériaux . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
6.1.3 Maillage . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
6.1.4 Liaisons . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
6.1.5 Simplifications . . . . . . . . . . . . . . . .
6.2 Description du modèle du mécanisme de déploiement
6.2.1 Géométrie . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
6.2.2 Matériaux . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
6.2.3 Maillage . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
6.2.4 Liaisons . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
6.2.5 Liaisons avec la structure . . . . . . . . . . .
6.2.6 Modification de la modélisation des panneaux
6.3 Conclusion . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
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TABLE DES MATIÈRES
7
Analyse par éléments finis
7.1 Découplage fréquentiel . .
7.2 Charges quasi-statiques . .
7.3 Vibrations sinus . . . . . .
7.3.1 Méthode de calcul
7.3.2 Résultats . . . . .
7.4 Vibrations aléatoires . . .
7.4.1 Méthode de calcul
7.4.2 Résultats . . . . .
7.5 Conclusion . . . . . . . .
PAGE
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79
79
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81
83
83
84
86
Conclusion
87
Bibliographie
89
Annexes
91
A Méthodologie des calculs S PECTRAL et R EPDYN
A.1 S PECTRAL . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
A.2 R EPDYN . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
91
92
93
B Tests vibratoires de COMPASS-1
B.1 Présentation de COMPASS-1 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
B.2 Essais au CSL . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
94
94
95
Introduction
Ce travail de fin d’études a été réalisé dans le cadre du projet SSETI coordonné par l’ESA, regroupant des étudiants européens dans la conception de missions spatiales. L’objet de ce travail est le satellite
ESEO pour lequel l’ULg est responsable de la conception du mécanisme de déploiement des panneaux
solaires, ayant repris en juin 2005 le travail commencé par des étudiants de l’EPFL en Suisse. Il s’insère
dans la phase B du programme de développement d’ESEO, la phase de conception qui se termine en mai
2006.
Les tâches ont été réparties entre quatre étudiants de l’ULg. Il s’agira ici principalement de vérifier
l’intégrité des panneaux solaires lors du lancement. Cette vérification sera effectuée à l’aide d’un logiciel
de conception assistée par ordinateur, en l’occurrence S AMCEF pour l’analyse par éléments finis. Les
étudiants peuvent également profiter de l’expérience dans le domaine spatial du Centre Spatial de Liège
et de l’ULg. La phase de tests vibratoires, initialement prévue pour ce TFE, s’insère dans la phase C et
ne pourra être traitée ici car elle ne débutera qu’au début de la prochaine année académique.
Ensuite d’autres tâches seront traitées parallèlement. La conception d’un mécanisme de rétention est
à effectuer, ainsi que le dimensionnement et le choix des matériaux de la structure des panneaux solaires.
Enfin ce TFE fait partie d’un projet global de satellite. Il demande dès lors une participation active et
continue. Il est en effet indispensable de garder le contact avec les autres étudiants impliqués, remettre
les documents officiels à temps, participer aux réunions, se tenir au courant de l’avancement du projet,
etc.
Dans une première partie seront présentés le contexte du travail de fin d’études, incluant la présentation et le fonctionnement de SSETI, la description générale du satellite et une approche détaillée
du mécanisme. La seconde partie sera consacrée aux tâches de ce travail, c’est-à-dire la vérification de
la tenue des panneaux, la conception du mécanisme de rétention et le dimensionnement des panneaux
solaires.
7
Première partie
Contexte du travail de fin d’études
8
Chapitre 1
SSETI
SSETI signifie "Student Space Exploration and Technology Initiative" à ne pas confondre avec SETI,
l’expérience scientifique destinée à la recherche d’une vie extraterrestre. Comme son nom l’indique
SSETI est un projet regroupant des étudiants, à travers toute l’Europe. A l’initiative de l’ESA, il est
destiné à accroître les connaissances scientifiques et techniques en Europe et à développer des relations
solides avec les universités et les entreprises. Le rôle de l’ESA est d’accompagner les différentes universités dans la conception, la construction et le lancement de satellites, et peut-être de projets plus complexes
comme une mission lunaire.
Le projet a commencé en 2000 avec la création d’un réseau d’universités et d’écoles. Beaucoup sont
capables de développer des produits mais elles sont trop petites pour développer un satellite complet.
L’ESA tente donc de rassembler toutes les compétences des différents participants afin de créer le premier
satellite étudiant européen.
F IG . 1.1 – Les missions de SSETI
1.1
Les missions
Le programme établi au départ du projet était de lancer, dans un premier temps, un satellite d’observation de la Terre (ESEO, European Student Earth Orbiter). Cela mènerait ensuite à la conception d’une
9
1.1 L ES MISSIONS
PAGE
10
mission lunaire jusqu’à l’alunissage d’un petit véhicule. La raison de cette approche vient du fait qu’un
alunissage est très complexe. Dès lors, il était préférable d’engranger au préalable de l’expérience et des
connaissances sur un autre projet (ESEO).
1.1.1
Express
Après plusieurs années de développement sur ESEO, en 2003, il a été mis en avant que les étudiants
les plus expérimentés sur le projet seraient bientôt diplômés et qu’ils n’auraient jamais la chance de voir
le fruit de leur travail lancé dans l’espace. De plus, la lente progression d’ESEO avait provoqué un déclin
de la motivation des étudiants et des experts impliqués. Il a alors été décidé de lancer un programme plus
simple, appelé EXPRESS. Celui-ci avait pour but de redonner de la motivation aux équipes, de tester des
technologies, de jouer le rôle de précurseur logistique et surtout de démontrer à la communauté spatiale
la capacité de SSETI de mener un projet à terme.
Une première grande réunion eut lieu en décembre 2003 durant laquelle furent décidés les principes
de base de la conception. Il fallait produire un satellite simple, réalisable et n’utilisant que des technologies existantes. A peine six mois plus tard, on disposait d’une conception détaillée presque complète.
F IG . 1.2 – Le satellite EXPRESS
Techniquement, les objectifs de ce satellite étaient :
• Emmener et déployer trois picosatellites (chacun pesant environ 1 kg) : XI-V, UWE-1 et NCube-2
• Prendre des photos de la Terre
• Jouer le rôle de banc d’essai et de démonstrateur technologique pour ESEO
• Fonctionner comme transpondeur radio pour le reste de la mission
Le volume du satellite est approximativement 60×60×70 cm et sa masse est d’environ 80 kg. Le site
de lancement est situé à Plestek en Russie, d’où il a été injecté sur une orbite basse de 686 km d’altitude
et de période de 90 minutes. Le lancement a été effectué avec succès le 27 octobre 2005. EXPRESS a
accompli le déploiement des trois picosatellites. Les communications ont été rompues le matin du 28
octobre à cause de problèmes d’alimentation en énergie. Cependant la mission reste un succès puisque
plusieurs objectifs ont été atteints.
1.1.2
ESEO
Ce satellite est en cours de développement. Il arrive actuellement en fin de phase B, c’est-à-dire en
fin de conception. Cette phase se termine par le PDR (Preliminary Design Review) à l’issue duquel des
1.2 ESEO
PAGE
11
experts de l’ESA donnent l’autorisation ou non de passer à l’étape suivante. Il s’agit de la phase (C)
correspondant à la phase de test et de construction. Le lancement n’est pas encore fixé mais devrait avoir
lieu vers la fin 2008. Des discussions sont en cours avec A RIANE S PACE afin de trouver un lanceur. Il
s’agira probablement d’A RIANE 5 ou de S OYUZ et donc le lancement aura lieu à Kourou en Guyane
française ou à Baikonour au Kazakhstan. Le satellite ESEO fait l’objet de ce travail de fin d’études et sa
description plus complète fera l’objet d’un chapitre ultérieur. L’Université de Liège s’occupe du système
de déploiement des panneaux solaires et de leur structure.
1.1.3
ESMO
La satellite ESMO (European Student Moon Orbiter) est actuellement en phase préliminaire de
conception (phase A). Il va un pas plus loin que ESEO et sera mis en orbite autour de la Lune. Les
objectifs peuvent être divisés en quatre phases :
• Transférer le satellite de l’orbite de transfert géostationnaire (GTO) à une orbite lunaire
• Prendre des photos depuis cette orbite
• Rechercher un site potentiel d’alunissage pour ESMR (la mission suivante)
• Réaliser des expériences scientifiques et de la télédétection
Il y a actuellement huit équipes impliquées dans le projet, ce nombre devrait s’accroître fortement
avant le début de la conception. Dans le planning actuel, le lancement serait prévu pour 2010.
1.1.4
ESMR
La dernière mission prévue est la réalisation de ESMR (European Student Moon Rover), un robot
lunaire. Pour l’instant il n’y a encore aucun travail concret effectué sur ce projet.
1.2
1.2.1
ESEO
Organisation pratique
La réalisation du satellite est divisée en différentes parties, chacune étant la responsabilité d’une
équipe constituée au sein d’une université ou école. Chaque équipe comprend un responsable, le coordinateur. La gestion globale du projet est effectuée par une équipe particulière (SYS) dont la plupart des
membres sont de jeunes employés de l’ESA.
La conception d’un satellite par des universités aux quatre coins de l’Europe demande des dispositions particulières pour assurer une coopération efficace entre les différentes équipes. Les principaux
contacts ont lieu via Internet grâce à différentes interfaces mises au point par une équipe dédiée :
• Un channel de chat sur lequel des discussions ont lieu tous les mardis. Les aspects techniques sont
rarement abordés, il s’agit plutôt de réunions d’information auxquelles chaque équipe doit être
présente et qui permettent à l’équipe SYS de tenir tout le monde informé de l’évolution générale
du projet, des changements dans la gestion, des procédures nouvelles, etc.
• Un serveur ftp dans lequel chaque équipe possède un dossier. L’arborescence est commune afin de
s’y retrouver plus facilement. Chaque équipe y poste les documents que les autres pourraient avoir
besoin de consulter ainsi que tous les fichiers qu’elle doit remettre en temps et en heure. Dans
la phase B, il s’agit entre autres de descriptions techniques, de justification des choix techniques,
de product tree, de flowchart (succession temporelle des tâches effectuées et interactions avec les
autres équipes), etc.
• Un serveur de news comprenant également un dossier par équipe. Il permet une interaction, les
questions et les réponses restant visibles aux yeux de tous.
1.2 ESEO
PAGE
12
A côté de ça, des réunions de travail sont bien sûr organisées. Ces workshops ont habituellement
lieu à l’ESTEC 2 à 3 fois par an et durent une semaine. Tout d’abord, elles permettent de discuter et de
prendre des décisions techniques communes à différentes équipes, de nombreuses rencontres ont en effet
lieu durant la semaine pendant lesquelles les équipes essaient de trouver des accords, des compromis en
fonction de leurs besoins.
Ensuite, c’est également le meilleur moment pour rencontrer des experts de l’ESA qui conseillent
et vérifient le travail effectué par les étudiants. Des réunions sont organisées en fonction des demandes
effectuées par les différentes équipes.
Ces réunions permettent avant tout de renforcer la cohésion et la motivation autour du projet. Le
fait de pouvoir rencontrer les gens avec qui on collabore et de voir leur motivation est très bénéfique et
renforce bien sûr l’envie de travailler pour effectuer une réalisation de qualité.
1.2.2
Description technique générale
ESEO est un microsatellite (<120 kg) destiné à tourner autour de la Terre sur l’orbite GTO (Geostationary Transfer Orbit). La durée minimale de la mission prévue est de 28 jours. La mission principale
est l’observation de la Terre mais d’autres charges utiles ont été ajoutées pour différents objectifs. La
conception de ce satellite permet également d’engranger l’expérience nécessaire pour la mission d’orbite
autour de la lune. ESEO embarque les charges utiles suivantes :
• Caméra à faible ouverture
• Radfet, un appareil permettant des mesures des doses de radiation
• Antenne rigide à haut gain
• Contrôle du vecteur de poussée
• Carte mémoire des effets radiatifs
• Tuyère en fibre de carbone pour le propulseur
• Télémétrie générale du satellite
• Star tracker
• Deux micro caméras pointées vers ESEO
• Sonde de Langmuir
• Antenne à haut gain gonflable
• Antenne complémentaire pour la radio amateur
Le satellite est à peu de chose près une structure en forme de parallélépipède de base carrée (600*600
mm) et de 700 mm de hauteur. Ces dimensions ont été conditionnées par le choix du lanceur. A RIANE 5
était prévu depuis le début de la conception, le satellite prenant place dans la structure pour charges utiles
auxiliaires du lanceur (ASAP5 - Ariane Structure for Auxiliary Payload). Cette configuration permet en
plus du lancement d’un très gros satellite, de mettre en orbite jusqu’à 8 microsatellites. A RIANE 5 injecte
en général sur l’orbite GTO, sur laquelle ESEO va rester. En effet un changement d’orbite nécessiterait
une quantité de carburant embarquée plus importante ou une diminution de la durée de vie. Néanmoins,
il a été récemment question d’un changement de lanceur (S OYUZ à la place d’A RIANE 5). Il est trop tard
pour faire marche arrière dans la conception donc, dans tous les cas de figure, la masse et les dimensions
maximales resteront les mêmes.
1.2.3
Les différentes équipes
Les tâches sont partagées entre les différentes équipes, il peut s’agir de la réalisation d’un soussystème, de l’étude des risques, de la gestion du lancement (manutention, transport, etc.). Une distinction
est faite entre les équipes dont la réalisation donne lieu à une entité physique (Hardware Teams) et les
autres. Par exemple l’étude des risques ne donnera lieu à la fabrication d’aucun élément alors que la
gestion de la puissance au sein du satellite demande la réalisation d’une carte électronique à bord. Les
1.2 ESEO
PAGE
13
F IG . 1.3 – A RIANE 5 et la structure pour micro satellites
équipes sont les suivantes :
AIV, Imperial College, Londres, Royaume-Uni : Assemblage, intégration et vérification.
AOCS, Instituto Superior Tecnico, Lisbonne, Portugal : Contrôle d’attitude et d’orbite, développant les
pointeurs solaires, le détecteur d’horizon, le magnétomètre et la roue de réaction.
COMM, University of Technology, Wroclaw, Pologne : Système de communication du satellite, incluant
les différentes antennes.
CONF, University of Technology, Varsovie, Pologne : Responsable de la configuration de l’ensemble
des éléments du satellite.
EPS, University of Technology and Economics, Budapest, Hongrie : Puissance électrique dans le satellite, incluant les batteries.
HARN, Universitat Politecnica de Catalunya, Barcelone, Espagne : Cablages entre les sous-systèmes.
INFRA, University of Technology, Vienne, Autriche : Réalisation des serveurs ftp, irc et news.
LEGAL, Faculté Jean Monnet, Paris, France : Problèmes d’ordre juridique au sein de SSETI.
LMP, University of Technology and Economics, Budapest, Hongrie : Sonde de Langmuir.
MECH, Université de Liège, Liège, Belgique : Mécanisme de déploiement des panneaux solaires.
MIAS, University of Zaragoza, Saragosse, Espagne : Mécanique du vol.
NAC, Umea University, Kiruna, Suède : Caméra à faible ouverture.
OBDH, University of Technology, Varsovie, Pologne : Gestion des données à bord, incluant l’ordinateur
principal et un noeud pour plusieurs interfaces.
PICU, Universität Karlsruhe, Karlsruhe, Allemagne : Interface de contrôle du système propulsif i.e.
l’interface entre électrique et mécanique.
PR, Accademia di Belle Arti di Brera, Milan, Italie : Relations publiques de SSETI.
PROP, University of Stuttgart, Stuttgart, Allemagne : Système propulsif incluant les réservoirs et les
propulseurs.
RAD, University of Technology, Lulea, Suède : Mesure des radiations en différents endroits du satellite.
RISK, Universita degli Studi, Pise, Italie : Analyse des risques de la mission.
1.2 ESEO
PAGE
14
SIMU, Universitad Politecnica, Madrid, Espagne : Simulation des différentes phases de la mission.
STRU, Faculdade de Engenharia, Porto, Portugal : Structure du satellite.
STT, Supaéro, Toulouse, France : Conception d’un star tracker.
TCS, Universitat Politecnica de Catalunya, Barcelone, Espagne : Analyse et contrôle thermique du satellite.
UCAM, Danish technical University, Copenhague, Danemark : Conception de micro caméras permettant
d’obtenir des images du satellite en orbite.
1.2.4
Informations générales
L’orbite a été choisie par l’équipe MIAS (Mission Analysis) après avoir effectué une étude de faisabilité. Les paramètres orbitaux de l’orbite choisie (GTO) sont :
Altitude de l’apogée
Altitude du périgée
Inclinaison
Eccentricité
Ascension droite du noeud ascendant
Argument du périgée
35950 km
250 km
7˚
0.729
180˚
178˚
La structure du satellite est la responsabilité de l’équipe appelée STRU. Ils s’occupent également de
l’interface mécanique avec la plate-forme du lanceur (anneau de séparation en titane). La structure est
divisée en deux parties, primaire et secondaire. La première comprend tous les éléments qui reprennent
des charges et qui seront donc soumis à des contraintes mécaniques importantes. Toutes les charges
utiles doivent y être fixées. La solution adoptée est une structure composée de panneaux sandwich en
aluminium disposés en forme de # (figure 1.4). La structure secondaire est principalement constituée
de plaques en aluminium qui recouvrent les faces du parallélépipède et dont le rôle est de protéger les
charges utiles du rayonnement solaire et des différentes sollicitations provenant de l’environnement spatial. Les différents éléments sont liés entre eux à l’aide d’inserts métalliques dans les panneaux sandwich,
de rivets, boulons, etc.
F IG . 1.4 – Structure de ESEO
1.3 C ONCLUSION
PAGE
15
Le satellite sera muni d’un contrôle d’attitude 3 axes (équipe AOCS). La face supérieure du satellite
pointera donc toujours vers la Terre ce qui permettra une observation constante de celle-ci. De plus
le contrôle d’attitude permettra de toujours positionner l’axe de rotation des panneaux solaires dans la
même position par rapport au plan de l’écliptique. Les moyens mis en oeuvre dans ce but sont :
• Le calcul de la position du satellite à l’aide de différentes mesures : position du Soleil, de la Terre,
cartographie des étoiles donnée par le star tracker, etc.
• Le contrôle de la position du satellite grâce à une roue de réaction et aux différents propulseurs
orientés selon plusieurs directions
A côté de tout cela, de nombreuses équipes conçoivent des sous-systèmes. Il serait trop long de les
décrire tous, mais le temps de travail total effectué sur ESEO représente énormément d’heures.
1.3
Conclusion
Le projet SSETI a été décrit ici dans sa globalité. Cela a permis de comprendre la complexité d’un
tel projet et son fonctionnement. La description du sous-système MECH, dont l’U NIVERSITÉ DE L IÈGE
est responsable, fait l’objet d’une description détaillée dans le chapitre suivant.
Chapitre 2
Description du sous-système MECH
2.1
Réalisation de l’EPFL
Il faut savoir que l’équipe MECH de l’Université de Liège a repris, à partir de juin 2005, le travail
commencé par l’Ecole Polytechnique Fédérale de Lausanne (EPFL). Ceux-ci travaillaient à la conception du mécanisme depuis 2002. Leur travail va être présenté ici, car il constitue le point de départ du
nôtre. Les documents hérités ont permis de comprendre en partie la conception d’un tel mécanisme.
De nombreux changements dans les spécifications nous ont cependant obligé à repenser en grande partie sa conception. Ici sont expliqués brièvement les choix de l’EPFL et leur justification. Les éléments
présentés servent d’introduction au travail effectué par l’équipe MECH de l’ULg.
2.1.1
Prise de connaissance du travail de l’EPFL
Tout d’abord, regardons comment s’est effectuée l’approche envers le travail de l’EPFL. La lecture
de leurs documents a débuté vers octobre 2005. Parmi les documents nombreux et variés, il a fallu
s’y retrouver dans les multiples informations disponibles et en tirer les bases solides qui permettraient de
continuer leur conception. D’un autre côté, il fallait également repérer les manquements dans leur travail,
soit parce que certains points n’avaient pas été traités, soit parce qu’ils n’apparaissaient pas encore dans
leurs documents. C’est pour cela que les anciens membres de l’EPFL ont été contactés par e-mail, afin
de bénéficier au maximum du travail effectué précédemment.
Progressivement, il a fallu commencer à s’attaquer à la conception, à la modélisation, à l’analyse,
etc. Le PDR (Premiminary Design Review, i.e. acceptation ou non par les experts de la conception de
chaque équipe) était prévu en mars 2006 (elle a finalement eu lieu en mai). Cela ne laissant pas beaucoup
de temps, il a été décidé de garder un maximum d’éléments réalisés par l’EPFL et de n’effectuer que de
faibles changements de conception si nécessaire.
Il a également été indispensable de prendre connaissance du mode de fonctionnement de SSETI, des
documents à compléter, de leur dates limites, etc.
Parallèlement à ce travail, de nombreuses questions se sont posées. Certaines ont pu trouver réponse
auprès d’ingénieurs du CSL ou de professeurs et assistants de l’ULg. Pour d’autres, les réponses ont
été obtenues lors des chats du mardi ou en sollicitant certaines équipes par e-mail. Enfin les questions
restées sans réponse ont pu être discutées durant le workshop 9, ayant eu lieu du 12 au 16 décembre 2005
à l’Agence Spatiale Européenne (Noordwijk), et dont le déroulement est décrit un peu plus loin.
16
2.1 R ÉALISATION DE L’EPFL
2.1.2
PAGE
17
Mécanisme de déploiement
Considérations générales
La conception du mécanisme dépend très fortement de la surface de cellules solaires nécessaire au
bon fonctionnement du satellite et de tous ses sous-systèmes. Pour pouvoir fonctionner tout au long de
la mission, la quantité d’énergie solaire emmagasinée doit être suffisante pour fournir la puissance électrique demandée par tous les systèmes. L’équipe EPS avait alors estimé que la surface devrait être de
0.6 m2 , soit 0.3 m2 pour chacun des deux mécanismes. L’idée la plus simple est de disposer les cellules
sur des plaques rectangulaires, chacune ayant des dimensions de 500*600 mm, permettant de placer les
panneaux en position repliée le long du satellite.
Ensuite leur disposition en configuration déployée doit permettre de capter l’énergie solaire de la
manière la plus efficace. La puissance récupérée varie avec le cosinus de l’angle d’incidence des rayons
du Soleil sur les panneaux.
Pour rappel, le satellite sera constamment stabilisé selon ses trois axes de rotation. La définition
suivante du repère lié au satellite a été adoptée par toutes les équipes : z est la direction de la plus grande
dimension du parallélépipède, c’est la direction longitudinale au lanceur. Les directions x et y sont donc
les directions des deux arêtes restantes. Il a été décidé, lors des première phases de réflexion, que l’axe
x serait constamment confondu avec la direction du vecteur vitesse du satellite en orbite et que l’axe z
pointerait constamment vers la Terre.
F IG . 2.1 – Système d’axes du satellite
La figure 2.1 montre ce repère par rapport aux mécanismes de déploiement et l’axe par rapport
auquel il peut pivoter, l’axe y. On s’imagine donc facilement que lorsque l’axe z pointe vers la Terre et
que l’axe x est dans la direction du vecteur vitesse, l’axe y est perpendiculaire au plan de l’orbite. Ce
plan présente une inclinaison de 7˚ par rapport au plan de l’équateur. Le plan de l’équateur présentant
lui-même une inclinaison d’environ 23˚ par rapport au plan de l’écliptique. L’orbite est telle que les deux
angles s’ajoutent et par conséquent, l’axe y du satellite qui est l’axe de rotation des panneaux solaires
présentera toujours un angle de 30˚ par rapport au plan de l’écliptique (figure 2.2).
Dès lors le plan de l’orbite est incliné de 30˚ par rapport aux rayons du Soleil. Dans le meilleur des
cas, l’incidence des rayons sur les panneaux sera de 30˚, sinon plus. L’énergie solaire captée vaut tout de
même 86,6% de celle captée pour une incidence nulle (facteur cos(60˚)).
2.1 R ÉALISATION DE L’EPFL
PAGE
18
F IG . 2.2 – Inclinaison du plan orbital
Repliement des panneaux
Les contraintes de dimension imposées par le lanceur nécessitent le repliement des panneaux le long
du satellite lors du lancement. La solution de mécanisme la plus simple consiste à attacher un panneau à
une charnière. Celle-ci est connectée à l’axe de pointage des panneaux donc à l’axe de rotation du moteur
qui permet ce pointage. Pendant le déploiement, le panneau réalise une rotation de 90˚ (figure 2.3).
L’espace réservé pour le mécanisme et défini par l’équipe CONF, se situe sur les faces xz pour chacun
des panneaux et à l’intérieur de la structure pour les moteurs. Cet espace intérieur est situé juste sous la
face dans le plan xy qui pointe vers la Terre.
F IG . 2.3 – Solution à une charnière
Cette configuration, bien qu’extrêmement simple, n’a pas été retenue par l’équipe de l’EPFL, la
raison étant la suivante : il existe une zone d’ombre sur les panneaux du fait de l’inclinaison de 30˚ par
rapport aux rayons du Soleil. La surface exposée de cette zone dépend bien sûr de la position du satellite
par rapport au Soleil et à la Terre. Le cas le plus défavorable est représenté sur la figure 2.4 et induit une
perte d’environ 60% de l’énergie pour un panneau.
La deuxième solution, retenue par l’équipe de l’EPFL, est d’écarter les panneaux de la structure du
satellite pour éviter de les ombrer. Ils sont maintenant connectés à l’axe de rotation par des barres. Cellesci sont reliées au satellite par une charnière qui s’ouvre à 90˚ , la charnière "épaule", et aux panneaux par
deux charnières s’ouvrant à 180˚ , les charnières "coude" (figure 2.5).
2.1 R ÉALISATION DE L’EPFL
PAGE
19
F IG . 2.4 – Ombre sur les panneaux
F IG . 2.5 – Solution barre-panneau
Actuation du déploiement
Le déploiement, de la position repliée à la position ouverte, demande bien sûr l’apport de couples
moteurs. Ceux-ci sont fournis par les ressorts placés dans les charnières. Les spécifications sont très sévères vis-à-vis des facteurs de sécurité à employer pour tout couple moteur : il faut qu’il soit au moins
trois fois supérieur au couple résistif.
Le déploiement peut dès lors être assez brutal. Deux problèmes se posent alors : il faut pouvoir
maintenir le mécanisme en position bloquée après déploiement et il ne faut pas qu’un mouvement trop
violent ne vienne perturber l’équilibre du satellite autour de ses axes. La solution employée par l’EPFL
est un simple mécanisme de loquet pour bloquer les charnières (pour la charnière épaule, voir figure 2.6).
Le guide (en blanc) vient s’encocher dans l’orifice oblong prévu à cet effet.
F IG . 2.6 – Loquet pour les charnières
2.1 R ÉALISATION DE L’EPFL
PAGE
20
Ils mentionnent également un mécanisme d’amortissement dans leurs documents mais sans donner de
description technique précise, la conception n’ayant certainement pas encore été achevée. La proposition
faite était de l’inclure aux charnières. L’amortissement doit permettre d’absorber l’énergie cinétique du
mécanisme en bout de course. Il ne doit cependant pas être trop important car dans ce cas il pourrait
stopper le déploiement avant que les charnières ne se trouvent en position bloquée ni trop faible car il
faut éviter que les panneaux ne tapent trop violemment en bout de course.
Ensuite, le mécanisme était muni d’un système de synchronisation des charnières "épaule" et "coude".
Un système de câble monté sur poulies au niveau des charnières permet de synchroniser l’ouverture des
charnières dans un rapport 1 :2 (figure 2.7). Ce dispositif évite principalement qu’une des deux charnières
ne se déploie complètement alors que l’autre est à peine ouverte. La justification d’un tel système repose
sur le contrôle d’attitude du satellite qui peut être perturbé en cas de mouvement fortement asymétrique
du mécanisme de déploiement.
F IG . 2.7 – Enveloppe théorique du mouvement des panneaux
La dernière version du mécanisme, en position déployée est représentée à la figure 2.8. Y sont visibles
les deux charnières liées entre elles par des barres en aluminium et le panneau sandwich.
Matériaux
Les charnières et les barres sont principalement constituées d’aluminium, matériau couramment utilisé dans l’industrie aérospatiale pour sa rigidité élevée par rapport à sa masse volumique. Ensuite, tous
les axes sont réalisés en acier, qu’il s’agisse des axes des charnières ou de ceux utilisés pour le mécanisme
de loquet. Ceux-ci respectent un principe bien connu dans le domaine spatial : deux métaux identiques
mis en contact dans le vide risquent, par friction, de se souder entre eux. Il faut dès lors que deux éléments en contact devant se mouvoir l’un par rapport à l’autre soient constitués de métaux différents, ou
soient recouverts d’un revêtement empêchant ce phénomène.
La lubrification des charnières est assurée par des éléments permettant une lubrification sèche, ils
sont placés entre les axes en acier et la charnière. Les matériaux Vespel de la société D U P ONT sont
couramment utilisés dans le spatial. Il s’agit de résine polyimide contenant du MoS2 qui posséde des
propriétés d’autolubrification.
2.1.3
Orientation des panneaux
L’orientation des panneaux permet de se placer dans la position autour de l’axe y permettant de capter
le maximum d’énergie solaire. Le satellite comprend deux mécanismes de panneaux solaires qu’il faut
2.1 R ÉALISATION DE L’EPFL
PAGE
21
F IG . 2.8 – Mécanisme conçu par l’EPFL
orienter simultanément. L’EPFL a dans ce but développé deux propositions de conception : soit un seul
moteur est utilisé et oriente simultanément les deux mécanismes via un axe commun, soit un moteur est
utilisé pour chaque mécanisme. L’EPFL n’avait apparemment pas encore totalement effectué son choix.
Les deux possibilités sont représentées à la figure 2.9.
F IG . 2.9 – Mécanisme d’orientation des panneaux
Un second choix est proposé sur le type de moteur à utiliser. Là encore deux possibilités ont été
introduites par l’EPFL, les moteurs "brushless" et "stepper". Leurs avantages et inconvénients sont repris
ci-dessous :
Pour le brushless :
Avantages :
2.1 R ÉALISATION DE L’EPFL
PAGE
22
• Bon rapport couple/poids
• Adaptable à l’environnement spatial
• Petit
Inconvénients :
• La position n’est pas bloquée
Pour le stepper :
Avantages :
• Contrôle en boucle ouverte
• Position bloquée
Inconvénients :
• Lourd
• Position uniquement pour des pas discrets
2.1.4
Electronique de contrôle
La conception de la carte électronique de contrôle a également été entammée par l’EPFL. Les fonctionnalités principales fournies sont les suivantes :
• Envoi de la puissance nécessaire aux actuateurs lorsque le déploiement doit s’effectuer
• Contrôle de l’orientation des panneaux pour capter le maximum d’énergie en fonction des informations reçues des différents systèmes et des capteurs d’orientation des panneaux
• Acquisition du signal du détecteur vérifiant l’ouverture et le blocage des panneaux
La conception repose tout d’abord sur le choix des composants électroniques. Ensuite vient la partie
principale d’architecture de la carte électronique. En parallèle la programmation informatique de cette
carte est développée.
2.1.5
Mécanisme de rétention
La conception du mécanisme de rétention est une tâche secondaire à ce travail de fin d’études. Dans
les documents de l’EPFL ne se trouvaient que les datasheets de quatre types d’actuateurs fabriqués par
des firmes différentes. Aucune intégration mécanique d’un des ces systèmes n’avait encore été conçue.
2.1.6
Structure des panneaux
Dans la conception du mécanisme de déploiement, la structure des panneaux occupe une place très
importante. En effet leur masse et leur raideur ont des impacts directs sur la conception, le choix des
matériaux, des composants, etc.
Dans un des documents de l’EPFL, des données matériaux pour la structure des panneaux sont présentées. Il s’agit d’une structure sandwich composée de peaux en aluminium de 0.5 mm d’épaisseur et
d’un coeur en nid d’abeille aluminium de 4 mm d’épaisseur. Le tableau suivant reprend les caractéristiques du nid d’abeille :
Nid d’abeille 5.2-1.4-3003 (Orthotrope)
E1
1
Module de Young
E2 0.01 GP a
E3 0.01
G12 0.01
Module de Cisaillement G13 0.44 GP a
G23 0.22
Densité
ρ
2.73 g/m3
2.2 W ORKSHOP 9
PAGE
23
Aucune autre information n’a pu être obtenue à partir de leurs documents ou des contacts par e-mail.
Une question s’est en fait très vite posée, quelle est l’équipe ayant réellement la responsabilité de la
conception de la structure des panneaux solaires ? Dans un premier temps, il paraissait logique que ça
soit la tâche de l’équipe MECH, or elle n’apparaît pas clairement dans la liste des tâches. Cette question
a donc été introduite lors du workshop 9 ayant eu lieu en décembre 2005 et a bien sûr trouvé réponse.
Son déroulement est présenté ici en détail car il constitue un lien important entre le travail de l’EPFL et
de l’ULg.
2.2
Workshop 9
Les workshops, pour rappel, sont des réunions de travail réunissant toutes les équipes impliquées sur
le projet ESEO. Elles sont l’occasion d’un contact avec les autres équipes, de prises de décisions techniques, de rencontres avec des experts, etc. Toutes ces choses renforcent la cohésion et la motivation du
groupe. Ces réunions ont lieu environ tous les six mois à l’ESTEC, le centre de recherche et de technologie de l’Agence Spatiale Européenne (ESA), situé aux Pays-Bas, à 40 km au sud-est d’Amsterdam. Des
scientifiques y conçoivent des satellites destinés à l’étude de la Terre et de l’Univers, étudient les techniques de télécommunication. Il s’agit aussi du centre de test de l’ESA (tests vibratoires sur pot vibrant,
tests thermiques, etc.). Lors du workshop une salle était mise a disposition des membres de SSETI (dans
le bâtiment entouré en rouge sur la figure 2.10).
F IG . 2.10 – Vue aérienne de l’ESTEC
Le workshop a débuté, le premier jour, par une présentation de l’évolution de SSETI, une présentation
des nouvelles équipes d’ESEO et l’explication des causes de la panne du satellite EXPRESS lancé peu
auparavant. Ensuite le planning prévoyait principalement des réunions avec les experts et des réunions
entre différentes équipes. Le temps libre entre ces réunions permettait entre autres de finaliser les docu-
2.2 W ORKSHOP 9
PAGE
24
ments à remettre à l’issue du workshop.
2.2.1
Réunion MECH-STRU
Cette réunion a été l’occasion de mettre certaines questions sur la table, notamment celle de la
responsabilité de la conception des panneaux solaires. On s’est alors rendu compte qu’aucune équipe
n’était vraiment responsable du choix des matériaux et du dimensionnement de la structure des panneaux. MECH a logiquement pris la responsabilité de cette tâche qui s’est ajoutée à celles de ce TFE.
Ensuite il a été demandé à STRU quelles étaient les possibilités de fixation des actuateurs à la structure. Ils transmettent des efforts et doivent dès lors être attachés aux panneaux de cisaillement dans
lesquels STRU prévoira les inserts métalliques nécessaires à chaque équipe.
2.2.2
Réunion MECH-CONF
Lors de cette réunion, il nous a été demandé de revoir le mécanisme de déploiement des panneaux
afin de pouvoir accueillir une surface de cellules solaires de 0.8 m2 contre 0.6 m2 précédemment. Cette
augmentation est due aux nouveaux sous-systèmes qui seront intégrés à ESEO et donc à la puissance
électrique plus importante à fournir. Il a également été indiqué précisément l’espace dont dispose MECH
pour son système de déploiement. CONF a dans ce but fourni une enveloppe de laquelle la géométrie du
mécanisme ne peut dépasser (figure 2.11).
F IG . 2.11 – Enveloppe du mécanisme
L’enveloppe est représentée en vert. Sur le dessus, les parties rentrant dans le satellite sont prévues
pour les moteurs d’orientation des panneaux. Cette position a également été au centre d’importantes
discussions qui ont débouché sur une modification de la structure. En effet, l’antenne à haut gain (représentée par un cylindre jaune sur la figure 2.11), était trop haute et nécessitait d’abaisser la plaque
supérieure de la structure sur laquelle elle se trouvait. Il était dès lors obligatoire, pour des raisons d’espace disponible, de placer les moteurs au dessus de la plaque, ce qui signifie qu’ils ne se trouveraient
2.2 W ORKSHOP 9
PAGE
25
plus dans un environnement thermique contrôlé. La structure a donc été modifiée en conséquence, en
abaissant la plaque supérieure et en prévoyant une boîte protégeant les moteurs.
Ensuite des découpes rectangulaires dans les coins supérieurs des panneaux ont été aménagées. En
effet, ces parties occultaient certaines antennes à bas gain (en jaune). En cas de non déploiement des
panneaux, il est préférable que celles-ci restent visibles.
Enfin il est également nécessaire de dégager l’espace recouvrant les propulseurs utilisés pour la
stabilisation du satellite pour la même raison de non ouverture des panneaux.
2.2.3
Réunion avec l’expert en mécanisme
La réunion avec l’expert a été très enrichissante et a apporté beaucoup d’informations utiles à la
conception. Principalement les conseils promulgués sont les suivants :
• Voir avec AOCS s’il est permis d’avoir des jeux dans les charnières lorsqu’elles sont en position
bloquée, cela pourrait avoir de l’influence sur la stabilité du satellite. Une solution serait de prévoir
un contact de type logarithmique qui permet un bon blocage des charnières. Il faut également
vérifier que le déploiement ne soit pas trop rapide, ce qui pourrait déstabiliser le satellite
• Eviter tout contact entre deux pièces métalliques, cela pouvant créer de la soudure à froid
• Identifier les efforts de frottement (en tenant compte de la lubrification) afin de savoir quels sont
les couples résistifs que les moteurs et les ressorts doivent vaincre. Un facteur de sécurité de 3
entre les couples moteurs et les couples résistifs est imposé
• Calculer les jeux dans les charnières dans le cas de pire gradient thermique
• Solutions pour les paliers : paliers de la société A MPEP autolubrifiés ou utilisation de Vespel de la
société D U P ONT
• Utiliser au maximum des matériaux identiques pour des raisons thermoélastiques
• Symétrie dans le placement des actuateurs
• Discussions à propos de solutions pour remplacer les actuateurs non explosifs dont le prix est
trop élevé. Système d’aimants permanents dont l’ouverture serait obtenue en appliquant un flux
magnétique opposé à l’aide d’un électro aimant
• Pas de moteur brushless
• Le moteur doit absolument être placé dans un environnement thermique contrôlé, il ne peut donc
pas être placé au dessus de la plaque supérieure de la structure sans protection
• Regarder comment est collectée la puissance recueillie par les panneaux solaires parce que s’il
s’agit de cables, il existe une limitation du nombre de tours que les panneaux peuvent effectuer
autour de leur axe de rotation
• Faire le maximum de tests
2.2.4
Autres discussions
Tout au long du workshop, de nombreuses discussions ont eu lieu en dehors des réunions.
Il a été discuté avec EPS de la manière de collecter la puissance fournie par les panneaux solaires.
EPS n’avait pas encore décidé s’il choisirait un collecteur permettant une rotation infinie des panneaux
autour de leur axe de rotation. Ce type de dispositif demande un montage plus compliqué et induit forcément plus de pertes que de simples câbles. Ceux-ci ont par contre l’inconvénient d’empêcher la rotation
infinie des panneaux. En effet, les panneaux tournent pour trouver la position qui permet de capter le
maximum d’énergie solaire. A chaque orbite un tour est effectué, et toujours dans le même sens. Il faut
dès lors revenir en position initiale (retour de 360˚ en arrière) à chaque tour d’orbite.
Ensuite la surface de cellule solaire demandée n’a cessé d’augmenter. Presque tous les jours, une
valeur différente était annoncée. A la fin du workshop qui était le dernier avant le PDR, il était nécessaire de figer tous les choix techniques principaux. La surface des panneaux en fait partie, il nous a été
2.3 R ÉALISATION DE L’ ÉQUIPE MECH
PAGE
26
demandé de passer à une conception de double panneau, la surface de cellules solaires étant à doubler.
Cela demande de modifier très fortement la conception de l’EPFL.
Enfin après discussion avec le responsable technique d’ESEO, l’autorisation d’utiliser des actuateurs
pyrotechniques (moins chers) pour le mécanisme de rétention a été obtenue.
En résumé, le workshop a posé les bases de notre travail des mois suivants et a débouché sur une
nouvelle conception qui est présentée ci-dessous.
2.3
2.3.1
Réalisation de l’équipe MECH
Mécanisme de déploiement
La conception proposée reprend le principe de la conception de l’EPFL, à savoir un mécanisme
motorisé par des ressorts précontraints lorsqu’il se trouve dans sa position repliée au lancement. Il y
a maintenant ici un panneau supplémentaire à la place des poutres. Les panneaux sont rectangulaires
avec des découpes pour permettre la vue des antennes à bas gain lorsque le mécanisme n’est pas encore
déployé ou en cas de problème de déploiement.
F IG . 2.12 – Panneaux en position fermée
Le panneau situé le long du satellite est relié à l’axe du moteur par une charnière s’ouvrant à 90˚. Les
deux panneaux sont réliés entre eux par une charnière s’ouvrant à 180˚. Cela donne la position ouverte
de la figure 2.13.
Les charnières contiennent plusieurs ressorts redondants. Ceux-ci fournissent l’énergie nécessaire à
l’ouverture du mécanisme. Celle-ci doit être absorbée lorsque les panneaux arrivent en bout de course,
c’est pour cela qu’il est nécessaire de prévoir un système d’amortissement permettant d’absorber les
chocs. De plus les panneaux doivent être maintenus dans leur position ouverte par un mécanisme de
blocage. Les charnières sont en aluminium. Elles contiennent le système de blocage et d’amortissement
du mouvement d’ouverture. Elles sont recouvertes de Niflor pour éviter la soudure à froid. L’axe est en
acier inoxydable.
Les panneaux représentent chacun un carré de 600 × 600 mm avec des découpes pour les antennes.
La structure des panneaux est constituée de ce qui est appelé un panneau sandwich, possédant une grande
2.3 R ÉALISATION DE L’ ÉQUIPE MECH
PAGE
27
F IG . 2.13 – Panneaux en position ouverte
F IG . 2.14 – Charnières
rigidité par rapport à son poids. Celui-ci est réalisé à partir de nid d’abeille en aluminium recouvert de
peaux en aluminium également. Son dimensionnement fait partie des tâches de ce TFE et fait l’objet
d’un chapitre ultérieur.
L’amortissement du mouvement d’ouverture se fait à l’aide de nid d’abeille en aluminium qui absorbe
l’énergie cinétique en se déformant en compression. D’un autre côté, il ne faut pas que cette énergie soit
restituée et provoque un retour en arrière dans le mouvement. Pour cela, le dispositif de blocage est
intégré à cette conception. Un détecteur est incorporé afin de donner un signal d’ouverture des panneaux
effectif.
2.3.2
Orientation des panneaux
D’après les documents de l’EPFL, un moteur brushless avait été choisi. Selon les conseils de l’expert,
le choix a été modifié et le moteur sera du type stepper. Il est en effet compliqué de trouver un moteur qui
soit utilisable dans le vide et qualifié spatial. De plus le moteur stepper est moins cher. Il a l’avantage de
donner directement la position angulaire de l’axe de rotation sans avoir besoin de dispositifs de mesure
supplémentaires comme c’est le cas pour le brushless.
Le moteur reçoit des informations de la carte électronique qui a fait le calcul de l’orientation à donner aux panneaux. Le pas de rotation est constant pour ce type de moteur mais l’orientation angulaire
du Soleil par rapport au satellite n’évolue pas de façon constante. Il est dès lors nécessaire de calculer
les instants auxquels incrémenter le pas en fonction de la position sur l’orbite. Enfin il faut effectuer un
2.3 R ÉALISATION DE L’ ÉQUIPE MECH
PAGE
28
F IG . 2.15 – Dimension des panneaux
retour en arrière de 360˚ à chaque révolution autour de la Terre car la solution choisie pour collecter la
puissance électrique est celle des cables. Ce retour se fera pendant la phase d’éclipse du Soleil par la
Terre.
F IG . 2.16 – Moteurs P HYTRON
Le moteur sera choisi parmi la gamme de l’entreprise P HYTRON qui commercialise des moteurs
qualifiés spatial. Ces moteurs sont conçus pour fonctionner dans des conditions extrêmes.
Vu l’abaissement nécessaire de la plaque supérieure de la structure qui a été mentionnée précédemment, les moteurs seront placés au-dessus de celle-ci dans une boîte spécialement conçue pour rester
dans un environnement contrôlé thermiquement.
2.3.3
Electronique de contrôle
L’électronique de contrôle développée par MECH fait l’interface entre le satellite et des éléments
conçus par MECH. A partir des données récoltées depuis l’ordinateur embarqué conçu par OBDH (gestion des données de tout le satellite), la carte électronique contrôle les moteurs et l’actuation des boulons
pyrotechniques. Elle renvoie également des données vers l’ordinateur, comme le signal de blocage des
panneaux.
Les données sont transférées via deux bus CAN entre la carte et l’ordinateur. La carte analyse les
signaux et les transforme en signal électrique pour la rotation des panneaux ou l’explosion des boulons.
2.4 C ONCLUSION
PAGE
29
F IG . 2.17 – Electronique de contrôle
Pour les pyrotechniques, ces signaux électriques agissent sur des interrupteurs qui ouvrent des lignes de
puissance fournies par EPS.
2.3.4
Mécanisme de rétention
Ce mécanisme fait partie des tâches de ce TFE et fera donc l’objet d’un chapitre qui lui est consacré
entièrement .
2.3.5
Structure des panneaux
Il s’agit aussi d’une tâche attribuée à ce TFE qui fait dès lors l’objet d’un chapitre ultérieur.
2.4
Conclusion
Dans ce chapitre, le mécanisme hérité de l’EPFL et les évolutions apportées depuis par l’Ulg ont été
présentés. Cette partie est indispensable à la compréhension des tâches effectuées lors de ce TFE qui sont
développées dans la deuxième partie qui suit.
Deuxième partie
Réalisations du travail de fin d’études
30
Chapitre 3
Sollicitations au lancement
Les performances du satellite en orbite, la précision et la stabilité de sa position, peuvent être importantes mais les environnements rencontrés sur la Terre et pendant le lancement conditionnent la conception de la plupart des structures. Les matériaux ne doivent pas trop se dégrader avant et pendant la
mission. Il est donc important de connaître les cas de chargements successifs ou simultanés auxquels le
satellite est soumis durant toute sa vie, de la manutention en passant par le lancement jusqu’au désorbitage du satellite. Dans le cadre de ce travail, les charges dimensionnantes sont principalement celles
rencontrées lors du lancement.
Il est important de bien connaître ces sollicitations pour concevoir un mécanisme de qualité et robuste, il est donc fortement conseillé d’utiliser des marges. De cette façon le concepteur peut être confiant
dans les résultats des tests (par exemple tests sur pots vibrants) qui suivent la phase de conception dans
laquelle le satellite ESEO se trouve actuellement.
Les charges mécaniques peuvent être statiques ou dynamiques. Les charges statiques sont constantes
dans le temps alors que les charges dynamiques varient avec le temps.
3.1
Découplage fréquentiel
Pour éviter le couplage entre le lanceur et le satellite, la rigidité structurale doit assurer que les
fréquences propres de la structure restent dans une zone donnée. Pour l’ASAP5 :
• la première fréquence propre dans la direction longitudinale doit être > 90 Hz
• la première fréquence propre dans les axes latéraux doit être > 45 Hz
Il s’agit ici des fréquences propres de la structure complète. Les panneaux solaires et le mécanisme
étant des éléments de masse non négligeable, il est important de s’assurer qu’ils n’amènent pas une
fréquence inférieure aux limites données. Ils pourraient en effet participer à un mode global dont l’énergie
est non négligeable.
3.2
Charges statiques et quasi-statiques
Les charges statiques et quasi-statiques sont issues des différentes accélérations subies par le satellite,
que ça soit au sol où lors du lancement. Au sol elles sont rencontrées par l’intermédiaire du poids des
composants sur la structure pendant l’intégration, le transport, la manutention, etc. C’est la gravité qui
entre en compte et éventuellement les accélérations supplémentaires subies par le satellite. Elles ne sont
pas dimensionnantes dans notre cas n’étant pas les charges les plus élevées qui seront vues par le satellite.
Comme les charges dues à la gravité, les charges quasi-statiques sont des chargements volumiques
uniformes. Elles s’appliquent donc au centre de gravité de la structure.
31
3.2 C HARGES STATIQUES ET QUASI - STATIQUES
PAGE
32
Le lanceur subit différentes accélérations tout au long du lancement, les charges quasi-statiques correspondent à la combinaison des accélérations statiques et dynamiques lors des différentes phases de vol.
Les effets dynamiques considérés proviennent de différentes sources comme :
• L’allumage du moteur
• L’augmentation de pression dans les conduits d’échappement du pas de lancement crée une surpression qui agit sur le lanceur
• Les rafales de vent
• Le passage en transonique et autres chocs aérodynamiques
Les valeurs n’incluent pas les vibrations acoustiques et aléatoires mais uniquement les accélérations
continues et les effets transitoires à basse fréquence.
Elles dépendent du lanceur utilisé et de la position du satellite dans ce lanceur. Le tableau 3.1 reprend
les valeurs pour un lancement dans la structure auxilaire d’A RIANE 5. Pour rappel, à ce jour il est
encore possible qu’un changement de lanceur soit opéré, il pourrait s’agir de S OYUZ. Néanmoins le
mécanisme sera dimensionné à l’aide des valeurs d’A RIANE 5 qui sont de loin les plus contraignantes.
Une comparaison avec S OYUZ sera effectuée plus loin.
Accélération (g)
Longitudinal
Statique + Dynamique
-7.5 g/+5.5 g
Latéral
Statique + Dynamique
±6 g
TAB . 3.1 – Charges quasi-statiques pour l’ASAP5
Les signes ont une signification précise. Les satellites sont boulonnés en leur base sur la structure
auxiliaire d’A RIANE 5. Une accélération vers le haut va donc provoquer une force d’inertie sur le satellite
vers le bas et engendrer dès lors de la compression, le signe moins correspond à ce cas en longitudinal. En
latéral, le ± signifie simplement que les accélérations sont subies dans toutes les directions latéralement
au satellite. Il faut aussi savoir que :
• Les charges latérales peuvent agir dans n’importe quelle direction simultanément aux charges
longitudinales
• La gravité est inclue
• Ces charges sont applicables dans le cas où le satellite répond au découplage fréquentiel.
F IG . 3.1 – Satellites fixés sur l’ASAP5
Les charges quasi-statiques sont souvent celles utilisées pour le pré-dimensionnement des structures
primaires. Cependant elles contiennent des chargements dynamiques qui ont été considérés comme sta-
3.3 E NVIRONNEMENT VIBRATOIRE
PAGE
33
tiques et il faudra donc faire des analyses plus poussées pour vérifier que les structures résistent aux
vibrations.
3.3
Environnement vibratoire
Les cas de vibrations sinus, vibrations aléatoires et chocs font tous trois l’objet de tests obligatoires
préalablement au lancement. On y retrouve les niveaux de qualification et d’acceptance, les premiers
étant plus contraignants.
Pour montrer qu’une conception est satisfaisante, il faut réussir les tests avec les niveaux de qualification. Les tests doivent être effectués sur des éléments dont la qualité de fabrication est irréprochable.
De cette façon on peut être confiant que, lors de fabrications ultérieures, les niveaux d’acceptance seront
rencontrés. Dans le dimensionnement du mécanisme, nous nous fierons donc aux niveaux de qualification.
Les valeurs d’excitation qui sont données sont toutes à appliquer à l’interface entre le satellite et
le lanceur, soit à la base du satellite. Le satellite est boulonné sur l’anneau de séparation en 12 points
disposés selon un cercle (figure 3.2).
F IG . 3.2 – Interface mécanique avec le lanceur
3.3 E NVIRONNEMENT VIBRATOIRE
3.3.1
PAGE
34
Vibrations sinus
Lors des tests, le signal appliqué est sinusoïdal et sa fréquence varie selon une certaine vitesse sur
une plage donnée. L’intensité du signal est ici donnée en amplitude de déplacement ou en amplitude
d’accélération, les deux grandeurs pouvant être reliées facilement puisque l’accélération est la dérivée
seconde du déplacement qui est un sinus. L’accélération maximale (quand
2 le sinus vaut 1 ou -1) est
donc
d sin(ωt)
2
proportionnelle au carré de la fréquence fois le déplacement maximal
= −ω sin(ωt) . Pour
dt2
l’ASAP5 les valeurs sont les suivantes :
Longitudinal
Latéral
Intervalles
de fréquence (Hz)
4-6
6 - 100
2-6
6 - 100
Vitesse de balayage
Niveaux de
qualification
25 mm
3.75 g
20 mm
2.5 g
Niveaux
d’acceptance
20 mm
3g
16 mm
2g
2 oct/min
4 oct/min
TAB . 3.2 – Niveaux de vibrations sinus pour l’ASAP5
A basse fréquence l’amplitude du déplacement appliqué est constante mais l’amplitude en accélération augmente comme le carré de la fréquence. A plus haute fréquence, l’accélération est constante et
dès lors l’amplitude diminue comme le carré de la fréquence.
3.3.2
Vibrations aléatoires
Comme leur nom l’indique, elles ne peuvent pas être déterminées précisément dans le temps. Leur
définition est donc statistique. Ce sont les vibrations d’origine acoustique contenant des ondes à de
nombreuses fréquences qui causent les vibrations aléatoires.
Les niveaux sont donnés en DSP d’accélération (densité spectrale de puissance), c’est-à-dire la répartition fréquentielle de la puissance du signal d’accélération. Pour un signal f (t) de transformée de
Fourier FT (ω), la DSP Sf (ω) s’écrit :
|FT (ω)|2
T →∞
T
Sf (ω) = lim
Elle s’exprime ici en g 2 /Hz. Pour l’ASAP5, Les niveaux sont :
• Qualification : 0.0727 g 2 /Hz entre 20 et 2000 Hz
• Acceptance : 0.05 g 2 /Hz entre 20 et 2000 Hz
La durée des tests est de deux minutes pour chaque axe pour les niveaux de qualification et une seule
minute pour l’acceptance.
Les structures les plus sujettes à ce type d’excitation sont les plus légères et de surface les plus
élevées, comme les panneaux solaires. Les structures lourdes sont en général peu affectées.
3.3.3
Chocs
Les chocs apparaissent lors de la séparation des différents étages du lanceur, du largage de la coiffe
et de la séparation du lanceur du satellite même. Le satellite et en particulier les équipements doivent
démontrer leur résistance aux chocs de la figure 3.4.
3.3 E NVIRONNEMENT VIBRATOIRE
PAGE
F IG . 3.3 – Niveaux de vibrations aléatoires
F IG . 3.4 – Environnement de chocs
35
3.4 C OMPARAISON AVEC LE LANCEUR S OYUZ
3.4
PAGE
36
Comparaison avec le lanceur S OYUZ
Il en a été question précédemment, le lanceur n’est toujours pas déterminé en ce moment. Il a longtemps été question d’A RIANE 5 mais récemment la possibilité d’un lancement sur S OYUZ a été introduite. Ce changement a des répercussions indéniables sur ce travail puisque c’est le lanceur qui conditionne les charges dynamiques à vérifier.
S OYUZ est issu d’une joint venture entre Russes et Européens, S TARSEM, fondée en 1996. Les actionnaires sont EADS (35%), A RIANESPACE (15%), l’agence spatiale russe (25%) et le S AMARA SPACE
CENTER (25%). S TARSEM est donc détenu à 50% par les Européens et 50% par les Russes. Le site de
lancement se trouve à Baïkonour situé en République du Kazakhstan.
F IG . 3.5 – Lanceur S OYUZ
3.4.1
Charges quasi-statiques
Les charges quasi-statiques sont données de façon plus précise pour S OYUZ que pour l’ASAP5.
Les accélérations subies durant le transport sont données ainsi que la décomposition durant toutes les
phases du lancement (allumage du moteur, lancement, séparation des étages, coupure des moteurs, etc.).
Les niveaux sont ceux réellement mesurés lors d’un lancement. Il faut dès lors appliquer des facteurs de
sécurité pour obtenir les niveaux de qualification sur lesquels nos comparaisons seront basées. Pour les
3.4 C OMPARAISON AVEC LE LANCEUR S OYUZ
PAGE
37
niveaux donnés en vol (qui sont les plus contraignants), ce facteur est de 1.3. Toutes les valeurs présentées
ci-dessous en tiendront compte.
Le manuel de l’ASAP5 ne donnait lui que les niveaux maximum en qualification et acceptance résultant des combinaisons de charges statiques et dynamiques les plus contraignantes. Ceux-ci sont donc
extraits pour S OYUZ, ce qui donne :
Longitudinal
Latéral
A RIANE 5
−7.5g/ + 5.5g
±6g
S OYUZ
−6.5g/ + 1.95g
±2.34g
Les niveaux d’accélération de S OYUZ sont inférieurs en longitudinal et en latéral.
3.4.2
Vibrations sinus
Les niveaux de vibrations sinus sont également donnés en latéral et en longitudinal et sur la même
bande de fréquence pratiquement (différence de 1 Hz sur la première fréquence de la bande). Tous les
niveaux sont donnés en amplitude d’accélération.
Longitudinal
Latéral
A RIANE 5
Intervalles
Niveaux de
de fréquence (Hz) qualification
4-6
25 mm
6 - 100
3.75 g
2-6
6 - 100
20 mm
2.5 g
S OYUZ
Intervalles
Niveaux de
de fréquence (Hz) qualification
5 - 10
0.65 g
10 - 30
1.3 g
30 - 60
0.78 g
60 - 100
0.39 g
1-5
0.39 g
5 - 30
1.04 g
30 - 60
0.78 g
60 - 100
0.26 g
TAB . 3.3 – Comparaison des niveaux de qualification de vibration sinus
Les niveaux de S OYUZ sont à nouveau inférieurs en longitudinal et en latéral.
3.4.3
Vibrations aléatoires
Comme pour l’ASAP5, les niveaux de vibrations aléatoires de S OYUZ sont à vérifier dans les 3 axes.
Ils sont repris dans le tableau 3.4.3.
Bande de
Fréquence (Hz)
20 - 50
50 - 100
100 - 200
200 - 500
500 - 1000
1000 - 2000
Densité spectrale
(10−3 g 2 /Hz)
6.5
6.5 - 13
13 - 32.5
32.5
32.5 - 13
13 - 6.5
TAB . 3.4 – Niveaux de vibrations aléatoires de S OYUZ
Toutes ces valeurs sont inférieures aux 0.0727 g 2 /Hz de l’ASAP5.
3.5 C ONCLUSION
3.5
PAGE
38
Conclusion
Le lanceur A RIANE 5 est donc plus contraignant en tous points en ce qui concerne les charges de
lancement. Les calculs seront effectués avec ces charges. Dans le cas où le lanceur serait S OYUZ, la
conception resterait valable puisque tous les niveaux de chargement sont plus faibles.
Chapitre 4
Panneaux Sandwich
Les panneaux dits " sandwich " sont utilisés dans les applications où le facteur poids est important,
tout en désirant conserver une raideur suffisante. On les retrouve dans :
• les structures des planchers d’avion, de train
• les nacelles dans les applications aéronautiques (nacelle de turboréacteur)
• les panneaux dans les structures de satellite dont les panneaux solaires
• les bennes de camion
• différents types de structures secondaires
Ils consistent en une superposition de différents matériaux. Dans notre cas, il s’agit d’un matériau
en nid d’abeille (cellules hexagonales) sur lequel des peaux ont été collées. Pour les peaux sont choisis
principalement des matériaux métalliques (le plus souvent l’aluminium) et des matériaux composites
(fibres de verre, de carbone et résines époxy, phénoliques, etc.). Les nids d’abeilles sont de plusieurs
types également, on peut citer l’aluminium, le Nomex, l’aramide, etc. Les peaux sont " collées " sur
le nid d’abeille à l’aide d’adhésif dépendant des matériaux constitutifs du panneau et de l’application.
Cependant, les panneaux sont presque toujours vendus assemblés. Le nid d’abeille permet, sans augmentation importante de la masse, d’accroître la rigidité en flexion. En effet, la rigidité de deux peaux seules
est sensiblement augmentée en les éloignant de la fibre neutre et donc en augmentant l’inertie en flexion.
4.1
Nid d’abeille
Dans les calculs de dimensionnement le nid d’abeille est considéré comme étant homogène. Il en
résulte qu’il peut être défini comme un matériau orthotrope. C’est-à-dire qu’il possède en tout point deux
39
4.2 C ARACTÉRISTIQUES
PAGE
40
comportements mécaniques symétriques chacun par rapport à un plan, les deux plans étant orthogonaux.
Il possède donc trois axes d’orthotropie. Ils sont :
• L’axe 1 dans le plan des hexagones (voir figure ci-dessous)
• L’axe 2, toujours dans le même plan perpendiculaire à l’axe 1
• L’axe 3 perpendiculaire aux sections hexagonales
Dans ce cas la matrice de Hooke reliant déformations et contraintes peut s’écrire :


 
−ν21
−ν31
1
0
0
0  σ1 
1
E1
E2
E3
−ν32
−ν12
1
 2  
0
0
0 
σ2 

E1
E2
E3

 



−ν
−ν
1
23
 3   E 13


0
0
0
σ

3
E
E

1
2
3



1
 γ23  = 

0
0
0 G23
0
0   σ23 

 


 γ13  

0   σ13 
0
0
0
0 G113
γ12
σ12
0
0
0
0
0 G1
12
En plus de la symétrie de la matrice, on a trois relations entre les modules de Young et les coefficients
de Poisson :
−ν21
−ν31
−ν13
−ν32
−ν23
−ν12
=
,
=
,
=
E2
E1
E3
E1
E3
E2
Il reste donc 9 coefficients indépendants.
4.2
Caractéristiques
Un nid d’abeille est presque toujours utilisé avec des peaux dans les applications structurales. Les
valeurs qu’on retrouve généralement chez les fabricants sont GL et GW . Dans le système d’axes défini
ici, il s’agit respectivement de G13 et G23 . Les modules de Young ne sont habituellement pas donnés.
Comme on se trouve dans le cas de plaques minces, les contraintes selon l’axe 3 ne sont d’aucune
importance et sont négligées, E3 n’est pas nécessaire. De plus les modules de Young dans le plan sont
très faibles et donc négligeables par rapport à celui/ceux des peaux. Il en est de même pour G12 . Il
reste trois coefficients de Poisson indépendants à connaître. Etant donné qu’ils n’agissent que sur les
contraintes de traction/compression et qu’elles sont faibles par rapport à celles des peaux, ils ne sont
également pas de grande importance.
On voit donc que le rôle du nid d’abeille dans le panneau est d’éloigner les peaux du plan neutre et
de donner de la rigidité en cisaillement par l’intermédiaire des modules G13 et G23 .
4.3 C RITÈRES DE RUPTURE
4.3
PAGE
41
Critères de rupture
Il existe des critères de rupture applicables aux matériaux orthotropes à l’instar du critère de VonMises pour les matériaux isotropes. Ces critères considèrent que la limite est dépassée lorsque la valeur
calculée est supérieure à 1. Les plus utilisés sont ceux de Tsai-Hill et de Tsai-Wu, et S AMCEF permet de
les calculer facilement.
Dans les critères suivants, les notations précédentes sont conservées et les limites élastiques seront
écrites :
• Xt , Xc traction et compression dans le sens 1
• Yt , Yc traction et compression dans le sens 2
• Zt , Zc traction et compression dans le sens 3
• t12 , t23 , t13 cisaillements
4.3.1
Critère de Tsai-Hill
• La première version s’applique à des éléments volumiques et s’écrit :
2 2 2
2
2
2
σ1
σ2
σ3
τ12
1
1
τ23
τ13
1
+
+
+
+
−
+
+
−
σ
σ
1 2
X2
Y2
Z2
X2 Y 2 Z2
t212
t223
t213
1
1
1
1
1
1
−σ2 σ3
+
−
− σ1 σ3
+
−
≤1
Y 2 Z2 X2
X2 Z2 Y 2
où X = Xc si σ1 < 0 et X = Xt si σ1 ≥ 0, de même pour Y et Z.
• La deuxième s’applique aux éléments surfaciques et n’utilise que les valeurs dans leur plan :
2 2 2
σ1
σ2
σ1 σ2 τ12
+
−
+
≤1
2
X2
Y2
X2
t12
Le problème avec ce critère est qu’il ne prend pas en compte le cisaillement transverse dans les
plans 23 et 13 dont l’importance a été montrée précédemment.
4.3.2
Critère de Tsai-Wu
Ce critère s’applique aussi bien aux éléments volumiques que surfaciques dont il prend en compte le
cisaillement transverse, c’est dès lors celui-ci qui sera utilisé. Il se formule de la façon suivante :
1
1
σ2
1
1
σ3
1
1
σ1
+
−
+ σ2
+
−
+ σ3
+
−
σ1
Xt Xc Xt Xc
Yt Yc Yt Yc
Zt Zc Zt Zc
−√
σ2 σ3
σ1 σ3
τ2
τ2
τ2
σ1 σ2
−√
−√
+ 212 + 223 + 213 ≤ 1
t12
t23
t13
Xt Xc Yt Yc
Yt Yc Zt Zc
Xt Xc Zt Zc
4.4 D ÉTERMINATION DES MATÉRIAUX POUR ESEO
4.4
PAGE
42
Détermination des matériaux pour ESEO
Le choix des matériaux pour les panneaux a été effectué en tenant compte des contraintes de coût et
d’une simplicité de conception. D’après les informations qui ont pu être récoltées auprès des professionnels du milieu spatial ou de membres de SSETI, le nid d’abeille aluminium est très couramment utilisé
dans les structures de satellite (panneaux ou structure primaire).
Pour ce qui est des peaux, deux solutions courantes se sont dégagées, soit des peaux en composite
fibres de carbone et matrice epoxy, soit des peaux en aluminium. Le composite étant beaucoup plus
coûteux, le choix s’est logiquement porté sur les peaux en aluminium, même si le composite possède
des avantages de poids et de résistance mécanique, mais il a également des inconvénients par rapport à
l’aluminium.
Le composite possède un module de Young double de celui de l’aluminium et une résistance à rupture
d’environ 2 GP a. Il est cependant beaucoup plus difficile à mettre en oeuvre (possibilité de bulle dans la
résine époxy, etc.) et ne possède pas une aussi bonne résistance à l’environnement. Il a une moins haute
résistance à la température (époxy) et des problèmes de dégazage de la résine peuvent se poser . Pour
l’aluminium, il ne faut pas se soucier des problèmes thermiques ce qui facilite grandement la conception.
Les épaisseurs des peaux en aluminium et en composite utilisées habituellement pour ce genre d’application sont comparables, elles sont d’environ 0.5 mm. Les peaux en composite sont généralement
composées de quelques plis faisant chacun 0.1 mm d’épaisseur. La masse volumique du composite est
d’environ 1.6 g/cm3 et celle de l’aluminium de 2.7 g/cm3 . On verra par après, en fonction des épaisseurs choisies, les gains en terme de masse si le composite avait été choisi.
Différentes sociétés produisent ce genre de structure :
• E URO -C OMPOSITES, Luxembourg
• C EL E UROPE, Italie
• H EXCEL, USA
Cette dernière société est celle choisie pour la fabrication des panneaux. Il s’agit d’un des leaders
mondiaux dans la production de matériaux composites structuraux. Elle fournit depuis longtemps des
matériaux pour des applications spatiales. L’équipe STRU qui utilise aussi des panneaux sandwich pour
sa structure primaire compte également leur faire appel.
Cette société américaine possède un certain nombre de centres de production et de vente en Europe
(France, Royaume-Uni, Espagne, Belgique, Autriche, Allemagne, Italie). En Belgique il existe un centre
de production et de vente à Welkenraedt.
La gamme de nid d’abeille aluminium proposée est très large. Les paramètres entrant en compte dans
la sélection sont :
• L’alliage d’aluminium utilisé
• La taille des cellules hexagonales
• L’épaisseur des feuillards
Les deux principaux alliages disponibles sont les alliages au magnésium spéciaux 5052 et 5056. Ils
sont utilisés dans les nids d’abeille pour leurs bonnes propriétés de collage, leur résistance mécanique
élevée et leur faible densité. Le 5056 possède des propriétés mécaniques environ 20% supérieures au
5052. Dans notre cas, le choix s’est porté sur le 5052 qui possède une résistance mécanique suffisante
pour cette application.
La taille des cellules hexagonales (le diamètre du cercle circonscrit à l’hexagone) est importante dans
ce cas-ci. En effet, les peaux sont de très faible épaisseur. Il est conseillé dans ce cas d’utiliser une taille
de cellule faible. Si les cellules sont trop grandes, lors du collage des peaux sur le nid d’abeille, il y a
formation de creux dans les peaux au droit de chaque cellule.
L’épaisseur des feuilles d’aluminium ayant servi à la fabrication du nid d’abeille va surtout influencer
4.4 D ÉTERMINATION DES MATÉRIAUX POUR ESEO
PAGE
43
le poids. L’épaisseur choisie ici sera donc très faible. Le nid d’abeille est surtout utile pour soutenir les
peaux qui amènent la résistance et la rigidité.
Il est difficile de choisir directement le matériau parmi tous ceux proposés. Les paramètres précédemment cités ont éliminé un certain nombre d’entre eux mais il reste un certain nombre de choix possibles.
Le matériau sélectionné, dont les caractéristiques sont reprises dans le tableau suivant, a été choisi en se
rapprochant des propriétés du matériau qui se trouvait dans les documents de l’EPFL (voir 2.1.6). Les
données sont exprimées en utilisant les notations définies précédemment.
Nid d’abeille 5052 (Orthotrope)
Taille de cellule
1.588
Epaisseur des feuilles
0.018
Densité
104
Compression Module de Young
E3
Limite élastique
Z
Cisaillement
Module
G13 = GL
direction L
Limite élastique
t13
Cisaillement
Module
G23 = GW
direction W
Limite élastique
t23
1.9
6.9
620
3.86
275
2.41
mm
mm
kg/m3
GP a
MPa
MPa
MPa
MPa
MPa
Pour les peaux en aluminium, un alliage 2024 T3 a été choisi, celui-ci étant habituellement utilisé
pour les peaux de panneaux sandwich. Ses propriétés sont les suivantes :
Alliage d’aluminium 2024 T3
Module de Young 73.1
GP a
Limite élastique
310
MPa
Limite de rupture 448
MPa
Densité
2770 kg/m3
La figure 4.1 représente la courbe de Wöhler de l’alliage 2024 T3 avec une probabilité de rupture de
0.99. Elle correspond au cas d’une contrainte alternée. Elle sera utile par la suite lors de la vérification
de la tenue à la fatigue
L’épaisseur de peau choisie est de 0.5 mm. Elle pourra être adaptée en fonction des résultats de
l’analyse éléments finis sous les différentes charges qui seront appliquées. Regardons maintenant l’importance du poids des différentes parties d’un panneau. Chaque panneau du mécanisme a une surface de
0.3 m2 . Les différentes masses sont :
Masse des peaux = 2770 × 0.3 × 2 × 0.0005 = 0.831 kg
Masse du nid d’abeille = 104 × 0.3 × 0.007 = 0.218 kg
La masse des peaux est cinq fois supérieure à celle du nid d’abeille. Il est dès lors inutile d’essayer
de gagner du poids sur la masse du nid d’abeille, il vaut mieux s’intéresser aux peaux. Pour ESEO,
l’avantage va aux peaux en aluminium, mais si du poids voulait être gagné en prenant des peaux en
composite, le gain serait de :
(2770 − 1600) × 0.3 × 2 × 0.0005 = 0.351 kg
soit 1,4 kg sur l’ensemble du satellite puisqu’il y a en tout quatre panneaux, ce qui n’est pas négligeable
sur la masse totale du satellite de 120 kg.
4.4 D ÉTERMINATION DES MATÉRIAUX POUR ESEO
PAGE
44
F IG . 4.1 – Courbe de Wöhler de l’alliage 2024 T3
L’influence du nid d’abeille choisi sur les valeurs de fréquence propre a également été analysée.
Pour l’instant, on ne s’occupe pas de la modélisation qui sera expliquée plus loin. On a ici considéré un
panneau rectangulaire de 450 × 600 mm, encastré sur son petit côte, avec les propriétés des peaux et
du nid d’abeille choisis. La comparaison est effectuée par rapport à un nid d’abeille de même taille de
cellule dont l’épaisseur des feuillards d’aluminium est de 0.0015 (contre 0.0007). Sa masse volumique
est double (198.6 kg/m3 ), et les module de cisaillement GL et GW valent respectivement 1448 et 448
M P a.
Le tableau suivant compare les 5 premières valeurs propres :
Mode
1
2
3
4
5
0.0007 mm 0.0015 mm
Fréquence (Hz)
26.82
24.64
80.78
74.79
165.30
152.46
274.46
255.13
333.22
308.40
L’influence du nid d’abeille sur les modes n’est donc pas vraiment très élevée. Le fait d’être passé
à un nid d’abeille environ deux fois plus lourd et plus rigide a fait baisser légèrement les valeurs de
fréquence propre. Pour répondre aux spécifications du lanceur en terme de fréquence fondamentale, il
vaut mieux avoir les fréquences les plus élevées possible. De plus ce nid d’abeille augmenterait la masse
des panneaux. Son avantage est en fait de posséder des valeurs résistance élastique supérieures (environ
le double). Il n’apparaît dès lors pas utile de choisir une épaisseur de feuillard d’aluminium trop élevée.
4.5 C ONCLUSION
PAGE
45
F IG . 4.2 – Mode 3 - épaisseur 0.0007 mm
4.5
Conclusion
Les données de départ restent celles définies plus haut. Les matériaux et les données géométriques
des panneaux sandwich ont été choisis sous certaines hypothèses, sans effectuer de trop longs calculs. Si
nécessaire, ils pourront être adaptés en fonction des résultats de l’analyse par éléments finis qui sera faite
par la suite.
Chapitre 5
Mécanisme de rétention
Parmi les tâches attribuées à ce travail de fin d’études se trouve la conception du mécanisme de
rétention. L’équipe de l’EPFL avait peu travaillé sur ce point, c’est pour cela qu’elle a été ajoutée à ce
TFE.
Les fonctions principales sont de maintenir le mécanisme dans sa configuration repliée lors du lancement et d’éviter toute possibilité d’un déploiement accidentel. A côté de ça, il faut s’assurer de certaines
considérations afin de concevoir un mécanisme de qualité :
• Fournir la rigidité suffisante pour que la première fréquence propre de la configuration repliée soit
conforme aux critères de l’ASAP5
• Isoler le mécanisme de telle sorte qu’il ne soit pas soumis à des charges élevées (montage isostatique)
• Fournir la souplesse nécessaire pour permettre la déformation thermique différentielle entre la
structure du satellite (environnement thermique contrôlé) et le mécanisme
• Avoir le poids le plus faible possible
• Relâcher le mécanisme avec des chocs acceptables
• Fonctionner de façon fiable, besoin de redondance mécanique et électrique
• Etre simple à assembler
• Pouvoir être testé
Ces spécifications sont difficiles à satisfaire entièrement et plusieurs sont antagonistes. Le but de la
conception est donc de trouver un compromis acceptable. Les élément principaux de ce mécanisme de
rétention sont les actuateurs qui effectuent le lien mécanique entre la structure du satellite et le mécanisme
de déploiement et les séparent lorsque la phase de déploiement est amorcée. Il existe plusieurs types
d’actuateurs sur le marché vendus par différentes sociétés.
5.1
Recherche d’actuateurs
Les recherches de l’EPFL ont été utilisées comme point de départ. Les documents hérités citaient
deux ou trois fabricants de ce type de dispositif. Il existe deux catégories principales d’actuateurs : les
actuateurs explosifs et les actuateurs non explosifs. Comme leur nom l’indique, les premiers utilisent des
substances explosives, ils sont appelés actuateurs pyrotechniques. Ce sont les premiers à être apparus
dans le domaine spatial.
Dans le cadre de SSETI, il avait été décidé que l’utilisation de dispositifs explosifs serait formellement interdite puisqu’ils demandent des précautions très particulières lors de la manutention et beaucoup
de formulaires administratifs. Les recherches étaient donc orientées vers des dispositifs non explosifs.
Cependant, il s’est rapidement avéré que ces dispositifs étaient coûteux et que la plupart de ces sociétés
étaient implantées aux USA. Il est presque impossible de s’en procurer à bas prix.
46
5.1 R ECHERCHE D ’ ACTUATEURS
PAGE
47
Depuis le workshop ayant eu lieu à l’ESTEC en décembre 2005, l’autorisation a été donnée d’utiliser
des actuateurs pyrotechniques pour les raisons de coût citées plus haut puisque ni l’Université ni l’ESA
n’étaient prêts à effectuer de telles dépenses.
Les actuateurs non explosifs ayant été les premiers à avoir été étudiés seront présentés en premier,
ensuite viendront les dispositifs explosifs. Dans la conception actuelle, c’est ce type de dispositif qui est
envisagé.
5.1.1
Actuateurs non explosifs
Ces mécanismes ont été introduits récemment afin de remplacer les appareils pyrotechniques standards par des appareils n’utilisant pas de substances explosives. Beaucoup ont été développés dans les
années 80 et 90, et de nouvelles formes de conception sont toujours à l’étude.
Les actuateurs non explosifs présentent trois avantages principaux par rapport aux explosifs :
1. Ils produisent des chocs plus faibles lors de leur fonctionnement. L’environnement de chocs est
souvent une des clés de la conception des systèmes électroniques et des autres sous-systèmes.
Il faut montrer lors des tests, que les éléments dans le voisinage des chocs soient suffisamment
robustes. La réduction des chocs par utilisation de dispositifs non explosifs, d’un facteur trois ou
parfois plus, permet d’éliminer les préoccupations sur la résistance de l’électronique aux chocs.
2. Ils demandent de l’électronique de mise à feu plus légère. En effet, les systèmes de mise à feu
pour le pyrotechnique demandent des mesures particulières pour se prémunir d’une mise à feu non
désirée. Ce type d’explosif se déclenche très rapidement (quelques millisecondes) à de faibles voltages, peu d’énergie étant nécessaire. Il faut dès lors protéger le système contre les interférences
électromagnétiques et électrostatiques ce qui demande une protection efficace permettant d’éviter les courants induits. Tous les dispositifs non pyrotechniques demandent plus d’énergie pour
être activés et sur une plus longue durée, ce qui les rend beaucoup moins sensibles à ce type de
problème.
3. Ils éliminent les coûts liés à la manutention dangereuse des matériaux explosifs. Toutes ces opérations demandent beaucoup de temps.
Il existe beaucoup de types de mécanismes non explosifs sur le marché. Les recherches effectuées
ont conduit à l’identification des trois types :
• Les mécanismes à paraffine
• Les mécanismes coupe cable
• Les mécanismes à alliage à mémoire de forme
c
TiNi AEROSPACE’s Frangibolt
Le Frangibolt fait partie des dispositifs utilisant des alliages à mémoire de forme. Il en existe une
famille de plusieurs tailles en fonction des caractéristiques recherchées. Ces actuateurs sont conçus spécifiquement pour le spatial dans les applications qui demandent le maintien d’un mécanisme dans une
position repliée pour le lancement (panneaux solaires, antennes, etc.). Ils sont qualifiés spatial et ont déjà
été utilisés lors de nombreuses missions spatiales.
Le principe opérationnel est le suivant : un cylindre en alliage à mémoire de forme se déforme
sous l’effet de la chaleur pour fissurer un boulon et ainsi permettre la séparation de deux éléments ou
plus. Le cylindre est en alliage à mémoire de forme Nickel-Titanium. La chaleur est apportée par un
dispositif spécialement conçu pour le Frangibolt, qui possède deux parties indépendantes et redondantes.
Il fonctionne à l’aide de résistances électriques auxquelles il faut fournir une certaine puissance lorsque
la séparation est demandée.
5.1 R ECHERCHE D ’ ACTUATEURS
PAGE
48
c
F IG . 5.1 – TiNi AEROSPACE’s Frangibolt
Les chocs émis par cet actuateur sont très faibles, dès lors il n’est pas dangereux à utiliser et ne
demande pas de précautions de sécurité pour la manutention. Il peut de plus être utilisé de nombreuses
fois lors des différents tests d’acceptance et de qualification.
F IG . 5.2 – Exemples de fixation à l’aide du Frangibolt
Les modèles proposés permettent de retenir des charges pouvant aller jusqu’à 22 kN . Le modèle qui
avait été choisi dans le cadre d’ESEO présente les caractéristiques suivantes :
Frangibolt FC2-16-31SR2
Charge maximale
2200 N
Voltage opérationnel
22 @ 36 V dc
Température minimale d’utilisation -65˚C
Température maximale d’utilisation +80˚C
Résistance interne
31 Ω
Masse
20 g
Consommation
25 W @ 28 V dc
Le temps nécessaire à la séparation dépend du courant appliqué et est représenté à la figure 5.3.
5.1 R ECHERCHE D ’ ACTUATEURS
PAGE
49
F IG . 5.3 – Temps de fonctionnement
Le prix de cet actuateur est de 3500$ l’unité et le délai de livraison de 4 semaines. La firme propose
également une réduction de 35% car il s’agit d’un programme étudiant, si elle obtient l’accès aux documents qui sont créés pour ce projet.
C’est ce Frangibolt qui avait été choisi dans un premier temps lorsque l’autorisation d’utiliser des
pyrotechniques n’avait pas encore été délivrée. Il a l’avantage d’avoir une masse très faible. D’autres
actuateurs ont été envisagés et sont présentés ci-dessous.
G&H Separation Nut
Ce dispositif de séparation fonctionne également à l’aide d’une vis qui est relâchée lorsqu’un courant
lui est envoyé. Il est qualifié spatial et a été utilisé dans plusieurs applications. Il fonctionne à l’aide d’une
bobine électromagnétique insensible aux perturbations extérieures qui est utilisée dans des dispositifs
spatiaux depuis 30 ans. La séparation ne demande que quelques millisecondes et se fait avec très peu
de chocs et sans débris. Puisque non pyrotechnique, il ne demande pas de précautions de manutention
particulières et est également réutilisable.
F IG . 5.4 – G&H 9421-600
Ses principales caractéristiques sont reprises dans le tableau ci-dessous.
5.1 R ECHERCHE D ’ ACTUATEURS
PAGE
G&H 9421-600
Charge maximale
Température minimale d’utilisation
Température maximale d’utilisation
Masse
Consommation
Temps de déclenchement
50
4500 N
-100˚C
+130˚C
186 g
5 A @ 5 V dc
25 ms
Le prix de cet actuateur est de 4500$ l’unité.
Starsys QWKNUT
Cet actuateur, de la société S TARSYS, fonctionne via la technologie d’alliage à mémoire de forme.
Le QWKNUT se sépare en deux lors de son activation. Il est redondant pour plus de fiabilité et comme
tout dispositif non explosif, il a l’avantage de produire très peu de chocs. La redondance est entière au
niveau électrique et partielle au niveau mécanique.
F IG . 5.5 – Starsys QWKNUT
Ses principales caractéristiques sont présentées dans le tableau ci-dessous.
QWKNUT 3k
Taille
Masse
Choc produit
Charge maximale
Consommation
Temps de déclenchement
Température minimale d’utilisation
Température maximale d’utilisation
7.6 × 5.1 × 4.1 cm
200 g
<150 g
13344 N
51.5 W @ 3.5 A
<35 ms
-45˚C
+65˚C
Thermal Knife
Le Thermal Knife (couteau thermique) est commercialisé par la société D UTCH S PACE. Le principe
est de couper un câble en aramide à l’aide d’une résistance électrique chauffée par un courant.
Le câble n’est pas vraiment coupé. La puissance électrique est dissipée dans une plaque en céramique qui constitue la lame du couteau. La température monte alors à 1000˚C et défait les liens entre les
molécules d’aramide.
5.1 R ECHERCHE D ’ ACTUATEURS
PAGE
51
F IG . 5.6 – Principe de fonctionnement du Thermal Knife
F IG . 5.7 – Thermal Knife
Cet actuateur produit très peu de chocs puisque la tension diminue progressivement dans le câble
lorsqu’il est coupé. Le système est insensible aux perturbations électromagnétiques empêchant tout relâchement accidentel. De plus il peut être réutilisé un grand nombre de fois lors des phases d’essai.
Pour assurer la redondance, il suffit d’utiliser deux Thermal Knife sur le même câble. Enfin le temps de
déclenchement est de 60 secondes.
Des informations sur son prix n’ont pas pu être obtenues. Vu sa simplicité, il semblerait qu’il ne
s’agisse pas d’un dispositif trop coûteux. Il a été envisagé de l’utiliser, mais il demande de réaliser un
montage plus complexe que les autres puisqu’il faut prévoir des supports pour le câble et les couteaux.
La place disponible pour les panneaux solaires et les mécanisme de rétention n’étant que de 3 cm dans
le sens de l’épaisseur des panneaux, il paraissait difficile de prévoir un tel montage à moins d’essayer de
trouver de la place à l’intérieur du satellite.
5.1.2
Actuateurs explosifs
Ce type de dispositif a commencé à être utilisé dans les années 50, lorsque les premiers engins
spatiaux avec structures déployables sont apparus. Il en existait déjà une multitude utilisée dans des applications telles que les missiles à plusieurs étages, les sièges éjectables, etc. Ils ont bien sûr été adaptés
aux besoins de l’industrie spatiale. Pour cela le niveau de sophistication a été augmenté pour atteindre des
degrés de fiabilité élevés et une résistance à des environnements rigoureux. Particulièrement, il faut s’assurer que les perturbations électromagnétiques n’induisent pas un courant qui ferait exploser la charge.
En effet la plupart de ces dispositifs utilisent une charge qui explose lorsqu’un courant est fourni au détonateur.
Les matériaux explosifs, lorsqu’ils sont amorcés correctement, répondent par une réaction chimique
exothermique. La chaleur est habituellement accompagnée de produit à haute température et d’ondes de
choc. Néanmoins au cours des années de recherche, des actuateurs pyrotechniques produisant très peu
de chocs ont été développés. Ceux-ci ont également l’avantage de contenir les produits de combustion.
Différents actuateurs pyrotechniques sont décrits ci-dessous.
5.1 R ECHERCHE D ’ ACTUATEURS
PAGE
52
HSTC Separation Bolts
Il s’agit simplement d’un boulon à l’intérieur duquel est placé une charge activée par un courant
électrique. Le boulon est usiné au droit de la section à laquelle la rupture est voulue, l’explosion de la
charge provoquant la rupture en cet endroit fragilisé. Les boulons peuvent être commandés dans n’importe quelle taille standard que ce soit dans le système métrique ou anglosaxon.
F IG . 5.8 – Separation Bolt
La partie la plus importante est la cartouche explosive qui est placée à l’intérieur du boulon. Celuici est usiné au niveau de sa tête hexagonale. Selon HSTC, en 30 ans d’application dans le domaine
spatial, aucune panne n’est jamais survenue. Ce système présente dès lors une fiabilité extrêmement
élevée (0.9999).
Les tableaux ci-dessous reprennent un grand nombre de caractéristiques de ces cartouches. Entre
autres elles sont résistantes à l’environnement spatial et peu sensibles aux perturbations électromagnétiques. Le temps de déclenchement est de quelques ms et la puissance électrique nécessaire assez faible.
Le prix est significativement plus faible que celui des actuateurs non explosifs. La firme a été contactée et le prix d’un boulon est d’environ 250$ l’unité pour une commande de 200. Ils sont pour l’instant
une des solutions choisies pour le mécanisme de rétention de par le faible prix et la facilité de conception
du montage. Il faut encore voir si les gaz issus de la combustion de l’explosif ne sont pas dangereux pour
la contamination.
Dans ce cas, la société HSTC commercialise également des separation nuts fonctionnant à l’aide de
matériaux pyrotechniques qui ont l’avantage de contenir les gaz de combustion et de diminuer fortement
les chocs en résultant. Cependant le prix augmente très fortement, 9000$ par dispositif, selon le devis
qui a été proposé par cette société.
PC23 Initiator "Equivalent"
NASA Standard Initiator (NSI)
DEVICE
TYPE
1. PERFORMANCES
All-Fire current (Bruceton Method)
No-fire current
Functioning time
Hermeticity
Redundancy
Nominal peak pressure, 10 cc
Date : 12DEC00 - Rev. E 27JUN2005
1A/1W INITIATOR
Model PC23
3.5 A(R< 0,999 95%) +77˚F
1A/1W - 5 min (-165˚F+165˚F)
< 2ms (I= 5A)
< 10-6 atm. Cm3 / s (He) b.a.f
650±125 psi
5.1 R ECHERCHE D ’ ACTUATEURS
2. MECHANICAL CHARACTERISTICS
Weight
Electric connection
MATERIALS
Body
Leads or connector
Hermetic seal
-Feed through
-Front
FIXING MODE
INSTALLATION TORQUE
3. ELECTRICAL CHARACTERISTICS
Bridgewire number
Bridgewire resistance
Insulation resistance
Leads resistivity
Dielectric strength
Static sensitivity
-All leads shorted to case
-Between leads
CURRENT RATINGS
Nominal firing current
All-fire current
No-Fire current
Safe no-fire current for testing
4. PYROTECHNIC
CHARACTERISTICS
Initiator type
Principal pyrotechnic load
5. ENVIRONMENTAL TEST
SPECIFICATIONS
Mechanical shock
Acceleration
Sinusoidal vibration
Random vibration
Humidity
Thermal shock
Thermal vacuum
Operating temperature
Storage life
PAGE
53
11 g
MS3116E8-2S
Stainless steel Inconel 718
Kovar pins
Glass to metal seal
Thread 3/8-24 UNJF/M10 x 1.0 4h
95 - 105 inch pounds
1
1.05±0.1 W
>1000MW / 250 VDC
>100mA / 200 VAC
25Kv / 500pF
>5A / 4ms
3.5 A (R<0,999 95%) +77˚F
1A/1W 5min (-165˚F +165˚F)
<10mA
114 mg ZPP powder
100g 6 shock impacts /11ms 3axis
20g / 120 sec
25 Hz 2g
10 - 100 .01 - .08 6db/oct
100 - 400 0.8 constant
400 - 2 KC 0.6 - 0.16 3db/oct
MIL-E-5277C Proc. 1
-260˚F +300˚F 20 cycles 1hr
+300˚F 1x10-6 Torr (650K alt)
-260˚F 1x10-6 Torr (96 hr)
-260˚F +300˚F
10 years
Cypres
Le dispositif CYPRES est destiné à des systèmes d’ouverture automatique de parachutes. Cependant
il a déjà été utilisé sur des satellites de AMSAT (association de radio amateur). La partie de ce dispositif qui nous intéresse est le sectionneur de câble qui est activé lorsque l’ouverture du parachute est
demandée.
5.2 I NTERFACE AVEC LE SATELLITE
PAGE
54
F IG . 5.9 – Sectionneur de cable du CYPRES
Le déclenchement est commandé par un courant électrique qui fait exploser une charge. Celle-ci
propulse un piston taillé en biseau dans un cylindre qui vient sectionner le câble contre le boîtier en acier
qui joue le rôle d’enclume (figure 5.10). Le dispositif est très fiable puisqu’il en dépend de la vie du
parachutiste.
F IG . 5.10 – Schéma de fonctionnement du CYPRES
Le système peut fonctionner dans des conditions assez extrêmes pour la Terre mais à une résistance à
l’environnement peut-être moins élevée que les actuateurs présentés précédemment. Il peut fonctionner
entre -20˚C et 63˚C. L’inconvénient est donc qu’il faudra plus de calculs et de tests pour s’assurer de
son fonctionnement. Par contre son grand avantage est le prix puisqu’il n’est que de 25e par sectionneur
(selon un membre italien de SSETI pratiquant le parachutisme). Le prix d’un câble n’est pas connu mais
constitue certainement pas un frein.
Il aurait été très intéressant de concevoir un mécanisme de rétention avec ce dispositif. Il aurait été
facile de se le procurer et les tests auraient été peu coûteux. Cependant par manque de temps, la solution
a été abandonnée rapidement.
5.2
Interface avec le satellite
Les boulons explosifs de HSTC ont été choisis comme actuateurs. Il faut maintenant regarder comment réaliser l’interface entre la structure du satellite et les panneaux. Des choix sont à effectuer sous
certaines contraintes. Il faut déterminer la position des actuateurs et leur nombre. Il est également obligatoire qu’ils soient attachés à la structure primaire, étant celle qui reprend les charges. La structure
secondaire ne joue qu’un rôle de protection contre le rayonnement solaire et l’environnement spatial
mais n’est pas conçue pour être soumise à un chargement.
Cette liaison à la structure doit se faire en accord avec l’équipe STRU qui fournit des points d’attache
aux différents sous-systèmes. Dans notre cas, la liaison se fera à l’aide d’inserts métalliques dans les
panneaux de cisaillement de la structure.
D’un autre côté des inserts doivent également être prévus dans la structure des panneaux solaires.
L’idée est d’attacher d’un côté le boulon à la structure (du côté de sa tête) et de l’autre de le faire passer
à travers les deux panneaux (l’écrou se trouvant à l’extérieur du panneau extérieur).
5.2 I NTERFACE AVEC LE SATELLITE
PAGE
55
F IG . 5.11 – Insert métallique
Le nombre de points de fixation dépend principalement de la spécification de fréquence fondamentale. Pour rappel, la première fréquence propre du satellite doit être supérieure à 45 Hz dans les axes
latéraux. Cette fréquence dépend beaucoup des modes de flexion des panneaux (on le verra dans les résultats de calculs éléments finis). L’augmentation du nombre de points de fixation accroît fortement la
fréquence fondamentale.
Les panneaux de cisaillement (en bleu, figure 5.12) sont situés environ aux deux tiers de la largeur
des panneaux solaires. A une hauteur donnée, il serait intéressant de pouvoir fixer le panneau au milieu
de la largeur en concevant une pièce s’appuyant sur deux panneaux de cisaillement. Malheureusement,
ces espaces sont occupés par les réservoirs des propulseurs et il n’est pas possible de trouver la place
suffisante à l’intérieur du satellite. Il reste dès lors à attacher les actuateurs au niveau des panneaux de
cisaillement, à l’extérieur de ceux-ci par rapport aux réservoirs.
F IG . 5.12 – Réservoirs
L’analyse éléments finis décrite dans un chapitre ultérieur a montré que pour obtenir une fréquence
fondamentale supérieure à 45 Hz, il fallait avoir 4 points d’attache des panneaux par mécanisme (figure 5.13). Leur position (hauteur le long des panneaux de cisaillement) a été optimisée afin d’obtenir la
5.2 I NTERFACE AVEC LE SATELLITE
PAGE
56
fréquence fondamentale la plus élevée.
F IG . 5.13 – Points d’attache du mécanisme de rétention
La taille des boulons n’a pas encore été déterminée mais ils peuvent être commandés dans n’importe
quelle dimension auprès de HSTC. Ils doivent résister à la précontrainte qui leur est appliquée (charnière
avec ressorts précontraints) et aux charges de lancement. Ces boulons en acier ne courent aucun risque
par rapport aux charges vibratoires.
Les charges quasi-statiques créent de la traction/compression et du cisaillement dans les boulons et
les charnières. La masse d’un mécanisme, charnières comprises, est de 2.25 kg. L’accélération la plus
forte issue des charges quasi-statiques est de 7.5 g en longitudinal et 6 g en latéral, ces charges pouvant
agir simultanément. Il en résulte une force de 166 N en longitudinal et 132 N en latéral. Ces forces se
répartissent sur les 4 boulons et les charnières. Elles sont très faibles et ne poseront donc aucun problème
par rapport à la conception.
F IG . 5.14 – Boulon explosif - SB series
Pour faire le lien entre les boulons et la structure, on propose d’utiliser des pièces en équerre en
aluminium qui sont boulonnées ou rivetées à la structure (figure 5.15). Le boulon est vissé sur cette
équerre par un filetage qui ressort de la cartouche explosive insérée dans la tête du boulon (figure 5.14).
La figure 5.16 montre une coupe du système d’attache du boulon à travers les deux panneaux. Le
boulon traverse le premier panneau par un trou qui y aura été usiné. Il traverse ensuite le deuxième
panneau par un insert métallique qui permet de boulonner l’écrou à l’intérieur du panneau extérieur.
Ensuite cet insert est recouvert d’une plaque de métal collée sur le panneau. De cette façon, lors de la
cassure du boulon, cette partie reste prisonnière du panneau.
5.2 I NTERFACE AVEC LE SATELLITE
PAGE
57
F IG . 5.15 – Equerres sur la structure
F IG . 5.16 – Coupe du système d’attache des panneaux
Les panneaux étant écartés de 4 mm, on propose de coller une rondelle en élastomère de 4 mm
d’épaisseur sur le panneau extérieur de manière à avoir un contact entre les deux panneaux et de pouvoir
serrer le boulon suffisamment. Des élastomères couramment utilisés dans le spatial sont disponibles
auprès de la société D U P ONT (matériaux Vespel en polyimide). De plus cette pièce peut également
servir d’amortisseur pour les vibrations.
Il est possible de la remplacer par un autre type de matériau, en prêtant attention à la considération
suivante. Selon les recommandations d’un expert de l’ESA, il faut absolument éviter tout contact des
deux métaux identiques devant se mouvoir l’un par rapport à l’autre. En effet, dans le vide, ces métaux
ont tendance à se souder, ce phénomène est appelé soudure à froid.
F IG . 5.17 – Vue éclatée
5.3 P LACEMENT DES ACTUATEURS
PAGE
58
La zone de cassure du boulon (correspond à l’endroit où le boulon aura été fragilisé) devrait se trouver idéalement au milieu de l’épaisseur du panneau intérieur, de sorte que, lors du déploiement, les deux
parties du boulon ne bloquent pas l’ouverture.
Avant de pouvoir vérifier la tenue aux charges de lancement, il est très important de connaître la façon
dont le mécanisme est maintenu en position repliée. En effet le comportement d’une structure dépend
fortement de ses points de fixation.
5.3
5.3.1
Placement des actuateurs
Solution à deux actuateurs
La première solution à avoir été étudiée consistait à utiliser deux points de fixation pour chaque
mécanisme. Ces deux points sont chacun fixés à un panneau de cisaillement et à une même hauteur.
Des calculs éléments finis (voir chapitre 6), ont été réalisés afin de trouver la hauteur qui donnerait la
fréquence fondamentale la plus élevée. Ils ont été réalisés sur un modèle représentant uniquement le
mécanisme de déploiement encastré à la charnière "épaule" et au niveau des fixations.
Le graphe suivant donne les valeurs de fréquence fondamentale en fonction de la distance de la
fixation par rapport au bord inférieur des panneaux.
F IG . 5.18 – Optimisation de la hauteur des fixations
Le maximum est atteint pour une hauteur de 200 mm, avec une fréquence de 59.86 Hz correspondant
à un mode de flexion des panneaux. Cependant des calculs ont été effectués par après sur un modèle
prenant en compte la structure du satellite. Ils montrent que la fréquence tombe à 41.4 Hz. Or le lanceur
impose une première fréquence propre supérieure à 45 Hz. Il faut soit augmenter le nombre de points de
fixation, soit rigidifier les panneaux. La rigidification a été testée en faisant passer l’épaisseur des peaux
5.3 P LACEMENT DES ACTUATEURS
PAGE
59
de 0.5 à 1 mm. La fréquence évolue de 41.4 à 45.1 Hz (65 Hz pour un calcul avec mécanisme seul).
Cela ne laisse bien sûr pas une marge suffisante par rapport à la limite vu l’incertitude sur les calculs.
De plus cela amène une augmentation de masse de 3.2 kg inacceptable. La solution retenue est donc
d’utiliser plus de points de fixation. La masse apportée par les actuateurs supplémentaires est bien plus
faible que celle qu’il faudrait pour rigidifier suffisamment la structure.
5.3.2
Solution à quatre actuateurs
Selon les recommandations de l’expert de placer les actuateurs de façon symétrique, il est nécessaire
de rajouter deux points de fixation par mécanisme. La place occupée par les réservoirs empêche de fixer
les panneaux au milieu de leur largeur et oblige à avoir deux fixations à la même hauteur.
La position a de nouveau été optimisée. Il y a deux hauteurs à considérer, ce qui rend la tâche un peu
plus longue que précédemment. Les calculs ont été effectués sur le modèle du mécanisme seul pour une
question de rapidité de calcul. On a fait l’hypothèse que la position optimale est la même avec ou sans
modélisation de la structure. La hauteur est modifiée par pas de 30 mm. La figure 5.19 représente les
valeurs de fréquence en fonction de la hauteur des actuateurs par rapport au bas des panneaux (h1 ), pour
des valeurs de distance par rapport au haut du panneau fixées (h2 ).
F IG . 5.19 – Optimisation de la hauteur des fixations
La fréquence la plus élevée correspond à h1 = 120 mm et h2 = 40 mm, elle est de 194.7 Hz. Elle
est largement suffisante pour les spécifications de l’ASAP5. Mais on voit qu’elle diminue plus fortement
5.4 C ONCLUSION
PAGE
60
vers l’augmentation de h1 et l’augmentation de h2 . Il est préférable de se situer dans une zone moins
sensible afin de s’assurer de rester dans la zone des fréquences les plus élevées. C’est pour cela que les
hauteurs h1 = 90 mm et h2 = 10 mm sont choisies.
5.4
Conclusion
Le choix des actuateurs, leur nombre et leur placement étaient des données indispensables. En effet, elles constituent les fixations du mécanisme de déploiement et influencent dès lors directement le
comportement vibratoire. A partir de cette conception, il est maintenant possible de vérifier la tenue des
panneaux aux charges de lancement par une analyse éléments finis.
Chapitre 6
Modélisation par éléments finis
L’analyse par la méthode des éléments finis va permettre de simuler les chargements au lancement
et d’étudier le comportement de la structure vis-à-vis de ceux-ci. Le logiciel utilisé est S AMCEF pour
le code de calcul et S AMCEF F IELD pour le prétraitement des calculs et le post-traitement des résultats.
Certains types de calculs ne peuvent être pré- et post-traités via S AMCEF F IELD, le programme (assez
récent) ne les prenant pas encore en compte pour le moment. L’ancienne interface de S AMCEF est donc
utilisée.
La question qui s’est directement posée était de savoir à quel niveau se limiterait le modèle. En effet,
au vu des premiers calculs effectués par l’EPFL, il apparaissait que seuls les panneaux et leur mécanisme
avaient été modélisés. C’est ce qui se fait habituellement sur un sous-système de satellite. Il est modélisé
seul et sa fréquence propre est calculée en considérant un encastrement aux points de liaisons avec la
structure. On vérifie alors que la fréquence fondamentale du sous-système est plus élevée que celle de la
structure du satellite, d’environ deux octaves, pour éviter tout couplage fréquentiel. La seule contrainte
imposée est que le mode fondamental global (dans les axes latéraux) soit supérieur à 45 Hz. Un calcul
sur l’ensemble structure plus satellite permettrait de le vérifier.
Ici le mécanisme de déploiement est un peu un cas particulier. Il possède en effet plusieurs points
d’attache sur toute la hauteur de la structure, dépendant du mécanisme de rétention entre autres. Il fait
pratiquement partie intégrante de la structure. De plus, la structure primaire du satellite est très rigide,
les panneaux ne pourront jamais avoir un mode fondamental plus élevé de deux octaves. C’est pour cela
qu’il est intéressant de voir comment se comporte la structure complète comprenant le mécanisme et les
panneaux.
Ensuite la question s’est également posée de savoir quels chargements appliquer pour vérifier les cas
de charge de l’ASAP5 (Ariane Structure for Auxiliary Payload)). En effet, ils sont donnés à l’interface
entre le lanceur et le satellite. Dès lors, si la modélisation se limite au mécanisme, il n’est pas possible
de connaître le chargement auquel il est soumis.
Pour les deux raisons citées plus haut, il a été décidé d’effectuer la modélisation complète comprenant mécanisme plus structure. De cette manière, les fréquences propres d’ensemble sont connues plus
précisément et les charges issues de l’ASAP5 sont directement appliquées à la base du satellite.
Des renseignements ont ensuite été pris auprès de l’équipe STRU afin de savoir si leur modèle éléments finis de la structure pourrait être exploité. Malheureusement, ceux-ci utilisant un programme différent, il n’était pas possible d’en tirer parti. Néanmoins leurs documents décrivant leurs analyses éléments
finis ont été consultés afin de connaître leur approche et de s’en inspirer.
Le mécanisme de déploiement des panneaux et la structure ont été modélisés séparément. Pour cela,
le concept de super élément a été utilisé. Simplement, il s’agit d’un modèle éléments finis d’une sousstructure dont certains noeuds sont retenus. Un calcul dynamique permet de créer ce super élément qui
61
6.1 D ESCRIPTION DU MODÈLE DE LA STRUCTURE
PAGE
62
contient les informations concernant le comportement dynamique et statique entre les différents noeuds
retenus, le nombre de degrés de liberté ayant alors été fortement réduit. En général les noeuds retenus
sont les noeuds d’interface entre les sous-structures afin de pouvoir les lier entre elles lors du calcul
complet.
La création d’un super élément empêche toute possibilité d’analyser les informations à l’intérieur de
celui-ci (contraintes, etc.). Il s’agit donc d’une structure dont les contraintes internes n’intéressent pas
l’utilisateur. Dans notre cas, la structure du satellite conçue par l’équipe STRU a dès lors été modélisée
en super élément. Seule la transmission des excitations de la base du satellite vers le mécanisme de
déploiement des panneaux solaires est importante. Cela justifie donc entièrement l’utilisation d’un super
élément pour la structure. Dans un premier temps, la modélisation de la structure sera décrite, ensuite
viendra celle du mécanisme de déploiement.
6.1
Description du modèle de la structure
Le modèle a beaucoup évolué au cours de son élaboration, suite à différentes constatations liées à
des problèmes de conditions limites, de temps de calcul, etc. Les idées utilisées sont donc présentées ici
en expliquant les choix et les changements opérés face aux problèmes rencontrés.
6.1.1
Géométrie
La géométrie provient bien sûr du travail effectué par l’équipe STRU. Leur modèle, créé sous C A TIA V5, a été récupéré. Comme il a déjà été mentionné, la structure est composée d’une partie primaire
et d’une secondaire, les éléments primaires étant ceux reprenant les efforts.
F IG . 6.1 – Vue éclatée de la structure primaire
La figure 6.1 montre une vue éclatée des différents éléments la composant. Les panneaux de cisaillement (en bleu et vert) sont liées entre eux par des pièces en équerre (en rose) qui sont vissées dessus. A la
base se trouvent des ponts (en rouge). Ils sont boulonnés aux panneaux de cisaillement et à l’anneau de
séparation du satellite et du lanceur. Cet anneau ne fait pas partie du satellite mais est la pièce du lanceur
6.1 D ESCRIPTION DU MODÈLE DE LA STRUCTURE
PAGE
63
en contact avec celui-ci.
Les éléments de la structure secondaire viennent se fixer sur la structure primaire. La figure 6.2 re-
F IG . 6.2 – Vue éclatée de la structure secondaire
présente ces différents éléments dans une vue éclatée. Les panneaux latéraux (en gris) sont boulonnés
sur les tranches des panneaux de cisaillement. Il en est de même pour le panneau du dessus. Le panneau
de la base est pris en sandwich entre les ponts et l’anneau de séparation. Les panneaux latéraux sont liés
entre eux par des pièces en coin (en orange) sur lesquelles ils seront probablement rivetés. Enfin tous les
panneaux sont liés au niveau des coins du parallélépipède par les pièces en jaune.
Cette géométrie est importée dans S AMCEF F IELD sous forme de fichier .stp. Certaines hypothèses
simplificatrices lui sont appliquées. Les panneaux de cisaillement sont des plaques de 20.6 mm d’épaisseur, elles seront donc modélisées en éléments coques, la géométrie est ramenée à des surfaces rectangulaires. Les équerres possèdent également une direction de beaucoup plus faible longueur et sont
donc également ramenées à des surfaces. Enfin les ponts dont la structure est plus complexe ne sont pas
modifiés.
Pour la structure secondaire, toutes les plaques sont bien sûr transformées en surfaces. Il en est de
même pour les quatre pièces en coin liant les panneaux latéraux sur toute la hauteur. Les pièces reliant
les panneaux en leurs coins ne sont pas modélisées par des éléments géométriques. En effet, au moment
où le modèle a été créé, l’équipe STRU ne les avait pas encore définies dans leurs documents. On verra
par la suite comment elles ont été prises en compte.
Finalement, les sous-systèmes attachés à la structure ont été modélisés par des masses ponctuelles.
On désire en connaître la masse et le centre de gravité. Or chaque équipe fournit un bilan de masse et
la géométrie de son sous-système à l’équipe CONF qui rassemble toutes les données. CONF intègre ces
paramètres pour répartir les systèmes à l’intérieur de la structure en tenant compte des spécificités de
chacun. Il est évident que les antennes doivent avoir une ouverture vers l’extérieur du satellite ou que
les moteurs d’orientation des panneaux doivent être positionnés et orientés selon un axe bien précis. Le
6.1 D ESCRIPTION DU MODÈLE DE LA STRUCTURE
PAGE
64
F IG . 6.3 – Géométrie de la structure primaire sous S AMCEF F IELD
fichier E XCEL utilisé par CONF dans ce but permet de connaître la position de chaque système et est dès
lors utilisé ici pour prendre connaissance de la masse et du centre de gravité de chacun. CONF utilise
également C ATIA V5 pour positionner les systèmes et les agencer en fonction de leur encombrement
(figure 6.5).
Le tableau suivant reprend la liste des sous-systèmes pour lesquels sont donnés masse, centre de
gravité et les éléments de structure auxquels ils sont attachés (en utilisant la dénomination de STRU, voir
figure 6.4).
F IG . 6.4 – Dénomination des éléments de la structure
6.1 D ESCRIPTION DU MODÈLE DE LA STRUCTURE
Team
Name
PROP
tank(y+)
PROP
tank(middle)
PROP
tank(y-)
PROP
nozzle
PROP
PMS
COMM
tranceiver
NAC
sub assembly
OBDH node
PC box
COMM
LGA1
COMM
LGA2
COMM
LGA3
COMM
LGA4
COMM
LGA5
COMM
LGA6
AOCS
Earth sensor
AOCS
reaction wheel
AOCS
acquisition unit
AOCS
magnometer
AOCS
sun sensor (+X)
AOCS
sun sensor (-X)
EPS
battery
EPS
PDU
ACS
thruster1
ACS
RCSthruster1
ACS
RCSthruster2
ACS
thruster2
RADFET
RADFET
SST
RADFET2
PICU
MEM
COMM
LGA7
AMSAT
transceiver
COMM
LGA8
COMM
HGA
UCAM
MECH
control electronics
LMP
sitel sensor
LMP
sitel box
LMP
LCD
LMP
LDE
Stick like antenna
Weight
(kg)
6.075
6.075
6.075
1.504
8
7
2
2.3
3.89
0.1
0.1
0.1
0.1
0.1
0.1
1.177
0.3
0.3
0.3
0.3
0.3
0.865
3.5
0.5
0.5
0.5
0.5
0.4
0.5
2.08
0.5
1.56
1.125
0.1
2
0.1
1.202
0.75
0.75
0.119
0.16
0.512
0.157
0.673
PAGE
Centre of gravity
x (mm) y (mm) z (mm)
-0.6
187.4
316.236
-0.3
0.6
316.236
-0.3
-184.3
316.236
-0.3
0.6
-26.289
-175.9
0.3
361
165.3
0.45
336
185.339 -171.383 465.841
155.3
185.9
126
142.8
190.9
321
-238.61
155.9
591
-155.6
251
591
-155.9
155.9
627
238
155.9
591
155.3
251
591
155.3
155.9
627
161
-151
592
155.3
-140.3
311
-131
156
101
-132
178.9
181
270
10
66
-271
-10
76
-171
-170
101
-176
-1689
250
-0.3
-264
11
-0.3
-264
31
-0.3
264
31
-0.3
264
11
-260
90
220
-126
-140
428
183
-175
196
195
167
231
-171
-145
566
242
-10
276
-265.11
-145
446
-146
186
401
186
-190
72
165
5
675
204
210
330
-211
156
446
-202
131
151
-212
168
81
-212
147
221
-121
255
241
-237
249
667
Shear panel
attachment
+YOX
+YOX and -YOX
-YOX
middel tank
-X
+X
-Y+X
YX and +X
+X
+Y-X
-X
-X and +Y-X
+Y+X
X
+Y+X and +X
+X and -X+Y
+X and -X+Y
-X
-X
lateral plate +X
lateral plate -X
-X and -X-Y
-X and -X-Y
-Y0X
-Y0X
+Y0X
+Y0X
+Y-X
-X and -Y-X
-Y+X and +X
+X
-X and -Y-X
-Y+X
-Y-X
-X
+X and -Y+X
top plate
+Y+X
+Y-X
+Y-X
+Y-X
+Y-X
-X
top plate
65
6.1 D ESCRIPTION DU MODÈLE DE LA STRUCTURE
PAGE
66
F IG . 6.5 – Configuration du satellite
6.1.2
Matériaux
Les panneaux de cisaillement sont des structures en panneau sandwich identiques à celle des panneaux solaires. Les matériaux utilisés sont de l’aluminium 2024 pour les peaux et du 5052 pour le nid
d’abeille. Les propriétés utilisées dans le modèle sont les suivantes :
Aluminium 2024-T3
Module de Young
73
GP a
Densité
2780 kg/m3
Nid d’abeille 5052 H19 (Orthotrope)
Taille de cellule
4.7625
Epaisseur des feuilles
0.0254
Densité
49.7
Compression
Module de Young E3 0.517
Cisaillement L
Module
G13
310
Cisaillement W
Module
G23
152
mm
mm
kg/m3
GP a
MPa
MPa
Comme il a été expliqué dans le chapitre 4, seules les valeurs des modules de cisaillement dans les
deux plans perpendiculaires au panneau sont importantes. Le nid d’abeille est un matériau orthotrope s’il
est considéré homogène dans le volume qu’il occupe. Or S AMCEF demande en plus les trois modules de
Young, le troisième de cisaillement et trois coefficients de Poisson (six normalement pour un matériau
orthotrope mais seuls trois sont indépendants). Ces valeurs non données par le fabricant de nid d’abeille
sont dès lors choisies arbitrairement faibles. Pour les peaux, l’aluminium est défini comme matériau
isotrope.
Le comportement attribué aux surfaces représentant les panneaux de cisaillement sous S AMCEF
F IELD est le "composite shell" (figure 6.6). Ce comportement est dédié aux composites et permet de
6.1 D ESCRIPTION DU MODÈLE DE LA STRUCTURE
PAGE
67
F IG . 6.6 – Composite shell sous S AMCEF
définir un matériau étant la superposition de plusieurs plis de composition différente.
Les panneaux latéraux et celui de la base sont modélisés en coque de 1.5 mm d’épaisseur et de
1 mm pour la plaque supérieure. Les équerres font 5 mm d’épaisseur et les coins entre les panneaux
latéraux, 1.5 mm. Un comportement volumique est attribué aux ponts. Tous ces éléments sont constitués
d’aluminium isotrope. Enfin chaque point représentant un sous-système se voit attribuer sa masse.
6.1.3
Maillage
Une longueur maximale de 25 mm est attribuée aux éléments des panneaux de cisaillement, et des
panneaux et pièces de liaison de la structure secondaire. Les éléments, coques ou volumes, sont de type
linéaire et utilisent les hypothèses de Mindlin. Le mailleur automatique est utilisé, les surfaces rectangulaires sont automatiquement maillées en éléments quadrangles. Les ponts sont en éléments tétraédriques
avec une taille de 9.4 mm.
Cela donne un nombre total de 14600 éléments dont 7600 quadrangles et 6900 tétraèdres. Le nombre
de noeuds est de 11600 et le nombre de degrés de liberté est de 74500.
F IG . 6.7 – Maillage des panneaux de cisaillement et d’un pont
6.1 D ESCRIPTION DU MODÈLE DE LA STRUCTURE
6.1.4
PAGE
68
Liaisons
Les pièces en équerre, liant les panneaux de cisaillement entre eux et liant les panneaux latéraux
entre eux, sont chacune représentées par deux surfaces. Celles-ci ont une arête en commun sur laquelle
leurs noeuds sont superposés. De cette façon, on peut y définir une liaison de noeuds à noeuds dans les
six directions (trois de translation et trois de rotation), condition du type .LIA dans S AMCEF.
Les panneaux et les équerres ont été transformés en surfaces, et sont situés au milieu de l’épaisseur du
volume qu’ils représentent. Il ne sont dès lors pas tout à fait superposés. C’est pour cela que les équerres
sont légèrement déplacées afin d’être superposées aux panneaux. Les surfaces des équerres sont ensuite
"collées" sur les panneaux à l’aide de la commande "glue". Cette commande a pour effet de coller les
noeuds des équerres sur les éléments des panneaux, de telle sorte que le noeud soit lié à l’interpolation
linéaire des déplacements des noeuds de l’élément sur lequel il se trouve.
Les pièces liant les coins des panneaux latéraux et de la plaque supérieure sont modélisées par des
liaisons noeuds à noeuds.
F IG . 6.8 – Liaisons entre équerres et panneaux
Les liaisons entre panneaux de cisaillement et panneaux de la structure secondaire ne sont pas encore
bien définies par l’équipe STRU. Il s’agira principalement d’un assemblage à l’aide de boulons, de rivets
et d’inserts métalliques dans les structures sandwich. La commande "glue" est à nouveau utilisée pour
lier les arêtes des panneaux de cisaillement aux panneaux latéraux et à la plaque supérieure.
Les ponts sont boulonnés sur les panneaux de cisaillement en deux points. Pour modéliser cela, un
noeud est créé au centre de chaque alésage du pont. Il est lié rigidement aux faces internes de l’alésage
et à un noeud du maillage du panneau (figure 6.9). Ensuite chaque pont comprend trois alésages destinés
aux vis liant l’anneau de séparation et le satellite. Des noeuds sont également créés et liés rigidement
aux ponts. Ce sont ces noeuds qui seront encastrés lors du calcul dynamique. On y a également lié des
noeuds du maillage de la plaque de base.
Enfin chaque sous-système est lié rigidement à une partie de la structure conformément au tableau
récapitulatif de l’équipe CONF. Il est impossible pour l’instant de savoir exactement comment chaque
sous-système sera lié à la structure. Arbitrairement, il est décidé de lier rigidement chaque masse ponctuelle à quatre noeuds de la structure (figure 6.10).
6.1 D ESCRIPTION DU MODÈLE DE LA STRUCTURE
PAGE
69
F IG . 6.9 – Liaison entre pont et panneau de cisaillement
F IG . 6.10 – Liaison des sous-systèmes au satellite
6.1.5
Simplifications
Les calculs dynamiques effectués afin de générer le super élément ont montré des problèmes de
temps de calcul et de taille de fichier. En effet, afin d’étudier les charges au lancement, il est nécessaire
de couvrir une bande de fréquence allant jusqu’à 2000 Hz pour les vibrations aléatoires. Or les premiers
calculs ont montré qu’il faudrait un grand nombre de modes pour couvrir cette bande. Pour 200 modes
demandés, la plus grande fréquence propre était de 365 Hz, la plus petite étant de 60 Hz. Les fréquences
ont de plus tendance à se resserrer vers les hautes fréquences. Il faudrait probablement calculer 2000
modes pour arriver à 2000 Hz.
Le temps de calcul et la taille des fichiers sont d’autant plus importants que le nombre de degrés de
liberté est élevé. Le calcul dynamique ne doit être fait qu’une seule fois pour calculer le super élément,
ce qui constitue un grand avantage. Néanmoins le nombre de modes étant trop élevé, il a été décidé de
simplifier la structure dans le but de diminuer le nombre de degrés de liberté et de modes.
Dans ce but, la taille des éléments des panneaux de la structure secondaire a été doublée, soit quatre
fois moins d’éléments par surface modifiée. Les pièces en équerre reliant les panneaux de cisaillement ont
été remplacées par des liaisons noeuds à noeuds entre les panneaux de cisaillement. La même opération
6.1 D ESCRIPTION DU MODÈLE DE LA STRUCTURE
PAGE
70
a été effectuée sur le équerres liant les panneaux secondaires. Celles-ci, de masse moins négligeable, ont
été remplacées par des éléments de poutre. La taille des éléments des ponts a été augmentée à 12 mm.
Il en résulte une réduction assez élevée du nombre d’éléments qui passe à 8600, pour 6000 noeuds.
Le nombre de degrés de libertés est réduit de moitié et passe à 34500. Cela permet de diminuer le temps
de calcul et la taille des fichiers mais également le nombre de modes calculés entre 0 et 2000 Hz. Pour
200 modes demandés, la plus haute fréquence atteinte est maintenant de 665 Hz.
Le nombre de modes est très élevé et il est évident que certains sont plus importants que d’autres.
Visuellement, il est en effet possible de classer grossièrement les modes qui engendrent un mouvement
global de la structure et ceux qui ne sont que très localisés. Les figures 6.11 et 6.12 montrent respectivement les déplacements de modes propres globaux et locaux. Les modes globaux engendrent un déplacement de tous les éléments de la structure alors que pour les modes locaux ne se déforment que quelques
parties de la structure. Ici à plus basse fréquence, ce sont les éléments de la structure secondaire, peu
rigides, qui engendrent de nombreux modes propres. C’est la simplification de ces éléments qui a permis
de faire baisser significativement le nombre de modes à calculer.
F IG . 6.11 – Modes 1 et 4 de la structure
Il n’est pas possible d’éliminer dans S AMCEF les modes de moindre importance à l’issue d’un calcul
dynamique. Il est cependant possible de calculer les masses modales effectives qui donnent, pour chaque
mode, une idée de la fraction de masse déplacée dans une direction. Il est ici nécessaire de rappeler la
définition de masse modale généralisée mr qui s’écrit pour le mode r de vecteur propre Ψr :
mr = ΨTr MΨr
où M est la matrice de masse. Cette valeur dépend de la normation des modes. La masse modale effective
s’écrit, pour le mode r et dans la direction x :
m(x, Ψr ) =
(xT MΨr )2
µ
et ne dépend pas de la normation des modes. Elle a la dimension d’une masse et permet de comparer,
entre les modes, la masse mise en jeu dans les trois directions de translation et les trois rotations. La
somme dans une direction des masses effectives de tous les modes donne la masse de la structure moins
celle des fixations.
6.2 D ESCRIPTION DU MODÈLE DU MÉCANISME DE DÉPLOIEMENT
PAGE
71
F IG . 6.12 – Modes 12 et 16 de la structure
Pour les modes 1, 4, 12 et 16 présentés précédemment, ces valeurs sont :
Mode
1
4
12
16
Fréquence
(Hz)
56.04
62.19
133.07
162.83
x
61.37
1.72E −2
3.82E −2
4.40E −5
Masses effectives (kg et kg × m2 )
y
z
φx
φy
−2
−3
−4
2.03E
1.04E
7.88E
11.53
57.27
1.42E −2
10.19
9.82E −3
1.81E −3 1.57E −1 9.35E −5 1.04E −2
6.90E −5 1.38E −1 8.50E −6 1.99E −5
φz
4.07E −4
3.04E −3
2.51E −3
7.07E −7
Pour les modes 1 et 4, les masses mises en jeu sont très élevées dans certaines directions. S AMCEF
donne le pourcentage de masse mis en mouvement pour chaque direction. Pour le mode 1, la masse en
mouvement selon x représente 78% de la masse totale, et 93% de l’inertie totale pour la rotation autour
de y. Ce mode peut dès lors être vu comme un mode de flexion globale de la structure autour de l’axe
y. Cette flexion induit forcément des déplacements en x. De même, le mode 4 est un mode de flexion
globale autour de l’axe x. La masse effective selon y représente 72.8% de la masse et 81% de l’inertie
autour de x.
Les faibles valeurs pour les modes 12 et 16 montrent bien que ces modes font intervenir très peu de
la masse du satellite.
6.2
Description du modèle du mécanisme de déploiement
Un premier modèle avait été effectué sur base de la géométrie définie par l’EPFL. Au vu des modifications apportées à l’issue du workshop, il a été abandonné. Il ne sera pas présenté ici mais il possède des
similitudes avec le modèle qui a été développé par après et a donc été utile à l’apprentissage de S AMCEF.
6.2.1
Géométrie
Le mécanisme a été adapté en fonction de changements apportés par le workshop. Cette nouvelle
conception a dès lors été reprise pour vérifier l’intégrité des panneaux solaires. Elle n’a pas subi de mo-
6.2 D ESCRIPTION DU MODÈLE DU MÉCANISME DE DÉPLOIEMENT
PAGE
72
dification majeure entre le workshop et le PDR ce qui a évité de devoir à nouveau revoir la modélisation.
Une vue éclatée est présentée sur la figure 6.13.
F IG . 6.13 – Vue éclatée du mécanisme
Il s’agit du modèle ayant déjà été présenté au chapitre 2. Il comprend ici les deux charnières, "épaule"
et "coude", chacune composée de deux parties. Celles-ci s’insèrent entre les peaux en aluminium des
panneaux (figure 6.14), dans une zone prévue à cet effet (la liaison sera probablement effectuée par
collage). Les axes en aluminium ne sont pas modélisés, ni les inserts prévus pour le mécanisme de
rétention.
F IG . 6.14 – Liaison panneau-charnière
Les panneaux, de faible épaisseur, sont ramenés à des surfaces. Les charnières sont inchangées. La
figure 6.15 montre le résultat des changements dans S AMCEF F IELD. On y voit aussi que la surface
des panneaux a été découpée en plusieurs rectangles. Ce point sera expliqué lors de la description du
maillage.
F IG . 6.15 – Géométrie du mécanisme sous S AMCEF F IELD
6.2 D ESCRIPTION DU MODÈLE DU MÉCANISME DE DÉPLOIEMENT
6.2.2
PAGE
73
Matériaux
Comme pour la structure, les panneaux sandwich sont modélisés en "composite shell", avec les dimensions et les propriétés définies au chapitre 4. Au niveau des liaisons avec la charnière, la partie
rectangulaire en aluminium s’insère entre les deux peaux du même matériau. Le matériau de cette zone
est dès lors ramené à de l’aluminium isotrope sur l’épaisseur totale du panneau. Ces parties de charnière
sont dès lors retirées du volume de celles-ci.
6.2.3
Maillage
Pour les charnières, la taille maximale des éléments est fixée à 8 mm et le maillage est généré
automatiquement en éléments tétraédriques.
F IG . 6.16 – Maillage des charnières
La surface du panneau est soit modélisée en "composite shell" soit en aluminium isotrope au niveau
des charnières. Il s’agit donc d’une surface comprenant uniquement des angles droits. La volonté est de
la mailler uniquement en éléments quadrangles, plus adéquats que les triangles. Pour cela, la surface a été
découpée en autant de rectangles que nécessaire, ceux-ci étant maillés automatiquement en quadrangle.
Une taille de maille de 10 mm est choisie. Il suffit ensuite de lier les déplacements des noeuds de frontière
des différents rectangles, qui sont confondus puisque la taille de maille est constante sur toute la surface.
F IG . 6.17 – Maillage des panneaux
6.2 D ESCRIPTION DU MODÈLE DU MÉCANISME DE DÉPLOIEMENT
6.2.4
PAGE
74
Liaisons
Dans chaque charnière, les deux parties sont liées dans toutes les directions hormis la rotation autour
de l’axe de la charnière. Dans cette direction elles sont liées avec une raideur en torsion équivalente à
celle des ressorts placés dans les charnières. Des liaisons de type "hinge" existent dans S AMCEF mais ne
sont disponibles que pour les calculs du type M ECANO. Il est dès lors nécessaire de trouver une autre
solution.
S AMCEF permet de définir une raideur en rotation, uniquement entre deux noeuds qui sont superposés
(en M ECANO, il est possible, par exemple, de sélectionner les faces internes d’un cylindre). Pour chaque
partie de charnière sont donc définis deux noeuds, au centre du cylindre de l’axe de la charnière, et au
niveau des faces de contact entre les deux parties. Chaque noeud est lié rigidement aux faces internes du
cylindre.
F IG . 6.18 – Deux parties de la charnière "épaule"
Les déplacements des noeuds superposés sont liés selon les trois directions de translation et selon
deux rotations. Une raideur en rotation autour de l’axe de la charnière est appliquée en chacun des deux
points. La valeur de la raideur est dès lors la moitié de la valeur totale de la charnière.
F IG . 6.19 – Modélisation de la liaison charnière
6.2.5
Liaisons avec la structure
La liaison entre le mécanisme et le satellite intervient en deux endroits. Tout d’abord, la charnière
"épaule" est liée au satellite par l’intermédiaire de l’axe de rotation du moteur. Cette liaison n’avait
pas encore été conçue au moment de cette modélisation. La charnière est dès lors simplement liée à la
structure du satellite par une liaison de type "glue". Les noeuds de la structure à utiliser ont bien sûr été
retenus dans le super élément.
Ensuite les panneaux sont liés au satellite via les différents actuateurs du mécanisme de rétention.
Pour rappel, les actuateurs sont des boulons qui enserrent les panneaux. L’interface avec le satellite se
fait par des pièces en équerre qui sont ici modélisées en coques. La maillage est effectué de manière à ce
que les noeuds des équerres soient confondus avec le maillage des panneaux. A chaque point de fixation,
quatre noeuds formant un carré sont liés dans toutes les directions avec les noeuds correspondants des
panneaux.
6.3 C ONCLUSION
PAGE
75
F IG . 6.20 – Liaison du mécanisme et de la structure
Enfin les panneaux sont liés rigidement entre eux car il sont espacés de quelques mm ce qui empêche
de les lier directement noeud à noeud. Les liaisons correspondent à une surface équivalente à la zone de
contact entre les deux panneaux.
6.2.6
Modification de la modélisation des panneaux
Les panneaux ont été modélisés en "composite shell" ce qui ne permet pas de post-traiter les résultats
des calculs R EPDYN et S PECTRAL. La solution adoptée a été de modéliser le nid d’abeille en éléments
volumiques orthotropes et les peaux en éléments de coques isotropes. Le maillage du nid d’abeille comporte un seul élément sur l’épaisseur.
F IG . 6.21 – Panneaux en volumique
Cette modélisation permet de post-traiter tous les résultats mais provoque néanmoins une forte augmentation du nombre de degrés de liberté.
6.3
Conclusion
La modélisation est complète et permet d’entamer l’analyse du mécanisme par éléments finis en
considérant les différents cas de charge imposés par le lanceur.
Chapitre 7
Analyse par éléments finis
7.1
Découplage fréquentiel
Il s’agit simplement de s’assurer que la première fréquence propre est supérieure à 90 Hz pour les
modes selon l’axe z et 45 Hz dans les axes latéraux. Le modèle prend en compte le modèle de la structure
(super élément) et d’un mécanisme, le deuxième étant représenté par une masse ponctuelle. Des tests ont
montré qu’il n’était pas vraiment utile de modéliser les deux mécanismes. Voici la liste des 20 premiers
modes et leurs masses effectives.
Mode
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
19
20
Fréquence
(Hz)
5.54E+01
5.69E+01
5.83E+01
6.13E+01
6.72E+01
6.75E+01
9.36E+01
9.85E+01
1.12E+02
1.19E+02
1.25E+02
1.33E+02
1.38E+02
1.42E+02
1.56E+02
1.59E+02
1.63E+02
1.65E+02
1.69E+02
1.79E+02
x
6.31E+01
2.30E-03
8.55E-06
1.11E-02
2.26E-02
1.43E-01
3.75E-03
1.22E+00
3.19E-03
8.97E-01
3.30E-01
2.91E-02
1.24E-02
4.38E-02
4.50E-01
2.27E-03
8.04E-05
2.38E-01
2.75E-02
8.09E-01
Masses effectives (kg et kg × m2 )
y
z
φx
φy
1.38E-02 8.08E-04 2.49E-04 1.20E+01
3.87E+00 1.20E-02 1.99E+00 1.24E-03
4.00E-02 2.20E+00 1.58E-02 6.06E+00
5.72E+01 2.52E-03 1.02E+01 7.58E-03
6.75E-04 5.60E-05 6.96E-05 3.64E-02
1.96E-03 2.49E-04 6.58E-04 1.59E-01
6.88E-01 1.63E-01 2.50E-01 1.41E-02
1.60E-03 1.08E+01 4.37E-04 5.69E-03
1.95E-01 8.71E-01 2.27E-01 6.68E-02
2.25E-03 9.60E+00 7.54E-03 1.19E-02
4.98E-06 2.94E-01 1.27E-02 1.36E-02
2.28E-03 1.67E-01 6.80E-05 1.08E-02
4.35E-03 8.23E-04 1.26E-03 5.88E-03
4.44E-02 1.52E-02 1.86E-02 1.32E-01
3.18E+00 3.33E+00 5.24E-02 2.11E-03
1.50E+00 5.38E+00 5.23E-02 1.42E-03
4.97E-05 1.34E-01 8.19E-06 6.94E-08
7.46E-03 4.38E-01 2.23E-02 3.12E-04
1.57E-01 1.21E-02 2.85E-02 9.79E-06
1.67E-03 5.60E-01 1.75E-08 1.19E-02
φz
1.61E-03
1.10E-04
6.59E-07
2.28E-03
1.41E-01
3.19E-02
4.81E-01
2.11E-02
3.71E-02
6.13E-03
1.51E-01
8.25E-05
9.24E-02
4.71E-02
4.11E-03
5.12E-04
7.38E-07
9.97E-04
4.60E-04
6.24E-01
Les modes 1 et 4 des calculs effectués sur la structure seule sont retrouvés, avec une masse effective
un peu plus élevée apportée par les panneaux. La première fréquence est supérieure à 45 Hz et elle est
due aux déformations de la structure. Il n’existe pas de mode à basse fréquence ayant une masse effective
élevée selon z.
On voit dans le tableau et sur les figures que de nombreux modes ne font pas du tout intervenir de
déformation dans les panneaux et sont dès lors inutiles pour les calculs ultérieurs. Il sont uniquement dus
76
7.1 D ÉCOUPLAGE FRÉQUENTIEL
PAGE
Mode 1
Mode 2
Mode 3
Mode 4
Mode 5
Mode 6
Mode 7
Mode 8
Mode 9
77
aux nombreux modes amenés par la structure secondaire. Il n’est malheureusement pas possible de les
éliminer pour alléger les calculs qui suivent.
Les 10 premiers modes ne font pas vraiment intervenir de déformation dans les panneaux solaires
mais il est bien visible qu’ils suivent les déplacements de la structure. Sur les suivants par contre, cela
7.1 D ÉCOUPLAGE FRÉQUENTIEL
PAGE
Mode 10
Mode 11
Mode 12
Mode 13
Mode 14
Mode 15
Mode 16
Mode 17
Mode 18
78
commence à apparaître. Pour rappel, la première fréquence du mécanisme seul se situait vers 193 Hz.
La première fréquence propre avec déformation des panneaux se trouve ici vers 138 Hz. Ensuite on voit
7.2 C HARGES QUASI - STATIQUES
PAGE
79
que certains modes sont couplés à des déformations de la structure mais la plupart ne le sont pas.
En résumé, les premiers modes sont imputables à la structure, ensuite des modes faisant intervenir
des vibrations des panneaux apparaissent. Les spécifications de découplage fréquentiel sont remplies.
Les panneaux induisent des fréquences propres largement supérieures à la limite autorisée. Il n’est possible d’obtenir une plus grande marge de sécurité qu’en modifiant la structure, ce qui n’est pas de la
responsabilité de MECH.
7.2
Charges quasi-statiques
Un calcul sous charges quasi-statiques a été effectué sur un modèle comprenant uniquement le mécanisme, encastré à la charnière "épaule" et au niveau des actuateurs. Les accélérations appliquées sont
celles données par le lanceur soit ±6 g en latéral et -7.5 g/ + 5.5 g en longitudinal.
Trois cas de charge ont été appliqués successivement :
• 6 g selon x
• 6 g selon y
• -7.5 g selon z
Les résultats sont analysés en utilisant le critère de Tsai-Wu défini au chapitre 4. Pour rappel, la
limite est dépassée lorsque la valeur du critère est supérieure à 1. Ils utilisent les limites élastiques des
différents matériaux qui sont données dans au chapitre 4 et auxquelles un facteur de sécurité doit être
appliqué. L’ECSS (European Cooperation for Space Standardization) préconise un facteur de 1.25 pour
les limites élastiques des matériaux métalliques. Pour rappels, ces valeurs sont :
Matériaux
Aluminium 2024 T3
Nid d’abeille
Z
5052
t13
Orthotrope
t23
Limite
élastique (M P a)
310
6.9
3.86
2.41
Limite
corrigée (M P a)
248
5.52
3.09
1.93
Il paraît évident que l’accélération selon y (perpendiculairement aux panneaux) sera la plus contraignante puisqu’elle va engendrer le plus de flexion dans les panneaux. Tous calculs faits, c’est bien ce qui
est constaté. La figure 7.1 présente les résultats pour le cas selon y pour lequel les valeurs du critère sont
les plus élevées.
Ces valeurs sont calculées pour chaque pli (peaux et nid d’abeille), et sur les faces supérieures,
inférieures et au centre des plis. Les valeurs les plus élevées se trouvent aux alentours des fixations des
panneaux à la structure. La valeur maximale atteinte est inférieure à un millième (1 est la valeur limite),
ce cas de charge n’est dès lors pas du tout contraignant pour les panneaux.
7.3
Vibrations sinus
7.3.1
Méthode de calcul
Les calculs effectués ici permettent de vérifier la tenue des panneaux solaires aux vibrations sinus.
Le lanceur spécifie les niveaux à appliquer lors des tests vibratoires. Ici ce sont les valeurs les plus
contraignantes qui seront utilisées, les niveaux de qualification. Lors d’un test de vibration sinus, la
fréquence d’excitation évolue selon la vitesse de balayage spécifiée par le lanceur. Il n’est pas possible
de reproduire cela par calcul, dès lors les excitations seront appliquées à fréquence constante pendant un
temps suffisant permettant d’identifier le maximum de contrainte dans la structure.
7.3 V IBRATIONS SINUS
PAGE
80
F IG . 7.1 – Tsai-Wu sur le pli critique
Longitudinal
Latéral
Intervalles
de fréquence (Hz)
4-6
6 - 100
2-6
6 - 100
Vitesse de balayage
Niveaux de
qualification
25 mm
3.75 g
20 mm
2.5 g
Niveaux
d’acceptance
20 mm
3g
16 mm
2g
2 oct/min
4 oct/min
TAB . 7.1 – Niveaux de vibrations sinus pour l’ASAP5
Les calculs ont été effectués avec le module R EPYN de S AMCEF dont l’utilisation est détaillée en
annexe. Il s’agit du calcul d’une réponse à une excitation extérieure définie dans le temps (un sinus) avec
des conditions initiales de déplacement, vitesse et accélération. Il est basé sur une résolution par superposition modale et demande donc une connaissance préalable des modes de vibration de la structure (calcul
DYNAM). Il est également possible de choisir une méthode d’intégration directe qui ne demande pas de
calcul préalable des modes, mais elle convient moins pour les calculs à basse fréquence. L’amortissement modal est supposé diagonal et une valeur de 0.1% sera utilisée pour chaque mode. Il est en effet
très difficile de connaître l’amortissement de chaque mode, voire impossible.
La résolution par superposition modale est basée sur la résolution des équations normales. Le système
d’équation du système soumis aux forces extérieures p(t) s’écrit :
Mq̈ + Cq̇ + Kq = p(t)
q(0) = q0 , q̇(0) = q˙0
donnés
Les déplacements sont exprimés par superposition modale des vecteurs propres x(i) (au nombre de n) :
q(t) =
n
X
i=1
ηi (t)x(i)
7.3 V IBRATIONS SINUS
PAGE
81
En tenant compte de cette formulation, en prémultipliant le système d’équation par les vecteurs propres
xT(i) et en utilisant les relations d’orthogonalité, on obtient les n équations normales :
η¨i (t) + 2i ωi η˙i +
ωi2 ηi
=
xT(i) p(t)
µi
C’est cette théorie qui est utilisée dans R EPDYN, par résolution des n équations modales et superposition des solutions.
7.3.2
Résultats
Tout d’abord, il est à noter que les calculs n’ont pas été effectués avec le super élément mais avec un
maillage comprenant le mécanisme et la structure. En effet le calcul n’aboutissait pas lorsque le super
élément était utilisé. Il n’a pas été possible de comprendre ce phénomène. Une solution avait été trouvée,
à savoir le changement de la commande .SAM MF 1 en .SAM MF 0. Elle avait pour effet de désactiver
le solveur en matrice creuse. Néanmoins cela rallongeait considérablement le temps de calcul et il s’est
avéré qu’il était plus rapide de garder MF 1 et de ne pas utiliser le super élément.
Chaque calcul a été effectué avec une excitation du type accélération sinus à fréquence constante.
Les amplitudes sont données dans le tableau 7.1. Pour les basses fréquences, elles sont données en
déplacement mais peuvent être facilement converties en accélération en les multipliant par le carré de la
pulsation. Dans un premier temps, des calculs ont été effectués à 2, 6, 50 et 100 Hz en latéral (direction
y, perpendiculaire aux panneaux). Il semble en effet que ce soit cette direction d’excitation qui sollicitera
le plus les panneaux dans leurs modes de flexion. Cependant, l’amplitude d’accélération est plus élevée
en longitudinal (direction z), des calculs ont dès lors été effectués pour comparer avec le latéral. Les
résultats ont montré que dans tous les cas, les niveaux de contrainte étaient sensiblement plus faibles en
longitudinal, l’analyse sera dès lors uniquement effectuée selon l’axe y.
F IG . 7.2 – Contraintes de Von Mises
Les valeurs analysées sont les contraintes de Von Mises dans les peaux. Elles permettront de voir
si la limite élastique de l’aluminium est dépassée et si les panneaux résistent à la fatigue. La figure 7.2
montre la représentation graphique des contraintes de Von Mises d’un calcul à 50 Hz. Les contraintes
sont les plus élevées au niveau des attaches des actuateurs du mécanisme de rétention aux panneaux. Il
en est de même pour les autres valeurs de fréquence. Les valeurs qui seront présentées seront dès lors
toujours les contraintes maximales qui correspondront toujours au voisinage des attaches.
7.3 V IBRATIONS SINUS
PAGE
82
Les contraintes évoluent avec le temps. Il a été décidé de regarder, dans un premier temps, les valeurs sur les deux premières périodes d’excitation. Elles sont calculées en 10 points sur chaque période.
Les résultats de la contrainte de Von Mises maximale pour une fréquence de 2Hz sont présentés sur
la figure 7.3. Les niveaux de contrainte évoluent en phase avec l’accélération. Quand celle-ci est maxi-
F IG . 7.3 – Excitation sinus de 2 Hz
male, la contrainte est maximale. Regardons ce qui se passe pour d’autres valeurs de fréquence sur les
figures 7.4 et ??. A 6 Hz, les contraintes suivent toujours l’excitation, à 100 Hz également. A 50 Hz
apparaît un léger déphasage avec l’excitation et à 67.48 Hz, qui correspond à une fréquence propre, le
déphasage est d’environ 90˚ (la contrainte est maximale quand l’accélération passe par 0). On retrouve
donc bien le déphasage de la fonction de transfert lorsqu’on s’approche d’une fréquence propre. Ensuite
pour les réponses à 50 et 67.48 Hz, l’amplitude des contraintes augmente à chaque période, il est dès
lors nécessaire d’effectuer le calcul sur une plus longue durée. Les résultats sont présentés à la figure 7.5.
Dans les deux cas, l’amplitude des valeurs de contrainte passe par un maximum et diminue ensuite.
Des calculs ont été effectués à d’autres fréquences, qu’elles correspondent à des modes propres ou non.
Les phénomènes de déphasage et de variation de l’amplitude sont retrouvés et sont d’autant plus marqués
que la fréquence est proche d’une fréquence propre. Les calculs ont été effectués sur des durées suffisamment longues pour être certain d’identifier les valeurs maximales de contrainte. La figure 7.6 reprend
l’ensemble des valeurs maximales de contrainte de Von Mises à chaque fréquence de calcul.
La plus grande valeur est de 28 M P a pour une limite élastique de l’aluminium de 248 M P a (en
tenant compte du facteur de sécurité). De plus l’amplitude maximale pouvant être aplliquée sans rupture
par fatigue est de 120 M P a (voir courbe de Wölher au chapitre 4). La marge est dès lors largement
suffisante.
7.4 V IBRATIONS ALÉATOIRES
PAGE
83
F IG . 7.4 – Contraintes de Von Mises
F IG . 7.5 – Contraintes de Von Mises
F IG . 7.6 – Contraintes de Von Mises
7.4
7.4.1
Vibrations aléatoires
Méthode de calcul
Les calculs effectués ici permettent de vérifier la tenue des panneaux aux vibrations aléatoires dont
les niveaux sont fournis par le lanceur. Ils sont caractérisés par une densité spectrale de puissance de
7.4 V IBRATIONS ALÉATOIRES
PAGE
84
l’accélération soumise à la base du satellite. Pour rappel elle est de 0.0727 g 2 /Hz de 20 à 2000 Hz
sur une durée de 2 minutes, pour le lanceur A RIANE 5. Les calculs ont été effectués avec le module
S PECTRAL de S AMCEF dont l’utilisation est décrite en annexe.
La résolution est basée sur l’équation classique de la dynamique :
Mq̈ + Cq̇ + Kq = p(t)
Elle s’appuie sur l’expression des déplacements dans la base modale, les relations d’orthogonalité et
le passage dans le domaine fréquentiel par transformée de Fourier. La réponse à l’excitation est alors
calculée, pour chaque grandeur, sous forme de densité spectrale. Dans notre cas, ce sont les densités
spectrales de contraintes de Von Mises qui seront intéressantes.
A partir de cela, S AMCEF fournit certaines valeurs. Pour la contrainte σ, Φ(ω) étant sa densité spectrale de puissance, la valeur RMS vaut :
sZ
+∞
σRM S =
φ(ω)dω
0
La fréquence centrale représente la fréquence à laquelle l’énergie de la réponse est concentrée et est
définie par :
v
u R +∞
2
1 u
t 0R ω φ(ω)dω
ν0 =
+∞
2π
φ(ω)dω
0
Il est intéressant de savoir quelle est la contrainte maximale atteinte par le signal temporel. Celle-ci
peut être déterminée en utilisant les valeurs de facteur de pic (µ) et de dispersion de pic (S), respectivement l’espérance et l’écart type d’une loi normale suivie par les valeurs de pic. Elles sont proportionnelles
à σRM S et ont donc les mêmes unités. On a
P (x ≤ µ + nS) = 84.1% si n = 1
= 97.7%
= 2
= 99.9%
= 3
Le calcul de σM AX avec 99.9% de certitude est dès lors donné par :
σM AX = µ + 3S
7.4.2
Résultats
Tout d’abord, pour les mêmes raisons que précédemment, les calculs n’ont pas pu être effectués
avec le super élément. De plus, la bande de fréquence à couvrir lors du calcul des fréquences propres
va jusqu’à 2000 Hz, cela demandant 750 modes. Il n’a pas été possible d’effectuer la partie S PECTRAL
avec autant de modes, la zone de mémoire à fournir étant trop importante. L’utilisation d’un cluster a
tout de même permis de réaliser le calcul avec 400 modes, la bande de fréquence s’étendant alors jusqu’à
1058 Hz.
Les résultats ont tout de même été analysés. Comme précédemment, les contraintes les plus élevées
se trouvent au voisinage des attaches des panneaux et seuls les valeurs maximales sont extraites (sur les
peaux des panneaux sandwich). Elles sont obtenues lorsque les vibrations sont appliquées perpendiculairement aux panneaux. La figure 7.7 représente le facteur de pic de la contrainte de Von Mises sur une
peau du panneau intérieur.
On a vu précédemment que de nombreux modes provenaient de vibrations des éléments peu rigides
de la structure secondaire. En outre, lorsqu’on se déplace vers les hautes fréquences, les modes sont
généralement de moins en moins énergétiques. On s’est alors demandé si le calcul avec 400 modes ne
suffirait pas à obtenir des valeurs de contraintes proches d’un calcul avec 750 modes.
7.4 V IBRATIONS ALÉATOIRES
PAGE
85
F IG . 7.7 – Facteur de pic des contraintes de Von Mises
Des calculs ont été effectués avec 250 et 350 modes, les valeurs propres allant alors jusqu’à 748 et
943 Hz. On a alors regardé comment les valeurs de contraintes évoluaient. La figure 7.8 représente, en
fonction de la fréquence propre maximale du calcul, différentes valeurs relatives à la densité spectrale
de la contrainte de Von Mises : la valeur RMS, le facteur de pic (µ), la dispersion de pic (S) et la valeur
maximale (σM AX = µ + 3S).
F IG . 7.8 – Contraintes de Von Mises
La contrainte maximale n’augmente que de 2 M P a en passant de 250 à 400 modes, atteignant la
valeur de 163 M P a. Il est dès lors pratiquement certain que la valeur maximale du signal de contrainte
n’aurait pas dépassé 170 M P a pour un calcul avec 750 modes. La courbe de Wöhler de l’aluminium des
peaux (voir chapitre 4) indique une rupture après 106 cycles pour cette contrainte.
Il est difficile de connaître exactement le nombre de cycles appliqués aux panneaux. La fréquence
centrale, définie plus haut, est utilisée. Elle est de 213 Hz pour l’élément du maillage sur lequel les
contraintes les plus élevées apparaissaient. Pour une excitation sur une durée de 2 minutes, cela donne
environ 26000 cycles. La marge de sécurité est dès lors largement suffisante.
7.5 C ONCLUSION
7.5
PAGE
86
Conclusion
L’analyse par éléments finis a tout d’abord permis de définir le nombre d’actuateurs nécessaires et
leur positionnement en fonction des spécifications de fréquence propre imposées par le lanceur. Ensuite
la tenue au cas de charge de vibrations sinus a été vérifiée. Enfin, malgré une limitation sur le nombre de
modes calculables, la résistance aux vibrations aléatoires a été effectuée.
La vérification des panneaux au charges de lancement est dès lors complète en ce qui concerne la
partie simulation. Les marges obtenues sur les différentes limites sont relativement élevées. Certaines
dimensions telles que l’épaisseur des panneaux pourraient être revues à la baisse si un gain de masse
voulait être obtenu. Etant donné que cela n’est pas nécessaire, il est préférable de conserver la conception
actuelle et de s’assurer de bonnes marges de sécurité.
Conclusion
L’objet de ce travail de fin d’études était la vérification de l’intégrité structurale des panneaux solaires
du satellite ESEO lors du lancement. Mais en réalité, les tâches effectuées ont été bien plus nombreuses.
En effet, le travail s’insérait dans le projet global du satellite ESEO et demandait donc une participation
active et continue. Dans ce projet, l’Université de Liège avait la responsabilité de la conception du mécanisme de déploiement des panneaux solaires, sur laquelle quatre étudiants se sont investis dans le cadre
de leur TFE, dont celui-ci.
Tout d’abord, la première étape a consisté à la prise de connaissance du projet et de son fonctionnement logistique. Il a également été nécessaire de se pencher sur la conception précédemment établie par
les étudiants de l’Ecole Polytechnique Fédérale de Lausanne, en Suisse. Il a fallu analyser leur travail
par l’intermédiaire des documents hérités, en retirer des bases solides et les manquements à combler.
De nombreuses questions se sont posées et la plupart ont trouvé réponse lors du workshop de décembre
2005.
Cet atelier de travail a été l’occasion de rencontrer les autres membres de SSETI, de discuter de
certains choix techniques et de poser des questions aux experts de l’Agence Spatiale Européenne. Des
évènements de ce type ont lieu deux fois par an. Celui-ci était le dernier avant le PDR, qui a eu lieu en
mai 2006. Au cours de celui-ci, la conception du satellite et de chacun de ses sous-systèmes devra recevoir l’approbation des experts pour que le projet puisse passer à la phase suivante. Les choix techniques
devaient dès lors être figés à l’issue du workshop de décembre 2005 posant les bases pour la conception
du mécanisme de déploiement.
Dans un premier temps, il a été nécessaire de concevoir le mécanisme de rétention permettant de
retenir les panneaux en position repliée lors du lancement et de les relâcher une fois la mise en orbite
effectuée. Une recherche d’actuateurs a été menée dans ce but. Ensuite, la structure des panneaux solaires
a été définie. Les recherches ont montré que les structures sandwich, couramment utilisées, donnaient un
bon compromis entre rigidité et poids.
Parallèlement des modèles éléments finis de la structure du satellite et du mécanisme de déploiement
étaient développés. Ils intégraient progressivement les éléments nouveaux de conception. Une fois celleci achevée, il a alors été possible de vérifier l’intégrité structurale des panneaux et la satisfaction des
contraintes imposées par le lanceur.
D’un point de vue personnel, les apports de la participation à un tel projet sont nombreux. Tout
d’abord un des principaux buts du projet SSETI est d’ordre éducatif, il est de donner de l’expérience
aux étudiants dans le domaine spatial et des les motiver à s’y investir. Il est indéniable que ce point a
été entièrement satisfait à l’issue de ce travail de fin d’études. Le fait de pouvoir poser des questions, de
discuter avec des professionnels de ce milieu et de le cotoyer (Centre Spatial de Liège et Agence Spatiale
Européenne) a été très enrichissant.
Ensuite le travail de fin d’études a également été l’occasion de se perfectionner dans l’analyse par
éléments finis et plus précisément dans l’utilisation du logiciel S AMCEF. Les nombreux problèmes ren-
87
7.5 C ONCLUSION
PAGE
88
contrés ont permis d’engranger beaucoup d’expérience dans ce domaine.
Enfin, le fait de pouvoir s’investir dans un projet concret offre un apprentissage supplémentaire à
celui habituellement procuré par l’Université. Par exemple, il a été nécessaire de faire des compromis
avec d’autres équipes, de contacter des entreprises, de tenir compte du paramètre prix, etc. Ces aspects,
qui sont rarement abordés lors d’un travail plus conventionnel, permettent de développer les domaines
de la communication, de la rédaction, de la résolution de problèmes, etc.
La participation à la conception d’ESEO a constitué une excellente expérience. Cela a apporté un
travail varié et motivant, et beaucoup de nouvelles connaissances du domaine spatial. Les objectifs à
accomplir entrent dès lors parfaitement dans le cadre d’un travail de fin d’études. Quelques projets de
ce type ont déjà abouti en Europe et beaucoup sont actuellement envisagés ou déjà en développement.
L’Université de Liège compte se lancer dans la conception d’un picosatellite, LEODIUM, et prendre
part à la réalisation d’un nanolanceur proposé par le CNES dans le cadre du programme PERSEUS. Ces
projets futurs constituent une excellente opportunité pour les étudiants et l’Université de Liège d’acquérir
de l’expérience et de démontrer le savoir faire dans le domaine spatial.
Bibliographie
[1] Thomas P. Sarafin, Spacecraft structures and mechanisms, from concept to launch , Springer, 1995
[2] Peter L. Conley, Space vehicle mechanisms, Elements of successful design, Wiley-IEEE, 1998
[3] Ariane Structure for Auxiliary Payload (ASAP) 5 User’s Manual, Arianespace, Iss. 1 Rev. 0, May
2000
[4] S OYUZ User’s manual, Iss. 3 Rev. 0, April 2001
[5] Space Engineering - Mechanical - Part 2 : Structural, ECSS-E-30 Part 2., Apr. 2000
[6] Space Engineering - Mechanical - Part 3 : Mechanisms, ECSS-E-30 Part 3, Apr. 2000
[7] Space Engineering - Mechanical - Part 6 : Pyrotechnics, ECSS-E-30 Part 6, Apr. 2000
[8] ESEO-B-MECH-020720-2-DJ_depl
[9] ESEO-B-MECH-020720-2-DJ_trades
[10] ESEO_PhaseB_STRU_TechnicalSpecifications_20060121
[11] ESEO_PhaseB_STRU_FEA_Description_20051206
[12] http ://sseti.gte.tuwien.ac.at/WSW4/
[13] http ://www.hexcel.com/
[14] http ://www.eurocomposite.com/
[15] http ://www.celeurope.net/
[16] http ://www.hstc.com/
[17] http ://www.tiniaerospace.com/
[18] http ://www.ghtech.com/
[19] http ://www.dutchspace.nl/
89
Annexes
90
Annexe A
Méthodologie des calculs S PECTRAL et
R EPDYN
Ces calculs font appel à des modules de S AMCEF bien particuliers, S PECTRAL et R EPDYN. Leur
mise en oeuvre n’est pas, à l’heure actuelle, implantée dans S AMCEF F IELD et leur utilisation demande
un peu d’expérience. La procédure est présentée ici dans le cas où le lecteur voudrait effectuer le même
type de calcul. Il s’agit ici d’une structure excitée en ses points d’encastrement, en l’occurrence sa base.
Les noeuds excités sont dès lors les mêmes que ceux encastrés. Il existe de nombreuses possibilités dans
ces deux modules mais on se contentera de décrire ici les fonctions spécifiques ayant été utilisées.
La procédure utilisée a été de générer le fichier .dat sous S AMCEF F IELD et de le modifier ensuite
dans un éditeur de texte. Les différentes commandes étaient simplement rajoutées. Dans l’exemple présenté ici, les noeuds 1, 79, 80, 81, 82, 83 et 84 sont les noeuds de la base. Le satellite ainsi que l’exemple
utilisé, sont des structures encastrées à leur base mais également excitées en celle-ci.
Dans le cas présent, la structure est excitée selon l’axe y (axe 2). Les calculs, S PECTRAL ou R EPDYN,
doivent tous deux être effectués à la suite d’un calcul dynamique. Le fichier .dat reste toujours le même.
On effectue donc dans l’ordre :
• Bacon
• Dynam
• Spectral ou Repdyn
en conservant les fichiers de liaison.
91
A.1 S PECTRAL
A.1
PAGE
92
S PECTRAL
.SEL
GROUPE 1000 NOEUDS 1 79
80 81 82 83 84
.CLM
FIX GROUPE 1000 C 1 3
.CLM
FIX GROUPE 1000 C 4 5 6
.DGE
IRDY 12
ISTOP 2
NOP1 0
.DGR
TEQ 120
.CAT
NPAS 200
F1 20 F2 2000
.BAS
GROUPE 1000
C2
V1
T1
.AMM
I 11111 V 0.001
Les noeuds de base sont rassemblés dans le groupe 1000
Les noeuds de base du groupe 1000 sont bloqués dans les deux
translations (pas dans la direction de l’excitation) et les trois
rotations.
Indique le calcul d’une réponse aléatoire
Arrêt après calcul des valeurs RMS
Options de sortie standard
Durée d’application de l’excitation de 120 secondes
200 fréquences de contrôle, un nombre plus élevé donne une
représentation plus lisse des fonctions dépendant de la fréquence (fonction de transfert, vecteur d’excitation, etc.), 9 fréquences de contrôle sont automatiquement rajoutées aux alentours de chaque fréquence propre
Intervalle de fréquence du calcul
L’excitation de type accélération est appliquée aux noeuds du
groupe 1000
selon la composante 2, cela a pour effet de bloquer automatiquement la composante 2 dans le DYNAM
facteur 1 d’amplification de l’excitation
Accès aux résultats de valeurs RMS, de fréquence centrale et
de facteur de pic
Amortissement de 0.1% sur tous les modes
L’excitation est définie dans un fichier d’extension .psd (nom_du_problème.psd) se trouvant dans le
répertoire de calcul.
2
0.12566E+03 0.12566E+05
1
0.11135E+07 0.00000E+00
0.11135E+07 0.00000E+00
Ce type de fichier permet de définir la densité spectrale de puissance (DSP) comme une fonction
linéaire entre plusieurs points de contrôle.
La première ligne donne le nombre de points de contrôle. La deuxième ligne contient les fréquences
de contrôle en radian par seconde. La troisième ligne donne le nombre d’excitations. La quatrième ligne
contient les valeurs de la DSP aux différentes fréquences de contrôle en (m/s2 )2 /(rad/s) si le fichier
.dat est en mètres.
Enfin un problème est apparu lors des calculs sur le modèle comprenant le super élément de la
structure et mécanisme. Le calcul DYNAM, lorsqu’il était demandé de garder les fichiers de liaison, ne se
terminait pas comme il le fallait et le calcul S PECTRAL qui suit ne pouvait pas être effectué. La solution
a été de modifier la commande .SAM pour laquelle le paramètre MF a été modifié, sa valeur passant de
1 à 0.
A.2 R EPDYN
A.2
PAGE
93
R EPDYN
.SEL
GROUPE 1000 NOEUDS 1 79
80 81 82 83 84
.CLM
FIX GROUPE 1000 C 1 2 3
.CLM
FIX GROUPE 1000 C 4 5 6
.DGE
IRDY 12
NOP1 0
IA4 1
.CAT
NPAS 20 T1 0 T2 10
. FCT
CREE FONCTION I 1
CREE VALEURS Y U
BORNE 0. 10.
ANALYTIQUE "SIN(62.8*$U)"
.SOL
FONC 1
NAX 1
MOX 3
.SOD I 1 C 2 V 1
.SOD I 79 C 2 V 1
.SOD I 80 C 2 V 1
.SOD I 81 C 2 V 1
.SOD I 82 C 2 V 1
.SOD I 83 C 2 V 1
.SOD I 84 C 2 V 1
.AMM
I 11111 V 0.001
.SAM
MF 0
Les noeuds de base sont rassemblés dans le groupe 1000
Les noeuds de base du groupe 1000 sont bloqués dans toutes
les directions (contrairement à S PECTRAL)
Calcul par superposition modale de réponses transitoires
Options de sortie standard
Stockage des contraintes de tous les éléments, pour tous les
pas de temps (NPAS) de la réponse transitoire (si IA4 2, tous
les 2 pas de temps, etc.)
20 pas de temps dans un intervalle de 0 à 10 secondes
Création de la fonction 1 de type sinus de fréquence 10 Hz et
sur un intervalle de temps de 0 à 10 secondes (il doit au moins
recouvrir celui du .CAT)
Définition de l’excitation temporelle
Sur base de la fonction 1 définie précedemment
Le chargement est défini dans les axes locaux
Le chargement est de type accélération
Attribution du chargement aux différents noeuds, selon la
composante 2 avec un facteur de 1. Il faut impérativement
écrire cette commande séparément pour chaque noeud
Amortissement de 0.1% sur tous les modes
Annexe B
Tests vibratoires de COMPASS-1
Parallèlement au travail sur ESEO, des essais de vibration sur un autre satellite étudiant ont été
suivis, il s’agit du satellite COMPASS-1. Les tests ont été réalisés au Centre Spatial de Liège (CSL). Les
étudiants d’Aix-La-Chapelle désiraient impliquer des étudiants de l’Université de Liège à cette phase.
B.1
Présentation de COMPASS-1
COMPASS-1 est le premier picosatellite (environ 1 kg) développé par la Faculté des Sciences Appliquées de l’Université d’Aachen, en Allemagne. Sa mission est de prendre des photos de la Terre et
de valider un nouveau type de bus miniature. Le projet a été entrepris par 8 étudiants de la section
astronautique désirant emmagasiner de l’expérience dans la conception de satellite et appliquer leurs
connaissances théoriques. Il permet également de tisser des liens avec l’industrie dans le monde entier.
Leur principal collaborateur industriel est le centre de recherche allemand en aéronautique et spatial
(DLR).
F IG . B.1 – COMPASS-1
Le satellite est très petit, il s’agit d’un cube de 10 cm de côté. Il est construit selon les normes
nécessaires à l’obtention de l’appellation de picosatellite. Il sera placé sur une orbite héliosynchrone,
d’environ 550 km d’altitude et de 98˚ d’inclinaison, pour une durée de mission de 6 mois.
Le contrôle d’attitude permet la stabilisation dans les trois axes de rotation. Il est obtenu à l’aide
de bobines électromagnétiques qui interagissent avec le champ magnétique de la Terre pour fournir les
couples nécessaires. Le calcul de la position se fait à l’aide du senseur solaire et de la mesure instantanée
du flux géomagnétique.
94
B.2 E SSAIS AU CSL
PAGE
95
Le satellite est recouvert de cellules solaires pour fournir l’énergie nécessaire durant la mission. Il
contient un mécanisme simple pour déployer l’antenne. Celle-ci est souple et enroulée lors du lancement,
étant retenue par un fil (antenne visible sur la photo de gauche de la figure B.1). Celui-ci est sectionné
par une résistance chauffante lorsque le déploiement est demandé.
Pendant le lancement, le satellite sera placé dans un cube en aluminium duquel il sera éjecté. Cette
boîte n’a pas été conçue par les étudiants mais provient de picosatellites ayant déjà été lancés.
B.2
Essais au CSL
Les étudiants ont sollicité le CSL pour la campagne de tests vibratoires. Ils ont aussi fait appel aux
étudiants de l’ULg impliqués sur ESEO. Dans le cadre de ce TFE, la possibilité d’y participer paraissait
donc particulièrement intéressante. Les tests ont eu lieu les 23 et 24 mars 2006 au CSL.
F IG . B.2 – Préparation du test
Le modèle testé comprenait le maximum d’éléments identiques à ceux qui seront utilisés sur le modèle de vol du satellite. Il a bien sûr été testé dans la boîte dans laquelle il se trouvera lors du lancement.
Celle-ci avait été aménagée pour pouvoir être boulonnée à une plaque en métal elle même boulonnée au
shaker (figure B.2).
Les mesures ont été effectuées à l’aide d’accéléromètres. Trois ont été placés sur la structure dans
trois directions orthogonales. D’autres ont été placés sur la plaque d’interface permettant au shaker de
s’adapter afin de fournir les bons niveaux d’excitation.
Le lanceur qui conditionne les niveaux de vibration à appliquer n’était pas encore déterminé au moment des tests. Ils avaient donc décidé d’appliquer plusieurs niveaux de vibrations aléatoires provenant
de plusieurs lanceurs. Il s’agit de petits lanceurs, dérivés de missiles balistiques.
Il paraîtrait logique de n’appliquer que le niveau le plus contraignant. Cependant, la durée d’excitation est plus longue pour le bas niveau du lanceur DNEPR, elle est de 13 minutes contre 6 minutes pour
les niveaux NASA. Ne pouvant départager les différents niveaux, il a été décidé de tous les appliquer.
Des balayages sinus ont également été réalisés avant chaque test de vibration aléatoire, les niveaux
haut et bas de DNEPR se faisant successivement. Ces tests sinus permettent, par l’intermédiaire des
mesures des accéléromètres, de calculer les fréquences propres. Si à l’issue d’un test, le balayage sinus
montre que les fréquences propres ont été modifiées de façon significative, il est probable que le satellite
B.2 E SSAIS AU CSL
PAGE
96
F IG . B.3 – Niveaux de vibration aléatoire
ait subi une modification structurale. La vérification du fonctionnement de l’électronique était également
réalisée.
F IG . B.4 – Shaker au CSL
Le satellite était solidement fixé au shaker. Il fallait déboulonner la plaque d’interface du shaker
lorsqu’on désirait changer d’axe d’excitation car le shaker ne travaille que selon un seul axe. Le fait de
tourner la plaque dans le plan horizontal permettait déjà d’obtenir deux axes orthogonaux d’excitation.
En général, lorsqu’on désire passer au troisième axe, il faut démonter le shaker, l’opération prenant environ une heure. Sur COMPASS-1, la possibilité d’effectuer une rotation de 90˚ du satellite à l’intérieur
de la boîte avait été prévue et permettait ainsi d’éviter une telle opération.
Les tests ont été couronnés de succès. En effet, le satellite fonctionnait toujours de manière optimale
B.2 E SSAIS AU CSL
PAGE
97
après les très nombreux niveaux de vibration qui lui ont été appliqués et il n’y a pas eu de modification
de fréquence propre significative. Il a été très intéressant de voir comment était testé un satellite, et de
pouvoir pénétrer et travailler dans une salle blanche.
B.2 E SSAIS AU CSL
F IG . B.5 – Membres de COMPASS-1 et d’ESEO lors des tests au CSL
PAGE
98