Vérification de l intégrité structurale des panneaux solaires du satellite ESEO lors du lancement

Transcription

1 Travail de fin d études Vérification de l intégrité structurale des panneaux solaires du satellite ESEO lors du lancement Xavier Vandenplas UNIVERSITÉ DE LIÈGE FACULTÉ DES SCIENCES APPLIQUÉES Promoteur : Gaëtan Kerschen Année académique

2 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 SAMTECH pour l aide apportée dans l utilisation du logiciel SAMCEF, Frédéric Marin pour son aide à l utilisation du logiciel SAMCEF, 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

3 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

4 Table des matières Introduction 7 I Contexte du travail de fin d études 8 1 SSETI Les missions Express ESEO ESMO ESMR ESEO Organisation pratique Description technique générale Les différentes équipes Informations générales Conclusion Description du sous-système MECH Réalisation de l EPFL Prise de connaissance du travail de l EPFL Mécanisme de déploiement Orientation des panneaux Electronique de contrôle Mécanisme de rétention Structure des panneaux Workshop Réunion MECH-STRU Réunion MECH-CONF Réunion avec l expert en mécanisme Autres discussions Réalisation de l équipe MECH Mécanisme de déploiement Orientation des panneaux Electronique de contrôle Mécanisme de rétention Structure des panneaux Conclusion

5 TABLE DES MATIÈRES PAGE 5 II Réalisations du travail de fin d études 30 3 Sollicitations au lancement Découplage fréquentiel Charges statiques et quasi-statiques Environnement vibratoire Vibrations sinus Vibrations aléatoires Chocs Comparaison avec le lanceur SOYUZ Charges quasi-statiques Vibrations sinus Vibrations aléatoires Conclusion Panneaux Sandwich Nid d abeille Caractéristiques Critères de rupture Critère de Tsai-Hill Critère de Tsai-Wu Détermination des matériaux pour ESEO Conclusion Mécanisme de rétention Recherche d actuateurs Actuateurs non explosifs Actuateurs explosifs Interface avec le satellite Placement des actuateurs Solution à deux actuateurs Solution à quatre actuateurs Conclusion Modélisation par éléments finis Description du modèle de la structure Géométrie Matériaux Maillage Liaisons Simplifications Description du modèle du mécanisme de déploiement Géométrie Matériaux Maillage Liaisons Liaisons avec la structure Modification de la modélisation des panneaux Conclusion

6 TABLE DES MATIÈRES PAGE 6 7 Analyse par éléments finis Découplage fréquentiel Charges quasi-statiques Vibrations sinus Méthode de calcul Résultats Vibrations aléatoires Méthode de calcul Résultats Conclusion Conclusion 87 Bibliographie 89 Annexes 91 A Méthodologie des calculs SPECTRAL et REPDYN 91 A.1 SPECTRAL A.2 REPDYN B Tests vibratoires de COMPASS-1 94 B.1 Présentation de COMPASS B.2 Essais au CSL

7 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 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 SAMCEF 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

8 Première partie Contexte du travail de fin d études 8

9 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. FIG. 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

10 1.1 LES 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) 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. FIG. 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 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 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 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

11 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 Des discussions sont en cours avec ARIANESPACE afin de trouver un lanceur. Il s agira probablement d ARIANE 5 ou de SOYUZ 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 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 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 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.

12 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 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. ARIANE 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. ARIANE 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 (SOYUZ à la place d ARIANE 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 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

13 1.2 ESEO PAGE 13 FIG. 1.3 ARIANE 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.

14 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 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 km Altitude du périgée 250 km Inclinaison 7 Eccentricité Ascension droite du noeud ascendant 180 Argument du périgée 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. FIG. 1.4 Structure de ESEO

15 1.3 CONCLUSION 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 UNIVERSITÉ DE LIÈGE est responsable, fait l objet d une description détaillée dans le chapitre suivant.

16 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 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 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 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 , 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 . 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

17 2.1 RÉALISATION DE L EPFL PAGE 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 m 2, soit 0.3 m 2 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. FIG. 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 )).

18 2.1 RÉALISATION DE L EPFL PAGE 18 FIG. 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. FIG. 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).

19 2.1 RÉALISATION DE L EPFL PAGE 19 FIG. 2.4 Ombre sur les panneaux FIG. 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. FIG. 2.6 Loquet pour les charnières

20 2.1 RÉALISATION 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. FIG. 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 DUPONT sont couramment utilisés dans le spatial. Il s agit de résine polyimide contenant du MoS 2 qui posséde des propriétés d autolubrification 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

21 2.1 RÉALISATION DE L EPFL PAGE 21 FIG. 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. FIG. 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 :

22 2.1 RÉALISATION 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 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 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 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 (Orthotrope) E 1 1 Module de Young E GP a E G Module de Cisaillement G GP a G Densité ρ 2.73 g/m 3

23 2.2 WORKSHOP 9 PAGE 23 Aucune autre information n a pu être obtenue à partir de leurs documents ou des contacts par . 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). FIG 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-

24 2.2 WORKSHOP 9 PAGE 24 ments à remettre à l issue du workshop 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 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 m 2 contre 0.6 m 2 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). FIG 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

25 2.2 WORKSHOP 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 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 AMPEP autolubrifiés ou utilisation de Vespel de la société DUPONT 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 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

26 2.3 RÉALISATION 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 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. FIG 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 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 mm avec des découpes pour les antennes. La structure des panneaux est constituée de ce qui est appelé un panneau sandwich, possédant une grande

27 2.3 RÉALISATION DE L ÉQUIPE MECH PAGE 27 FIG Panneaux en position ouverte FIG 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 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

28 2.3 RÉALISATION DE L ÉQUIPE MECH PAGE 28 FIG 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. FIG Moteurs PHYTRON Le moteur sera choisi parmi la gamme de l entreprise PHYTRON 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 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.

29 2.4 CONCLUSION PAGE 29 FIG Electronique de contrôle Pour les pyrotechniques, ces signaux électriques agissent sur des interrupteurs qui ouvrent des lignes de puissance fournies par EPS 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 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.

30 Deuxième partie Réalisations du travail de fin d études 30

31 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

32 3.2 CHARGES 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 ARIANE 5. Pour rappel, à ce jour il est encore possible qu un changement de lanceur soit opéré, il pourrait s agir de SOYUZ. Néanmoins le mécanisme sera dimensionné à l aide des valeurs d ARIANE 5 qui sont de loin les plus contraignantes. Une comparaison avec SOYUZ sera effectuée plus loin. Longitudinal Latéral Statique + Dynamique Statique + Dynamique Accélération (g) -7.5 g/+5.5 g ±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 ARIANE 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. FIG. 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-

33 3.3 ENVIRONNEMENT 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). FIG. 3.2 Interface mécanique avec le lanceur

34 3.3 ENVIRONNEMENT VIBRATOIRE PAGE 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 le sinus vaut 1 ou -1) est donc proportionnelle au carré de la fréquence fois le déplacement maximal l ASAP5 les valeurs sont les suivantes : ( d 2 sin(ωt) dt 2 Intervalles Niveaux de Niveaux de fréquence (Hz) qualification d acceptance mm 20 mm Longitudinal g 3 g mm 16 mm Latéral g 2 g Vitesse de balayage 2 oct/min 4 oct/min TAB. 3.2 Niveaux de vibrations sinus pour l ASAP5 ) = ω 2 sin(ωt). Pour 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 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 F T (ω), la DSP S f (ω) s écrit : F T (ω) 2 S f (ω) = lim T T Elle s exprime ici en g 2 /Hz. Pour l ASAP5, Les niveaux sont : Qualification : 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 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.

35 3.3 ENVIRONNEMENT VIBRATOIRE PAGE 35 FIG. 3.3 Niveaux de vibrations aléatoires FIG. 3.4 Environnement de chocs

36 3.4 COMPARAISON AVEC LE LANCEUR SOYUZ PAGE Comparaison avec le lanceur SOYUZ Il en a été question précédemment, le lanceur n est toujours pas déterminé en ce moment. Il a longtemps été question d ARIANE 5 mais récemment la possibilité d un lancement sur SOYUZ a été introduite. Ce changement a des répercussions indéniables sur ce travail puisque c est le lanceur qui conditionne les charges dynamiques à vérifier. SOYUZ est issu d une joint venture entre Russes et Européens, STARSEM, fondée en Les actionnaires sont EADS (35%), ARIANESPACE (15%), l agence spatiale russe (25%) et le SAMARA SPACE CENTER (25%). STARSEM 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. FIG. 3.5 Lanceur SOYUZ Charges quasi-statiques Les charges quasi-statiques sont données de façon plus précise pour SOYUZ 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

37 3.4 COMPARAISON AVEC LE LANCEUR SOYUZ 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 SOYUZ, ce qui donne : ARIANE5 SOYUZ Longitudinal 7.5g/ + 5.5g 6.5g/ g Latéral ±6g ±2.34g Les niveaux d accélération de SOYUZ sont inférieurs en longitudinal et en latéral 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. ARIANE5 SOYUZ Intervalles Niveaux de Intervalles Niveaux de de fréquence (Hz) qualification de fréquence (Hz) qualification Longitudinal mm g g g g g Latéral mm g g g g g TAB. 3.3 Comparaison des niveaux de qualification de vibration sinus Les niveaux de SOYUZ sont à nouveau inférieurs en longitudinal et en latéral Vibrations aléatoires Comme pour l ASAP5, les niveaux de vibrations aléatoires de SOYUZ sont à vérifier dans les 3 axes. Ils sont repris dans le tableau Bande de Densité spectrale Fréquence (Hz) (10 3 g 2 /Hz) TAB. 3.4 Niveaux de vibrations aléatoires de SOYUZ Toutes ces valeurs sont inférieures aux g 2 /Hz de l ASAP5.

38 3.5 CONCLUSION PAGE Conclusion Le lanceur ARIANE 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 SOYUZ, la conception resterait valable puisque tous les niveaux de chargement sont plus faibles.

39 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

40 4.2 CARACTÉRISTIQUES 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 : 1 ν 21 ν 31 ɛ 1 E 1 E 2 E σ 1 ɛ 2 ν 12 1 ν 32 E ɛ 3 1 E 2 E ν 13 ν 23 1 γ 23 = E 1 E 2 E σ 2 1 σ γ 13 G σ G 13 0 σ 13 γ σ G En plus de la symétrie de la matrice, on a trois relations entre les modules de Young et les coefficients de Poisson : ν 12 = ν 21 ν 31, = ν 13 ν 32, = ν 23 E 2 E 1 E 3 E 1 E 3 E 2 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 G L et G W. Dans le système d axes défini ici, il s agit respectivement de G 13 et G 23. 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, E 3 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 G 12. 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 G 13 et G 23.

41 4.3 CRITÈRES DE RUPTURE PAGE Critères de rupture Il existe des critères de rupture applicables aux matériaux orthotropes à l instar du critère de Von- Mises 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 SAMCEF permet de les calculer facilement. Dans les critères suivants, les notations précédentes sont conservées et les limites élastiques seront écrites : X t, X c traction et compression dans le sens 1 Y t, Y c traction et compression dans le sens 2 Z t, Z c traction et compression dans le sens 3 t 12, t 23, t 13 cisaillements Critère de Tsai-Hill La première version s applique à des éléments volumiques et s écrit : ( ) ( ) ( ) σ 2 1 σ 2 X σ 2 Y Z 2 + τ 12 2 t 2 + τ t 2 + τ t 2 13 σ 2 σ 3 ( 1 Y Z 2 1 X 2 ( 1 σ 1 σ 2 X Y 2 1 Z 2 ) ( 1 σ 1 σ 3 X Z 2 1 ) Y 2 1 où X = X c si σ 1 < 0 et X = X t si σ 1 0, de même pour Y et Z. La deuxième s applique aux éléments surfaciques et n utilise que les valeurs dans leur plan : ( ) ( ) σ 2 1 σ 2 ( X σ1 σ ) 2 Y 2 X 2 + τ 12 2 t 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 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 : ( σ1 σ ) ( σ2 + σ ) ( σ3 + σ ) X t X c X t X c Y t Y c Y t Y c Z t Z c Z t Z c σ 1 σ 2 Xt X c Y t Y c σ 2 σ 3 Yt Y c Z t Z c σ 1 σ 3 + τ 12 2 Xt X c Z t Z c t 2 + τ t 2 + τ t )

42 4.4 DÉTERMINATION DES MATÉRIAUX POUR ESEO PAGE 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/cm 3 et celle de l aluminium de 2.7 g/cm 3. 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 : EURO-COMPOSITES, Luxembourg CEL EUROPE, Italie HEXCEL, 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 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 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

43 4.4 DÉTERMINATION 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 mm Epaisseur des feuilles mm Densité 104 kg/m 3 Compression Module de Young E GP a Limite élastique Z 6.9 M P a Cisaillement Module G 13 = G L 620 MP a direction L Limite élastique t MP a Cisaillement Module G 23 = G W 275 MP a direction W Limite élastique t MP a 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 M P a Limite de rupture 448 MP a Densité 2770 kg/m 3 La figure 4.1 représente la courbe de Wöhler de l alliage 2024 T3 avec une probabilité de rupture de 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 m 2. Les différentes masses sont : Masse des peaux = = kg Masse du nid d abeille = = 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 : ( ) = 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.

44 4.4 DÉTERMINATION DES MATÉRIAUX POUR ESEO PAGE 44 FIG. 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 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 (contre ). Sa masse volumique est double (198.6 kg/m 3 ), et les module de cisaillement G L et G W valent respectivement 1448 et 448 MP a. Le tableau suivant compare les 5 premières valeurs propres : mm mm Mode Fréquence (Hz) 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.

45 4.5 CONCLUSION PAGE Conclusion FIG. 4.2 Mode 3 - épaisseur mm 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.

46 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

47 5.1 RECHERCHE 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 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 TiNi AEROSPACE s Frangibolt c 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.

48 5.1 RECHERCHE D ACTUATEURS PAGE 48 FIG. 5.1 TiNi AEROSPACE s Frangibolt c 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. FIG. 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 FC SR2 Charge maximale 2200 N Voltage opérationnel 36 V dc Température minimale d utilisation -65 C Température maximale d utilisation +80 C Résistance interne 31 Ω Masse 20 g Consommation V dc Le temps nécessaire à la séparation dépend du courant appliqué et est représenté à la figure 5.3.

49 5.1 RECHERCHE D ACTUATEURS PAGE 49 FIG. 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. FIG. 5.4 G&H Ses principales caractéristiques sont reprises dans le tableau ci-dessous.

50 5.1 RECHERCHE D ACTUATEURS PAGE 50 G&H Charge maximale Température minimale d utilisation Température maximale d utilisation Masse Consommation Temps de déclenchement 4500 N -100 C +130 C 186 g 5 5 V dc 25 ms Le prix de cet actuateur est de 4500$ l unité. Starsys QWKNUT Cet actuateur, de la société STARSYS, 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. FIG. 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 cm 200 g <150 g N A <35 ms -45 C +65 C Thermal Knife Le Thermal Knife (couteau thermique) est commercialisé par la société DUTCH SPACE. 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.

51 5.1 RECHERCHE D ACTUATEURS PAGE 51 FIG. 5.6 Principe de fonctionnement du Thermal Knife FIG. 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 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.

52 5.1 RECHERCHE 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. FIG. 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" Date : 12DEC00 - Rev. E 27JUN2005 NASA Standard Initiator (NSI) DEVICE 1A/1W INITIATOR TYPE Model PC23 1. PERFORMANCES All-Fire current (Bruceton Method) 3.5 A(R< 0,999 95%) +77 F No-fire current 1A/1W - 5 min (-165 F+165 F) Functioning time < 2ms (I= 5A) Hermeticity < 10-6 atm. Cm3 / s (He) b.a.f Redundancy Nominal peak pressure, 10 cc 650±125 psi

53 5.1 RECHERCHE D ACTUATEURS PAGE 53 Cypres 2. MECHANICAL CHARACTERISTICS Weight 11 g Electric connection MS3116E8-2S MATERIALS Body Stainless steel Inconel 718 Leads or connector Kovar pins Hermetic seal -Feed through Glass to metal seal -Front FIXING MODE Thread 3/8-24 UNJF/M10 x 1.0 4h INSTALLATION TORQUE inch pounds 3. ELECTRICAL CHARACTERISTICS Bridgewire number 1 Bridgewire resistance 1.05±0.1 W Insulation resistance >1000MW / 250 VDC Leads resistivity Dielectric strength >100mA / 200 VAC Static sensitivity -All leads shorted to case 25Kv / 500pF -Between leads CURRENT RATINGS Nominal firing current >5A / 4ms All-fire current 3.5 A (R<0,999 95%) +77 F No-Fire current 1A/1W 5min (-165 F +165 F) Safe no-fire current for testing <10mA 4. PYROTECHNIC CHARACTERISTICS Initiator type Principal pyrotechnic load 114 mg ZPP powder 5. ENVIRONMENTAL TEST SPECIFICATIONS Mechanical shock 100g 6 shock impacts /11ms 3axis Acceleration 20g / 120 sec Sinusoidal vibration 25 Hz 2g Random vibration db/oct constant KC db/oct Humidity MIL-E-5277C Proc. 1 Thermal shock -260 F +300 F 20 cycles 1hr Thermal vacuum +300 F 1x10-6 Torr (650K alt) -260 F 1x10-6 Torr (96 hr) Operating temperature -260 F +300 F Storage life 10 years 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.

54 5.2 INTERFACE AVEC LE SATELLITE PAGE 54 FIG. 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. FIG 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).

55 5.2 INTERFACE AVEC LE SATELLITE PAGE 55 FIG 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. FIG 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

56 5.2 INTERFACE AVEC LE SATELLITE PAGE 56 fréquence fondamentale la plus élevée. FIG 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. FIG 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.

57 5.2 INTERFACE AVEC LE SATELLITE PAGE 57 FIG Equerres sur la structure FIG 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 DUPONT (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. FIG Vue éclatée

58 5.3 PLACEMENT 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 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. FIG Optimisation de la hauteur des fixations Le maximum est atteint pour une hauteur de 200 mm, avec une fréquence de 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

59 5.3 PLACEMENT 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 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 (h 1 ), pour des valeurs de distance par rapport au haut du panneau fixées (h 2 ). FIG Optimisation de la hauteur des fixations La fréquence la plus élevée correspond à h 1 = 120 mm et h 2 = 40 mm, elle est de Hz. Elle est largement suffisante pour les spécifications de l ASAP5. Mais on voit qu elle diminue plus fortement

60 5.4 CONCLUSION PAGE 60 vers l augmentation de h 1 et l augmentation de h 2. 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 h 1 = 90 mm et h 2 = 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.

61 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 SAMCEF pour le code de calcul et SAMCEF FIELD pour le prétraitement des calculs et le post-traitement des résultats. Certains types de calculs ne peuvent être pré- et post-traités via SAMCEF FIELD, le programme (assez récent) ne les prenant pas encore en compte pour le moment. L ancienne interface de SAMCEF 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

62 6.1 DESCRIPTION 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 Géométrie La géométrie provient bien sûr du travail effectué par l équipe STRU. Leur modèle, créé sous CA- 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. FIG. 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

63 6.1 DESCRIPTION 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- FIG. 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 SAMCEF FIELD 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

64 6.1 DESCRIPTION DU MODÈLE DE LA STRUCTURE PAGE 64 FIG. 6.3 Géométrie de la structure primaire sous SAMCEF FIELD fichier EXCEL 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 CATIA 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). FIG. 6.4 Dénomination des éléments de la structure

65 6.1 DESCRIPTION DU MODÈLE DE LA STRUCTURE PAGE 65 Team Name Weight Centre of gravity Shear panel (kg) x (mm) y (mm) z (mm) attachment PROP tank(y+) YOX PROP tank(middle) YOX and -YOX PROP tank(y-) YOX PROP nozzle middel tank PROP PMS X COMM tranceiver X NAC sub assembly Y+X OBDH node YX and +X PC box X COMM LGA Y-X COMM LGA X COMM LGA X and +Y-X COMM LGA Y+X COMM LGA X COMM LGA Y+X and +X AOCS Earth sensor X and -X+Y AOCS reaction wheel X and -X+Y AOCS acquisition unit X AOCS magnometer X AOCS sun sensor (+X) lateral plate +X AOCS sun sensor (-X) lateral plate -X EPS battery X and -X-Y EPS PDU X and -X-Y ACS thruster Y0X ACS RCSthruster Y0X ACS RCSthruster Y0X ACS thruster Y0X RADFET Y-X RADFET X and -Y-X SST Y+X and +X RADFET X PICU X and -Y-X MEM Y+X COMM LGA Y-X AMSAT transceiver X COMM LGA X and -Y+X COMM HGA top plate UCAM Y+X MECH control electronics Y-X LMP sitel sensor Y-X LMP sitel box Y-X LMP LCD Y-X LMP LDE X Stick like antenna top plate

66 6.1 DESCRIPTION DU MODÈLE DE LA STRUCTURE PAGE 66 FIG. 6.5 Configuration du satellite 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/m 3 Nid d abeille 5052 H19 (Orthotrope) Taille de cellule mm Epaisseur des feuilles mm Densité 49.7 kg/m 3 Compression Module de Young E GP a Cisaillement L Module G MP a Cisaillement W Module G MP a 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 SAMCEF 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 SAMCEF FIELD est le "composite shell" (figure 6.6). Ce comportement est dédié aux composites et permet de

67 6.1 DESCRIPTION DU MODÈLE DE LA STRUCTURE PAGE 67 FIG. 6.6 Composite shell sous SAMCEF 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 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 éléments dont 7600 quadrangles et 6900 tétraèdres. Le nombre de noeuds est de et le nombre de degrés de liberté est de FIG. 6.7 Maillage des panneaux de cisaillement et d un pont

68 6.1 DESCRIPTION DU MODÈLE DE LA STRUCTURE PAGE 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 SAMCEF. 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. FIG. 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).

69 6.1 DESCRIPTION DU MODÈLE DE LA STRUCTURE PAGE 69 FIG. 6.9 Liaison entre pont et panneau de cisaillement FIG Liaison des sous-systèmes au satellite 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

70 6.1 DESCRIPTION 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 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. FIG Modes 1 et 4 de la structure Il n est pas possible d éliminer dans SAMCEF 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 m r qui s écrit pour le mode r de vecteur propre Ψ r : m r = Ψ T r MΨ r 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, Ψ r ) = (xt MΨ r ) 2 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. µ

71 6.2 DESCRIPTION DU MODÈLE DU MÉCANISME DE DÉPLOIEMENT PAGE 71 FIG Modes 12 et 16 de la structure Pour les modes 1, 4, 12 et 16 présentés précédemment, ces valeurs sont : Mode Fréquence Masses effectives (kg et kg m 2 ) (Hz) x y z φ x φ y φ z E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E 7 Pour les modes 1 et 4, les masses mises en jeu sont très élevées dans certaines directions. SAMCEF 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 SAMCEF 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-

72 6.2 DESCRIPTION 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 FIG 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. FIG 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 SAMCEF FIELD. 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. FIG Géométrie du mécanisme sous SAMCEF FIELD

73 6.2 DESCRIPTION DU MODÈLE DU MÉCANISME DE DÉPLOIEMENT PAGE 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 Maillage Pour les charnières, la taille maximale des éléments est fixée à 8 mm et le maillage est généré automatiquement en éléments tétraédriques. FIG 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. FIG Maillage des panneaux

74 6.2 DESCRIPTION DU MODÈLE DU MÉCANISME DE DÉPLOIEMENT PAGE 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 SAMCEF mais ne sont disponibles que pour les calculs du type MECANO. Il est dès lors nécessaire de trouver une autre solution. SAMCEF permet de définir une raideur en rotation, uniquement entre deux noeuds qui sont superposés (en MECANO, 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. FIG 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. FIG Modélisation de la liaison charnière 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.

75 6.3 CONCLUSION PAGE 75 FIG 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 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 REPDYN et SPECTRAL. 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. FIG 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.

76 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 Fréquence Masses effectives (kg et kg m 2 ) (Hz) x y z φ x φ y φ z E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E E-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

77 7.1 DÉCOUPLAGE FRÉQUENTIEL PAGE 77 Mode 1 Mode 2 Mode 3 Mode 4 Mode 5 Mode 6 Mode 7 Mode 8 Mode 9 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

78 7.1 DÉCOUPLAGE FRÉQUENTIEL PAGE 78 Mode 10 Mode 11 Mode 12 Mode 13 Mode 14 Mode 15 Mode 16 Mode 17 Mode 18 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

79 7.2 CHARGES 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/ 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 Limite Limite élastique (M P a) corrigée (M P a) Aluminium 2024 T Nid d abeille Z t Orthotrope t 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 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.

80 7.3 VIBRATIONS SINUS PAGE 80 FIG. 7.1 Tsai-Wu sur le pli critique Intervalles Niveaux de Niveaux de fréquence (Hz) qualification d acceptance mm 20 mm Longitudinal g 3 g mm 16 mm Latéral g 2 g Vitesse de balayage 2 oct/min 4 oct/min TAB. 7.1 Niveaux de vibrations sinus pour l ASAP5 Les calculs ont été effectués avec le module REPYN de SAMCEF 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 : M q + C q + Kq = p(t) q(0) = q 0, q(0) = q 0 donnés Les déplacements sont exprimés par superposition modale des vecteurs propres x (i) (au nombre de n) : q(t) = n η i (t)x (i) i=1

81 7.3 VIBRATIONS SINUS PAGE 81 En tenant compte de cette formulation, en prémultipliant le système d équation par les vecteurs propres x T (i) et en utilisant les relations d orthogonalité, on obtient les n équations normales : η i (t) + 2ɛ i ω i η i + ωi 2 η i = xt (i) p(t) µ i C est cette théorie qui est utilisée dans REPDYN, par résolution des n équations modales et superposition des solutions 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. FIG. 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.

82 7.3 VIBRATIONS 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- FIG. 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 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 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 MP a pour une limite élastique de l aluminium de 248 MP a (en tenant compte du facteur de sécurité). De plus l amplitude maximale pouvant être aplliquée sans rupture par fatigue est de 120 MP a (voir courbe de Wölher au chapitre 4). La marge est dès lors largement suffisante.

83 7.4 VIBRATIONS ALÉATOIRES PAGE 83 FIG. 7.4 Contraintes de Von Mises FIG. 7.5 Contraintes de Von Mises 7.4 Vibrations aléatoires Méthode de calcul FIG. 7.6 Contraintes de Von Mises 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

84 7.4 VIBRATIONS ALÉATOIRES PAGE 84 l accélération soumise à la base du satellite. Pour rappel elle est de g 2 /Hz de 20 à 2000 Hz sur une durée de 2 minutes, pour le lanceur ARIANE 5. Les calculs ont été effectués avec le module SPECTRAL de SAMCEF dont l utilisation est décrite en annexe. La résolution est basée sur l équation classique de la dynamique : M q + C q + 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, SAMCEF fournit certaines valeurs. Pour la contrainte σ, Φ(ω) étant sa densité spectrale de puissance, la valeur RMS vaut : + σ RMS = φ(ω)dω La fréquence centrale représente la fréquence à laquelle l énergie de la réponse est concentrée et est définie par : ν 0 = ω 2 φ(ω)dω 2π + 0 φ(ω)dω 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 σ RMS 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 σ MAX avec 99.9% de certitude est dès lors donné par : Résultats 0 σ MAX = µ + 3S 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 SPECTRAL 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.

85 7.4 VIBRATIONS ALÉATOIRES PAGE 85 FIG. 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 (σ MAX = µ + 3S). FIG. 7.8 Contraintes de Von Mises La contrainte maximale n augmente que de 2 MP a en passant de 250 à 400 modes, atteignant la valeur de 163 MP a. Il est dès lors pratiquement certain que la valeur maximale du signal de contrainte n aurait pas dépassé 170 MP a pour un calcul avec 750 modes. La courbe de Wöhler de l aluminium des peaux (voir chapitre 4) indique une rupture après 10 6 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 cycles. La marge de sécurité est dès lors largement suffisante.

86 7.5 CONCLUSION PAGE 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.

87 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 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 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 SAMCEF. Les nombreux problèmes ren- 87

88 7.5 CONCLUSION 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.

89 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] SOYUZ User s manual, Iss. 3 Rev. 0, April 2001 [5] Space Engineering - Mechanical - Part 2 : Structural, ECSS-E-30 Part 2., Apr [6] Space Engineering - Mechanical - Part 3 : Mechanisms, ECSS-E-30 Part 3, Apr [7] Space Engineering - Mechanical - Part 6 : Pyrotechnics, ECSS-E-30 Part 6, Apr [8] ESEO-B-MECH DJ_depl [9] ESEO-B-MECH DJ_trades [10] ESEO_PhaseB_STRU_TechnicalSpecifications_ [11] ESEO_PhaseB_STRU_FEA_Description_ [12] http ://sseti.gte.tuwien.ac.at/wsw4/ [13] http :// [14] http :// [15] http :// [16] http :// [17] http :// [18] http :// [19] http :// 89

90 Annexes 90

91 Annexe A Méthodologie des calculs SPECTRAL et REPDYN Ces calculs font appel à des modules de SAMCEF bien particuliers, SPECTRAL et REPDYN. Leur mise en oeuvre n est pas, à l heure actuelle, implantée dans SAMCEF FIELD 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 SAMCEF FIELD 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, SPECTRAL ou REPDYN, 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

92 A.1 SPECTRAL PAGE 92 A.1 SPECTRAL.SEL GROUPE 1000 NOEUDS CLM FIX GROUPE 1000 C 1 3.CLM FIX GROUPE 1000 C DGE IRDY 12 ISTOP 2 NOP1 0.DGR TEQ 120.CAT NPAS 200 F1 20 F BAS GROUPE 1000 C 2 V 1 T 1.AMM I V 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 E E E E E E+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/s 2 ) 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 SPECTRAL 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.

93 A.2 REPDYN PAGE 93 A.2 REPDYN.SEL GROUPE 1000 NOEUDS CLM FIX GROUPE 1000 C CLM FIX GROUPE 1000 C DGE IRDY 12 NOP1 0 IA4 1.CAT NPAS 20 T1 0 T2 10. FCT CREE FONCTION I 1 CREE VALEURS Y U BORNE 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 V 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 SPECTRAL) 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

94 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). FIG. 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

95 B.2 ESSAIS 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. FIG. 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

96 B.2 ESSAIS AU CSL PAGE 96 FIG. B.3 Niveaux de vibration aléatoire ait subi une modification structurale. La vérification du fonctionnement de l électronique était également réalisée. FIG. 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

97 B.2 ESSAIS 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.

98 B.2 ESSAIS AU CSL PAGE 98 FIG. B.5 Membres de COMPASS-1 et d ESEO lors des tests au CSL