Conception mécanique des panneaux solaires du satellite ESEO

Universite de LiegeFaculte des Sciences Appliquees

Travail de fin d’etudes

Conception mecanique des panneaux solairesdu satellite ESEO

-

Resistance au lancement et deploiement en orbite

SALAZAR GAJARDO Jeremie

Troisieme epreuve du grade d’ingenieur civil electromecanicienOrientation aerospatiale

Promoteur : Gaetan Kerschen Annee academique 2006-2007

Remerciements

Je tiens tout d’abord a remercier ma famille, pour le soutien continu qu’elle m’a apportetout aux long de ces cinq annees d’etudes.

Je remercie ensuite Gaetan Kerschen, promoteur de ce travail de fin d’etudes, pour lesnombreuses reponses et conseils dispenses, l’encadrement et la relecture de ce document.

Je remercie mon responsable de stage, Didier Granville, pour les moyens mis a ma dispo-sition pour mener a bien ce travail et les conseils prodigues.

J’adresse egalement mes plus vifs remerciements a Sebastien Gohy, Guy Robert et BernardVoss ; ainsi qu’aux diverses personnes de la societe SAMTECH m’ayant permis de resoudreles problemes rencontres.

Merci a Pierre Rochus, pour les precieux renseignements fournis.

Je remercie Rob Zwanenburg, de la societe Dutch Space, pour les nombreux conseils etrenseignements fournis ; Niels Botman, pour ses informations sur les panneaux solaires.

Merci egalement a mes partenaires de l’equipe MECH, Angelique Moxhet, Lionel Brixheet Gael Schmetz ; ainsi qu’a Pierre Vueghs, coordinateur de l’equipe.

Pour finir, je tiens a remercier toutes les personnes m’ayant permis de mener ce travail ason terme.

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Abreviations

AOCS Attitude and Orbit Control Systems teamASAP Arianespace Support for Auxiliary PayloadsCAN Controler Area NetworkCFRP Carbon Fiber Reinforced PolymerCIGS Copper Indium Gallium SelenideCNES Centre National d’Etudes SpatialesCONF Configuration teamDSP Densite Spectrale de PuissanceEPFL Ecole Polytechnique Federale de LausanneEPS Electrical Power System teamESA European Space AgencyESEO European Student Earth OrbiterESMO European Student Moon OrbiterESMR European Student Moon RoverESTEC European Space Technology CentreFTP File Transfer ProtocolGTO Geostationary Transfer OrbitHARN Harnessing teamIRC Internet Relay ChatMECH Mechanism teamOBDH OnBoard Data HandlingPDR Preliminary Design ReviewRID Review Item DiscrepancySSETI Student Space Exploration and Technology InitiativeSTRU Structure teamTCS Thermal Control System teamTFE Travail de fin d’etudesTMT Technical Management TeamULg Universite de Liege

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Table des matieres

1 Programme SSETI 81.1 Les differentes missions . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8

1.1.1 EXPRESS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 91.1.2 ESEO . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 101.1.3 ESMO . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 111.1.4 ESMR . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 12

1.2 Moyens de communication . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 121.3 Workshops et mini-workshops . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 131.4 Le projet ESEO . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 14

1.4.1 Objectifs . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 141.4.2 Decription technique . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 141.4.3 Les differentes equipes . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 15

2 Sous-systeme MECH 182.1 Taches de l’equipe MECH . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 182.2 Evolution de l’equipe MECH . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 182.3 Projet de la precedente equipe MECH . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19

2.3.1 Panneaux solaires . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 192.3.2 Mecanisme de retention . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 202.3.3 Mecanisme de deploiement . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 212.3.4 Motorisation des panneaux solaires . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 232.3.5 Electronique de controle . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23

2.4 Workshop 11 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 242.4.1 Reunion MECH-Niels Botman . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 242.4.2 Reunion MECH-EPS-HARN . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 252.4.3 Reunion MECH-TCS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 252.4.4 Reunion MECH-CONF-STRU-TMT . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 252.4.5 Reunion MECH - Dutch Space . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 262.4.6 Reunion MECH - CONF - PROP . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 272.4.7 Sous-systeme MECH a l’issue du workshop 11 . . . . . . . . . . . . . . 28

2.5 Mini-workshop 1 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 282.6 Projet de la nouvelle equipe MECH . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 29

2.6.1 Panneaux solaires . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 302.6.2 Mecanisme de retention . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 342.6.3 Mecanisme de deploiement . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 342.6.4 Motorisation . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 36

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TABLE DES MATIERES

2.6.5 Electronique de controle . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 37

3 Sollicitations au lancement 393.1 Decouplage frequentiel . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 393.2 Charges statiques et quasi-statiques . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 403.3 Environnement vibratoire . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 41

3.3.1 Vibrations sinus . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 423.3.2 Vibrations aleatoires . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 423.3.3 Chocs . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 43

4 Mecanisme de retention 444.1 Couteau thermique . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 454.2 Cables de retention . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 464.3 Module des couteaux thermiques . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 47

4.3.1 Points d’appui . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 50

5 Etude par elements finis - Modelisation 545.1 Modelisation de l’aile solaire MECH pour l’etude sous sollicitations . . 54

5.1.1 Panneaux solaires . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 555.1.2 Charnieres . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 595.1.3 Interfaces en L . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 615.1.4 Assemblage . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 63

5.2 Positionnement des points d’appui . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 665.3 Modelisation de la structure du satellite . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 69

5.3.1 Structure primaire . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 695.3.2 Structure secondaire . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 735.3.3 Sous-systemes . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 745.3.4 Assemblages . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 77

5.4 Modele complet : satellite et aile solaire . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 795.5 Modelisation de l’aile solaire MECH pour l’etude

du deploiement . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 815.5.1 Charnieres . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 825.5.2 Super elements . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 835.5.3 Modele global . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 85

6 Etude par elements finis - Analyse des resultats 866.1 Decouplage frequentiel . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 866.2 Charges quasi-statiques . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 896.3 Vibrations sinus . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 90

6.3.1 Module Repdyn . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 906.3.2 Resultats . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 91

6.4 Vibrations aleatoires . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 966.4.1 Module Spectral . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 966.4.2 Resultats . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 96

6.5 Determination de la tension du cable de retention . . . . . . . . . . . . . . . . 996.6 Comparaison avec la configuration des equerres

exterieures . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 101

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TABLE DES MATIERES

6.7 Deploiement . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 102

7 Conclusions 112

Bibliographie 114

A Methodologie des calculs Repdyn et Spectral 117A.1 Repdyn . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 118A.2 Spectral . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 119

B Determination de l’acceleration a l’interface satellite/lanceur 120

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Avant-Propos

Ce travail de fin d’etudes s’est inscrit dans le cadre du projet ESEO du programme SSETI.Ce programme, coordonne par le departement de l’education de l’ESA, regroupe des etudiantsprovenant des quatre coins de l’Europe autour de la conception de missions spatiales.

L’Universite de Liege est impliquee dans le projet ESEO au travers de l’equipe MECH,chargee de concevoir les mecanismes de retention, de deploiement et d’orientation des pan-neaux solaires du satellite. Ces differentes taches ayant ete reparties entre trois etudiants del’ULg et un etudiant de l’ISIL.

L’objet de ce TFE porte essentiellement sur la verification de l’integrite physique des pan-neaux solaires lors du lancement et du deploiement. Celle-ci sera realise a l’aide du logicield’etude par elements finis Samcef, developpe par la societe SAMTECH. A cote de cela, laconception d’un mecanisme de retention sera egalement mise en place.

Ce travail sera structure de la maniere suivante :

Les deux premiers chapitres poseront le contexte de ce TFE. Le premier sera consacre ala presentation du programme SSETI et plus particulierement du projet ESEO tandis quele second aura pour objectif principal de decrire la conception du sous-systeme realise parl’equipe MECH.

Le troisieme chapitre sera dedie a la description des differentes specifications imposees ausatellite par le lanceur. C’est sur base de ces dernieres que s’effectueront les differentes etudespermettant de verifier la tenue fes panneaux solaires a la phase du lancement.

Le quatrieme chapitre presentera la conception du mecanisme de retention.

Les cinquieme et sixieme chapitres seront respectivement consacres a la description desdifferents modeles realises pour les etudes par elements finis et a l’analyse des differentsresultats obtenus.

Pour finir, le septieme et dernier chapitre portera sur les differentes conclusions et pers-pectives de ce travail.

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Chapitre 1

Programme SSETI

Le programme SSETI (Student Space Exploration and Technology Initiative) est une asso-ciation europeenne d’etudiants qui implique plus de 25 universites dans 16 pays membres (oucooperants) de l’ESA (European Space Agency). Celui-ci a ete cree en 2000 par le departementde l’education de l’ESA, afin d’impliquer activement les etudiants europeens dans de vraiesmissions spatiales. Le souhait du departement de l’education etait d’accroıtre l’interet dela jeunesse europeenne pour les domaines des technologies spatiales et des sciences et depermettre aux etudiants europeens, au travers de projets educatifs, d’acquerir une certaineexperience pratique dans ces domaines.

De hauts niveaux d’expertise academique dans des domaines specifiques du spatial existentde par les universites europeennes. Cependant, chaque unite opere generalement independam-ment des autres et est trop petite pour mener a bien, de maniere autonome, un projet de satel-lite entier. Le programme SSETI permet de combiner ces centres d’expertise isoles, donnantainsi aux etudiants l’acces a un reseau important d’institutions educatives et d’entreprises,dans le but de concevoir, construire et lancer des satellites.

Les objectifs du programme SSETI sont realises en distribuant la charge de travail entredifferentes equipes d’etudiants, chacune s’occupant d’une partie specifique d’un projet. Cesprojets sont realises en cooperation avec le departement de l’education de l’ESA (qui assure lacoordination technique et l’encadrement) et avec l’assistance de nombreux experts de l’ESAou de l’industrie spatiale.

1.1 Les differentes missions

Le but final du programme SSETI est de parvenir a l’alunissage d’un petit vehicule. Cetteentreprise etant fort complexe, une approche de type pas a pas a ete mise en place, avecdes missions de difficulte croissante, permettant d’acquerir l’experience et les connaissancesnecessaires au projet final.

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CHAPITRE 1. PROGRAMME SSETI

Fig. 1.1: Missions du programme SSETI

Dans l’ordre, nous avons :

– Mission 0 : SSETI EXPRESS a ete lance sur une orbite terrestre basse en octobre2005. Ce satellite a servi de demonstration technologique et de banc d’essai pour unepartie du hardware qui sera utilise pour ESEO .

– Mission 1 : ESEO (European Student Earth Orbiter) devrait etre place en orbite detransfert geostationnaire (lancement prevu pour fin 2009).

– Mission 2 : ESMO (European Student Moon Orbiter), developpement d’un satellited’observation de la Lune (lancement possible pour 2011).

– Mission 3 : ESMR (European Student Moon Rover), alunissage d’un moon rover afind’explorer la Lune.

1.1.1 EXPRESS

En 2003, il s’est avere que les etudiants participant au projet ESEO depuis plusieurs anneesallaient obtenir leur diplome sous peu et n’auraient pas l’occasion de voir leur projet lancedans l’espace. En outre, la lente (mais stable) progression du developpement d’ESEO avaitfortement entame la motivation et l’ambition des etudiants et experts impliques dans le projet.

Il fut donc decide de mettre en place une mission plus simple, elle recut le nom de SSETIEXPRESS. Les buts premiers de cette mission etaient de remotiver les equipes et de demontrera la communaute spatiale la capacite de SSETI a mener un projet a terme.

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Les principes de conception d’EXPRESS furent definis debut decembre 2003 : concevoirun satellite simple, realisable et n’utilisant que des technologies existantes. Six mois plus tard,on disposait deja d’une conception detaillee quasiment complete.

Les objectifs techniques de ce satellite etaient :

– Jouer le role de banc d’essai et de demonstrateur technologique pour ESEO.– Emmener et deployer trois picosatellites d’une masse d’environ 1 kg chacun.– Prendre des photos de la Terre.– Fonctionner comme transpondeur radio pour le reste de la mission.

Les dimensions du satellite, identiques a celles d’ESEO, etaient de 600x600x700 mm pourune masse d’environ 80 kg.

Le matin du 27 octobre 2005, SSETI EXPRESS fut lance a partir de Plesetsk (Russie) al’aide d’une fusee Cosmos-3M. Apres environ 35 minutes de vol, SSETI EXPRESS fut injectesur une orbite basse heliosynchrone (altitude : 686 km). La mission se termina prematurementle matin du 28 octobre a cause de problemes d’alimentation en energie. En effet, suite a unedefaillance electrique, il etait impossible de recharger les batteries du satellite. La mission futcependant consideree comme un succes car de nombreux objectifs furent remplis.

Fig. 1.2: Le satellite EXPRESS apres integration

1.1.2 ESEO

A la suite de SSETI EXPRESS, ESEO est le second satellite etudiant de l’ESA. Il tientle role de precurseur technique du micro-satellite ESMO et testera du materiel dans un envi-ronnement fortement radiatif pour les futures missions d’exploration de SSETI au-dela de laTerre.

Le projet est actuellement en fin de phase B (fin de phase de conception). Cette phasese cloture par le passage de la PDR (Preliminary Design Review) a l’issue de laquelle lesexperts de l’ESA donnent, ou non, leur feu vert pour le commencement de la phase suivante

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(phase C) relative a la construction et aux tests. Le lancement d’ESEO est prevu pour le 21novembre 2009 a Kourou (Guyane francaise), a bord d’une fusee Ariane 5. Le satellite ESEOsera place sur une orbite de transfert geostationnaire (GTO).

Ce travail de fin d’etudes etant realise dans le cadre du projet ESEO, celui-ci sera decritde maniere plus complete par apres.

Fig. 1.3: Vue d’artiste du satellite ESEO

1.1.3 ESMO

En mars 2006, le departement de l’education de l’ESA a approuve la mission ESMO pro-posee par SSETI. Ce projet d’observation de la Lune est actuellement en phase d’etude defaisabilite (phase A). Si le projet est juge realisable (decision qui sera prise par les experts enjuillet 2007), ESMO sera la troisieme mission dont la conception, la construction et l’exploi-tation seront realisees par des etudiants europeens au travers du programme SSETI.

Les objectifs de la mission ESMO sont les suivants :

– Preparer les etudiants a des carrieres dans les futurs projets europeens d’explorationspatiale et dans les programmes scientifiques spatiaux.

– Prendre des photos de la Lune et les transmettre sur Terre.– Realiser de nouvelles mesures scientifiques pertinentes pour les sciences lunaires et les

futures explorations humaines de la Lune.– Fournir une demonstration en vol des innovations technologiques spatiales developpees

par les activites de recherche universitaire.

Le satellite ESMO, presentant un volume de 600x600x1500 mm et une masse de 240 kg(verifier) devrait etre lance a partir de Kourou en 2011, sur une fusee Ariane 5 ou Soyuz. Ilsera place sur une orbite GTO fortement elliptique et a faible inclinaison. A partir de celle-ci,le satellite utilisera son systeme de propulsion embarque pour atteindre son orbite polairebasse altitude autour de la Lune.

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Deux conceptions differentes sont actuellement etudiees pour ESMO : la premiere est baseesur un systeme de propulsion hybride solide/liquide et la seconde s’appuie sur un systeme depropulsion electrique utilisant l’energie solaire.

La mission devrait prendre fin en 2012. Il est prevu que le satellite s’ecrase en un pointbien precis d’une region polaire de la Lune, avec une vitesse avoisinant les 2 km/s. Il seraitainsi possible, a l’aide de telescopes terrestres, de detecter d’eventuelles traces de cristaux deglace dans le panache genere lors de l’impact.

Fig. 1.4: Vue d’artiste du satellite ESMO

1.1.4 ESMR

L’objectif de la mission finale, baptisee ESMR, est de poser un robot d’exploration ala surface de la Lune. A ce jour, aucun travail concret n’a encore ete effectue sur ce projet.

1.2 Moyens de communication

Etant donne que les equipes participant a un projet sont dispersees dans toute l’Europe,il a fallu mettre en place une serie de moyens de communication performants. Toutes lescommunications se font via Internet, a l’aide des outils suivants :

IRC (Internet Relay Chat)

Un canal de chat, qui permet aux equipes participant a un meme projet de discuter endirect chaque mardi. Ceci permet aux equipes de rester en contact, de discuter de problemes,de solutions, de delais et d’evenements.

Newsgroup

Un serveur de messagerie, dans lequel chaque equipe dispose d’un dossier, permet desdiscussions et decisions sur le long terme entre les differentes equipes. Ce serveur fonctionne

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comme un email, si ce n’est que celui-ci est visible par toutes les personnes impliquees dansle projet.

FTP (File Transfer Protocol)

Un serveur FTP, qui permet de centraliser l’information et pour lequel chaque equipepossede un dossier propre. Ce dossier contient tous les fichiers qui pourraient s’averer utilespour les autres equipes et les documents officiels qu’il est demande de produire.

1.3 Workshops et mini-workshops

Les workshops sont des reunions de travail regroupant habituellement deux membres desdifferentes equipes impliquees dans un meme projet. Ces workshops durent environ une se-maine et ont lieu deux fois par an a l’ESTEC (European Space Technology Centre), situe aNoordwijk (Pays-Bas). Ceux-ci permettent de discuter de problemes techniques impliquantdiverses equipes et de prendre des decisions communes. Ces reunions permettent egalement derencontrer des experts de l’ESA, aupres desquels il est possible d’obtenir guidance et conseils.Ces differents experts verifient egalement le travail effectue par les etudiants. Ces workshopspermettent egalement de renforcer la cohesion et la motivation autour du projet. Les mini-workshops ont les memes objectifs, mais a moindre echelle. En effet, ces reunions n’impliquentpas la totalite des equipes mais uniquement certaines d’entre elles.

Fig. 1.5: Vue aerienne de l’ESTEC

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1.4 Le projet ESEO

Etant donne que ce travail de fin d’etudes est realise dans le cadre du projet ESEO, celui-civa etre decrit de maniere plus complete.

1.4.1 Objectifs

ESEO est un micro satellite qui sera concu, construit et teste par un reseau d’etudiantseuropeens dans le cadre du programme SSETI. ESEO sera mis en orbite GTO autour de laTerre et les objectifs de la mission seront les suivants :

– Demontrer le succes de l’initiative pedagogique pan-europeenne lancee par l’ESA, asavoir, le programme SSETI. Encourager, motiver et lancer des defis aux etudiants, demaniere a ameliorer leur education et leur instruction dans le domaine de la recherchespatiale et de l’exploration.

– Prendre des photos de la Terre et d’autres corps celestes dans un but pedagogique.Pour ce faire, ESEO embarquera trois cameras. Une camera a faible champ, qui photo-graphiera l’Europe (resolution inferieure a 50 m). Une micro camera, qui prendra desphotos du satellite dans l’espace. Et pour finir, un star tracker, qui fournira des imagesdes etoiles.

– Fournir des mesures des taux de radiations et determiner leurs effets lors des multiplespassages dans les ceintures de Van Allen. Dans ce but, une serie de capteurs mesurerala dose totale de radiations recue en differents points du satellite ainsi que l’irradiationinstantanee. De plus, une serie de puces memoires, specialement concues a cet effet,determinera l’effet des radiations sur l’electronique embarquee. Pour finir, une sonde deLangmuir permettra egalement de mesurer le flux de plasma.

– Une fois les precedents objectifs remplis, jouer le role de banc d’essai pour des tech-nologies avancees pour les futures missions de SSETI1. Ainsi, ESEO emportera uneantenne a haut gain gonflable, sera dote d’un controle de poussee vectorielle et d’unetuyere d’ejection en fibre de carbone. De plus, ESEO emportera egalement deux mo-dules de test de cellules solaires en CIGS (Cuivre Indium Gallium Selenide), commedemonstrateurs technologiques pour Dutch Space et l’ESA. Remarquons que ces deuxmodules fonctionneront des le debut de la mission.

1.4.2 Decription technique

Le satellite sera place sur une orbite GTO par une fusee Ariane 5, en tant que chargeutile auxiliaire de la plateforme ASAP5 (Ariane Structure for Auxiliary Payload). De ce fait,l’enveloppe maximale allouee au satellite correspond a un parallelepipede rectangle de basecarree (600x600 mm) et d’une hauteur de 710 mm. Le poids du satellite doit egalement etreinferieur a 120 kg.

La structure du satellite, dont la conception est assuree par l’equipe STRU, est subdiviseeen une structure primaire et une structure secondaire. La structure primaire est constitueepar des panneaux sandwichs en aluminium, formant un quadrillage. Cette structure reprend

1Ces tests technologiques sont effectues une fois les autres objectifs atteints, car ils presentent un risqueimportant pour la mission.

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l’ensemble des sollicitations auxquelles le satellite est soumis et sert de support aux diversescharges utiles du satellite. Le role de la structure secondaire, constituee par 6 minces plaquesd’aluminium (les 6 faces du parallelepipede), est de proteger les charges utiles des conditionsenvironnementales spatiales. Cette structure n’est pas concue pour reprendre des efforts im-portants.

Pour terminer, le systeme d’axes choisi pour le satellite ESEO et devant etre utilise partoutes les equipes est oriente de la maniere suivante :

– L’axe z est oriente selon la plus grande arete du parallelepipede representant le satelliteet est dirige vers le haut de ce dernier. Au cours de l’orbite, cet axe sera en permanencepointe vers le centre de la Terre2.

– Les axes x et y sont orientes selon les deux aretes restantes du parallelepipede. Au coursde l’orbite, l’axe x sera toujours confondu avec le vecteur vitesse du satellite et doncl’axe y sera en permanence perpendiculaire au plan de l’orbite.

Fig. 1.6: Structure de ESEO

1.4.3 Les differentes equipes

Comme il a deja ete mentionne, les differentes taches a realiser sur un projet sont repartiesentre des equipes d’etudiants localisees partout en Europe. En ce qui concerne le projet ESEO,les equipes sont les suivantes :

AIV, Imperial College, Londres, Royaume-Uni : Assemblage, integration et verification.AMSAT, AMSAT-UK, Royaume-Uni : Groupe de radio-amateurs, charge del’emetteur/recepteur.

2Le satellite sera muni d’un controle d’attitude concu par l’equipe AOCS.

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AOCS, Instituto Superior Tecnico, Lisbonne, Portugal : Controle d’attitude et d’orbite,developpant les pointeurs solaires, le detecteur d’horizon, le magnetometre et la roue dereaction.COMM, University of Technology, Wroclaw, Pologne : Systeme de communication du satel-lite, incluant les differentes antennes.CONF, University of Technology, Varsovie, Pologne : Responsable de la configuration del’ensemble des elements du satellite.EPS, University of Technology and Economics, Budapest, Hongrie : Puissance electrique dansle satellite, incluant les batteries.GND, Karlsruhe University of Technology, Karlsruhe, Allemagne : Station au sol.HARN, Universitat Politecnica de Catalunya, Barcelone, Espagne : Cablages entre les sous-systemes.INFRA, University of Technology, Vienne, Autriche : Realisation des serveurs ftp, irc etnews.LEGAL, Faculte Jean Monnet, Paris, France : Problemes d’ordre juridique au sein de SSETI.LMP, University of Technology and Economics, Budapest, Hongrie : Sonde de Langmuir.MAGIC, Universitat Karlsruhe, Karlsruhe, Universitat Stuttgart, Stuttgart, Allemagne :Interface de controle du systeme propulsif i.e. l’interface entre electrique et mecanique.MCC Universidad Publica de Navarra, Pampelune, Espagne : Ordinateurs de controle, logi-ciels et banques de donnees pour le controle de la mission.MECH, Universite de Liege, Liege, ISIL, Liege, Belgique : Mecanisme de deploiement despanneaux solaires.MEM, Polytechnical University of Valencia, Valence, Espagne : Mesure des effets des radia-tions sur les puces memoires.MIAS, University of Zaragoza, Saragosse, Espagne : Mecanique du vol.MIEX, Universitad Politecnica de Valencia, Valence, Espagne : Equipe responsable de l’ex-ploitation.NAC, Umea University, Kiruna, Suede : Camera a faible ouverture.OBDH, University of Technology, Varsovie, Pologne : Gestion des donnees a bord, incluantl’ordinateur principal et un noeud pour plusieurs interfaces.OPER, University of Technology, Varsovie, Pologne : Equipe responsable des operations.PR, Accademia di Belle Arti di Brera, Milan, Italie : Relations publiques de SSETI.PROP, University of Stuttgart, Stuttgart, Allemagne : Systeme propulsif incluant les reservoirset les propulseurs.RAD, University of Technology, Lulea, Suede : Mesure des radiations en differents endroitsdu satellite.RISK, Universita degli Studi, Pise, Italie : Analyse des risques de la mission.SIMU, Universitad Politecnica, Madrid, Espagne : Simulation des differentes phases de lamission.STRU, Faculdade de Engenharia, Porto, Portugal : Structure du satellite.STT, Supaero, Toulouse, France : Conception d’un star tracker.SYS : Equipe composee par de jeunes employes de l’ESA, chargee de la gestion globale duprojet.TCS, Universitat Politecnica de Catalunya, Barcelone, Espagne : Analyse et controle ther-mique du satellite.UCAM, Danish technical University, Copenhague, Danemark : Conception de micro cameraspermettant d’obtenir des images du satellite en orbite.

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Fig. 1.7: Localisation des equipes participant aux projets de SSETI

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Chapitre 2

Sous-systeme MECH

2.1 Taches de l’equipe MECH

L’equipe MECH est responsable de la conception des mecanismes des panneaux solaires,a savoir, les mecanismes de retention, de deploiement et d’orientation des panneaux solaires.L’electronique de controle associee a ces mecanismes est egalement une des taches assigneesa l’equipe.

Les specifications imposees au sous-systeme MECH pour la mission ESEO sont les sui-vantes :

– Les panneaux solaires doivent etre maintenus en configuration repliee durant le lance-ment.

– Les panneaux solaires doivent etre proteges contre tout deploiement accidentel.– Le mecanisme de deploiement doit etre concu de maniere a ce que les chocs et vibrations

transmis au satellite durant le deploiement soient inferieurs a la limite imposee parSTRU.

– Le mecanisme de pointage doit assurer un meme angle de pointage pour tous les pan-neaux controles par MECH.

– MECH doit assurer une precision de pointage des panneaux solaires de 10°.– MECH doit fournir des donnees telemetriques sur la position des panneaux.

2.2 Evolution de l’equipe MECH

Initialement, la conception des mecanismes des panneaux solaires etait sous la responsa-bilite d’etudiants de l’Ecole Polytechnique Federale de Lausanne (EPFL). Cependant, apresplusieurs annees de travail, cette equipe a abandonne le projet ESEO pour se consacrer auprojet EXPRESS. La place vacante de l’equipe MECH a donc ete reprise en juin 2005 parquatre etudiants ingenieurs civils de l’Universite de Liege : Mathieu Boland, Gregory Colli-gnon, Sebastien Cornez et Xavier Vandenplas.

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CHAPITRE 2. SOUS-SYSTEME MECH

Ces etudiants ont participe au projet ESEO dans le cadre de leur travail de fin d’etudes(TFE) et ont donc quitte le projet une fois diplomes. Une nouvelle equipe MECH a donc etemise sur pied. Elle se compose de trois etudiants ingenieurs civils en Aerospatiale de l’Univer-site de Liege, Angelique Moxhet, Jeremie Salazar et Gael Schmetz et d’un etudiant ingenieurindustriel de l’ISIL, Lionel Brixhe. Le coordinateur de l’equipe etant Pierre Vueghs.

Dans un premier temps, nous nous sommes concentres sur la lecture des TFE et docu-ments de PDR produits par les etudiants de la precedente equipe MECH. Ensuite, la premieretache realisee en tant que membres de l’equipe MECH fut d’etudier les differents RID (Re-view Item Discrepancy) ayant ete formules par les experts lors de la lecture des documentsde PDR. Ces RID constituent une serie de remarques tant sur la conception du sous-systemeque sur la teneur des documents. Afin de fournir des solutions permettant de repondre a cesdifferents RID, un workshop (le onzieme) s’est deroule fin septembre et a debouche sur uncertain nombre de modifications par rapport a la conception precedente.

Les sections qui suivent presentent le sous-systeme MECH concu par la precedente equipeainsi que les differentes modifications apportees suite aux RID et au worskop 11. Pour finirnous decrirons la conception du sous-systeme MECH tel qu’il etait au passage de la PDR dejuillet 2007.

2.3 Projet de la precedente equipe MECH

Cette section est consacree a la description du sous-systeme concu par l’ancienne equipeMECH, tel qu’il etait au passage de la PDR de mai 2006.

2.3.1 Panneaux solaires

Les panneaux solaires, au nombre de quatre (deux de chaque cote du satellite), sontconstitues par des structures composites. Celles-ci comportent un nid d’abeille en Aluminium5052 (cfr tableau 2.1) d’une epaisseur de 7 mm, compris entre deux peaux en Aluminium2024 (cfr tableau 4.1) de 0.5 mm d’epaisseur.

Nid d’abeille 1/16-5052-.0007Alliage d’Aluminium 5052

Taille de cellule 1.588 mm

Epaisseur des feuilles 0.018 mm

Densite 104 kg/m3

Compression Module de Young 1.9 GPaLimite elastique 6.9 MPa

Cisaillement Module 620 MPadirection L Limite elastique 3.86 MPa

Cisaillement Module 275 MPadirection W Limite elastique 2.41 MPa

Tab. 2.1: Caracteristiques du nid d’abeille 1/16-5052-.0007

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Aluminium 2024-T3Module de Young 73.1 GPa

Limite elastique 310 MPa

Limite de rupture 448 MPa

Densite 2770 kg/m3

Tab. 2.2: Proprietes mecaniques de l’Aluminium 2024-T3

Les dimensions des panneaux solaires sont reprises a la figure 2.1. Ces derniers comportentdes decoupes rectangulaires afin que les antennes a bas gain ne soient pas masquees en confi-guration repliee ou en cas de non deploiement des panneaux (cfr figure 2.2).

Fig. 2.1: Dimensions des panneaux Fig. 2.2: Configuration du satellite

2.3.2 Mecanisme de retention

Les panneaux sont maintenus le long du satellite au moyen de boulons explosifs (cfr fi-gure 2.3). La maniere dont fonctionne ces actuateurs de type pyrotechnique est assez simple.Une charge explosive est placee a l’interieur du boulon et est activee au moyen d’un signalelectrique. L’explosion de cette charge provoque alors la rupture du boulon en un endroitpredefini (le boulon est usine au droit de la section a laquelle la rupture est souhaitee).

En ce qui concerne le systeme d’attache (cfr figure 2.7), ces boulons sont fixes au niveaudu satellite par l’intermediaire d’equerres en aluminium, boulonnees a la structure primairedu satellite. Au niveau des panneaux solaires, les actuateurs sont boulonnes sur des insertsplaces dans le panneau exterieur. De petites plaques en metal sont collees par dessus cesinserts de maniere a eviter la liberation du boulon lors de la cassure. Precisons egalement quedes rondelles en elastomere sont placees entre les panneaux de maniere a assurer un contactentre ceux-ci et pouvoir serrer suffisamment les boulons.

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Fig. 2.3: Boulon explosif

Apres etude, il s’est avere qu’il etait necessaire d’utiliser quatre points de fixation afinde satisfaire les criteres de frequence fondamentale imposee par le lanceur (cfr chapitre 3).La position de ceux-ci (cfr figure 2.8) a ete determinee de maniere a obtenir une premierefrequence propre qui soit la plus elevee possible.

Fig. 2.4: Coupe du systeme d’attache Fig. 2.5: Position des points de fixation

2.3.3 Mecanisme de deploiement

Le deploiement est assure par des charnieres dont le moteur consiste en une serie de ressortsde torsion precontraints. Remarquons que ces charnieres, si elles permettent le deploiement despanneaux solaires, doivent egalement les maintenir en position ouverte une fois le deploiementeffectue. Elles possedent des lors un systeme de retenue. Les charnieres incluent egalementun mecanisme d’amortissement du mouvement d’ouverture par emboutissage d’une structureen nid d’abeille1. En effet, un deploiement trop brusque pourrait passer outre le systeme deretenue et detruire la charniere.

1Transformation de l’energie cinetique mise en oeuvre par l’ouverture des panneaux en energie potentiellede deformation du nid d’abeille.

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Le panneau interieur est relie a l’axe du moteur par une charniere epaule (cfr figure 2.6 (a))s’ouvrant a 90°. Les deux panneaux solaires sont egalement relies entre eux par une charnierecoude (cfr figure 2.6 (b)) qui s’ouvre elle a 180°. Un micro-capteur est place sur les charnieresafin de pouvoir confirmer que les panneaux sont en position ouverte une fois le deploiementrealise.

(a) (b)

Fig. 2.6: Charniere epaule (a) et charniere coude (b) en configuration fermee

Fig. 2.7: Panneaux en position fermee Fig. 2.8: Panneaux en position ouverte

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2.3.4 Motorisation des panneaux solaires

En vue de recuperer un maximum de puissance, il est necessaire de conserver tout aulong de l’orbite une orientation optimale des panneaux solaires vis-a-vis des rayons solaires.Le maximum de puissance recue intervient lorsque la surface des panneaux est normale auxrayons solaires incidents. Des lors, on essaiera d’avoir en permanence une orientation aussiproche que possible de cette configuration.

Les panneaux seront orientes en direction du soleil a l’aide de deux moteurs places sur letoit du satellite et dont les axes de rotation seront relies aux charnieres coudes. Les moteursseront de type stepper (pas-a-pas), et presentent donc un pas de rotation constant. Etantdonne que la puissance electrique issue des cellules solaires sera transmise au satellite parl’intermediaire de cables, les panneaux ne pourront pas tourner indefiniment sur eux-memes.Il sera donc necessaire d’effectuer un retour en arriere de 360° a chaque revolution autour dela Terre. Ce retour s’effectuera pendant la phase d’eclipse du Soleil par la Terre.

Le moteur sera choisi parmi la gamme de l’entreprise PHYTRON qui commercialise desmoteurs qualifies “spatial” et donc concus pour fonctionner dans des conditions extremes. Lesmoteurs seront places dans une boıte specialement concue pour rester dans un environnementcontrole thermiquement.

Fig. 2.9: Moteurs pas-a-pas PHYTRON

2.3.5 Electronique de controle

L’electronique de controle developpee par MECH assure l’interface entre le satellite et leselements concus par MECH. A partir des donnees recoltees par l’ordinateur embarque (concupar l’equipe OBDH), la carte electronique controle les moteurs et l’actuation des boulonspyrotechniques. Elle renvoie egalement des donnees vers l’ordinateur, comme par exemplele signal de blocage des panneaux. Les donnees sont transferees via deux bus CAN entrela carte et l’ordinateur. La carte analyse les signaux et les transforme en signaux electriquespour la rotation des panneaux ou l’explosion des boulons. Pour les pyrotechniques, ces signauxelectriques agissent sur des interrupteurs qui ouvrent des lignes de puissance fournies par EPS.

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Fig. 2.10: Schema general du fonctionnement de l’electronique de controle

2.4 Workshop 11

Ce onzieme workshop s’est deroule du lundi 25 au vendredi 29 septembre 2006, a l’ESTEC.Au cours de celui-ci, une serie de reunions ont eu lieu avec differentes equipes. La partie quisuit constitue un compte rendu des plus importantes informations et decisions sur lesquellesont debouche ces reunions.

2.4.1 Reunion MECH-Niels Botman

Avant le debut de ce workshop, nous savions deja que la societe Dutch Space s’etaitengagee a nous fournir gratuitement les panneaux solaires (cellules non comprises) pour lamission ESEO a condition de pouvoir y placer des modules de test de cellules solaires.

La conception de ces panneaux est assuree par Niels Botman, etudiant en stage de find’etudes dans la societe. Ce dernier devra donc definir de maniere adequate les nids d’abeilleet les peaux en carbone a utiliser, de meme que les renforts necessaires aux panneaux solaires.Ce workshop fut donc egalement l’occasion de le rencontrer.

Cette premiere reunion nous a permis d’en apprendre un peu plus sur les modules de test,qui sont en fait constitues d’une fine peau de l’ordre du micron recouverte d’un substrat decellules solaires et tendue dans un cadre en aluminium. Les panneaux solaires doivent presenterune decoupe pour permettre l’insertion de ces modules de test. En effet, il est necessaire queles cellules de test voient l’espace froid, de maniere a evacuer la chaleur. Les dimensions ducadre contenant les cellules experimentales sont de 300x500 mm. Les panneaux solaires nesont donc plus qu’un support pour ces modules de test, comme illustre a la figure 2.11

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Fig. 2.11: Configuration des panneaux solaires a la date du 25-09-06

2.4.2 Reunion MECH-EPS-HARN

– Lors de la phase d’eclipse, qui dure environ 1 heure (au maximum 2 heures), il fautprevoir un retour a zero des panneaux solaires.

– La surface des panneaux dans la configuration du workshop 10 est suffisante pour assurerla puissance necessaire au bon deroulement de la mission. S’il y a lieu de changer lageometrie des panneaux, il faudra donc veiller a ce que cette surface soit conservee.En outre, il faut eviter que la geometrie soit telle qu’il existe une ou plusieurs bandesd’une largeur inferieure a 50 mm sur les panneaux. En effet, il serait alors impossiblede disposer des cellules solaires (dimensions standards : 40x80 mm) a cet endroit.

– Les antennes qui devaient se trouver derriere les panneaux en configuration repliee ontete deplacees. Les decoupes sur le haut des panneaux ne sont donc plus necessaires,rendant possible l’utilisation de panneaux carres (600x600 mm).

2.4.3 Reunion MECH-TCS

Afin d’eviter que la chaleur ne remonte des panneaux solaires vers le satellite, il estnecessaire de prevoir une isolation entre les panneaux solaires et le bloc moteur.

2.4.4 Reunion MECH-CONF-STRU-TMT

– Il est necessaire de prevoir des boıtiers de protection pour les elements sensibles vis-a-vis des radiations (moteurs, electronique). Etant donne que la mission ne dure qu’unmois, des boıtiers constitues de toles en aluminium de 3 mm d’epaisseur constituentune protection suffisante.

– Il faut prevoir un systeme de senseur qui confirme le deploiement des panneaux solaires.

– A part les equipements places sur le dessus du satellite et les propulseurs sur le dessous,rien ne se trouve dans l’enveloppe d’ouverture des panneaux. Il faudra verifier queceux-ci ne heurtent ni le bas ni le haut du satellite lors du deploiement.

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– L’espace initialement alloue aux panneaux solaires en position repliee, le long du satelliteest de 30 mm de chaque cote de celui-ci (espace entre le satellite et la limite d’enveloppepour le lancement). Apres discussion, STRU accepte de diminuer l’epaisseur de certainsde ses panneaux de cisaillement, permettant ainsi de porter l’espace alloue a 35 mm dechaque cote.

– CONF nous donne la possibilite de placer notre boıtier electronique a l’interieur dusatellite.

2.4.5 Reunion MECH - Dutch Space

– Les surfaces des cellules de test sont reduites de moitie, ce qui conduit a un cadre dedimensions 250x300 mm.

– Les modules de test doivent etre places face a face lorsque les panneaux sont en confi-guration repliee.

– Mecanisme de deploiement : l’utilisation de joints de Carpentier apparaıt comme unebonne idee aux yeux des experts de Dutch Space. Dans ce cas, il faudra certainementprevoir un systeme pour absorber le choc du deploiement (nid d’abeille en aluminium).Il faudra sans doute egalement prevoir un dispositif d’arret pour eviter que la charniereait un trop grand debattement et qu’un panneau frappe le dessus ou le dessous dusatellite. Afin de palier a la faible rigidite torsionnelle de ce type de charniere, il serapeut-etre necessaire de placer une barre entre le moteur et les charnieres, afin de pouvoirdisposer deux charnieres eloignees du centre des panneaux.

– Mecanisme de retention : les panneaux seraient maintenus en position repliee par l’in-termediaire de deux cables en Kevlar d’un diametre de 6 mm. Les cables relieraient lespanneaux solaires situes de chaque cote du satellite, et traverseraient donc ce dernierde part en part. Les cables seraient disposes a mi-hauteur des panneaux, de chaquecote du trou reserve au module de test. Le contact entre le satellite et les panneaux so-laires serait realise par l’intermediaire de points d’appui (points de pression). Des pointsd’appui seraient egalement necessaires entre les panneaux solaires. Afin de garantir unepression suffisante sur ces points d’appui, les cables seraient tendus a l’aide d’ecrous.Pour ce faire chaque extremite des cables serait sertie dans un cone filete.

– Actuateur : Chaque cable serait coupe, au moment du deploiement par l’intermediaired’un couteau thermique (actuateur non pyrotechnique). Ce dernier a une longueur d’en-viron 100 mm, pour un diametre proche de 10 mm. Lors de son fonctionnement, ilconsomme environ 20 W pendant une minute. Dans un soucis de redondance, il faut enutiliser deux par cable, sur des circuits differents (un circuit principal et un autre de se-cours). Le couteau thermique doit etre place perpendiculairement au cable et au centrede ce dernier, de maniere a avoir 300 mm de cable de chaque cote. Ceci permet d’eviterqu’un des cables entre dans le champs de vision d’un instrument. Une fois coupes, lescables vont donc pendre sous les panneaux, mais d’apres les experts cela ne pose aucunprobleme (il ne pendent pas du cote des cellules). Precisons que le Kevlar, ainsi chauffepar un couteau thermique (1000°C) se relache au fur et a mesure qu’il est sectionne. Decette maniere, lorsque la derniere fibre est coupee, le relachement se fait sans choc, aucontraire des actuateurs pyrotechniques.

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– Le cable sera place dans un tube en aluminium traversant le satellite, pour eviter qu’ilne touche quelque chose a l’interieur du satellite une fois sectionne. Ce tube, pourraitetre tres fin (0.5 mm d’epaisseur) et devrait avoir un diametre exterieur de l’ordre de 10mm. Il devrait egalement etre amovible, de facon a pouvoir remplacer le cable durantles essais (il faut executer 3 deploiements pour qualifier le systeme).

– Pour les points de pression, on peut envisager un systeme de demi-sphere vissee sur lepanneau. Cette demi-sphere venant s’appuyer dans un logement pyramidal (pour evitertout blocage et assurer une bonne tenue dans toutes les directions). Ce dispositif estrepresente a la figure 2.12. En ce qui concerne les points d’appui existant entre les pan-neaux et le satellite, l’equipe STRU accepte de realiser les equerres de positionnement,dans ce cas, le logement pyramidal serait realise directement dans la masse de l’equerre.

Fig. 2.12: Point de pression

– A cause des phenomenes dynamiques, la distance entre les panneaux en configurationrepliee ne peut pas etre inferieure a 4 mm.

– Les panneaux seront renforces aux points d’appui et au niveau des attaches des cables,ils ne seront donc pas homogenes.

2.4.6 Reunion MECH - CONF - PROP

A la suite de la nouvelle conception imaginee avec les experts de Dutch Space, il futnecessaire de negocier certains points avec l’equipe CONF. Premierement, il fallait pouvoirtraverser le satellite de part en part avec les tubes a l’interieur desquels sont places les cablesde retention. Deuxiemement, il fallait discuter de la possibilite de disposer quatre couteauxthermiques a l’interieur du satellite, au niveau du milieu des cables. L’equipe PROP etaitegalement concernee, etant donne que le cable traverse leur compartiment au niveau despompes haute pression. PROP accepte de disposer les couteaux thermiques dans son com-partiment et prend en charge le positionnement de ces derniers. L’enveloppe obtenue pour lepassage du cable est presentee a la figure 2.13.

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Fig. 2.13: Enveloppe allouee pour le passage du cable

2.4.7 Sous-systeme MECH a l’issue du workshop 11

Le sous-systeme MECH a beaucoup evolue au cours de ce onzieme workshop, la figure2.14 represente le sous-systeme MECH tel qu’il etait a la fin de celui-ci.

Fig. 2.14: Conception du sous-systeme a l’issue du workshop 11

2.5 Mini-workshop 1

Nous avons egalement eu l’occasion de participer a un mini-workshop, reunissant l’equipeMECH, Niels Botman et Rob Zwanenburg (ingenieur systeme en panneaux solaire au sein dela societe Dutch Space). Ce mini-workshop s’est deroule du 21 au 23 fevrier 2007, au sein del’entreprise Dutch Space, a Leiden (Pays-Bas). Ce fut l’occasion de discuter certains pointsconcernant la conception des points d’appui, des interfaces entre les charnieres et les pan-neaux solaires ainsi que de la maniere d’appliquer et conserver une tension donnee dans lescables de retention. Au cours de ce sejour, nous avons egalement appris que Dutch Space nesouhaitait plus tester que deux modules de cellules experimentales, au lieu des quatre prevusinitialement. Ces modules seraient places dans les panneaux solaires interieurs et les panneauxexterieurs ne presenteraient donc plus de decoupe.

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Nous ne presenterons pas les modifications apportees a la conception de notre sous-systemesuite a ces trois jours de reunion. Elles seront directement inclues dans la description du sous-systeme MECH final, presente a la section qui suit.

2.6 Projet de la nouvelle equipe MECH

La conception du sous-systeme MECH a beaucoup evolue au cours de l’annee ecoulee.Nous ne ferons cependant pas mention des differentes modifications ayant ete realisees. Cettesection est consacree a la description du sous-systeme MECH tel qu’il etait au passage dela PDR de juillet 2007. Les deux figures qui suivent presentent ce dernier en configurationsrepliee et deployee.

Fig. 2.15: Sous-systeme MECH en configuration repliee

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Fig. 2.16: Sous-systeme MECH en configuration deployee


Le satellite ESEO sera pourvu de quatre panneaux solaires (deux de chaque cote du satel-lite). Ceux-ci sont de forme rectangulaire et les panneaux interieurs presentent une decoupeen leur centre, de maniere a pouvoir inserer les modules de test de Dutch Space. Ces decoupessont realisees par fraisage et presenteront des coins arrondis de maniere a limiter les concen-trations de contraintes. Les dimensions de ces arrondis dependront bien evidemment de lataille de l’outil utilise. Selon Dutch Space, le rayon des arrondis devrait etre de l’ordre de 6mm.

Afin d’eviter tout contact lors de vibrations ou de dilatations thermiques, il est necessairede prevoir une distance de 1 mm entre les arrondis et les cadres supportant les cellules detest. Ceci conduit donc a un espace de 6 − cos 45 ≈ 2.5 mm entre les bords des panneauxinterieurs et le module de test.

Fig. 2.17: Arrondi au niveau de la decoupedes panneaux interieurs

Fig. 2.18: Dimensions du modulede test [mm]

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A partir des dimensions du module de test, donnees a la figure 2.18, on peut doncdeterminer la decoupe necessaire dans les panneaux interieurs. Les differentes dimensionsdes panneaux solaires sont reprises a la figure 2.19.

Fig. 2.19: Dimensions des panneaux solaires [mm]

Comme illustre a la figure 2.18, le module de test est constitue par un cadre rectangulaireen aluminium supportant les cellules experimentales. Celles-ci sont attachees les unes auxautres par des rivets en plastique et sont obtenues par vaporisation d’un semi-conducteur(CIGS : Copper Indium Gallium Selenide) sur une fine peau en titanium (25 µm).

Fig. 2.20: Cellule CIGS

Le cadre du module de test est compose par des poutres en I, dont le profil est donne a lafigure 2.21. Le module est fixe au panneau solaire interieur grace a quatre pattes en aluminium.Chacune d’entre elles est situee au milieu d’une poutre composant le cadre. Precisons que cespattes se trouvent entre les panneaux solaires, comme l’illustre la vue en coupe a la figure2.22 et que les bords du cadre et du panneau solaire sont au meme niveau, pour permettreaux ingenieurs de Dutch Space de placer une structure additionnelle a l’arriere du cadre, dansle cas de problemes vis-a-vis des vibrations.

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Fig. 2.21: Profil des poutres [mm] Fig. 2.22: Vue en coupe de l’assemblagemodule test/panneau

Fig. 2.23: Vue globale de l’assemblage module test/panneau

En ce qui concerne la conception des panneaux solaires, celle-ci a ete realisee par NielsBotman, etudiant en stage de fin d’etudes dans la societe Dutch Space. Ce sont des panneauxcomposites qui seront utilises. Il seront constitues a partir d’une structure en nid d’abeille surlaquelle seront superposees des peaux en CFRP (Carbon Fibre Reinforced Polymer) destineesa renforcer le panneau.

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Le type de nid d’abeille ainsi que les epaisseurs des differents materiaux intervenant dansle panneau composite ont ete determines de maniere a satisfaire les criteres suivants2 :

– La raideur structurale du satellite complet doit assurer que la premiere frequence fon-damentale de la structure soit superieure a 90 Hz dans la direction longitudinale et 45Hz selon les axes lateraux.

– Les panneaux solaires doivent resister aux charges les plus severes, a savoir les vibrationsaleatoires et sinusoıdales rencontrees lors du lancement.

Le nid d’abeille choisi est commercialise par la societe Hexcel et est compose par descellules de forme hexagonale en aluminium. Ses caracteristiques sont donnees au tableau 2.3.L’epaisseur du nid d’abeille sera de 9.28 mm.

Nid d’abeille 1/4-5056-.0015Alliage d’Aluminium 5056



Densite 54 kg/m3

Compression Module 793 MPaLimite elastique 2.17 MPa




Les peaux en CFRP seront constituees par six plis de M55J/950-1, d’une epaisseur de0.06 mm chacun. Les fibres de ces differents plis seront orientees de la maniere suivante :

−60/0/60/60/0/− 60

Le tableau 2.4 reprend les proprietes mecaniques associees a un pli de M55J/950-1.

Pli M55J/950-1Densite 1800 kg/m3

Module de Young (direction fibre) 290 GPa

Module de Young (direction matrice) 5.32 GPa

Module de cisaillement 5.55 GPa

Coefficient de Poisson 0.31 -

Tab. 2.4: Proprietes mecaniques d’un pli M55J/950-1

Au final, l’epaisseur du panneau composite incluant le nid d’abeille (9.28 mm) et les deuxpeaux en CFRP (2x0.36=0.72 mm) est de 10 mm.

2On se referera au chapitre 3 pour plus d’informations.

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Fig. 2.24: Structure des panneaux composites

2.6.2 Mecanisme de retention

La mise au point de ce mecanisme est l’une des taches associees a ce travail de fin d’etudes,un chapitre ulterieur est donc consacre a sa description.

2.6.3 Mecanisme de deploiement

Le deploiement est assure par des charnieres MAEVA, developpees par la societe 01dB-METRAVIB et le CNES (Centre National d’Etudes Spatiales). Ce type de charnieres se basesur le principe de joint de Carpentier (principe du metre-ruban), qui consiste en une bande,le plus souvent en acier, presentant une section incurvee et qui a la propriete de toujoursretourner dans sa configuration originale.

Les charnieres MAEVA sont realisees par un assemblage de trois joints de Carpentier dis-poses de maniere a fournir un guidage quasiment identique a celui d’une charniere a pivotcentral. L’utilisation de trois joints de Carpentier permet, par rapport a un seul, d’avoir uneplus grande stabilite vis-a-vis de la torsion durant l’ouverture et accroıt a la fois le couplemoteur et la stabilite apres blocage en position ouverte. Les trois lames constituant les jointsde Carpentier sont fixees dans des embases en Aluminium 2017 A (cfr tableau 2.5).

Fig. 2.25: Charniere MAEVA en configuration fermee

Au total, quatre charnieres seront utilisees (deux par couple de panneaux). Elles serontfixees par leurs embases sur des interfaces en forme de L boulonnees au panneaux solaires(cfr figure 2.26). Ces interfaces ont ete dimensionnees de maniere a pouvoir resister au couplemaximum produit par les charnieres. Elles seront realisees en Aluminium 7075 (cfr tableau2.5).

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Fig. 2.26: Interfacecharniere/panneau

Fig. 2.27: Charniere epaule Fig. 2.28: Charniere coude

Aluminium 2017 A 7075-T73Densite 2790 2810 kg/m3

Module de Young 72.4 72 GPa

Coefficient de Poisson 0.33 0.33 -Limite elastique 276 435 MPa

Tab. 2.5: Proprietes mecaniques de l’Aluminium 2017 A et 7075-T73

Sur les figures 2.27 et 2.28, on constate que les dimensions de ces interfaces ne sont passemblables. Ceci provient du fait que selon l’angle forme par les embases, celles-ci doivent etrepositionnees de maniere adequate afin d’assurer un bon fonctionnement de la charniere (cfrfigure 2.29).

Fig. 2.29: Positionnement des embases en fonction de l’angle α

La figure qui suit reprend les principales dimensions de la charniere Maeva.

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Fig. 2.30: Dimensions de la charniere MAEVA

2.6.4 Motorisation

L’orientation des panneaux solaires sera assuree par deux moteurs de type pas-a-pas.Ceux-ci doivent etre capables de realiser une revolution complete au cours d’une orbite avecune precision de 5°. La vitesse et l’acceleration sont donc assez faibles, tout comme le coupleproduit. Ceci rend donc possible l’utilisation d’un petit moteur sans reducteur. Le moteurchoisi est le Phytron-VSS19, qualifie pour les applications spatiales et donc concu pour fonc-tionner dans des conditions extremes.

L’axe de rotation du moteur doit pouvoir resister a des efforts de cisaillement et des mo-ments de torsion importants. Ceux-ci interviennent lors du decollage mais egalement lors dudeploiement, ou l’axe du moteur constituera la seule interface mecanique entre le satellite etles panneaux solaires. Afin d’eviter de transmettre directement les efforts a l’axe du moteur,un dispositif de couplage flexible sera insere entre ce dernier et les panneaux. La connexionaux panneaux solaires sera realisee via un arbre secondaire, supporte par deux paliers enVespel. Ceux-ci permettront de transmettre les efforts provenant des panneaux a la structuredu satellite.

Afin de le proteger des radiations, le moteur sera place a l’interieur d’un boıtier en alu-minium et le tout sera fixe sur une equerre boulonnee sur les panneaux de cisaillement dusatellite. Le module moteur est represente sur les deux figures qui suivent.

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Fig. 2.31: Module moteur

Fig. 2.32: Module moteur fixe sur la structure primaire du satellite

2.6.5 Electronique de controle

L’electronique de controle de l’equipe MECH, concue par Lionel Brixhe, assure l’inter-face entre le sous-systeme MECH et le reste du satellite par l’intermediaire de deux busCAN. Le role du systeme de controle est de traduire les commandes CAN recues en signauxelectriques, pour declencher les couteaux thermiques ou encore pour actionner les moteursd’orientation des panneaux. Le systeme est redondant et contient deux cartes electroniquesidentiques, chacune pourvue d’une alimentation propre. Toutes les informations transitentpar un micro-controleur qui est en fait le cerveau du systeme de controle. Il recoit non seule-ment les informations provenant des senseurs3 mais egalement des autres dispositifs a borddu satellite (ordinateur de bord,...). C’est a partir de toutes ces informations qu’il va controlerles couteaux thermiques et les moteurs d’orientation des panneaux. Le bloc diagramme del’electronique de controle est represente a la figure 2.33.

3Senseurs permettant de verifier si les panneaux sont deployes et senseurs des moteurs.

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Fig. 2.33: Bloc diagramme de l’electronique de controle

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Chapitre 3

Sollicitations au lancement

Comme presente dans le travail de fin d’etudes de Xavier Vandenplas1[9], les environ-nements rencontres sur la Terre et pendant le lancement conditionnent la conception de laplupart des structures. En effet, les materiaux ne doivent pas trop se degrader avant et pen-dant la mission. Il est donc important de connaıtre les cas de chargements successifs ousimultanes auxquels le satellite est soumis durant toute sa vie. C’est-a-dire de la manuten-tion au desorbitage du satellite, en passant par le lancement. Dans le cadre de ce travail, lescharges dimensionnantes sont principalement celles rencontrees lors du lancement.

Il est important d’avoir une bonne connaissance de ces sollicitations afin de concevoir unmecanisme robuste et de qualite. Il est recommande d’utiliser des marges de securite. De cettefacon le concepteur peut etre confiant dans les resultats des tests (tests sur pots vibrants,...)qui suivent la phase de conception dans laquelle le satellite ESEO se trouve actuellement.

Pour chaque lanceur, il existe des specifications bien precises en ce qui concerne le decou-plage frequentiel et les niveaux de sollicitations subis par le satellite. Dans le cas qui nousconcerne, le satellite ESEO sera lance a l’aide d’une fusee Ariane 5. Les specifications quisuivent proviennent du manuel utilisateur de l’ASAP5 (Ariane Structure for Auxiliary Pay-load) [8] et concernent les micro-satellites.

3.1 Decouplage frequentiel

Afin d’eviter le couplage des modes basses frequences du lanceur et du satellite, la rigiditestructurale de ce dernier doit assurer que :

– La premiere frequence propre du satellite dans la direction longitudinale (z) soit supe-rieure ou egale a 90 Hz.

– La premiere frequence propre du satellite dans les directions transversales (x et y) soitsuperieure ou egale a 45 Hz.

Ces valeurs s’appliquent a la structure complete du satellite, fixee au niveau de l’interfaceavec le lanceur et puisque les panneaux solaires presentent une masse non negligeable, il estnecessaire de verifier qu’ils n’engendrent pas de frequences inferieures aux limites imposees.

1Ancien membre de l’equipe MECH responsable de la verification de l’integrite des panneaux solaires lorsdu lancement

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CHAPITRE 3. SOLLICITATIONS AU LANCEMENT

3.2 Charges statiques et quasi-statiques

Les charges statiques et quasi-statiques proviennent des differentes accelerations subiespar le satellite, tant au niveau du sol que lors du lancement. Au sol, elles sont rencontrees parl’intermediaire du poids des composants sur la structure pendant l’integration, le transport,la manutention, etc. C’est la gravite qui entre en compte et eventuellement les accelerationssupplementaires subies par le satellite. Il faut remarquer que les charges statiques et quasi-statiques ne sont pas dimensionnantes dans le cas qui nous occupe. En effet, celles-ci neconstituent pas les charges plus importantes subies par le satellite.

Tout au long du lancement, le lanceur subit diverses accelerations, les charges quasi-statiques correspondent aux combinaisons des accelerations statiques et dynamiques ren-contrees lors des differentes phases du vol. Les phenomenes a l’origine des effets dynamiquesconsideres sont nombreux, on citera, entre autres :

– L’allumage du moteur.– L’augmentation de pression dans les conduits d’echappement du pas de lancement

(creation d’une surpression agissant sur le lanceur).– Les rafales de vent.– Le passage en transonique et autres chocs aerodynamiques.

Tout comme les charges induites par la gravite, les charges quasi-statiques sont des char-gements volumiques uniformes, par consequent, elles s’appliquent au centre de gravite de lastructure. Le tableau 3.1 fournit les valeurs des charges quasi-statiques dans le cas d’un micro-satellite embarque a bord du lanceur Ariane 5. Precisons que ces valeurs tiennent compte uni-quement des accelerations continues et des effets transitoires a basse frequence, les vibrationsacoustiques et aleatoires ne sont pas inclues.

Longitudinal LateralStatique + Dynamique Statique +Dynamique

Acceleration (g) -7.5 g / +5.5 g ±6 g

Tab. 3.1: Charges quasi-statiques pour l’ASAP5

Les signes apparaissant dans ce tableau ont une signification precise. En effet, puisque lesatellite est boulonne en sa base sur la structure auxiliaire du lanceur, une acceleration vers lehaut de ce dernier engendre une force d’inertie sur le satellite dirigee vers le bas, et donc de lacompression. Ce cas correspond au - 7.5 g en longitudinal. En lateral, le ± signifie simplementque les accelerations sont subies dans toutes les directions lateralement au satellite.

Notons egalement que :

– Les charges laterales peuvent agir dans n’importe quelle direction simultanement auxcharges longitudinales.

– La gravite est inclue.– Les valeurs des charges quasi-statiques donnees ci-dessus sont applicables dans le cas

ou le satellite repond au decouplage frequentiel.

Pour terminer, il faut preciser que les charges quasi-statiques sont souvent celles utiliseespour le pre-dimensionnement des structures primaires. Cependant, elles font intervenir des

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chargements dynamiques qui ont ete consideres comme etant statiques. Il est donc necessaired’effectuer des analyses plus poussees afin de verifier que les structures resistent aux vibra-tions.

3.3 Environnement vibratoire

Les vibrations sinus, tout comme les vibrations aleatoires et les chocs, font l’objet de testsobligatoires prealablement au lancement. Ces tests font intervenir des niveaux de qualificationet d’acceptance, les premiers etant plus contraignants. Pour montrer qu’une conception estsatisfaisante, il faut reussir les tests avec les niveaux de qualification. De plus, ces tests doiventetre effectues sur des elements dont la qualite de fabrication est irreprochable. Ceci permet,lors de fabrications ulterieures, d’etre totalement confiant lorsque les niveaux d’acceptancesont rencontres. Dans le cas qui nous concerne, c’est les niveaux de qualification dont il faudratenir compte.

Les valeurs d’excitation donnees dans les specifications sont a appliquer a l’interface entrele satellite et le lanceur, autrement dit a la base du satellite. Ce dernier est boulonne surl’anneau de separation en 12 points disposes selon un cercle (cfr figure 3.1).

Fig. 3.1: Interface mecanique avec le lanceur

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3.3.1 Vibrations sinus

Pour les tests de vibrations sinus, le signal applique est un signal sinusoıdal dont lafrequence varie selon une certaine vitesse sur une plage donnee. L’intensite du signal est donneeen amplitude de deplacement ou en amplitude d’acceleration, les deux grandeurs pouvant etrereliees facilement puisque l’acceleration est la derivee seconde du deplacement et que celui-ciest un sinus. L’acceleration maximale (quand le sinus vaut 1 ou -1) est donc proportionnelle aucarre de la frequence multiplie par le deplacement maximal

(d2 sin(ωt)

dt2= −ω2 sin(ωt)

). Pour

l’ASAP5 les valeurs sont les suivantes :

Intervalles Niveaux de Niveauxde frequence (Hz) qualification d’acceptance

4 - 6 25 mm 20 mmLongitudinal 6 - 100 3.75 g 3 g

2 - 6 20 mm 16 mmLateral 6 - 100 2.5 g 2 g

Vitesse de balayage 2 oct/min 4 oct/min

Tab. 3.2: Niveaux de vibrations sinus pour l’ASAP5

Notons qu’a basse frequence, l’amplitude du deplacement applique est constante maisl’amplitude en acceleration augmente comme le carre de la frequence. A plus haute frequence,l’acceleration est constante et des lors l’amplitude diminue comme le carre de la frequence.

3.3.2 Vibrations aleatoires

Les vibrations aleatoires sont generees par des vibrations d’origine acoustique contenantdes ondes a de nombreuses frequences. Comme leur nom l’indique, ces vibrations ne peuventetre determinees precisement dans le temps, leur definition est donc statistique.

Les niveaux de qualification et d’acceptance sont donnes en DSP d’acceleration (densitespectrale de puissance), celle-ci fournit la repartition frequentielle de la puissance du signald’acceleration. Pour un signal f(t) de transformee de Fourier FT (ω), la DSP Sf (ω) s’ecrit :

Sf (ω) = limT→∞

|FT (ω)|2

T

Pour l’ASAP5, les valeurs de DSP a considerer sont les suivantes :

– Qualification : 0.0727 g2/Hz entre 20 et 2000 Hz.– Acceptance : 0.05 g2/Hz entre 20 et 2000 Hz.

Les tests de vibrations aleatoires doivent etre realises selon les trois axes du satellite. Laduree des tests pour chaque axe est de deux minutes en ce qui concerne la qualification etd’une minute pour l’acceptance.

Pour terminer, remarquons que les structures les plus sujettes a ce type d’excitation, sontles structures legeres et de surface importante, comme les panneaux solaires. Generalement,les structures lourdes sont peu affectees.

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3.3.3 Chocs

Les chocs apparaissent lors de la separation des differents etages du lanceur, du largage dela coiffe ainsi que lors de la separation du lanceur et du satellite. Le satellite et en particulierles equipements doivent demontrer leur resistance aux chocs presentes a la figure 3.2 .

Fig. 3.2: Environnement de chocs

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Chapitre 4

Mecanisme de retention

Ce chapitre est consacre a la description du mecanisme de retention. Le role de cemecanisme est de maintenir les panneaux solaires en configuration repliee lors du lancementet d’eviter tout deploiement accidentel. Remarquons que pour des raisons de securite, notam-ment lors de la manipulation, l’utilisation d’actuateurs pyrotechniques n’est plus autoriseepour la mission ESEO.

La solution choisie est de maintenir les panneaux solaires le long du satellite au moyende deux cables de retention passant de chaque cote de celui-ci (et non plus au travers).Ces cables sont fixes sur les panneaux solaires exterieurs et seront coupes par des couteauxthermiques au moment du deploiement. Des points de pression sont prevus entre les panneauxsolaires (interieurs et exterieurs) et entre les panneaux interieurs et la structure primaire dusatellite (panneaux de cisaillement). Ceux-ci fourniront les appuis necessaires et permettrontde transferer les charges dues a l’action des cables a la structure primaire du satellite.

Fig. 4.1: Visualisation du sous-systeme MECH en configuration repliee

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CHAPITRE 4. MECANISME DE RETENTION

4.1 Couteau thermique

Le Thermal Knife (couteau thermique) est un actuateur commercialise par la societeDutch Space. Il permet de couper un cable de retention en aramide au moyen d’une resistancechauffee par un courant electrique. La lame du couteau thermique est en fait constituee parune resistance electrique placee sur une mince plaque en ceramique (cfr figure 4.3). Du fait dela dissipation electrique, le passage d’un courant dans cette resistance provoque une elevationde la temperature de la lame. Celle-ci peut alors atteindre une temperature voisine de 1000°Cet la chaleur degagee provoque la dissolution des liens existants entre les molecules d’aramide(cfr figure 4.4).

Fig. 4.2: Couteau thermique Fig. 4.3: Lame du couteau thermique

De ce fait, la tension dans le cable diminue au fur et a mesure qu’il est “coupe” et aufinal, tres peu de chocs sont generes lors de la liberation. Notons egalement que celle-ci serealise sans qu’il n’y ait de debris. Ce systeme presente aussi d’autres avantages, notammentle fait qu’il soit insensible aux perturbations electromagnetiques, ce qui ecarte donc toutepossibilite de deploiement accidentel. En outre, il peut etre reutilise un grand nombre de foiset la fiabilite du systeme constitue par un couteau principal et un couteau redondant (tousdeux places sur un meme cable) est extremement elevee. Notons pour finir qu’une tensionminimale de 100 N est necessaire dans le cable afin de pouvoir le couper a l’aide du couteauthermique.

Fig. 4.4: Couteau thermique en action

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Le tableau qui suit reprend quelques informations utiles concernant le Thermal Knife :

Mass 30 g

Inrush current 1.5 A

Nominal current 1.5 A

DC voltage 18.5-21.5 V

Time for release 60 s

Power demand 15 W nominalOperational temperature from -60 to 60°C

Tab. 4.1: Caracteristiques du Thermal Knife

La societe Dutch Space, qui nous fournit deja les panneaux solaires, nous donnera egalementquatre couteaux thermiques 1.

4.2 Cables de retention

Il est prevu d’utiliser des cables en Kevlar d’un diametre de 1 mm. La tension a appliquerdans ces cables sera determinee de maniere a maintenir les panneaux solaires en configurationrepliee jusqu’au deploiement et de facon a assurer un contact suffisant dans les points d’appui.

La tension voulue est appliquee par traction sur le cable a l’aide d’un dispositif exterieuret est maintenue grace a un systeme d’extremites de cable adequat. Malheureusement, lesextremites de cable concues par Dutch Space se sont averees trop volumineuses pour l’enve-loppe de 35 mm qui nous est allouee. Des lors, il a fallu imaginer un dispositif permettant demaintenir la tension dans les cables. Le systeme imagine est semblable a celui de Dutch Space,il est constitue par deux types d’extremites differentes, logees dans des inserts des panneauxexterieurs2. Elles sont toutes deux representees aux figures 4.5 et 4.6. On peut egalementvoir sur ces figures le capuchon (brun) qui sera fixe sur l’insert (turquoise) afin d’eviter laliberation des extremites du cable une fois celui-ci coupe.

Fig. 4.5: Vue eclatee de l’extremiteblocante du cable

Fig. 4.6: Vue eclatee de l’extremitevis-ecrou du cable

1Deux couteaux par cable, pour assurer la redondance.2De ce fait, nous les appellerons inserts exterieurs.

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L’extremite illustree a la figure 4.5 permet de bloquer le cable dans l’insert lorsque la ten-sion est appliquee. Elle se trouve donc a l’oppose du dispositif de pretension et est simplementconstituee par un element cylindrique fixe au cable par un noeud. Cette fixation est renduepossible par le haut coefficient de friction du Kevlar.

Du cote ou la tension est appliquee, la tete du cable est constituee par un systeme de typevis-ecrou (cfr figure 4.6). La vis presente une partie filetee et une partie de forme hexagonale.Celle-ci vient se loger dans l’alesage de forme identique cree dans l’insert, ce qui permet debloquer la rotation de la vis lorsque l’on place l’ecrou.

4.3 Module des couteaux thermiques

Le module des couteaux thermiques est constitue de cinq types d’elements, visibles a lafigure 4.7 :

– 2 couteaux thermiques (en jaune)– 1 support (en bleu clair)– 1 boıtier de protection (en gris)– 2 tubes (en mauve)– 2 attaches de fixation (en bleu fonce)

Fig. 4.7: Module des couteaux thermiques

Comme son nom l’indique, le support est la piece sur laquelle sont fixes les autres elementsdu module des couteaux thermiques. Le support doit permettre de positionner deux couteauxperpendiculairement au cable et ne peut en aucun cas entrer en plasticite. En effet, la presencede deformations residuelles pourraient entraıner un mauvais alignement des couteaux par rap-port aux cables et empecher de ce fait la liberation des panneaux. Il faudra donc concevoircette piece de maniere a s’assurer qu’aucune deformation plastique n’apparaisse sous les sol-licitations subies lors du lancement ou encore lorsqu’un des cables a ete coupe (cfr infra).

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Ce support sera realise en Aluminium 1050-H14, dont les proprietes mecaniques sontdonnees au tableau 4.2. La fixation de cette piece ne peut se faire que sur la structure primairedu satellite. En effet, la structure secondaire (panneaux lateraux) ne peut reprendre que defaibles efforts. Or, le support risque d’etre fortement sollicite. La fixation se fera donc sur latranche des panneaux de cisaillement, au travers des panneaux lateraux. Ceci est illustre a lafigure 4.8.

Aluminium 1050-H14Densite 2705 kg/m3

Module de Young 69 GPa

Module de cisaillement 26 GPa



Tab. 4.2: Proprietes mecaniques de l’Aluminium 1050-H14

Fig. 4.8: Fixation du module des couteaux thermiques

Les tubes fixes sur le support ont de multiples fonctions :– Assurer l’alignement du cable avec les couteaux thermiques.– Guider les deux parties du cable une fois qu’il a ete coupe.– Assurer la tension minimale de 100 N permettant de couper les cables de retention.Explicitons quelque peu ce dernier point. La configuration du systeme est telle que lors-

qu’un des deux cables de retention est coupe, la tension dans le cable restant entraıne unmouvement des panneaux solaires exterieurs (cfr figure 4.9). Ce mouvement conduit a la pertede la tension dans le cable subsistant, rendant impossible l’action des couteaux thermiques etdonc le deploiement.

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Fig. 4.9: Mouvement des panneaux engendre par le cable subsistant

Une solution possible est d’empecher les panneaux exterieurs de se rapprocher en lesmettant en contact avec les tubes. Les extremites du tube et des inserts exterieurs ont doncete concues afin de rendre possible ce contact. Comme nous pouvons le voir a la figure 4.10,l’extremite du tube en contact avec l’insert possede un diametre plus important que le restedu tube. Des lors, le trou realise dans le support pour le passage du tube est plus large quece dernier (cfr figure 4.11). Si le tube n’est fixe au support que par son extremite, il risquedonc de subir des mouvements de flexion assez importants. Les attaches visibles a la figure4.11 sont destinees a introduire une fixation supplementaire, permettant ainsi de limiter lesmouvements de flexion du tube et le risque de flambement.

Fig. 4.10: Contact tube/insert exterieur Fig. 4.11: Fixations du tube

L’allongement subi par le cable pour une tension de 500 N est d’environ 1 mm. La pertede tension dans le cable peut donc intervenir pour un mouvement assez faible des panneauxexterieurs. Afin d’eviter tout probleme, il sera donc necessaire que les tubes et les insertssoient en contact initialement.

Comme signale precedemment, la tension dans le cable sera determinee de maniere aassurer un contact suffisant au niveau des points d’appui. De ce fait, le contact entre les tubeset les inserts doit intervenir pour une tension legerement superieure a la tension requise.

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La longueur des tubes devra etre determinee en tenant compte de la flexion engendreedans les panneaux par la tension appliquee et leur epaisseur sera choisie de maniere a evitertout flambement. Il est necessaire d’utiliser pour ce tube un materiau dont les dimensionssont peu influencees par la temperature3. En effet, une reduction des dimensions du tubesous l’effet des tres basses temperatures rencontrees dans l’espace provoquerait la perte decontact entre les inserts et les tubes. Selon l’importance du phenomene, nous pourrions etredans l’incapacite d’assurer la tension minimale dans le cable restant. Dans cette optique,l’utilisation d’un tube en fibre de carbone semble etre une solution appropriee.

4.3.1 Points d’appui

Il est necessaire de prevoir un systeme qui permet de fixer les panneaux solaires au satelliteet de transmettre la charge due aux cables de retention a la structure primaire du satellite.Pour ce faire, nous allons utiliser des points d’appui (points de pression). Ceux-ci seront placesentre les panneaux solaires interieurs et exterieurs et egalement entre les panneaux interieurset la structure primaire du satellite.

Dans notre cas, le point d’appui (cfr figure 4.12) sera constitue par une demi-sphere (engris) pressee dans un logement conique (en rose). Les materiaux et dimensions de ces elementsseront choisis de maniere a ce que le systeme agisse comme un encastrement dans toutes lesdirections excepte celle de relachement. C’est pourquoi il est necessaire de determiner latension appropriee a appliquer dans les cables.

Fig. 4.12: Elements du point d’appui

Les materiaux utilises pour realiser les points d’appui devront satisfaire les criteres sui-vants :

– La demi-sphere doit etre realisee dans un materiau dur, tandis que le logement coniquesera realise dans un materiau plus doux.

– Les deux materiaux doivent resister a la resultante des charges dues aux cables et descharges generees lors du lancement.

– Le couple de materiaux doit etre choisi de maniere a eviter le soudage a froid. En cas derisque de soudage a froid, celui-ci devra etre elimine. Une maniere de proceder serait,par exemple, l’utilisation de coatings appropries.

3Cette remarque s’applique egalement a l’insert exterieur mais etant donne ses dimensions plus faibles, leretrecissement de la piece sera moins important.

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– Le couple de materiaux doit etre choisi de maniere a ce que la conductivite thermiquesoit faible et qu’il n’y ait pas de risque de creation d’une pile (corrosion par actionelectrolytique entre deux materiaux metalliques).

Comme illustre a la figure 4.13, les demi-spheres seront placees dans des inserts de partet d’autre des panneaux solaires interieurs, et le tout sera fixe a l’aide d’un systeme de vis-ecrou. Les inserts (figure 4.14) ont un double role, ils empechent tout d’abord l’ecrasement despanneaux mais permettent egalement, grace a une partie annulaire entourant les demi-spheres,de reprendre les efforts lateraux.

Fig. 4.13: Vue eclatee des demi-spheresfixees sur le panneau interieur

Fig. 4.14: Insert utilise pour les pointsde pression

En ce qui concerne le second element de contact du point d’appui, des inserts presentant unlogement conique sur leur partie externe (en rose a la figure 4.12) sont fixes sur les panneauxexterieurs. Au niveau des points de pression intervenant entre les panneaux interieurs et lastructure primaire du satellite, les logements coniques sont realises dans la masse d’equerres(figure 4.15) fixees aux panneaux de cisaillement. La figure 4.16 illustre les deux types depoints de pression utilises.

Fig. 4.15: Equerre avec logement conique Fig. 4.16: Types de points de pression

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Etant donne la presence du module de test de Dutch Space, il n’est pas possible d’utiliseruniquement deux points de fixation a mi-hauteur des panneaux. Nous sommes donc dansl’obligation d’utiliser quatre points de fixation, comme illustre a la figure 4.17. La hauteurde ces differents points sera determinee de maniere a satisfaire au mieux les specifications dedecouplage frequentiel imposees par l’ASAP5.

Fig. 4.17: Positions des point d’appui

Une remarque s’impose en ce qui concerne la position des points d’appui. Lors du passagede la PDR de janvier, la configuration etudiee correspondait au cas A illustre a la figure 4.184.A ce moment, les equerres devaient etre fixees sur l’exterieur des panneaux de cisaillement.Cependant, apres le workshop 12 (mars 2007), il nous a ete demande de fixer ces equerres surles faces interieures des panneaux de cisaillement et ce pour des raisons de place a l’interieurdu satellite.

Deux solutions s’offrent alors a nous. La premiere (cas B figure 4.18) consiste a utiliserdes equerres plus longues, de maniere a conserver la meme position de points d’appui quedans la configuration initiale. Ceci implique donc que l’equerre passe devant le panneau decisaillement sur lequel elle est fixee. La deuxieme solution (cas C figure 4.18) consiste a uti-liser les equerres initiales, ce qui amene une modification de la position des points d’appui.Etant donne que ceux-ci sont beaucoup plus proches, les frequences de resonance associeesaux panneaux solaires seront plus basses. C’est pourquoi la configuration B a ete choisieau moment du passage de la PDR du mois de juillet, en attendant qu’une verification soiteffectuee concernant la possibilite d’utiliser la configuration C. En effet, cette derniere confi-guration est la plus interessante, car elle est plus aisee a mettre en oeuvre et permet d’utilisermoins de matiere au niveau des equerres5. De plus cette configuration necessite, vu la tailledes equerres, de plus petites decoupes au niveau des panneaux lateraux du satellite.

4On notera que la figure n’est pas a l’echelle.5Ceci conduit a des equerres de moindre cout et de masse plus faible.

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Fig. 4.18: Positionnement des points d’appui

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Chapitre 5

Etude par elements finis -Modelisation

Une etude par la methode des elements finis a ete realisee a l’aide des logiciels Samcefet Samcef Field developpes par la societe SAMTECH s.a.. Dans un premier temps, cetteetude permettra de verifier que le satellite remplit les specifications en matiere de decouplagefrequentiel et que l’integrite physique des panneaux solaires est preservee sous les sollicitationsgenerees lors du lancement. Cette etude comprendra un calcul sous charges quasi-statiqueset egalement une simulation des tests de qualification concernant les vibrations sinus et lesvibrations aleatoires. A partir des resultats obtenus, il sera possible de determiner la positionoptimale des points d’appui ainsi que la tension necessaire dans les cables de retention. Cettederniere devant etre suffisante pour assurer le contact au niveau des points d’appui a toutmoment.

Dans un deuxieme temps, une etude du deploiement des panneaux solaires sera egalementrealisee afin d’observer le comportement de ceux-ci lors de cette phase. Cette etude permettraegalement de determiner les efforts et moments transmis au satellite par l’intermediaire dumoteur d’orientation des panneaux.

Ce chapitre est consacre a la description des differents modeles qui seront utilises.

5.1 Modelisation de l’aile solaire MECH pour l’etude soussollicitations

L’aile solaire MECH, illustree a la figure 5.1, est constituee des elements suivants :

– 1 panneau solaire interieur (1), comprenant le module de cellules experimentales.– 1 panneau solaire exterieur (2).– 1 charniere coude (3), reliant les panneaux solaires.– 1 charniere epaule (4), reliant le panneau solaire interieur a l’axe du moteur

d’orientation.– 3 interfaces en L (5), pour la fixation des charnieres aux panneaux solaires.

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CHAPITRE 5. ETUDE PAR ELEMENTS FINIS - MODELISATION

(a) Vue generale (b) Vue eclatee

Fig. 5.1: Visualisation d’une aile solaire MECH


Pour rappel, les panneaux solaires sont des panneaux sandwich, constitues par un nidd’abeille compris entre deux peaux exterieures en CFRP. Ces dernieres sont obtenues parsuperposition de six plis M55J/950-1, disposes selon des orientations bien definies.

L’ideal aurait ete de modeliser chacun de ces panneaux a l’aide d’une coque composite.Cependant, l’utilisation d’une structure composite dans les modules Repdyn et Spectralde Samcef limite le nombre de resultats disponibles la concernant. Ainsi, il n’est par exemplepas possible d’avoir acces aux contraintes dans la structure.

Il est donc necessaire de representer independamment les differentes “couches” constituantles panneaux et de les assembler ensuite par collage ou connexion entre noeuds du maillage.Ceci a bien entendu un impact non negligeable sur le nombre de degres de liberte et le tempsde calcul, qui augmentent tout deux fortement.

Dans notre cas, la modelisation d’un panneau solaire requerrait la creation de treizeelements, ce qui est enorme. Heureusement, il a ete possible d’obtenir les proprietes mecaniquesd’une peau en CFRP pour le nombre de plis et les orientations nous concernant. Ces valeurs,reprises au tableau 5.1, nous ont ete fournies par Niels Botman.

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Peau exterieure - materiau equivalentModule de Young 106.3 GPa

Module de cisaillement 40.6 GPa

Limite elastique1 355 MPa

Densite 1800 kg/m3


Tab. 5.1: Proprietes mecaniques equivalentes pour les peaux exterieures [2]

Afin de verifier la validite de ces proprietes, un calcul dynamique a ete effectue sur le pan-neau interieur, encastre au niveau des points d’appui. Ce calcul a ete realise en utilisant unecoque composite pour representer le panneau. Dans un premier temps, les peaux exterieuresont ete modelisees par les differents plis qui les composent, chacun ayant une epaisseur de 0.06mm (cfr figure 5.2). Chaque peau a ensuite ete modelisee par un unique pli, d’une epaisseurde 0.36 mm et ayant les proprietes donnees au tableau 5.1. Les frequences propres et massesgeneralisees associees aux modes sont reprises au tableau 5.22, pour les deux cas traites. Onconstate que les grandeurs considerees sont pratiquement identiques 3, ce qui montre doncque les deux modelisations des coques exterieures sont identiques.

Fig. 5.2: Coque composite modelisant le panneau

1Valeur a confirmer.2Veuillez preter attention que les frequences donnees ici ont ete calculees pour une position des points

d’appui ne correspondant pas a la position optimale.3L’erreur relative maximale est inferieure a 10‰.

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Mode Frequence [Hz] Masse generalisee [kg]Plis M55J/950-1 Mat. equivalent Plis M55J/950-1 Mat. equivalent

1 293.76 294.06 0.08069 0.080392 304.78 304.24 0.07878 0.078443 492.00 493.58 0.02780 0.027584 507.99 507.17 0.02784 0.027575 560.56 565.79 0.02905 0.02906

Tab. 5.2: Comparaison des modelisations des peaux exterieures

Une premiere modelisation des panneaux fut alors realisee. Celle-ci consistait a representerles peaux exterieures et le nid d’abeille par des coques geometriquement confondues, afin depouvoir les assembler par connexion entre noeuds du maillage. En effet, pour ce type d’as-semblage, il est necessaire que les noeuds lies soient confondus. Par consequent, les entitesassemblees doivent presenter des maillages identiques. L’avantage de cet assemblage est qu’ilpermet, par rapport au collage, une certaine economie des elements generes.

Etant donne que les supports des peaux exterieures sont confondus avec celui du nidd’abeille, la definition des coques representant ces dernieres doit se faire en introduisant unoffset au niveau de la fibre neutre. Celui-ci permet de specifier la distance entre la fibre neutreet le support, de maniere a obtenir la position physique exacte de la coque. Dans notre cas,l’offset pour les fibres neutres des peaux exterieures est4 de 4.82 mm.

Les frequences propres obtenues pour les panneaux avec une telle modelisation se sontrevelees nettement superieures a celles determinees lors de l’utilisation d’une coque composite(erreurs relatives allant jusque +15%). Apres de multiples essais afin d’ameliorer ces valeurs,il est apparu que la representation du nid d’abeille a l’aide d’un volume permettait d’obtenirdes frequences quasiment identiques a celles de la structure composite. Le panneau solaire adonc finalement ete modelise a l’aide d’un volume representant le nid d’abeille, sur lequel sontassemblees (par connexion entre noeuds du maillage) les deux coques constituant les peauxexterieures.

Afin d’obtenir un maillage compose uniquement de quadrangles au niveau des coques,celles-ci sont divisees en un certain nombre de sous-domaines rectangulaires a l’aide des fonc-tions Divide face et Divide edge disponibles dans Samcef Field. Remarquons que pour faciliterle futur assemblage entre les panneaux et les interfaces des charnieres, le decoupage a eterealise de maniere a obtenir des domaines de dimensions identiques aux zones de contact deces entites. Ces zones sont illustrees en bleu a la figure 5.3, representant les differents sous-domaines crees au niveau du panneau solaire interieur.

De la meme maniere, il est possible d’obtenir un maillage du volume compose uniquementde hexaedres. Il suffit pour cela de creer le volume par extrusion des differents domaines et deproceder ensuite a un collage geometrique, de maniere a ne former qu’une seule et meme entite.

4Ces valeur s’obtiennent par addition des demi-epaisseurs du nid d’abeille et de la peau exterieure :0.5x(9.28+0.36)=4.82 mm

57


Une taille moyenne de 25 mm a ete choisie pour les mailles des coques et du volumecomposant le panneau solaire. Le maillage ainsi obtenu est presente a la figure 5.4, dans lecas du panneau interieur.

Fig. 5.3: Sous-domaines du panneau interieur Fig. 5.4: Maillage du panneau interieur

Pour rappel, le panneau solaire interieur supporte en son centre le module des cellulesexperimentales de Dutch Space. Une vue approchee de ce dernier est donnee a la figure 5.5.Etant donne la faible rigidite de la peau en titanium supportant les cellules, seul le cadre dumodule a ete modelise. Celui-ci a bien entendu ete represente par des elements de poutre.Precisons que la masse des cellules a tout de meme ete prise en compte en majorant la densitede l’aluminium composant le cadre.

Comme il a ete mentionne a la section 2.6.1, le module est fixe par quatre attaches surla face du panneau solaire situee du cote du panneau exterieur. Ces fixations sont modeliseespar des liaisons rigides entre noeuds a noeuds, entre le cadre et la peau en CFRP du panneau.Chaque liaison implique deux noeuds du maillage de la peau, situes au niveau des pattes defixation (cfr figure 5.6).

Fig. 5.5: Zoom sur le module de test

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Cependant, cette modelisation du module de test introduit un nombre important de modesde vibration ne faisant intervenir que ce dernier. Sachant que lors de la simulation des testsde qualification il sera necessaire de calculer les modes de la structure jusqu’a une frequencedonnee, ceci entraınera une augmentation du nombre de modes a determiner. Puisque queces modes de vibration du module de test n’apportent rien, sinon une hausse du temps decalcul et de la zone memoire requise, celui-ci sera finalement represente par quatre massesconcentrees, definies en ses points de fixations (cfr figure5.7).

Fig. 5.6: Module test modelise pardes elements de poutre

Fig. 5.7: Module test modelise pardes masses concentrees

5.1.2 Charnieres

La modelisation des charnieres MAEVA est effectuee a l’aide de noeuds et de coques. Lespremiers permettent de representer, apres liaison, les lames de la charniere tandis que lescoques sont utilisees pour representer les embases.

(a) (b)

Fig. 5.8: Charniere MAEVA : (a)configuration ouverte(b)configuration fermee type charniere coude

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L’utilisation de coques plutot que de volumes permet une reduction du nombre d’elementsgeneres et donc du nombre de degres de liberte. Habituellement, on modelise une geometriea l’aide des elements de coque lorsque celle-ci presente une epaisseur suffisamment faible parrapport a ses autres dimensions. Ce n’est pas le cas ici, puisque l’epaisseur des embases estde 10 mm pour une largeur et une profondeur respectivement de 20 et 70 mm. Cependantl’utilite de modeliser une telle piece a l’aide d’elements de volume serait de representer plusfidelement la flexion de la piece. Or, en ce qui nous concerne, les dimensions et materiau desembases sont tels que celles-ci ont une rigidite importante et ne devraient donc pas presenterde deformation en flexion sous les sollicitations generees lors du lancement. Pour terminer,precisons que la taille de maille choisie pour les embases est de 10 mm.

Les entites geometriques utilisees pour modeliser la charniere sont representees a la figure5.9, dans le cas de la charniere coude. Cinq points sont necessaires pour la representation deslames. Tout d’abord, les points A et B permettent la fixation au niveau des embases. Cespoints sont lies rigidement a un segment cree sur toute la longueur de la coque et qui divisecelle-ci en deux parties egales. Les points C et E sont respectivement crees a une distancedes points A et B qui correspond a la moitie de la longueur des lames. Le point D representequant a lui le centre de rotation de la charniere.

Fig. 5.9: Entites geometriques de lacharniere coude

Fig. 5.10: Modelisation de la charniere coude

Comme nous pouvons le voir a la figure 5.10, ces differents points sont connectes pardes corps rigides a l’exception des points C et D, relies par un element Bushing. Ce dernierpermet de definir, selon les trois axes, des raideurs en translation et en rotation entre lesdeux points. De cette maniere, il est possible de tenir compte de la raideur de la charniere.Malheureusement, les valeurs trouvees dans la litterature ne s’appliquent que dans le cas oula charniere est en configuration ouverte, comme illustre a la figure 5.8 (a). Le tableau 5.3reprend les differentes raideurs de la charniere selon les axes definis a la figure 5.8.

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Direction Raideur en Raideur entranslation [N/m] rotation [Nm/rad]

Xa 32.103 9000Ya 27.106 75Za 12.105 1000

Tab. 5.3: Raideurs de la charniere MAEVA [3]

A defaut de trouver mieux, ce sont donc ces valeurs qui ont ete utilisees, sauf en ce quiconcerne les raideurs en rotation selon l’axe Za. En effet, ces dernieres ont pu etre fourniespar Angelique Moxhet (etudiante membre de l’equipe MECH ayant realise son TFE sur lescharnieres MAEVA), pour les configurations des charnieres coude et epaule. Celles-ci sontrespectivement de 0.3 Nm et 0.05 Nm.

Precisons pour terminer que le couple produit par la charniere n’est pas pris en comptedans cette etude de meme que la charniere n’est pas representee en elle-meme. En effet, iln’est pas possible d’appliquer des efforts dans le module Dynam de Samcef Field, et leselements de type Hinge permettant de modeliser les charnieres ne sont disponibles que dansle module Mecano. Il est cependant possible de tenir compte de l’action de la charniere enlancant un calcul Mecano avant de realiser l’etude dynamique. Celle-ci se base alors sur lamatrice de raideur obtenue a la fin du calcul Mecano.

Cette methode ne sera cependant pas appliquee car elle necessiterait, notamment lorsde l’etude du modele incluant le satellite, un temps de calcul plus important et un espacede stockage plus grand. Il est en effet necessaire de conserver un certain nombre de fichierssupplementaires pour passer de Mecano a Dynam. Notons toutefois que nous nous placonsdu cote de la securite en ce qui concerne les valeurs des frequences propres car l’action de lacharniere rendra la structure plus rigide et conduira donc a des frequences de resonance pluselevees.

5.1.3 Interfaces en L

Ces interfaces permettant de relier les charnieres aux panneaux solaires seront egalementmodelisees a l’aide de coques. Leurs dimensions5 sont donnees a la figure 5.11 avec :

– (a) : L’interface entre la charniere epaule et le panneau interieur.– (b) : L’interface entre la charniere coude et le panneau interieur.– (c) : L’interface entre la charniere coude et le panneau exterieur.

Pour rappel, les differences existant entre ces dimensions proviennent du fait que pour uneconfiguration donnee, les embases des charnieres doivent etre positionnees de maniere biendefinie afin d’assurer un deploiement correct (cfr section 2.6.3).

5La dimension hors plan est de 70 mm

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(a) (b) (c)

Fig. 5.11: Dimensions des interfaces charniere/panneau [mm]

Notons que pour obtenir les bonnes dimensions des surfaces de contact au niveau desembases, les coques representant les interfaces ne seront pas definies par la fibre moyenne deces dernieres. En effet, si tel etait le cas, ces zones de contact seraient de surface inferieurea la realite6. Ceci est illustre a la figure 5.12 (a), representant l’interface entre la charnierecoude et le panneau solaire exterieur.

(a) (b) (c)

Fig. 5.12: Interface charniere coude/panneau solaire exterieur [mm]

La partie en vert correspond a la partie de la piece qui est effectivement representee enutilisant la fibre moyenne. On constate donc que celle-ci n’est pas modelisee dans son entierete

6Sauf dans le cas de l’interface liant la charniere coude au panneau interieur

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et que la surface de contact avec l’embase presente une largeur de 16.5 mm au lieu des 18 mmintervenant en realite. Ceci peut etre evite en choisissant de modeliser la coque a l’aide desfibres representees en rouge a la figure 5.12 (b). Dans ce cas, la coque representera l’entieretede l’interface. L’interface modelisee dans Samcef Field est presentee a la figure 5.12 (c).Pour terminer, precisons que la taille maximale de maille est definie a 10 mm.

5.1.4 Assemblage

Nous allons maintenant proceder a l’assemblage des differents elements qui viennent d’etredecrits. Tout d’abord, les embases des charnieres sont assemblees aux interfaces en L par col-lage, a l’aide de la fonctionnalite Glue. Etant donne que les coques representant ces elementsne sont pas confondues, il sera necessaire, lors de la definition de l’assemblage, de specifier ladistance normale entre ces deux entites. Les connexions entre panneaux et interfaces serontrealisees de la meme maniere, en specifiant a chaque fois les distances normales.

Les figures 5.13 et 5.14 illustrent les assemblages pour les charnieres epaule et coude.Dans les deux cas, la modelisation sous Samcef Field est presentee en (a) et en (b) oules epaisseurs des coques sont rendues visibles. Une illustration provenant du modele Catiaest donnee en (c). Les liaisons par collage sont visibles en (a), elles sont representees par lessurfaces de couleur brune reliees entre elles par de minces “fils” jaunes. Precisons que cessurfaces ne sont pas representatives de l’etendue de la zone d’assemblage. Les autres elementsde couleur jaune, plus “epais”, representent les liaisons rigides mentionnees auparavant.

(a) (b) (c)

Fig. 5.13: Assemblage charniere epaule/panneau solaire interieur(a), (b) : Modelisation sous Samcef Field

(c) : Representation sous Catia

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(a) (b) (c)

Fig. 5.14: Assemblage charniere coude/panneaux solaires(a), (b) : Modelisation sous Samcef Field

(c) : Representation sous Catia

Passons a present a la modelisation des points d’appui existant entre les panneaux solaires.Ceux-ci sont representes a la figure 5.15, ou les panneaux ont ete legerement ecartes pour lesrendre visibles. Pour rappel, les panneaux solaires sont munis d’inserts en chaque point d’appuiet ceci afin d’eviter l’ecrasement des panneaux. Ces inserts sont representes en bleu et en rosea la figure 5.15. Toujours sur cette figure, on peut egalement voir l’equerre (en orange) fixeesur le panneau de cisaillement (en gris) et servant d’interface avec le satellite.

Fig. 5.15: Points d’appui

Les points d’appui et les inserts seront modelises par des liaisons rigides entre certainsnoeuds du maillage des peaux en CFRP. Quatre connexions seront creees par entite. Pour lespoints d’appui, ces connexions interviendront entre les peaux exterieures des deux panneauxsolaires tandis que pour les inserts, ces connexions lieront les noeuds des peaux exterieuresd’un meme panneau. Ceci est illustre a la figure 5.16, ou les connexions representant le pointd’appui sont de couleur blanche. Les connexions restantes representent les deux inserts placesdans les panneaux solaires.

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Fig. 5.16: Modelisation d’un point d’appui

Pour finir, il reste a modeliser les inserts exterieurs. Pour rappel, ces derniers sont placesdans les panneaux solaires exterieurs et permettent de fixer les extremites du cable de retention.Ces inserts seront representes de la meme maniere que les precedents mais deux petitesdifferences sont cependant a noter :

1. Vu les dimensions plus importantes de l’insert, il sera necessaire d’utiliser six connexionsrigides (en blanc a la figure 5.18), au lieu des quatre requises precedemment.

2. Puisque cet insert est en contact avec le tube (cfr section 4.3), un point est cree al’extremite de l’insert et relie aux noeuds deja connectes. Ceci facilitera le futur assem-blage avec le tube.

Fig. 5.17: Visualisation de l’insert exterieur

Fig. 5.18: Modelisation de l’insert exterieur

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5.2 Positionnement des points d’appui

A partir de la modelisation qui vient d’etre decrite, il est possible de determiner la posi-tion optimale des points d’appui. Pour rappel, il faut que la structure complete du satellitepresente des premieres frequences fondamentales superieures a 45 Hz en lateral et 90 Hz enlongitudinal. La hauteur des points d’appui sera donc determinee de maniere a ce que l’ailesolaire presente une premiere frequence propre qui soit la plus elevee possible. Par la suite,une verification sera effectuee a l’aide d’un modele incluant le satellite complet.

Pour cette etude, l’aile solaire a ete encastree au niveau des points d’appui, des in-serts exterieurs et de l’embase de la charniere epaule. Les hauteurs des points d’appui sontreferencees par rapport aux bords superieur et inferieur des panneaux solaires, comme illustrea la figure 5.19. Celles-ci seront modifiees avec un pas de 25 mm et afin d’eviter de trop im-portantes concentrations de contraintes, nous ne descendrons pas en-dessous d’une distancede 25 mm entre les bords des points d’appui et ceux des panneaux.

La configuration qui fut etudiee en premier lieu correspond a celle des equerres exterieures(cfr section 4.3.1). La figure 5.20 illustre l’evolution de la premiere frequence propre en fonctiondes hauteurs des appuis. La configuration fournissant la frequence la plus elevee (327.6 Hz)correspond a hinf = 75 mm et hsup = 125 mm.

Fig. 5.19: Domaine de variation pour leshauteurs des points d’appui

Fig. 5.20: Premiere frequence en fonctiondes hauteurs des points d’appui

En ce qui concerne la configuration des equerres interieures, ces memes hauteurs four-nissent une premiere frequence propre de 218.81 Hz. Cette configuration ne devrait donc pasposer de probleme en ce qui concerne le decouplage frequentiel et c’est donc finalement celle-ciqui sera utilisee dans les differentes etudes qui suivent. Elle est illustree a la figure 5.21, oule panneau exterieur est represente en bleu et le panneau interieur en vert. Notons que dansle modele complet, les conditions limites utilisees ici seront bien entendu remplacees par desconnexions avec le satellite.

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Fig. 5.21: Modelisation finale de l’aile solaire

Les six premiers modes de vibration de l’aile solaire sont repris aux figures 5.22 et 5.23.Nous pouvons constater que les cinq premiers n’impliquent que le panneau interieur tandisque le sixieme est un mode de vibration du panneau exterieur uniquement. Ceci s’expliquepar le fait que le panneau solaire exterieur possede, pour ainsi dire, deux points d’appuisupplementaires crees par le contact existant entre les tubes et les inserts exterieurs.

Mode 1 : 218.81 Hz Mode 2 : 219.74 Hz

Fig. 5.22: Modes de vibration de l’aile solaire

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Mode 3 : 347.39 Hz Mode 4 : 355.22 Hz

Mode 5 : 433.83 Hz Mode 6 : 440.67 Hz

Fig. 5.23: Modes de vibration de l’aile solaire

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5.3 Modelisation de la structure du satellite

La conception de la structure du satellite est assuree par l’equipe STRU [13]. Pour rappel,elle se decompose en une structure primaire et une structure secondaire. La maniere dont estmodelisee chacune d’entre elles est expliquee ci-apres.

Precisons tout d’abord que l’utilisation d’un super element pour modeliser la structuredu satellite aurait ete la solution la plus avantageuse en ce qui concerne le temps de calcul.Cependant un certain nombre de problemes peuvent survenir si une telle modelisation estutilisee dans les modules Repdyn et Spectral permettant de simuler les tests de qualification.La structure du satellite sera donc modelisee de maniere “classique”.

5.3.1 Structure primaire

La structure primaire, representee a la figure 5.24, est composee de huit panneaux de ci-saillement (en bleu) assembles de maniere a former un quadrillage en #. Ceux-ci sont destinesa servir de support aux equipements et differents sous-systemes embarques a bord du satellite.Cette structure est completee par quatre ponts (en rouge) fixant les panneaux sur un anneaustructural (en bleu). Le role de ce dernier est d’assurer une bonne distribution des chargesa l’interface avec le lanceur. Precisons pour terminer que les panneaux sont egalement fixesentre eux au moyen d’equerres (en rose).


Fig. 5.24: Structure primaire

Les panneaux de cisaillement sont realises a partir de panneaux sandwich. Ceux-ci secomposent d’un nid d’abeille compris entre deux peaux destinees a renforcer la structure.Le nid d’abeille est en aluminium et provient de la societe Hexcell. Ses caracteristiques sontreprises au tableau 5.4. Les peaux exterieures sont quant a elles en Aluminium 2024-T3, dont

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les proprietes mecaniques sont donnees au tableau 5.5. Notons que les autres elements de lastructure primaire (ponts, anneau structural et equerres de fixation) sont egalement realisesavec ce materiau.

Nid d’abeille 3/16-5052-.001Alliage d’Aluminium 5052-H19



Densite 49.7 kg/m3

Compression Module de Young 517 MPaLimite elastique 1.48 MPa




Aluminium 2024-T3Module de Young 73.1 GPa


Limite de rupture 448 MPa

Densite 2780 kg/m3


Tab. 5.5: Proprietes mecaniques de l’Aluminium 2024-T3

Les epaisseurs du nid d’abeille et des peaux sont respectivement de 20 et 0.3 mm, cequi conduit a une epaisseur totale de 20.6 mm. Cependant, comme le montre la figure 5.25,les panneaux centraux presentent une epaisseur reduite. Ceci provient du fait que le nidd’abeille qui les compose a une epaisseur de 15 mm seulement. Etant donne que celle despeaux exterieures reste inchangee, l’epaisseur totale des panneaux centraux est de 15.6 mm.

En ce qui concerne la modelisation, puisque nous ne sommes pas interesses par les valeursdes contraintes dans les panneaux de cisaillement, ceux-ci peuvent etre representes a l’aidede coques composites. Ces panneaux seront mailles a l’aide de quadrangles ayant une taillemoyenne de 25 mm. Le maillage ainsi obtenu est illustre a la figure 5.26.

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Fig. 5.25: Vue en elevation despanneaux de cisaillement

Fig. 5.26: Maillage des panneauxde cisaillement

Comme nous pouvons le voir a la figure 5.25, chaque paire d’equerres est disposee demaniere a ce que ces dernieres puissent etre fixees l’une a l’autre, par l’intermediaire dedeux vis traversant les panneaux de cisaillement principaux. Etant donne que les panneauxcentraux sont d’une epaisseur moindre, il est necessaire d’utiliser une equerre legerement pluslongue pour ces derniers. Les deux types d’equerre de fixation sont representes a la figure 5.27.Au vu de leurs dimensions, nous pouvons supposer que ces pieces presenteront une rigiditeimportante. De ce fait, les equerres seront modelisees par des connexions rigides entre lesnoeuds des panneaux de cisaillement. Ceci permettra de faire une economie au niveau dunombre de degres de liberte de la structure. Notons que les masses de ces equerres serontreparties aux points de fixation a l’aide de masses concentrees.

Fig. 5.27: Equerres de fixation Fig. 5.28: Modelisation des equerresde fixation

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Les ponts sont modelises en volumes et sont mailles a l’aide d’elements tetraedriques ayantune taille moyenne de 10 mm. Le maillage obtenu est presente a la figure 5.29.

Fig. 5.29: Pont

Etant donne que l’epaisseur de l’anneau structural (10 mm) est nettement inferieure a sesautres dimensions (Rint = 120 mm et Rext = 180 mm), celui-ci sera modelise par une coque.Il est possible d’obtenir un maillage de l’anneau compose uniquement de quadrangle grace ala methode expliquee ci-dessous.

Pour qu’une entite soit maillee a l’aide de quadrangle, il est tout d’abord necessaire quecelle-ci presente uniquement des sous-domaines a quatre cotes. Ce n’est pas le cas de l’anneau,qui est compose d’un unique domaine a deux cotes (circonferences exterieure et interieure).Celui-ci est donc divise en deux parties egales presentant chacune quatre cotes, comme illustrea la figure 5.30.

Toujours dans l’optique d’un maillage quadrangulaire, il est necessaire que le nombre dedivisions, c’est-a-dire le nombre de mailles, soit identiques sur les cotes en vis-a-vis. Etantdonne que dans notre cas les cotes constitues par les demi-perimetres ne sont pas de memelongueur, il ne sera pas possible d’obtenir ce type de maillage si nous specifions une taillemoyenne de maille. La solution est donc d’imposer le nombre de divisions sur les differentscotes du sous-domaine. Il a ete choisi de generer 30 mailles le long des demi-circonferences et5 mailles sur la largeur de l’anneau. La taille moyenne des mailles varie ainsi entre 12 et 19mm environ. Le maillage obtenu est presente a la figure 5.31.

Fig. 5.30: Sous-domaines del’anneau structural

Fig. 5.31: Maillage del’anneau structural

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5.3.2 Structure secondaire

La structure secondaire est constituee de six panneaux exterieurs (4 panneaux lateraux,1 plateau superieur, 1 plateau inferieur) destines a fournir une protection a la fois thermiqueet contre les radiations, pour les equipements places a l’interieur du satellite. Ces panneauxpeuvent eventuellement servir de support a des sous-systemes mais ceux-ci doivent presenterune faible masse. En effet, la structure secondaire n’est pas concue pour reprendre des effortsimportants.

Ces panneaux sont realises en Aluminium 2024-T3 et ont une epaisseur de 1 mm a l’ex-ception du plateau inferieur qui presente une epaisseur de 1.5 mm. Les panneaux laterauxsont fixes entre eux a l’aide de pieces en coin (en brun a la figure 5.32) et sont boulonnessur la tranche des panneaux de cisaillement. Ils sont egalement fixes aux plateaux par l’in-termediaire de petites equerres en forme de L. Cependant, en ce qui concerne cette dernierefixation, aucune information precise n’est disponible a ce jour.

Pour terminer, precisons que le plateau superieur est lui aussi boulonne sur la tranche despanneaux de cisaillement et que le plateau inferieur est enserre entre l’anneau structural etl’anneau de separation du lanceur (cfr section 5.3.4).


Fig. 5.32: Structure secondaire

Tous ces elements sont modelises par des coques et, comme precedemment pour les pan-neaux solaires, les panneaux lateraux sont decoupes en sous-domaines de maniere a faireapparaıtre les surfaces de contact avec les pieces en coin. Dans un premier temps, tous ceselements ont ete mailles avec des quadrangles de taille moyenne egale a 25 mm. Cependant,les panneaux lateraux, du fait de leur faible epaisseur, engendraient un nombre eleve de modeslocaux. Pour les raisons deja mentionnees dans le cas du module des cellules de test, la tailledes mailles de ces elements a ete portee a 40 mm. Ce qui a permis de reduire le nombre de

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modes locaux impliquant les panneaux lateraux.

5.3.3 Sous-systemes

Les differents sous-systemes embarques a bord du satellite sont representes par des massesconcentrees. Les informations necessaires a leur modelisation sont issues du document despecifications techniques [14] et du fichier Catia produits par l’equipe CONF. Cette equipeest en effet responsable de la configuration du satellite et assure donc le positionnement desdifferents sous-systemes. Pour mener a bien cette tache, il est necessaire de tenir compte desspecificites propres a chaque sous-systeme (connexion aisee entre les sous-systemes, antennesde communication possedant une ouverture vers l’exterieur du satellite...) mais egalementveiller a satisfaire les exigences imposees par le lanceur en matiere de moments d’inertie et deposition du centre de gravite du satellite. La configuration du satellite est illustree a la figure5.33.

Du point de vue de la modelisation de la fixation, chaque sous-systeme est lie rigidement aquatre noeuds de la structure du satellite. Precisons que les elements de grandes dimensions,tels que les reservoirs, se sont vus attribuer des noeuds supplementaires a hauteur des fixations.Ce sont ces noeuds, lies rigidement au centre de gravite, qui seront connectes a la structuredu satellite. Cette facon de proceder permet de repartir la charge du sous-systeme considered’une maniere plus proche de la realite. L’ensemble des sous-systemes connectes au satelliteest visible a la figure 5.34.

Fig. 5.33: Configuration du satellite Fig. 5.34: Fixations des differentssous-systemes

Le tableau 5.6 reprend les donnees permettant de modeliser les differents sous-systemes,a savoir : masse, centre de gravite et element de la structure sur lequel est fixe le sous-systeme. Precisons que seuls les sous-systemes presentant une masse superieure a 0.1 kg ontete modelises et que les inerties des elements les plus volumineux ont ete prises en compte.

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Dans ce tableau, les fixations des sous-systemes a la structure sont donnees en utilisant ladenomination utilisee par l’equipe STRU7. Celle-ci est donnee a la figure 5.35.

Fig. 5.35: Denomination des differents elements de la structure

Une derniere precision s’impose, en ce qui concerne le sous-systeme NAC. Dans le modeleCatia utilise, ce dernier est fixe sur le plateau superieur. Cependant, ce composant possedetout de meme une masse de 1.327 kg et la structure secondaire ne peut servir de supportque pour des sous-systemes de faible masse. Ceci a donc eu pour consequence l’apparition demodes de vibration assez importants du plateau superieur, notamment un premier mode aune frequence de 28 Hz. Cependant, comme nous pouvons le voir a la figure 5.36, les pattes defixations du composant ne sont pas trop eloignees de la tranche des panneaux de cisaillement.Il serait des lors possible de deplacer legerement le composant ou d’allonger les pattes de cedernier de maniere a le fixer au niveau de la structure primaire. Le probleme a ete soumisaux equipes concernee (NAC et CONF) et dans ce modele il sera suppose que le composantest fixe aux panneaux SP+X et SP+Y+X.

Fig. 5.36: Fixation du sous-systeme NAC

7SP = Shear Panel LP =Lateral Panel

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Equipe Sous-systeme Masse Centre de gravite [mm] Fixation[kg] XG YG ZG

AMSAT Box transceiver 2.2 144.753 -188.994 171.582 SP+X

AOCS Earth sensor 0.5 -162.476 166.637 548.763 SP−X

AOCS Magnetometer 0.3 211.914 55.095 130.244 SP+Y+X

AOCS Aquisition unit 0.4 126.421 -6.931 126.5 SP+X

AOCS Reaction wheel 0.8 145.983 -185.6 414 SP+X

AOCS Sun sensor 1 0.5 -271.756 55 168.084 SP+Y-X

AOCS Sun sensor 2 0.5 271.556 -55 168.084 SP−Y+X

COMM PL Top LGA 1 0.328 -171.886 -175.783 666.203 SP-X & -Y-X

COMM PL Top LGA 2 0.328 171.886 -175.783 666.203 SP+X & -Y+X

COMM PL Bottom LGA 1 0.563 -204.6 -214 -21.681 Base plate

COMM PL Bottom LGA 2 0.563 -204.6 214 -21.681 Base plate

COMM PL Inflatable antenna 4 230 0 40 SP±Y+X

COMM PL Transceiver 8.053 -166.014 -187.319 383.724 SP-X

COMMIT HGA 0.4 163.793 0 637.798 Top plate

EPS Box (PDU) 3.5 177.892 0 485.349 SP+X

EPS Battery box 1 1.5 136.169 -178.994 572.45 SP+X

EPS Battery box 2 1.5 199.169 -178.994 572.45 SP+X

LMP LCB 0.5 -194.215 145.083 314.733 SP+Y+X

LMP TSB 0.9 -236.084 145.216 438.853 SP+Y+X

LMP LDE 0.358 -263.482 14.346 54.5 LP-X

MECH Electronic box 1.74 220.4 -155.32 216.5 SP−Y+X

MAGIC Box 1.503 143.35 -0.28 249 SP+X

MEM Box 1 -116.161 187.299 307.879 SP-X

NAC NAC 1.327 183.4 178.516 577.159 SP+X & +Y+X

OBDH PC box 3.7 147.364 191.993 316.5 SP+X

OBDH NODE Box 1.83 -192.6 159.861 165.152 SP+Y−X

RAD Cluster 1 0.17 -120.784 174.913 91.517 SP-X

RAD Cluster 2 0.17 203.383 -119.884 142.413 SP+Y+X

PROP ARCS 1 0.706 0 -237.874 32.899 SP±X

PROP ARCS 2 0.706 0 237.874 32.899 SP±X

PROP Tank (-Y) 6.942 -0.362 -175.284 304.242 SP−YOX

PROP Tank (middle) 6.942 7.316 0 364.164 SP+X

PROP Tank (+Y) 6.942 -0.362 175.284 304.242 SP+YOX

PROP PMS box 7.128 -160.18 11.222 379.715 SP+Y-X

PROP OCS and TVC 1.88 -3.077 21.175 74.888 SP±YOX

STT Star tracker 1.457 175.79 198.759 171.582 SP+X

UCAM UCAM 0.424 -185.163 -202.22 76.988 SP−X

Tab. 5.6: Donnees necessaires a la modelisation des sous-systemes

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5.3.4 Assemblages

Passons a present a la description des assemblages intervenant entre les divers elementsde la structure du satellite.

En ce qui concerne les liaisons entre les panneaux de cisaillement, l’assemblage par l’in-termediaire des equerres de fixation a deja ete discute precedemment. Il reste donc a decrirela fixation faisant intervenir les ponts et qui est realisee par boulonnage. Un noeud est donccree au centre de chaque alesage du pont et lie rigidement en leurs aretes. Chaque noeudest ensuite connecte au maillage du panneau a l’aide d’un element rigide. Cet assemblage estillustre a la figure 5.37. Une methode identique est utilisee pour connecter les ponts a l’anneaustructural.

Fig. 5.37: Liaisons entre pont et panneau de cisaillement

En ce qui concerne la structure secondaire, les panneaux lateraux sont lies aux pieces encoin par connexion entre noeuds du maillage et aux aretes des panneaux de cisaillement parcollage (commande glue).

Comme il a ete signale precedemment, les plateaux superieur et inferieur sont lies auxpanneaux lateraux par l’intermediaire d’equerres en forme de L. Leur nombre, tout commeleurs dimensions et emplacement n’etant pas encore definis, il a ete choisi de lier les panneauxlateraux aux plateaux sur toute la longueur de leur arete commune.

Au niveau du plateau superieur, l’assemblage est realise par connexion entre noeuds dumaillage. Etant donne que les panneaux lateraux ont ete decoupes en un certain nombre dedomaines (en vue de leur assemblage avec les pieces en coin), il sera necessaire d’effectuer undecoupage du plateau superieur de maniere a ce que les noeuds a lier soient confondus. Ence qui concerne le plateau inferieur, deja divise en sous-domaines pour obtenir un maillagequadrangulaire8, les liaisons avec les panneaux lateraux seront realisees par collage.

Precisons que le plateau superieur est egalement boulonne sur la tranche des panneaux decisaillement, il sera donc lie aux aretes de ces derniers au moyen de la commande glue.

8Celui-ci presente une decoupe en son centre (cfr figure 5.32), pour la tuyere d’ejection en fibre de carbone.

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La figure 5.38 illustre ces differents assemblages. Les cubes bruns correspondent aux liai-sons par connexion entre noeuds du maillage tandis que deux surfaces brunes reliees entreelles par des “fils” jaunes representent une liaison par collage.

Fig. 5.38: Liaisons entre structures primaire et secondaire

Pour rappel, le plateau inferieur est compris entre l’anneau de separation et l’anneau struc-tural. L’anneau de separation (en vert a la figure 5.39) n’ayant pas ete modelise, le plateauinferieur sera lie a l’anneau structural par collage .


Fig. 5.39: Interface avec le lanceur

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C’est au niveau de l’anneau structural que sont imposees les conditions limites. Pour cefaire, douze noeuds sont crees au niveau des fixations avec l’anneau de separation et liesrigidement au maillage de l’anneau. Ce sont donc ces points qui sont encastres et auxquelsnous appliquerons les chargements lors de la modelisation des tests de qualification.

Fig. 5.40: Encastrements au niveau de l’anneau structural

5.4 Modele complet : satellite et aile solaire

Le modele utilise pour la verification du decouplage frequentiel et pour la simulation destests de vibration comprend la structure du satellite et une aile solaire. La deuxieme etantprise en compte a l’aide d’une masse concentree.

Les interfaces existant entre ces deux structures sont :– Les equerres necessaires aux points d’appui, boulonnees aux panneaux de cisaillement.– Le module moteur, par l’intermediaire du support et de l’axe de rotation secondaire fixe

a la charniere epaule (cfr section 2.6.4).– Les modules des couteaux thermiques, par l’intermediaire des supports et des tubes en

contact avec les inserts exterieurs (cfr section 4.3).

Les equerres sont modelisees a l’aide de coques, presentant une taille de maille moyenne de10 mm et liees rigidement a quatre noeuds du maillage des panneaux de cisaillement, commeillustre a la figure 5.41. Au niveau du panneau solaire interieur, la connexion s’effectue surles noeuds du maillage utilises pour representer les inserts des points d’appui (elements enblanc a la figure 5.41). Celle-ci est egalement realisee a l’aide de liaisons rigides. Rappelonsque l’etude porte sur la configuration des equerres interieures.

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Fig. 5.41: Equerre d’interface pour les points d’appui

En ce qui concerne le module moteur, le support a ete represente au moyen d’une coque,tout comme le boıtier de protection, ce dernier etant lie au support par connexion entre noeudsdu maillage. La connexion entre le support et la charniere est realisee en creant un noeud lierigidement en quatre noeuds du support et en six noeuds de l’embase de la charniere, commeillustre a la figure 5.42. Le support est fixe aux panneaux de cisaillement de la meme faconque les interfaces des points d’appui : a l’aide de liaisons rigides entre noeuds du maillage.

Fig. 5.42: Module moteur

Les modules des couteaux thermiques sont representes de la meme maniere que les sous-systemes embarques a bord du satellite. Ils sont donc modelises par une masse concentreedefinie en leur centre de gravite et fixee sur la tranche des panneaux de cisaillement pardes connexions rigides. Cette maniere de proceder permet d’economiser un grand nombre dedegres de liberte car la geometrie du support est assez complexe et aurait necessite un nombred’elements important.

En ce qui concerne leur liaison avec le panneau solaire, rappelons tout d’abord que les pan-neaux solaires exterieurs sont relies entre eux par l’intermediaire de deux cables de retention.De plus les inserts exterieurs contenant les extremites des cables sont en contact avec le tube.

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Par consequent, dans la zone de ces inserts, tout mouvement autre que global (satellite+ailesolaire) selon une direction normale a sa surface, n’est pas possible pour le panneau solaireexterieur. Etant donne la presence des points d’appui, nous pouvons supposer sans grandeerreur que les mouvements et rotations au niveau des inserts exterieurs seront empeches se-lon toutes les directions. Il a donc ete decide de connecter rigidement les noeuds extremitesdes inserts exterieurs aux centres de gravite des modules des couteaux thermiques. Ceci estillustre a la figure 5.43, ou les connexions du centre de gravite du module aux panneaux decisaillement sont representees en blanc.

Fig. 5.43: Module des couteaux thermiques

5.5 Modelisation de l’aile solaire MECH pour l’etudedu deploiement

Cette etude sera realisee a l’aide du module Mecano de Samcef Field et impliquera l’uti-lisation de super elements. Ces derniers permettent de condenser toutes les informations d’unestructure aux niveau d’un certain nombre de points retenus et donc de reduire de maniereimportante le nombre de degres de liberte. En pratique, les noeuds retenus sont ceux quipermettent de mettre en place les differentes connexions avec les structures “exterieures” etd’appliquer des chargements. Precisons qu’il convient de creer le super element de maniere ace que le nombre de noeuds retenus soit le plus faible possible. Dans notre cas, deux superelements seront crees. Chacun d’entre eux comprendra un panneau solaire ainsi que les in-terfaces en L et les embases des charnieres qui y sont connectees. Precisons que puisque cesinterfaces et ces embases sont contenues dans le super element, nous pouvons les representeravec des volumes etant donne qu’il n’est plus aussi critique d’economiser le nombre de degresde liberte comme c’etait le cas precedemment.

Avant de decrire plus precisement la maniere dont ces super elements ont ete crees, nous

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allons tout d’abord presenter la modelisation des charnieres.

5.5.1 Charnieres

Pour rappel, les charnieres MAEVA sont constituees par un assemblage de trois lames(joints de Carpentier) de maniere a fournir un guidage quasiment identique a celui d’unecharniere a pivot central 9. Ces trois lames sont fixees dans des embases, qui sont connectees,dans notre cas, aux interface en L.

Fig. 5.44: Charniere MAEVA

La modelisation de la charniere dans le cas du deploiement presente de legeres differencespar rapport au modele utilise precedemment. Quatre points seront utilises ici. Les points A etB, situes a une distance de l’embase correspondant a la moitie de la longueur des lames et quisont relies rigidement en neuf noeuds du maillage de l’embase, aux endroits de fixation deslames. Et deux points confondus (C et D) relies entre eux a par un element Hinge definissantle comportement de la charniere. Notons que ces points doivent etre positionnes de maniere ace qu’une fois en position ouverte, la distance entre les embases correspondent a la longueurdes charnieres. Le points C et D sont respectivement relies aux points A et B par des elementsrigides. Les modelisations des charnieres coude et epaule sont respectivement illustrees auxfigures 5.45 et 5.46.

Fig. 5.45: Modelisation de la charniere coude

9La position de ce pivot correspond, a peu de chose pres, a un point situe au centre de la lame centrale.

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Fig. 5.46: Modelisation de la charniere epaule

Le couple produit par la charniere evolue en fonction de son angle d’ouverture. La loidu couple, fournie par Angelique Moxhet, est illustree a la figure 5.47. Attention que celui-ci est donne en fonction de l’angle forme par les embases et non pas en fonction de l’angled’ouverture de la charniere utilisee pour la modelisation. Un angle de -180° correspond a laconfiguration de la charniere coude, la position ouverte correspond a un angle 0° et un anglede +180° correspond a la configuration de la charniere coude mais pliee dans l’autre sens.

Fig. 5.47: Couple produit par la charniere MAEVA

5.5.2 Super elements

Comme signale precedemment deux super elements vont etre crees, chacun etant associe aun panneau solaire (cfr figure 5.48). Du point de vue de la modelisation, la creation d’un superelement se fait de la meme maniere qu’un modele normal (geometrie, assemblage, maillage),si ce n’est qu’il faut preciser les noeuds a retenir. Puisque dans notre cas il s’agit d’une etudeimplicite et donc de super elements dynamiques, il faudra egalement definir le nombre defrequences propres qu’il est necessaire de determiner pour ces derniers.

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Panneau interieur Panneau exterieur

Fig. 5.48: Super elements utilises

Du point de vue de la modelisation des panneaux, rien n’a ete modifie, sauf en ce quiconcerne les points d’appui. En effet, etant donne qu’il est preferable de ne retenir qu’unminimum de points, il a ete choisi de creer des noeuds supplementaires et de les lier auxinserts des points d’appui (cfr figure 5.49). Ceci permet donc de retenir un noeud par pointd’appui, contre quatre si la modification n’avait pas ete apportee. Les noeuds extremites desinserts exterieurs seront egalement retenus, tout comme les noeuds fixes aux embases descharnieres.

Fig. 5.49: Points d’appui du panneau solaire interieur

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5.5.3 Modele global

Apres creation des super elements, ceux-ci sont importes dans un nouveau modele qui vapermettre de reconstituer l’aile solaire.

Tout d’abord, il faut reconstruire les charnieres, en connectant les noeuds retenus auniveau des embases aux noeuds sur lesquels sont definis les elements de type Hinge, commeillustre a la figure 5.50 dans le cas de la charniere epaule. Remarquons que les liaisons reliantle point retenu a l’embase situee au niveau du panneau ne sont pas visibles. En effet, une foisle super element importe, il n’est pas possible de visualiser les differents assemblages y etantrealises.

Fig. 5.50: Charniere epaule

Ensuite, il faut representer les liaisons intervenant au niveau des points d’appui. Entreles panneaux, les noeuds retenus sont lies par des Removable links. Ces elements constituentdes liaisons rigides entre les noeuds impliques et ont une action qu’il est possible de limiterdans le temps. En ce qui concerne les appuis du panneau interieur sur le satellite, les pointsretenus sont lies par des Removable links a des points encastres (cfr figure 5.51).

Fig. 5.51: Removable links au niveau des points d’appui satellite/panneau solaire

Pour finir, precisons qu’une force sera appliquee en chacun des deux noeuds extremites desinserts exterieurs. Celle-ci permettra de representer l’effet des cables sur les panneaux avantle deploiement. La tension a appliquer dans ceux-ci sera determinee suite aux etudes soussollicitations. Cette force sera supprimee apres un certain laps de temps, identique a celui desRemovable links.

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Chapitre 6

Etude par elements finis - Analysedes resultats

Ce chapitre est consacre a l’analyse des resultats obtenus lors des differentes etudes parelements finis. Notons que les graphes et figures presentes pour les panneaux solaires se rap-portent a chaque fois a la peau de renfort en CFRP la plus critique du panneau considere.

6.1 Decouplage frequentiel

Pour rappel, la premiere frequence propre du satellite complet doit etre superieure a 45 Hzselon les directions laterales (axes x et y) et 90 Hz selon l’axe longitudinal (axe z). Le tableau6.1 reprend les frequences propres et masses effectives des dix premiers modes de la structureet de certains modes correspondant a une resonance de l’aile solaire (4 premiers modes dupanneau interieur et premier mode du panneau exterieur, determines precedemment).

Mode Frequence Masses effectives [kg] et [kg.m2][Hz] x y z φx φy φz

1 57.4 6.37E+01 2.08E-01 3.84E-02 5.69E-02 1.29E+01 1.75E-022 65.6 2.59E-01 5.85E+01 8.44E-08 1.35E+01 4.31E-02 2.25E-063 84.8 9.46E-04 1.58E-03 6.50E-04 6.39E-04 4.29E-04 6.22E-014 85.2 8.60E-02 1.20E-03 6.09E-01 1.76E-04 3.98E-04 6.18E-045 91.3 7.61E-02 7.92E-03 2.95E-05 1.68E-03 4.28E-01 6.7.7E-036 96.7 5.86E-03 2.32E-02 2.40E-04 2.75E-02 2.38E-04 7.53E-027 100.8 2.21E-01 5.92E-06 1.38E+00 4.52E-06 6.70E-06 1.67E-048 101.0 4.69E-04 1.73E-03 2.23E-04 1.43E-03 7.81E-05 1.37E-029 112.3 1.99E-01 3.13E-03 3.93E-02 2.16E-05 3.21E-04 1.20E-0510 115.7 4.02E-04 3.06E-02 6.60E-02 1.45E-04 9.93E-02 1.42E-0330 199.7 1.016E-02 3.108E-02 3.277E-03 2.494E-04 3.680E-04 1.873E-0135 209.4 1.071E-04 1.958E-01 2.728E-02 4.818E-03 7.678E-05 6.610E-0384 327.7 1.768E-04 2.123E-01 7.239E-02 4.715E-05 5.694E-05 4.736E-0587 334.7 1.130E-04 1.163E-02 8.781E-04 7.720E-05 1.777E-05 4.424E-03131 431.3 1.091E-02 1.683E-01 1.667E-04 4.401E-05 4.846E-04 5.112E-03

Tab. 6.1: Frequences propres et masses effectives

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CHAPITRE 6. ETUDE PAR ELEMENTS FINIS - ANALYSE DES RESULTATS

La marge imposee dans le cas d’une determination des frequences de resonance par analyseelements finis est de 10 %. Dans notre cas, la premiere frequence propre du satellite est de57.4 Hz, ce qui constitue une marge de 27 % par rapport a la limite de 45 Hz. Etant donnequ’aucun des dix premiers modes de la structure ne presente une masse effective importanteselon z, nous pouvons donc conclure que les specifications en matiere de frequences propres(decouplage frequentiel vis-a-vis du lanceur) sont remplies.

Les modes dont les caracteristiques sont donnees au tableau 6.1 sont representes aux fi-gures qui suivent. Les modes 1 et 2 correspondent aux premiers modes de la structure selonles axes x et y respectivement. Ceux-ci sont des modes globaux de la structure et font in-tervenir, selon leur direction respective, 69.2 et 63.6 % de la masse totale du satellite. Surles huit modes suivants, six sont des modes locaux au niveau de la structure secondaire, leplus souvent dus aux composants qu’elle supporte. De tels modes deviennent de plus en plusnombreux au fur et a mesure que la frequence augmente et sont responsables du nombre elevede modes a determiner pour couvrir une bande de frequences donnee.

Mode 1 Mode 2 Mode 3


Fig. 6.1: Modes de vibrations du satellite - partie 1

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En ce qui concerne les dix premiers modes, nous pouvons constater que ceux-ci n’entraınentpas de deformation au niveau des panneaux solaires. En effet, soit ces derniers suivent lemouvement de la structure soit ils restent immobiles. Les modes impliquant une deformationcertaine de l’aile solaire n’apparaissent que pour une frequence plus elevee. Le premier d’entreeux se produit a une frequence de 199.7 Hz, et sa deformee correspond a celle du mode 2determine a la section 5.2. En fait, comme nous pouvons le voir a la figure 6.2, il y a eupermutation entre les deux premiers modes de l’aile solaire, qui correspondent ici aux modes30 et 35. La figure 6.3 montre les modes correspondant aux troisieme et quatrieme modes dupanneau interieur ainsi que le premier mode du panneau exterieur.

Signalons que si certains modes de vibration de l’aile solaire sont decouples vis-a-vis dela structure du satellite, d’autres se dedoublent en un mode decouple et un autre couple acette derniere. Ceci est illustre a la figure 6.3, par les modes 31 (203.1 Hz) et 88 (335.3 Hz)qui correspondent aux modes 30 (199.7 Hz) et 87 (334.7 Hz) couples aux vibrations de lastructure secondaire.



Fig. 6.2: Modes de vibration du satellite - partie 2

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Mode 31 Mode 88

Fig. 6.3: Modes de vibration du satellite - partie 3

6.2 Charges quasi-statiques

L’etude sous charges quasi-statiques a ete effectuee sur le modele de l’aile solaire unique-ment. Celle-ci a ete encastree au niveau de la charniere epaule, des points d’appui et desinserts exterieurs. Pour rappel, les accelerations a appliquer sont de -7.5 g/+5.5 g en longitu-dinal et ±6 g en lateral. Precisons que les charges laterales peuvent intervenir selon n’importequelle direction simultanement aux charges longitudinales. Etant donne la symetrie de l’ailesolaire, quatre cas seulement seront traites, correspondant a la superposition des accelerationssuivantes :

1. -7.5 g selon z et +6 g selon x et y.

2. -7.5 g selon z, +6 g selon x et -6 g selon y.

3. +5.5 g selon z et +6 g selon x et y.

4. +5.5 g selon z, +6 g selon x et -6 g selon y.

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Les contraintes maximales sont atteintes pour le deuxieme cas, dans le panneau solaireinterieur. Celles-ci interviennent au voisinage des points d’appui, comme illustre a la figure6.4. On notera la faible valeur atteinte, confirmant ainsi le fait que ce chargement n’est pascritique pour les panneaux solaires .

Fig. 6.4: Distribution des contraintes dans le panneau solaire interieur

6.3 Vibrations sinus

6.3.1 Module Repdyn

L’etude sous vibrations sinus est realisee dans le module Redpyn de Samcef. Celui-cipermet, pour un deplacement et une vitesse initiales donnes, de calculer la reponse transitoired’une structure soumise a une excitation exterieure evoluant au cours du temps.

La reponse temporelle de la structure soumise a une excitation exterieure g(t) s’obtientpar resolution du systeme d’equations suivant :{

Mq(t) + Cq(t) + Kq(t) = g(t)q(0) = q0 , q(0) = q0 donnes

Dans notre cas, l’hypothese d’un amortissement diagonal sera effectue, ce qui nous per-mettra de calculer la reponse par superposition modale. Etant donne qu’il est necessaire deconnaıtre les modes de vibration de la structure, le calcul Repdyn s’effectuera donc a la suited’un calcul dynamique, realise dans le module Dynam.

La methode est basee sur la resolution des n equations normales obtenues a partir des nmodes propres x(i) :

ηi(t) + 2εiωiηi + ω2i ηi =

xT(i)g(t)

µi

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La reponse de la structure s’exprimant par :

q(t) =n∑

i=1

ηi(t)x(i)

En ce qui concerne l’amortissement modal, il a ete choisi de proceder de la meme maniereque Xavier Vandenplas. Un amortissement de 0.1% est donc associe a tous les modes devibration.

6.3.2 Resultats

Pour rappel, les niveaux de sollicitations appliques lors des tests proviennent du manuelASAP5. Lors de cette etude, ce sont les niveaux de qualification qui seront consideres, etantdonne que ceux-ci sont les plus critiques.

Lors d’un test de vibrations, la frequence de la sollicitation evolue au cours du temps selonune vitesse de balayage donnee. Dans le cadre de l’etude par elements finis, une telle manierede proceder aurait demande des ressources informatiques beaucoup trop importantes. Il adonc ete decide d’appliquer une sollicitation de frequence constante dans le temps, sur uneduree suffisante pour permettre de determiner la contrainte maximale intervenant dans lastructure. La reponse de cette derniere sera calculee en 10 points par cycle d’excitation et cecalcul sera effectue pour un certain nombre de frequences, de maniere a couvrir l’intervalledonne au tableau 6.2. La syntaxe necessaire pour effectuer ce type de calcul a l’aide du moduleRepdyn est explicitee en annexe.

Intervalles Niveaux de Niveauxde frequence (Hz) qualification d’acceptance

4 - 6 25 mm 20 mmLongitudinal 6 - 100 3.75 g 3 g

2 - 6 20 mm 16 mmLateral 6 - 100 2.5 g 2 g

Vitesse de balayage 2 oct/min 4 oct/min

Tab. 6.2: Niveaux de vibrations sinus pour l’ASAP5

A hautes frequences, les sollicitations correspondent a des accelerations sinusoıdales d’am-plitude constante. A basses frequences, c’est l’amplitude des deplacements qui est constante,celle de l’acceleration etant alors variable par rapport a la frequence. Cette derniere s’obtientaisement en multipliant l’amplitude de deplacement par le carre de la pulsation propre.

Nous serions tentes de dire que la direction d’excitation qui sollicitera le plus les pan-neaux solaires correspond a la direction y, normale a la surface de ces derniers. Cependant,l’amplitude d’acceleration selon la direction longitudinale (z) est plus elevee que selon lesdirections laterales. Des calculs ont ete effectues dans les deux cas et il s’est avere que lessollicitations selon l’axe y etaient bien les plus contraignantes. Seuls les resultats selon cettedirection seront des lors presentes.

91


Quelle que soit la frequence de l’excitation, la contrainte maximale intervient dans lepanneau solaire exterieur, au voisinage des inserts en contact avec le tube. La distributionobtenue pour une excitation de 2 Hz est presentee a la figure 6.5, a l’instant ou intervient lacontrainte maximale. Precisons que l’echelle de contraintes est exprimee en kPa.

Fig. 6.5: Distribution des contraintes dans le panneau solaire exterieur

Toujours dans le cas d’une excitation de frequence egale a 2 Hz, la figure 6.6 illustrel’evolution de la contrainte maximale . Nous pouvons noter que celle-ci est en phase avec l’ex-citation appliquee. Il existe une legere difference avec la valeur maximale donnee a la figure6.5. Ceci provient du fait que l’evolution de la contrainte maximale au cours du temps n’estdisponible qu’avec le critere de Moyenne sur l’element1 tandis que la figure 6.5 illustre lesvaleurs des contraintes determinee par Moyenne au noeud2.

La premiere frequence de resonance qui correspond a un mode global du satellite selonl’axe y se situe vers 65.623 Hz. Etant donne le faible amortissement utilise, la determinationde la contrainte maximale pour une excitation a cette frequence necessiterait un nombre decycles tres important. De plus, ceci ne serait pas necessairement representatif de la realitepuisque le test s’effectue avec une certaine vitesse de balayage et que des lors il n’est pas sur

1La valeur en chaque element correspond a la moyenne des valeurs associees noeuds.2La valeur en chaque noeud correspond a la moyenne des valeurs associees aux elements adjacents.

92


que la reponse de la structure ait le temps de se stabiliser. Il a donc ete decide d’exciter lastructure pour deux valeurs proches de la resonance, a savoir 64.623 Hz et 66.623 Hz. Lafigure 6.7 illustre l’evolution temporelle de la contrainte maximale pour une sollicitation de64.623 Hz. Cette contrainte intervient toujours au niveau des inserts exterieurs et est cettefois quasiment en opposition de phase avec l’excitation appliquee. On notera l’importantedifference entre le nombre de cycles necessaires pour determiner la contrainte maximale. Eneffet, dans ce cas-ci, environ trente cycles sont requis alors que deux seulement etaient suffi-sants pour la sollicitation a 2 Hz.

Fig. 6.6: Evolution de la contrainte maximale pour une excitation de 2 Hz

Fig. 6.7: Evolution de la contrainte maximale pour une excitation de 64.623 Hz

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La figure 6.8 donne les valeurs de la contrainte maximale pour differentes frequencesd’excitation. La contrainte la plus elevee est de 48.56 MPa, nous pouvons donc a nouveauconclure que ces tests ne presenteront pas de risques pour l’integrite des panneaux solaires.

Fig. 6.8: Valeur maximale de la contrainte en fonction de la frequence d’excitation

Etant donne le contact entre les inserts exterieurs et les tubes des modules des couteauxthermiques (cfr section 4.3), le panneau solaire exterieur possede, pour ainsi dire, des pointsd’appui supplementaires. La flexion de ce dernier sera donc moins importante que celle dupanneau solaire interieur. Afin de verifier qu’il n’y a pas de risque de collision entre les deuxpanneaux, les deplacements des points presentant le plus de chances d’entrer en contact ontete archives au cours du temps. Nous verifierons egalement qu’il n’y a pas de risque decollision entre le panneau solaire interieur et le satellite. La figure 6.9 montre comment evoluela distance entre les panneaux solaires et entre le satellite et le panneau solaire interieur, auniveau des points les plus sujets a contact.

Fig. 6.9: Verification du risque de collision dans le cas d’une excitation de 64.623 Hz

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Au repos, l’espace entre le satellite et le panneau solaire interieur est de 4 mm, il est de7 mm entre les panneaux. Au vu de la figure 6.9, nous pouvons conclure qu’il n’y a pas derisque de contact puisqu’a aucun moment l’espace ne se reduit a zero.

Pour rappel, la tension dans les cables de retention doit etre suffisante pour assurer uncontact permanent au niveau des points d’appui. En vue de determiner cette tension, unelegere modification a ete realisee au niveau de la modelisation des points d’appui. Celle-ci consiste a remplacer les quatre connexions rigides representant un point d’appui par ununique element rigide dont les extremites sont liees aux noeuds precedemment assembles. Ceciest represente a la figure 6.10, dans le cas d’un point d’appui intervenant entre les panneauxsolaires.

(a) Ancienne modelisation (b) Nouvelle modelisation

Fig. 6.10: Point d’appui : changement de modelisation

La connaissance de l’effort intervenant dans l’element dans la direction normale a la sur-face des panneaux solaires (axe y) nous permettra de calculer la tension a appliquer. Eneffet, la tension doit etre telle que l’effort de compression qu’elle produit au niveau des pointsd’appui soit superieur a l’effort de traction maximum subi lors de la modelisation du test devibration. La figure 6.11 illustre l’evolution de l’effort le plus important intervenant au niveaudes points d’appui. Le maximum de celui-ci est de 421 N .

Fig. 6.11: Evolution de l’effort au niveau d’un point d’appui

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6.4 Vibrations aleatoires

6.4.1 Module Spectral

L’etude sous vibrations aleatoires est realisee dans le module Spectral de Samcef. Laprocedure a suivre pour realiser ce type de calcul est expliquee en annexe.

La resolution des equations de mouvement exprimees en 6.1 s’appuie sur la decompositiondes deplacements dans la base modale, les relations d’orthogonalite et le passage dans ledomaine frequentiel par transformee de Fourier.

Mq(t) + Cq(t) + Kq(t) = g(t) (6.1)

Les resultats (contraintes, deplacements...) alors obtenus s’expriment sous forme de den-sites spectrales de puissance3. A partir de celles-ci, il est ensuite possible de definir certainesgrandeurs telles que la valeur quadratique moyenne (valeur RMS) et le facteur de pic sur uneduree donnee.

Si Φ(ω) est la densite spectrale de puissance d’une grandeur, sa valeur RMS est donneepar :

V aleurRMS =

√∫ +∞

0Φ(ω)dω

Le facteur de pic est obtenu de la maniere suivante : la duree de l’excitation est divisee enun certain nombre d’intervalles d’une duree donnee et le maximum de la grandeur considereeest calcule sur chaque intervalle, le facteur de pic correspond a la moyenne de ces maxima.

En ce qui concerne l’amortissement modal, il est a nouveau choisi egal a 0.1% pour chaquemode de vibration.

6.4.2 Resultats

Pour rappel, les niveaux de vibrations sont exprimes en densite spectrale de puissance(DSP) de l’acceleration. En ce qui concerne le test de qualification pour l’ASAP5, la DSP del’acceleration est de 0.0727 g2/Hz entre 20 et 2000 Hz. La duree du test est de deux minutes.

Afin de couvrir l’intervalle de frequences allant jusque 2000 Hz, il est necessaire de calculer740 modes. Le calcul sous Spectral n’a cependant pas pu etre realise avec autant de modes.En effet, le calcul s’interrompait car la determination des DSP des contraintes demandait desressources informatiques nettement plus importantes que ce que la machine pouvait fournir.Le calcul a pu etre effectue avec un maximum de 400 modes, la borne superieur de la bandede frequences etant alors de 1168 Hz. Les resultats obtenus sont presentes ci-apres.

A nouveau, les contraintes maximales sont obtenues pour une excitation dirigee selon l’axey (direction normale a la surface des panneaux). Cependant, elles interviennent cette fois-ciau niveau du panneau interieur, dans le voisinage des points d’appui.

3Notons que les chargements doivent egalement etre specifies sous cette forme.

96


Ceci est illustre a la figure 6.12, donnant la distribution du facteur de pic de contraintesau niveau du panneau interieur.

Fig. 6.12: Facteur de pic des contraintes

La definition de la contrainte maximale a considerer pour le dimensionnement est unprobleme assez ambigu. Dans la pratique, on utilise une valeur correspondant a trois fois lavaleur RMS (distribution normale des contraintes). Dans le cas present la valeur RMS maxi-male est de 51 MPa, il faudrait donc considerer que la contrainte maximale est de 153 MPa.Cette derniere valeur est cependant nettement inferieure a la valeur maximale du facteur depic qui est de 243 MPa.

Notons toutefois que dimensionner une structure sur base du facteur de pic peut s’averer,dans bien des cas, etre un critere tres voire trop severe. En effet, la DSP de l’accelerationfournie par les constructeurs consiste en une enveloppe de la DSP reelle, or celle-ci surestimegrandement l’acceleration a l’interface pour les frequences de resonance du satellite, a un telpoint qu’il arrive frequemment que les constructeurs de satellite fassent, aupres des construc-teurs du lanceur, une demande visant a diminuer les niveaux de qualification aux alentoursdes frequences de resonance (notching). Plus d’explications sont fournies en annexe.

Dans le doute, c’est la valeur du facteur de pic qui sera choisie pour les valeurs descontraintes et en ce qui concerne les efforts aux points d’appui, les deux solutions seront en-visagees. Cette maniere de proceder permettra d’obtenir un intervalle pour la valeur de latension a appliquer dans les cables. Precisons cependant que le signe de l’effort sera inconnu,il sera donc suppose que celui-ci constitue bien un effort de traction.

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En ce qui concerne les contraintes, si nous considerons un facteur de securite au niveau dela contrainte limite nous obtenons : 355/1.25= 284 MPa, valeur superieure a celle du facteurde pic.

L’effort maximal intervenant dans un point d’appui est de 1755 N pour la valeur du fac-teur de pic et 360x3=1080 N en ce qui concerne la valeur RMS. De tels efforts necessiteraientune tension enorme au niveau des cables, tension a laquelle les panneaux ne pourraient resister.

L’importance de ces valeurs provient de l’utilisation d’un amortissement modal inadequat.En effet, une valeur de 0.1 % correspond a l’amortissement modal en environnement spatial.Or, les tests de vibrations sont effectues au sol, ce qui implique un amortissement nettementplus eleve. Suite a quelques recherches, des approximations des valeurs d’amortissement uti-lisees lors de la modelisation des tests de qualification ont ete trouvees dans la litterature.Les valeurs habituellement choisies se situent entre 2 et 5 %. Une nouvelle etude a des lorsete realisee, avec un amortissement modal de 2%.

Dans ce cas, le facteur de pic au niveau des contraintes est de 45 MPa, ce qui est nette-ment inferieur a la valeur limite. En ce qui concerne l’effort maximum au niveau des appuis,celui-ci est compris entre 265 N (3xValeurRMS) et 430 N (facteur de pic).

Remarque :

Un nouveau calcul a ete effectue au niveau du test de vibrationssinusoıdales, en considerant un amortissement modal de 2%. Etantdonne que la structure resistait aux sollicitations dans le cas plus cri-tique d’un amortissement de 0.1%, ces valeurs sont donnees a titrede comparaison vis-a-vis du test de vibrations aleatoires. Dans le casd’une excitation de 64.623 Hz, la contrainte maximale passe de 48.56MPa a 16.4 MPa et au niveau de l’effort maximal dans les pointsd’appui celui-ci est de 150 N contre 421 N precedemment.

Fin de remarque

En ce qui concerne les risques de contact, la methode utilisee lors du calcul Repdyn n’estplus valable. En effet, si nous considerons les valeurs de pic des deplacements en deux points,rien ne nous assure que ces deplacements interviennent au meme moment. L’une des solutionspossibles est d’utiliser des Indicateurs de distance entre les noeuds a risque. Dans ce cas, lesvaleurs recuperees suite a un calcul Spectral correspondent a la variation de la distance entreles points consideres. Signalons que le signe de cette variation ne peut etre connu, il seradonc suppose que la valeur trouvee correspond a une diminution de l’espace entre les pointsconcernes. La reduction maximale de la distance est rencontree au niveau des panneauxsolaires, celle-ci est de 1.0065 mm. Etant donne que ces derniers sont espaces de 7 mm, cecine posera donc aucun probleme.

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6.5 Determination de la tension du cable de retention

A partir des efforts calcules par la simulation du test de vibrations aleatoires4, il est pos-sible de determiner la precontrainte necessaire dans les cables de retention pour assurer queles differents points d’appui restent en contact. Celle-ci est determinee en appliquant deuxforces au niveau des noeuds extremites des inserts exterieurs et en verifiant que l’effort obtenudans les appuis est superieur a la valeur limite.

Le calcul a tout d’abord porte sur le cas le plus severe, ce qui correspond a choisir la valeurde pic pour valeur maximale de l’effort. Les efforts les plus importants interviennent au niveaudes points d’appui entre le satellite et le panneau solaire interieur, avec un effort maximumde 430 N . Notons que cette valeur ne tient pas compte de l’action des charnieres, un calcul adonc ete effectue pour determiner quelle en etait l’importance. Ces dernieres provoquent unelegere hausse de l’effort a produire au niveau des points d’appui, qui est finalement de 438.2 N .

Une tension de 1350 N permet d’obtenir un effort de 442 N au niveau des points d’appuicritiques. Si nous considerons un facteur de 1.25 sur la valeur de la tension, celle-ci doit etrede 1687.5 N . Cependant, une telle tension provoque une deflexion du panneau exterieur de10.61 mm et une contrainte maximale de 353 MPa. Ceci n’est donc pas acceptable.

Fig. 6.13: Distribution des contraintes pour une tension de 1690 N dans chaque cable

Pour limiter les contraintes dans le panneau exterieur, il faudrait pouvoir transmettre unepartie de la charge due aux cables au panneau interieur. Une solution envisageable serait demettre ces deux panneaux en contact au niveau de l’insert exterieur, en utilisant egalementun insert d’un type semblable dans le panneau interieur. Celui-ci serait en contact avec letube d’un cote et avec l’insert exterieur de l’autre. Un nouveau calcul a donc ete realise, enintroduisant un insert au niveau du panneau interieur, comme illustre a la figure 6.14.

4Ces derniers sont plus importants que ceux engendres par le test de vibrations sinusoıdales.

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Fig. 6.14: Inserts de contact entre les panneaux

Pour cette meme tension dans les cables, la deflexion est cette fois de 4.55 mm pourune contrainte maximale de 228 MPa. Cette derniere intervient dans le voisinage des pointsd’appui et de la decoupe du panneau interieur, comme le montre la figure 6.15. Precisons queles contraintes les plus importantes apparaissent dans la partie superieure. Ceci est du a deuxchoses :

1. La tension n’est pas appliquee a mi-hauteur des panneaux mais un peu plus haut.2. Les appuis superieurs sont plus proches de la decoupe du panneau.

Nous pouvons constater qu’il y a une legere dissymetrie de la distribution des contraintesau niveau des appuis superieurs. Ceci provient sans doute d’une erreur numerique liee aumaillage. L’utilisation d’un maillage plus precis (mailles de dimensions plus petites) en cesendroits devraient permettre de mieux capter les valeurs des contraintes et eviter ce genre desoucis.

Fig. 6.15: Cas avec inserts dans le panneau interieur :resultats pour une tension de 1690 N

Pour en revenir a la contrainte maximale de 228 MPa, celle-ci reste acceptable. Il faudracependant verifier que la valeur limite n’est pas depassee lors de la superposition des chargesdues aux cables et de celles generees lors des tests de vibrations.

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Si nous dimensionnons a present la tension dans les cables en fonction du triple de lavaleur RMS, l’effort a prendre en compte est de 265 N . Toujours en considerant un facteur desecurite de 1.25, la tension necessaire dans chaque cable est alors de 1045 N . Cette derniereengendre au niveau des panneaux une deflexion et une contrainte maximale respectivementde 2.82 mm et 142 MPa. Notons que ces valeurs correspondent environ a celles obtenuesprecedemment, apres multiplication par un facteur 265/438.

En conclusion, afin d’assurer le contact dans les points d’appui, la tension dans chaquecable devrait etre comprise entre 1045 et 1690 N . Precisons cependant que ces valeurs ontete determinees a partir de resultats obtenus pour une etude sous vibrations ou seul le pan-neau exterieur est en contact avec le tube. Dans le cas ou le panneau interieur est egalementmaintenu en contact avec ce dernier, les efforts au niveau des points d’appui devraient etreplus faibles et necessiteraient donc une tension moins importante au niveau des cables.

6.6 Comparaison avec la configuration des equerresexterieures

A titre de comparaison, un calcul Spectral a ete effectue en considerant la configuration desequerres exterieures (cfr section 4.3.1), de maniere a pouvoir comparer les deux configurationspossibles. Pour cette derniere, le pic de contraintes le plus important est de 34.5 MPa etl’effort maximal au niveau des appuis est de 396 N pour le facteur de pic et 249 N en ce quiconcerne le triple de la valeur RMS.

Fig. 6.16: Configuration equerres exterieures : Facteur de pic des contraintes

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Pour cette configuration, la tension necessaire au niveau des cables est comprise entre1015 et 1610 N , en prenant en compte un facteur de securite de 1.25 et en supposant uncontact entre les panneaux solaires au niveau du tube. Le maximum de contraintes intervienta nouveau au voisinage des points d’appui superieurs. Suivant la tension appliquee, la valeurmaximale est de 140 ou 220 MPa.

Nous pouvons constater une baisse de l’ensemble de ces valeurs par rapport a la configura-tion equerres interieures. Cependant la chute au niveau des valeurs des contraintes n’est pastres importante. Ceci provient du fait que dans cette configuration, les points d’appui sontplus proches des “coins” de la decoupe. Cette proximite a un effet defavorable, qui annulepresque entierement le fait que la tension dans les cables soit moins importante.

Les gains en niveaux de contraintes etant assez faibles et etant donne la complexite beau-coup plus importante de cette configuration (equerres passant devant les panneaux de cisaille-ment du satellite), le choix de la configuration des equerres interieures est le plus judicieux.

Fig. 6.17: Configuration equerres exterieures : Distribution des contraintespour une tension de 1620 N dans chaque cable

6.7 Deploiement

En ce qui concerne le deploiement, celui-ci a ete simule sur une duree de 8 secondes. Uncalcul statique initial a ete effectue, de maniere a representer la precontrainte due a l’actiondes cables. Pour rappel, la tension dans ces derniers est representee par des forces appliqueesau niveau des inserts exterieurs. La valeur de la tension utilisee lors de cette etude est la pluscritique : 1690 N .

Precisons que les inserts de contact au niveau du panneau interieur ont ete pris en compte.Deux liaisons supplementaires, realisees a l’aide de Removable links, ont donc ete introduitesentre les noeuds retenus sur ces deux inserts (1 par insert) et ceux retenus sur les insertsexterieurs.

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Les forces appliquees et les elements de liaison sont supprimes apres 1.10−4 seconde. Apartir de ce moment, le deploiement peut avoir lieu.

La figure 6.18 represente l’evolution des angles d’ouverture des charnieres. Notons qu’ils’agit bien des angles d’ouverture des charnieres et non pas des angles formes par les orienta-tions des embases. Les deux charnieres ont donc une ouverture nulle en configuration initialeet les configurations d’equilibre correspondent a une ouverture de 180° pour la charniere coudeet 90° pour la charniere epaule.

Fig. 6.18: Evolution des angles d’ouverture des charnieres

Comme nous pouvons le remarquer, les charnieres ont un mouvement de rotation enormede part et d’autre de leur position d’equilibre. La charniere coude effectue meme quasimentune rotation de 360°. Ceci provient du fait qu’aucune dissipation n’a ete prise en compte etdonc le mouvement ne peut se stabiliser. Or, du fait des deformations importantes intervenantau niveau de leurs lames, les charnieres vont dissiper une quantite d’energie plus ou moinsgrande au court du deploiement.

Aucune information n’a cependant pu etre trouvee a ce sujet, l’importance de la dis-sipation ayant ete introduite au niveau de la charniere est donc le resultat d’une serie detests qui ont eu pour but de tenter d’obtenir un comportement realiste des panneaux lors dudeploiement. Les resultats qui suivent sont donc purement qualitatifs.

La dissipation a ete introduite au niveau de la charniere au moyen d’un element dissipatifqui produit un couple s’opposant au mouvement de rotation de la charniere et qui est fonctionde sa vitesse d’ouverture. La definition de cet element est illustree a la figure 6.19. La loi quilui est assignee est lineaire et la pente qui a ete finalement associee a cette loi correspond aun couple resistif de 1.44 Nm pour une vitesse de 180 degre/s.

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Fig. 6.19: Definition de l’element de dissipation

L’evolution des angles d’ouverture et vitesses de rotation au cours du temps apres ajoutde l’element de dissipation sont illustres a la figure 6.20. Nous pouvons constater que ledeploiement se produit de maniere plus realiste. Notons cependant que si la charniere coudese bloque apres 1.6 secondes, apres de legeres oscillations autour de sa position d’equilibre ;ce n’est pas le cas pour la charniere epaule. En effet le mouvement n’est toujours pas stabiliseapres 8 secondes. Ceci provient du fait qu’a la fin du deploiement, la vitesse de rotation dela charniere epaule est faible et il en est des lors de meme pour le couple resistif produit parl’element de dissipation.

Fig. 6.20: Evolution des rotations et vitesses de deploiement

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Egalement sur cette figure, nous pouvons constater des oscillations initiales importantesau niveau de la vitesse de rotation. Ceci est du au choc produit lors de la suppression desforces representant la tension dans les cables. Precisons cependant qu’un tel choc ne devraitpas se produire dans la realite puisque la tension sera relachee petit a petit, au fur et a mesureque les cables sont coupes par les couteaux thermiques.

Il a ete envisage de ne pas supprimer brusquement les forces representant la tension dansles cables mais d’une maniere progressive. Cependant, nous aurions ete confrontes a un autreprobleme car la diminution des ces forces aurait, apres un certain seuil, permis une certaineouverture au niveau des panneaux. Or il n’etait pas possible de representer cela avec leselements de connexion utilises (Removable links).

Un calcul a des lors ete effectue sans prendre en compte la tension dans les cables, laprecontrainte initiale au niveau des panneaux etant alors uniquement due a l’action descharnieres. Il s’est avere qu’une fois passe le choc initial, les resultats obtenus etaient iden-tiques, mis a part un leger dephasage. Ceci est illustre a la figure 6.21, dans le cas de la vitessede rotation de la charniere epaule. Notons que la representation du pic a ete tronquee pourpermettre une meilleure visualisation.

Fig. 6.21: Evolution de la vitesse rotation de la charniere epaule

En conclusion, l’etude du comportement des panneaux lors du deploiement peut se fairesans prise en compte de l’effet des cables. C’est ce qui a ete fait pour l’analyse des efforts etmoments engendres au niveau de l’encastrement (embase de la charniere superieure). Ceux-cicorrespondent donc au chargements transmis a l’arbre de rotation du moteur5. Les differentsefforts et moments au niveau de l’arbre de rotation sont exprimes dans les axes presentes ala figure 6.22.

5Plus precisement, a l’arbre secondaire (cfr section 2.6.4).

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Fig. 6.22: Systeme d’axes utilise

Les evolutions des reactions au niveau de l’arbre moteur sont representees a la figure 6.23,nous pouvons constater que l’effort le plus important intervient selon l’axe z (flexion verticalede l’arbre moteur) et presente un maximum de 25.3 N . Notons que nous obtenons bien uneffort nul selon x.

Fig. 6.23: Evolution des reactions au niveau de l’arbre moteur

Les moments subis au niveau de l’axe de rotation sont repris a la figure 6.24. Bien entendu,vu la symetrie du modele, les moments selon les axes z et y sont nuls. Le couple total 6 produitpar la charniere superieure a egalement ete represente sur la figure. Nous verifions bien quele moment a l’encastrement est de signe contraire a ce dernier et legerement plus important,du fait de la presence des panneaux. Le couple maximum est de 12.1 Nm.

6Avec prise en compte du couple produit par l’element de dissipation.

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Fig. 6.24: Evolution des moments au niveau de l’arbre moteur

En ce qui concerne les valeurs des contraintes engendrees dans les panneaux au coursdu deploiement, celles-ci correspondent au cas ou le cable est pris en compte. En effet, larecuperation des differents resultats au niveau des super elements necessite un nouveau calculet ce dernier prend un temps considerable. Puisque celui-ci a ete realise en premier lieu surle modele incluant la tension dans les cables, il n’a pas ete effectue dans le second cas. Maissachant que les autres resultats sont identiques il en sera de meme au niveau des contraintes.

La figure 6.25 donne l’evolution des contraintes maximales intervenant au niveau des pan-neaux solaires lors du deploiement. Celles-ci interviennent dans le voisinage des interfacesavec les charnieres. C’est donc pour cela que la contrainte initiale a ces endroits est inferieureaux 228 MPa determines auparavant. Cette figure permet notamment de constater que lacontrainte dans le panneau interieur est maximale au niveau de l’interface avec la charnierecoude avant le blocage de cette derniere mais intervient ensuite au niveau de l’interface avec lacharniere epaule, ce qui est tout a fait comprehensible. Les contraintes maximales rencontreeslors du deploiement sont respectivement de l’ordre de 19 et 14 MPa pour les panneauxinterieur et exterieur. Nous pouvons donc en conclure que le deploiement ne presentera aucunrisque pour l’integrite des panneaux solaires.

Les figures qui suivent donnent les distributions des contraintes dans les panneaux solairesjuste avant le deploiement et aux moments ou l’on rencontre les contraintes maximales dansle voisinage des interfaces avec les charnieres.

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Fig. 6.25: Evolution des contraintes maximales au cours du deploiement

Fig. 6.26: Contraintes dans le panneau interieur avant le deploiement

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Fig. 6.27: Contraintes dans le panneau interieur en t=1.1499 s

Fig. 6.28: Contraintes dans le panneau interieur en t=3.625 s

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Fig. 6.29: Contraintes dans le panneau exterieur avant le deploiement

Fig. 6.30: Contraintes dans le panneau exterieur en t=1.1499 s

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Fig. 6.31: Contraintes dans le panneau exterieur t=3.625 s

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Chapitre 7

Conclusions

L’objet de ce travail de fin d’etudes etait la verification de l’integrite structurale des pan-neaux solaires du satellite ESEO, lors du lancement et du deploiement. Cette tache s’inscrivaitdans le cadre du projet ESEO du programme SSETI, dans lequel trois etudiants de l’Uni-versite de Liege et un etudiant de l’ISIL sont impliques, en tant que membres de l’equipeMECH. Cette derniere est responsable des mecanismes associes aux panneaux solaires dusatellite ESEO, c’est-a-dire, les mecanismes de retention, deploiement et orientation de cesderniers.

Du fait de cette implication dans le projet ESEO, de nombreuses taches ont ete realiseesparallelement a ce TFE. En effet, ce projet necessite une participation active de la part detous les etudiants engages dans celui-ci. C’est ainsi que tout au long de l’annee des discussionshebdomadaires ont eu lieu via Internet, des requetes emanant de diverses equipes ont du etresatisfaites. De nombreux documents ont egalement du etre produits car, bien que le projet soitgere par des etudiants, il est soumis aux standards habituels de l’Agence Spatiale Europeenne.

Suite a diverses recommandations formulees par les experts suivant le projet, des modifi-cations majeures dans la conception du sous-systeme de la precedente equipe MECH ont duetre apportees. L’une d’entre elles concernait notamment le mecanisme de retention, en cesens que l’utilisation d’actuateurs pyrotechniques n’etait plus autorisee. Il a donc ete decide demaintenir les panneaux solaires le long du satellite a l’aide de cables de retention, coupes pardes couteaux thermiques au moment du deploiement, avec des points d’appui pour interfaceentre les panneaux et le satellite.

Au cours de ce travail, les etudes realisees par elements finis a l’aide des logiciels Samcefet Samcef Field ont permis de verifier les diverses specifications imposees au satellite par lelanceur. Ainsi, une etude dynamique a permis de determiner qu’elles etaient les positions op-timales des points d’appui et des simulations des tests de qualification ont permis de verifierque les panneaux solaires pourraient resister aux differentes sollicitations generees lors dulancement.

Ces etudes ont egalement permis de determiner quelle etait la tension necessaire au niveaudes cables de retention pour assurer le contact au niveau des points d’appui. Par manque detemps, il n’a pas ete possible de verifier la tenue des panneaux solaires a la combinaison des

112

CHAPITRE 7. CONCLUSIONS

charges dues aux cables et aux sollicitations produites lors du lancement. Cependant, nouspouvons penser, au vu du niveau de contraintes atteint, que l’integrite des panneaux solairessera preservee.

Au cours de ce travail, deux configurations possibles des points d’appui ont ete etudiees.L’une fournit des frequences propres plus elevees et une flexion moindre au niveau des pan-neaux solaires mais implique une mise en oeuvre de la configuration beaucoup plus complexe.L’autre configuration presente l’avantage d’etre simple a mettre en place mais s’obtient au prixd’une chute des frequences de resonance et d’une flexion plus importante des panneaux. Suiteaux etudes realisees, il s’est avere que les niveaux de contraintes atteints etaient moindres pourla premiere configuration evoquee. Cependant, la difference n’est pas marquante et puisquel’integrite des panneaux n’est pas mise en danger, il sera beaucoup plus judicieux de choisirla configuration “simple”.

Pour finir, une etude du deploiement a ete realisee, utilisant une modelisation simplifieedes mecanismes de deploiement. Ces derniers consistent en des charnieres MAEVA, baseessur l’utilisation de joints de Carpentier. Il est cependant apparu qu’une information cru-ciale manquait pour pouvoir realiser une etude quantitative : l’importance de la dissipationau niveau des charnieres. En effet, sans dissipation, le comportement des panneaux lors dudeploiement etait tout a fait irrealiste, l’une des charniere effectuant quasiment une rotationde 360°. Une etude qualitative a cependant ete effectuee, avec une dissipation choisie apresplusieurs tests visant a obtenir un deploiement realiste. Suite a cette etude, il a pu etre verifieque l’integrite des panneaux solaires etait preservee. Il sera cependant necessaire d’effectuerune caracterisation en ce qui concerne la dissipation se produisant effectivement au niveaudes charnieres, de maniere a pouvoir simuler correctement le deploiement et determiner l’en-veloppe parcourue par les panneaux lors de celui-ci.

Ce travail de fin d’etude a permis d’acquerir une certaine prise en main en ce qui concernel’utilisation des logiciels Samcef et Samcef Field. Les nombreux problemes rencontres lorsdes diverses modelisations ont egalement permis de se faire une certaine experience a ce niveau.

Nous avons egalement pris conscience des contraintes accompagnant ces projets de grandeenvergure. Le fait de devoir faire des compromis avec les autres equipes, d’etre dependant desinformations dont elles disposent, de devoir remplir de nombreux documents et respecter aumieux les delais,... nous a permis d’approcher ce qu’est le travail en industrie.

Le fait de travailler sur le projet ESEO nous a egalement permis d’acquerir une richeexperience dans le domaine spatial, de discuter avec un certains nombre d’experts. Nousavons egalement eu la chance de faire une visite impressionnante de l’ensemble des installa-tions de la societe Dutch Space.

Ce travail de fin d’etudes ne constitue qu’une etape vers la finalisation du projet ESEO,qui, nous l’esperons, pourra aboutir etant donne que la releve de l’equipe MECH est as-suree. Nous souhaitons a ces etudiants tout le meilleur et que ce projet leur apportent autantd’experiences enrichissantes qu’a nous-memes.

113

Bibliographie

Ouvrages de reference

[1] P. Rochus, Effet de l’environnement spatial sur la conception, Universite de Liege, 2005

[2] HP-2-DSSA-TN-0010, Panel substrate and bracket material strength properties, Issue 2,Octobre 2005

Articles

[3] Jacques Sicre, Damien Givois, Arnaud Emerit, Application of MAEVA hinge toMYRIADE microsatellites deployments needs

[4] Damien Givois, Jacques Sicre, Thierry Mazoyer, A low cost hinge for appendicesdeployement : design, test and applications

[5] AREVA 2006 Space Product, Deployment hinges MAEVA

[6] Steven van de Heijning, Ir. Barry Zandbergen, Design of an electro-dynamic tape-tetherdeployment system

[7] Dutch Space, Multipurpose Hold-down and Release Mechanism

[8] Arianespace, Ariane 5 Structure for Auxiliary Payload – User’s Manual, Mai 2000

Travaux de fin d’etudes

[9] Xavier Vandenplas, Verification de l’integrite structurale des panneaux solaires dusatellite ESEO lors du lancement, Travail de fin d’etudes

[10] Gregory Collignon, Conception du systeme de deploiement des panneaux solaires dusatellite ESEO, Travail de fin d’etudes

114

BIBLIOGRAPHIE

[11] Niels Botman, Preliminary Design and Performance Specification of ESEO Solar ArraySubstrates, Bachelor Thesis

Documents ESEO

[12] ESEO PhaseB STRU DesignJustifications 20060403

[13] ESEO PhaseB STRU TechnicalSpecifications 20070127

[14] ESEO PhaseB CONF TechnicalSpecifications 20070222

[15] ESEO PhaseB ESA MP 20070404

[16] ESEO PhaseAll SYS SystemRequirements 20061203

[17] ESEO PhaseB MECH WS11 Report

[18] ESEO PhaseB MECH MeetingWith DutchSpace 20070223

[19] ESEO PhaseB MECH DesignJustifications 20070205

[20] ESEO PhaseB MECH TechnicalSpecifications 20070205

[21] ESEO PhaseB MECH TechnicalRequirements 20070107

[22] ESEO PhaseB MECH Interfaces 20070405

Documentation Samcef

[23] SAMTECH, Samcef Field Online Help, Version 6.1, January 2007

[24] SAMTECH, Samcef user manual, Version 11.1, January 2007

References internet

[25] http ://www.sseti.net

[26] http ://www.matweb.com

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BIBLIOGRAPHIE

[27] http ://www.dutchspace.nl

[28] http ://www.hexcel.com

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Annexe A

Methodologie des calculs Repdyn etSpectral

Le but de cette annexe est de mettre en place les differentes notions necessaires a l’utili-sation des modules Repdyn et Spectral de Samcef dans le cadre des etudes realisees lors dece TFE. De cette maniere, le lecteur pourra, s’il le souhaite, effectuer lui-meme ces calculs.

Cette annexe consiste en une mise a jour de la methodologie presentee dans le TFE deXavier Vandenplas. Celle-ci possedait le desavantage de ne pas permettre de determiner di-rectement les deplacements de la structure. En effet, meme si cette derniere etait encastree,l’entierete de la structure se deplacait selon un mode rigide dans la direction correspondanta l’excitation. Une maniere de recuperer les deplacements en un point consistait alors a sous-traire a la valeur de celui-ci la valeur du deplacement subi a l’encastrement. Cependant, cettemaniere de proceder peut entraıner une perte de temps considerable dans le cas ou l’on sou-haite determiner les deplacements pour plus que quelques points.

La methode expliquee ci-apres permet de recuperer directement les valeurs des deplacements.Il a ete verifie, dans les deux modules utilises, que les autres resultats etaient bien identiques,quelle que soit la methode choisie. En effet, par definition, le mode rigide n’engendre aucunedeformation et donc aucune contrainte dans la structure.

La difference entre les deux methodes est que, dans celle precedemment proposee parXavier Vandenplas, la structure est excitee en ses points d’encastrement, tandis que dansla methode presentee ci-apres, le chargement est applique a l’ensemble de la structure tou-jours encastree au niveau des memes points. Cette maniere de proceder permet de fixer lemouvement rigide et de ne conserver que le mouvement relatif de la structure. Remarquonscependant qu’elle n’est equivalente a la precedente que parce que tous les points sont excitesde la meme maniere. Si cela n’avait pas ete le cas, nous n’aurions pu utiliser cette dernieremethode.

Le module Repdyn vient de faire son apparition dans la derniere version de Samcef Field,cependant ceci ne s’est su qu’apres realisation des calculs. Le module Spectral n’est, quanta lui, toujours pas inclu dans Samcef Field, et son utilisation ne peut se faire qu’avec le lo-giciel Samcef, fonctionnant a partir de fichiers en lignes de commandes Bacon (fichiers .dat).

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ANNEXE A. METHODOLOGIE DES CALCULS REPDYN ET SPECTRAL

Precisons cependant qu’il n’est pas necessaire de realiser l’entierete du modele en lignesde commandes, celui-ci peut etre cree dans le logiciel Samcef Field, qui ne constitue enfait qu’une interface par dessus Samcef. En effet, Samcef Field ne realise aucun calcul, cedernier genere un fichier .dat qui est ensuite lance a partir de Samcef. Il suffit des lors demodifier ce fichier a l’aide d’un editeur de texte, en y en introduisant les lignes de commandesnecessaires a l’utilisation du module souhaite.

Pour rappel, les modules Repdyn et Spectral utilisent le principe de superposition modalepour calculer la reponse de la structure. Il est donc necessaire de lancer au prealable un calculdynamique, afin de determiner les modes propres de cette derniere.

On effectuera donc, dans cet ordre et en conservant les fichiers de liaison, les operationssuivantes :

– Bacon– Dynam– Spectral ou Repdyn

L’exemple presente s’applique pour une structure excitee selon la direction y.

A.1 Repdyn

.DGEIRDY 12 Calcul de la reponse transitoire par superposition modaleNOP1 0 Options de sortie standardIA4 1 Stockage des contraintes de tous les elements, pour tous

les pas de temps (NPAS) de la reponse transitoire (si IA42, tous les 2 pas de temps, etc.)

.CLM Definition d’un chargement imposeACCEL STRUCT Consistant en une acceleration appliquee a la structureV 0 24525 0 D’amplitude de 24.525 m/s2 selon l’axe yNC 1 Et associee au cas de charge numero 1

.CAT NPAS 20 T1 0 T2 10 20 pas de temps dans un intervalle de 0 a 10 secondes

. FCTCREE FONCTION I 1CREE VALEURS Y UBORNE 0. 10.ANALYTIQUE”SIN(62.8*$U)”

Creation de la fonction 1 de type sinus de frequence 10Hz et sur un intervalle de temps de 0 a 10 secondes (ildoit au moins recouvrir celui du .CAT)

.SOL Definition de l’evolution temporelle de l’excitationFONC 1 Sur base de la fonction 1 definie precedemmentNAX 1 Le chargement est defini dans les axes locauxMOX 1 A appliquer au chargement impose

.SOD FORCE 1 V 1. Attribution du cas de charge numero 1 avec un facteurd’amplification de 1

.AMM I 11111 V 0.001 Amortissement de 0.1% sur tous les modes

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ANNEXE A. METHODOLOGIE DES CALCULS REPDYN ET SPECTRAL

A.2 Spectral

.DGEIRDY 12 Indique le calcul d’une reponse aleatoireISTOP 2 Arret apres calcul des valeurs RMSNOP1 0 Options de sortie standard

.DGR TEQ 120 Duree d’application de l’excitation de 120 secondes

.CATNPAS 200

200 frequences de controle, un nombre plus eleve donneune representation plus lisse des fonctions dependant dela frequence (fonction de transfert, vecteur d’excitation,etc.), 9 frequences de controle sont automatiquement ra-joutees aux alentours de chaque frequence propre

F1 20 F2 2000 Intervalle de frequence du calcul.CLM Definition d’un chargement impose

ACCEL STRUCT Consistant en une acceleration appliquee a la structureV 0 1 0 D’amplitude unitaire selon l’axe yNC 1 Et associee au cas de charge numero 1

.EXC Definition de l’excitationFORCE 1 Faisant reference au cas de charge numero 1V 1 Avec un facteur d’amplification de 1N 1 Reference a la matrice d’excitation (fichier .psd)

.AMM I 11111 V 0.02 Amortissement de 2% sur tous les modes

L’excitation est definie dans un fichier d’extension .psd se trouvant dans le repertoire decalcul. Attention que les noms des fichiers .dat et .psd doivent absolument etre identiques.

20.12566E+03 0.12566E+0510.11135E+07 0.00000E+000.11135E+07 0.00000E+00

Ce type de fichier permet de definir la densite spectrale de puissance (DSP) comme unefonction lineaire entre plusieurs points de controle. La premiere ligne donne le nombre depoints de controle. La deuxieme ligne contient les frequences de controle en radian par seconde.La troisieme ligne donne le nombre d’excitations. La quatrieme ligne contient les valeurs de laDSP aux differentes frequences de controle en (m/s2)2/(rad/s) si le fichier .dat est en metres.

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Annexe B

Determination de l’acceleration al’interface satellite/lanceur

Cette annexe concerne la definition de l’acceleration a l’interface entre le lanceur et lesatellite. C’est sur base de cette derniere qu’est definie la DSP de l’acceleration a appliquera l’interface lors des tests de vibrations aleatoires. Les differentes equations et figures pro-viennent du cours de Conception d’experiences spatiale de Mr P. Rochus [1].

Definissons tout d’abord la masse dynamique d’une structure, celle-ci s’exprime par :

Mdyn(ω) = Mst −∑

i

Meff,i ω2

ω2 − ω2i − 2iεiωωi

(B.1)

avec :– Mst : la masse statique de la structure.– Meff,i : la masse effective du mode i.– ωi : la pulsation propre du mode i.– εi : l’amortissement modal du mode i.

A partir de la, l’acceleration ai(ω) a l’interface entre le satellite et le lanceur est definiepar :

ai(ω) =−Fi(ω)

Mdyn,lanceur(ω) + Mdyn,satellite(ω)(B.2)

ou Fi(ω) est la force au niveau de l’interface.

La DSP de l’acceleration a appliquer a l’interface du satellite lors des tests de vibrationsaleatoires est determinee par calcul, comparaison ou encore par essais. Etant donne que celle-ciest fortement accidentee, c’est son enveloppe qui est utilisee comme specification. Cependant,comme le montre la figure B.1, cette derniere surestime grandement la valeur a appliquer auxfrequences de resonance, qui correspondent aux creux de la DSP.

En effet, a la resonance, Mdyn,satellite est tres importante et puisque Fi(ω) a une valeurfinie, l’acceleration a l’interface (cfr equation B.2) et donc sa DSP, ne peuvent etre que faibles.

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ANNEXE B. DETERMINATION DE L’ACCELERATION A L’INTERFACESATELLITE/LANCEUR

C’est pourquoi il est frequent chez les constructeurs de satellite de faire une demande denotching, qui consiste a demander aux constructeurs du lanceur une diminution des niveauxde qualification aux alentours des frequences de resonance.

Fig. B.1: DSP de l’acceleration a l’interface et enveloppe pour les tests de vibrations

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