On connaît un tel dispositif de la demande internationale de brevet WO 98/32658 déposée par la demanderesse, ce dispositif étant conçu pour tre intégré à un lanceur d'une charge utile dans l'espace, schématiquement représenté à la figure 1 du dessin annexé où le lanceur comprend un premier étage 1 équipé de propulseurs auxiliaires 2 et 3 fixés dans des positions diamétralement opposées sur l'enveloppe la de cet étage, parallèlement à l'axe longitudinal X de celui-ci. On a également schématisé la figure 1 une charge utile tel qu'un satellite 4 monté sur l'enveloppe 5a d'un deuxième étage 5 du lanceur, par l'intermédiaire d'un adaptateur en forme de jupe tronconique 6, le satellite étant protégé classiquement par une coiffe 7 pendant la traversée de l'atmosphère. Les enveloppes la et 5a sont cylindriques, coextensives et solidaires l'une de l'autre.

Comme on l'explique dans la demande de brevet précitée, les poussées développées par les propulseurs auxiliaires 2,3 appliquent à l'enveloppe la du premier étage des efforts axiaux intenses, en particulier au niveau des points d'attache 8,9 des propulseurs 2,3 sur le premier étage. On a représenté à la figure 2 du dessin annexé l'intensité F de ces efforts observés à la périphérie de l'enveloppe la.

Les efforts sont beaucoup plus prononcés au niveau des points d'attache 8,9 (de position angulaire 90° et 270° respectivement) et leur transmission à la jupe 6, à travers l'enveloppe 5a du deuxième étage 5, provoquerait une déformation asymétrique de celle-ci, dommageable pour le satellite, en l'absence de contre-mesure. On a représenté à la figure 3 du dessin annexé la section droite de la"déformée"de l'enveloppe du lanceur, soumise à la distribution d'efforts représentée à la figure 2, par des propulseurs auxiliaires 2,3 fixés en 8,9 respectivement sur cette enveloppe.

Suivant la demande de brevet précitée, on prévient la transmission de déformations au satellite en installant un dispositif de suspension constitué par une chambre annulaire à paroi souple, remplie d'un fluide, entre le satellite et le lanceur, par exemple au niveau de la grande base 6b de la jupe 6, qui reçoit le satellite au niveau de son autre base 6a. Les"surflux" d'efforts reçus par la chambre annulaire au droit des points d'attache 8,9 sont uniformément répartis annulairement par le fluide de la chambre, la jupe 6 subissant alors des efforts parfaitement symétriques qui ne déforment pas asymétriquement cette jupe. L'intégrité du satellite est ainsi sauvegardée pendant le fonctionnement des propulseurs auxiliaires 2,3.

Des moyens sont prévus, par ailleurs, pour faire varier la pression du fluide contenu dans la chambre annulaire. C'est ainsi que cette pression peut tre abaissée d'une valeur relativement élevée assurant une bonne cohésion mécanique du lanceur et de la jupe 6, nécessaire notamment lors du fonctionnement des propulseurs auxiliaires 2,3, à une valeur plus basse permettant de filtrer des efforts tels que des vibrations ou des chocs se propageant dans le lanceur, notamment

lors des séparations des étages du lanceur et de la coiffe 7.

Le dispositif décrit dans la demande de brevet précitée permet bien d'atteindre les buts assignés. I1 implique cependant, soit l'utilisation d'une chambre annulaire à paroi souple soit, en variante, d'une chambre à deux parois annulaires rigides complémentaires, mobiles axialement l'une par rapport à l'autre, l'étanchéité de cette chambre étant assurée par au moins un joint annulaire dont la longueur est celle de la circonférence de la chambre.

Du fait de son intégration à un lanceur spatial, un tel dispositif doit présenter un niveau de fiabilité élevé. L'obtention de celui-ci peut s'avérer très coûteuse du fait des problèmes d'étanchéité que pose l'utilisation d'une chambre annulaire à paroi souple ou d'une chambre annulaire comportant un long joint annulaire de mme extension.

Quand on choisit la solution d'une chambre annulaire à paroi souple, on observe en outre que lorsque la pression dans cette chambre est élevée, la paroi souple se rigidifie fortement, au point que les efforts transmis par le dispositif passent par cette paroi plutôt que par le fluide qu'elle confine, ce qui rend le dispositif inefficace aux pressions élevées.

La présente invention a justement pour but de réaliser un dispositif de support d'une charge utile dans un lanceur de ladite charge utile dans l'espace, qui ne présente pas ces inconvénients et qui, en particulier, permette d'empcher une transmission de surflux d'efforts du lanceur vers le satellite, tout en présentant une fiabilité de fonctionnement élevé et un coût de réalisation modéré.

On atteint ce but de l'invention, ainsi que d'autres qui apparaîtront à la lecture de la description qui va

suivre, avec un dispositif de support d'une charge utile dans un lanceur de ladite charge utile, ledit lanceur comportant une enveloppe supportant au moins un propulseur auxiliaire appliquant en fonctionnement des surflux d'efforts à ladite enveloppe, ledit dispositif comportant des moyens de liaison mécaniques de ladite charge utile à ladite enveloppe dudit lanceur, ce dispositif étant remarquable en ce que lesdits moyens de liaison sont conçus pour assurer un couplage mécanique de la charge et du lanceur suivant la direction de l'axe longitudinal du lanceur, et un découplage de ceux-ci suivant les directions radiales et tangentielles.

Comme on le verra plus loin, ces moyens de liaison empchent une transmission sensible des surflux d'efforts à la charge utile, tout en assurant la cohésion mécanique de l'ensemble lanceur/charge utile.

Suivant un mode de réalisation préféré du dispositif selon l'invention, les moyens de liaison comprennent un rebord annulaire radial solidaire de la charge utile, une rainure annulaire solidaire de ladite enveloppe, ladite rainure accueillant à glissement ledit rebord, suivant toute direction radiale ou tangentielle, et arrtant tout mouvement relatif dudit rebord suivant la direction axiale.

Suivant une autre caractéristique du dispositif selon l'invention, les moyens de liaison comprennent en outre au moins un moyen de butée liant mécaniquement l'enveloppe et la charge suivant au moins une des directions radiales et tangentielles, ledit moyen de butée étant disposé à un noeud de la section transversale, par un plan passant par ledit moyen de butée, de la déformée de ladite enveloppe sous surflux.

Plus préférablement encore, la butée est disposée à un noeud de déplacement tangentiel de la déformée et agit

donc suivant une direction tangentielle passant par ce noeud.

D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre et à l'examen du dessin annexé dans lequel : -la figure 1 représente schématiquement une partie d'un lanceur de satellite de la technique antérieure, décrit en préambule de la présente description, -la figure 2 est un graphe représentant la distribution périphérique des efforts axiaux appliqués à l'enveloppe du lanceur quand les propulseurs auxiliaires 8 et 9 fonctionnent, -la figure 3 représente une section droite de l'enveloppe du lanceur, déformée par les efforts appliqués à cette enveloppe par ces propulseurs, les figures 2 et 3 étant commentées dans le préambule de la présente description, -la figure 4 est une vue schématique, en plan, du dispositif suivant la présente invention, et -les figures 5 et 6 sont des vues en coupe du dispositif de la figure 4, suivant les traits de coupe III et IV, respectivement.

Le dispositif suivant l'invention est agencé au niveau d'un plan P perpendiculaire à l'axe longitudinal X du lanceur (voir figure 1), ce plan moyen pouvant se trouver à tout niveau entre les bases 6a et 6b de la jupe 6, avantageusement au niveau de la base 6b. Plus généralement encore, ce dispositif pourrait tre installé à tout niveau, entre la charge utile et les points d'attache 8,9 des propulseurs auxiliaires 2,3.

Sur la figure 4, il apparaît que le dispositif représenté prend généralement une forme circulaire. Il est composé essentiellement d'organes annulaires superposés axialement, entre lesquels sont installées une

pluralité de butées élastiques 12i, une pluralité de butées hydrauliques 13j et, suivant la présente invention, une pluralité de butées de liaison mécanique 14i.

La structure et le fonctionnement des butées élastiques 12i et des butées hydrauliques 13j font l'objet de la demande de brevet français déposée ce jour par la demanderesse et intitulée"Dispositif de suspension d'une charge utile dans un lanceur spatial".

On pourra se reporter à cette demande pour plus de détails concernant ces butées. En bref, elles ont pour fonction de filtrer les chocs évoqués en préambule de la présente description, par un abaissement temporaire approprié de la raideur axiale du lanceur, au niveau du plan P, chocs que l'on observe en particulier lors du largage de la coiffe 7 et lors des séparations des étages du lanceur.

On remarquera que les distributions des butées mentionnées ci-dessus sont régulières et imbriquées les unes dans les autres. A titre d'exemple illustratif et non limitatif seulement, le dispositif représenté comprend ainsi quatre butées élastiques 12i (i de 1 à 4), quatre butées de liaison mécaniques 14i et huit butées hydrauliques 13j (j de 1 à 8) régulièrement écartées angulairement avec un pas de 22,5°.

Au niveau de la base 6b de la jupe 6, l'enveloppe la, 5a du lanceur a sensiblement la forme circulaire du dispositif représenté à la figure 2, qui suit le contour de ladite enveloppe. Lorsque les propulseurs auxiliaires 2 et 3 fixés en 8 et 9 respectivement sur cette enveloppe fonctionnent, ceux-ci appliquent à l'enveloppe la, 5a du lanceur des surflux d'efforts autour des points d'attache 8 et 9, comme on l'a vu plus haut en liaison avec la figure 2. Ces surflux ont pour effet de déformer les enveloppes la, 5a (voir figure 3) y compris dans le plan passant par les butées 12i, 13j et 14i.

On observe sur maquette, et on confirme par le calcul, que cette déformée passe par quatre points régulièrement écartés angulairement les uns des autres de 90°, sur la section droite de 1'enveloppe du lanceur.

Cette distribution de points est écartée d'un angle a d'un axe passant par les points d'attache 8,9, comme représenté à la figure 4.

On explique cette rotation par le caractère composite du matériau servant à constituer l'enveloppe du lanceur. A titre d'exemple illustratif et non limitatif seulement, cet angle a peut tre de l'ordre de'10° environ.

On conçoit que la propagation à la jupe 6, puis au satellite 4, des déformations qui sont imprimées à 1enveloppe du lanceur est susceptible d'endommager le satellite.

La présente invention a précisément pour but d'empcher une telle propagation de ces déformations, de manière à protéger l'intégrité physique du satellite.

Suivant la présente invention, on atteint ce but en découplant suivant les directions radiales et tangentielles les déformations de la jupe 6 et les déformations de l'enveloppe 5a du deuxième étage et en disposant, en chacun des quatre points évoqués ci-dessus, une butée de liaison mécanique 14i couplant la jupe 6 et l'enveloppe 5a du deuxième étage 5.

On se réfère maintenant aux figures 3 et 4 du dessin annexé qui représentent des vues partielles en coupe axiale du dispositif de support suivant l'invention, prises respectivement suivant les traits de coupe III et IV de la figure 4, passant par une section courante du dispositif et l'une (143) des butées 14i, respectivement, étant entendu que les autres butées du mme type sont identiques à celles que l'on va décrire.

Le dispositif de support suivant la présente invention est décrit, à titre d'exemple illustratif et non limitatif seulement, comme associé et intégré au dispositif de suspension décrit dans la demande de brevet français déposée ce jour par la demanderesse et intitulée "Dispositif de suspension d'une charge utile dans un lanceur spatial". Bien entendu, ces deux dispositifs pourraient tre utilisés indépendamment l'un de l'autre.

Sur les figures 3 et 4, on a référencé 10 et 11 des premier et deuxièmes organes annulaires, respectivement, l'organe annulaire 10 étant fixé sur la jupe 6 par une distribution circulaire de boulons tels que celui référencé 15, et l'organe annulaire 11 étant monté sur le deuxième étage 5 du lanceur par l'intermédiaire de moyens de liaison (20a, 20b, 22,23) formant partie de la présente invention.

L'organe annulaire 11 comprend lui-mme des première et deuxième brides annulaires 17,18 respectivement, solidarisées par des boulons tels que celui référencé 19.

La première bride 17 prend la forme d'une bague d'axe parallèle à l'axe X du lanceur, cette bague se prolongeant de deux rebords annulaires radiaux écartés axialement, l'un 17a débordant vers l'extérieur pour tre traversé par des boulons tels que celui référencé 19, l'autre 17b étant tourné vers l'intérieur pour tre pris dans une rainure annulaire limitée par des bagues 20a, 20b assemblées par des boulons tels que celui référencé 21.

La bague 20b est elle-mme fixée sur le second étage 5 par des boulons tels que celui référencé 16. Les organes 17b, 20a, 20b font partie des moyens de liaison du dispositif suivant la présente invention.

Des patins 22,23 autorisent un glissement du rebord 17b de la bride 17 dans la rainure limitée par les bagues 20a, 20b, transversalement à l'axe X du lanceur, pour un but que l'on décrira plus loin en détail.

On peut établir un serrage de la bride 17 par les patins 22,23 propre à empcher un décollement de cette bride par rapport à ces patins, sous l'action d'efforts extérieurs appliqués à cette bride.

La deuxième bride 18 porte les butées élastiques et hydrauliques mentionnées plus haut (non visibles sur les figures 3 et 4) et décrites plus complètement dans la demande de brevet précitée à laquelle on se reportera pour plus de détails les concernant. Ces butées ont pour effet de solidariser l'organe annulaire 10 et les brides 17 et 18, l'organe 10 étant alors plaqué contre la bride 18.

Pour les besoins de la description de la présente invention, on considérera que l'organe 10 et les brides 17,18 forment un ensemble annulaire (10,17,18) unitaire, c'est-à-dire un bloc indéformable, ce qui n'est pas le cas lorsque cet ensemble est mis en oeuvre de manière à filtrer des chocs, comme décrit dans la demande de brevet français précitée.

On se réfère maintenant à la figure 4 du dessin annexé, qui représente une coupe du dispositif suivant l'invention faisant apparaître l'une (143) des butées de liaison mécanique formant partie des moyens de liaison du dispositif de support suivant l'invention.

Suivant un mode de réalisation préféré de la présente invention, cette butée 143 prend la forme d'un goujon d'axe Y radial (voir figure 4), traversant deux trous 24,25 radiaux percés respectivement dans la bride 17 et dans une patte 26 débordant de la bague 20a et faisant face à la bride 17.

Le goujon 143 comprend, à partir de l'une de ses extrémités, une tte 27, une partie vissante 28 propre à se fixer dans le trou 24, fileté à cet effet, et une partie 29 à surface lisse propre à coulisser librement dans le trou 25 percé dans la patte 27.

On comprend qu'ainsi la bague 17 est libre de s'écarter ou de se rapprocher de la patte 26, suivant la direction radiale Y.

Il est clair qu'un vissage du goujon dans le trou 25 et un montage libre de ce goujon dans le trou 24 permettrait les mmes déplacements relatifs de la patte 26 et de la bague 17.

L'ensemble annulaire (10,17,18) est donc libre de se déformer radialement au niveau des butées 14i sous l'action des surflux développés par les propulseurs auxiliaires 2,3.

Du fait qu'ils maintiennent la coaxialité, sur l'axe Y, des trous 24 et 25, les goujons 14i empchent cependant tout déplacement tangentiel (suivant une direction T perpendiculaire aux axes X et Y, voir figure 4) de la bride 17 relativement à la patte 26, et donc de la jupe 6 et du satellite 4 solidaires de l'ensemble (10,17,18), relativement à l'enveloppe 5 du deuxième étage et à l'enveloppe du premier étage, solidaire de celle du deuxième étage. Pour résister à un écrasement sous des efforts tangentiels, le trou 25 peut tre garni d'une bague 30 en un métal approprié.

Suivant l'invention, en disposant les goujons 14i aux noeuds de déplacement tangentiel de 1'enveloppe du lanceur sous surflux, on établit une liaison mécanique entre le satellite 4 et le lanceur qui assure la cohésion globale de l'ensemble qu'il forme, sans pour autant gner des déformations radiales et/ou tangentielles de la bride 17 par rapport à la bague 20a, nécessaires au découplage de ces organes vis-à-vis des surflux d'efforts développés par les propulseurs auxiliaires sur 1'enveloppe du lanceur. Le couplage tangentiel établi par les goujons ou butées 14i est sans effet sur ce découplage puisque ces butées sont disposées aux noeuds de déplacement tangentiel, c'est-à-dire en des points où ne s'exercent

pas d'efforts tangentiels entre 1'enveloppe et l'ensemble annulaire (10,17,18).

Grâce à l'invention, on peut réduire très sensiblement les écarts de charge axiales dues au fonctionnement des propulseurs auxiliaires 2,3, à l'interface entre 1'enveloppe 5a et la jupe 6. Dans une mise en oeuvre particulière du dispositif suivant l'invention, on a pu réduire à moins de 5 N/mm, l'amplitude des variations de charge à cette interface, soit à un niveau qui ne provoque aucune déformation asymétrique sensible de la jupe 6, ce qui protège correctement le satellite porté par cette jupe d'une transmission de telles déformations.

Ce résultat est obtenu grâce aux moyens de liaison décrits ci-dessus qui assurent un couplage mécanique du lanceur et du satellite suivant l'axe longitudinal X du lanceur, grâce à la coopération du rebord annulaire 17b et de la rainure délimitée par les bagues 20a, 20b, et un découplage du lanceur et du satellite suivant les directions radiales et tangentielles (sauf aux noeuds de déplacement tangentiel), ce découplage étant propre à empcher tout transmission sensible de surflux d'efforts au satellite.

Bien entendu, l'invention n'est pas limitée au mode de réalisation décrit et représenté qui n'a été donné qu'à titre d'exemple. C'est ainsi que le couplage mécanique par des butées de la bague 20a et de l'ensemble annulaire (10,17,18) pourrait tre établi à des noeuds de déplacement radial de la déformée de l'enveloppe du lanceur, plutôt qu'aux noeuds de déplacement tangentiel.

On peut calculer, et contrôler sur maquette, la position de ces noeuds de déplacement radiaux, comme pour les noeuds de déplacement tangentiels. Les butées utilisées pour établir ce couplage sont très conformes aux butées 14i à ceci près que les axes des goujons sont tangentiels au lieu d'tre radiaux et passent donc dans

des trous coaxiaux sur un axe tangentiel tel que T (voir figure 4) percées dans des pattes correspondantes dépendant de l'ensemble annulaire (10,17,18) et de la bague 20a, respectivement.

Des expériences et des calculs ont montré que la cohésion mécanique de 1'ensemble lanceur/satellite obtenue par de telles butées"radiales", disposées là ou les déformations de 1'enveloppe dans le sens radial sont sensiblement nulles est bonne, bien que légèrement inférieure à celle obtenue par les butées "tangentielles".

En variante, on pourrait assurer ladite cohésion à l'aide d'un ensemble de butées comprenant à la fois des butées radiales et des butées tangentielles.

De mme, on a décrit le dispositif suivant l'invention comme intégré au dispositif de suspension à butées hydrauliques et élastiques décrit dans la demande de brevet français précitée. Il est clair que le dispositif de support suivant l'invention pourrait tre physiquement écarté d'un tel dispositif de suspension, voire tre utilisé seul dans le cas où il n'y aurait pas lieu de traiter les chocs que le dispositif de suspension a pour but de filtrer.