FR2787764A1 - Dispositif de suspension d'une charge utile dans un lanceur spatial - Google Patents

Abstract

Le dispositif comprend des moyens élastiques d'absorption d'efforts installés entre des premier (10) et deuxième (11) organes annulaires rigides centrés sur l'axe longitudinal du lanceur et solidaires respectivement du lanceur (1) et de la charge utile (4), et des moyens de commande des moyens élastiques d'absorption d'efforts propres à adapter la rigidité du dispositif à diverses phases du vol du lanceur. Suivant l'invention, les moyens de commande comprennent au moins une pluralité de butées hydrauliques (13j ) agencées chacune entre les premier (10) et deuxième (11) organes annulaires rigides, les butées (l3j ) étant mobiles au moins entre une première position où elles couplent rigidement les organes annulaires (10, 11) et une deuxième position dans laquelle les moyens élastiques d'absorption d'efforts sont activés.

Description

La présente invention est relative à un dispositif de suspension d'une

charge utile dans un lanceur de ladite charge dans l'espace et, plus particulièrement, à un tel dispositif du type qui comprend des moyens d'absorption d'efforts installés entre des premier et deuxième organes annulaires rigides centrés sur l'axe longitudinal du lanceur et solidaires respectivement dudit lanceur et de ladite charge utile, et des moyens de commande desdits moyens d'absorption d'efforts propres à adapter la rigidité

du dispositif à diverses phases du vol du lanceur.

On connaît un tel dispositif de la demande internationale de brevet WO 98/32658 déposée par la demanderesse, conçu pour être intégré à un lanceur d'une charge utile dans l'espace schématiquement représenté à la figure 1 du dessin annexé o le lanceur comprend un premier étage 1 équipé de propulseurs auxiliaires 2 et 3 fixés dans des positions diamétralement opposées sur l'enveloppe 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 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. Comme on l'explique dans la demande de brevet précitée, les poussées développées par les propulseurs auxiliaires 2, 3 appliquent à l'enveloppe du premier étage des efforts intenses, en particulier au niveau des points

d'attache 8, 9 des propulseurs 2, 3 sur le premier étage.

Ces efforts sont beaucoup plus prononcés au niveau de ces points d'attache et leur transmission à la jupe 6 provoquerait une déformation asymétrique de celle-ci,

dommageable pour le satellite, en l'absence de contre-

mesure. Suivant la demande de brevet précitée, cette contre-mesure consiste à installer 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 asymnétriquement 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 être 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 d'absorber et d'amortir 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. Il 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 même 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 suspension 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 de faire varier la raideur de cette suspension de manière à adapter cette raideur aux conditions particulières rencontrées lors des phases successives du vol du lanceur, tout en présentant une fiabilité de

fonctionnement élevée et un coût de réalisation modéré.

Plus précisément, l'invention a pour but de réaliser un tel dispositif propre à présenter une forte raideur pendant les phases ordinaires de vol du lanceur, propres à donner à celui-ci une bonne cohésion mécanique, et une raideur plus faible pendant des phases extraordinaires de ce vol, telles que celles correspondant à la séparation de la coiffe ou à la séparation des étages du lanceur, ces phases étant génératrices de chocs et/ou de vibrations qui doivent être absorbés ou amortis avant leur propagation

jusqu'au satellite.

On atteint ces buts de l'invention, ainsi que d'autres

qui apparaîtront à la lecture de la description qui va

suivre, avec un dispositif de suspension d'une charge utile dans un lanceur de ladite charge dans l'espace, comprenant des moyens élastiques d'absorption d'efforts installés entre des premier et deuxième organes annulaires rigides centrés sur l'axe longitudinal du lanceur et solidaires respectivement de ladite charge utile et dudit lanceur, et des moyens de commande desdits moyens élastiques d'absorption d'efforts propres à adapter la rigidité du dispositif à diverses phases du vol du lanceur, ce dispositif étant remarquable en ce que lesdits moyens de commande comprennent au moins une pluralité de butées hydrauliques agencées chacune axialement entre lesdits premier et deuxième organes annulaires rigides, lesdites butées étant mobiles au moins entre une première position ou elles couplent rigidement lesdits organes annulaires et une deuxième position dans laquelle lesdits moyens

élastiques d'absorption d'efforts sont activés.

Comme on le verra plus loin en détail, l'assouplissement ainsi obtenu de la suspension de la charge utile permet le filtrage des chocs qui se manifestent pendant les phases extraordinaires de vol

mentionnées ci-dessus.

Suivant l'invention, on fait varier la raideur du dispositif de suspension en commandant convenablement des butées hydrauliques de conception classique, dont l'étanchéité peut être assurée pour un coût modéré, au

niveau de fiabilité requis dans les industries spatiales.

Suivant d'autres caractéristiques du dispositif selon l'invention, lesdits moyens élastiques d'absorption d'efforts sont constitués par une pluralité de butées élastiques, lesdites pluralités de butées élastiques et hydrauliques étant imbriquées l'une dans l'autre. Les butées hydrauliques sont en équipression. Les moyens de commande comprennent un circuit d'alimentation en liquide desdites butées hydrauliques, ledit circuit comprenant un cylindre permettant de faire varier sélectivement la pression dudit liquide entre au moins des première et deuxième valeurs commandant la mise en place des butées hydrauliques dans leur première et deuxième positions,

respectivement.

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 une vue schématique, en plan, du dispositif suivant la présente invention, - les figures 3A et 3B sont des vues en coupe axiale d'une butée élastique formant partie du dispositif de la figure 2, dans deux états de fonctionnement différents de cette butée, - la figure 4 est une vue en coupe axiale d'une butée hydraulique formant partie du dispositif suivant l'invention, - la figure 5 est un schéma d'un circuit de commande de la pression du liquide présent dans les butées hydrauliques du dispositif suivant l'invention, et - les figures 6 et 7 sont des graphes utiles à l'explication du fonctionnement du dispositif suivant l'invention. Le dispositif suivant l'invention est agencé au niveau d'un plan P perpendiculaire à l'axe X du lanceur (voir figure 1), ce plan moyen P pouvant se trouver à tout niveau entre les bases 6a et 6b de la jupe 6, avantageusement au

niveau de la base 6b.

Sur la figure 2 il apparaît que le dispositif prend généralement une forme circulaire. Il est composé essentiellement de premier et deuxième organes annulaires superposés axialement, entre lesquels sont installés une pluralité de butées élastiques 12i et une pluralité de butées hydrauliques 13J. Il est associé à un autre dispositif mécanique dont la structure et le fonctionnement font l'objet de la demande de brevet français déposée ce jour par la demanderesse et intitulée "Dispositif de support d'une charge utile dans un lanceur de ladite charge utile". On pourra se reporter à cette demande pour plus de détails sur ce dispositif dont la fonction est d'empêcher la transmission au satellite des "surflux d'efforts"

évoqués en préambule de la présente description. Il ne fait

donc pas partie, stricto sensu, du dispositif suivant la présente invention qui a pour fonction d'empêcher la

transmission au satellite de chocs ou de vibrations.

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 n = 4) et huit butées hydrauliques 13, (j de 1 à n = 8) régulièrement

écartées angulairement.

On se réfère aux figures 3A, 3B et 4 qui représentent respectivement des vues partielles en coupe axiale du dispositif suivant l'invention, prises suivant les traits de coupe III et IV de la figure 2, passant par une butée élastique 121 et une butée hydraulique 13:, respectivement, étant entendu que les autres butées du même type sont

identiques à celles que l'on va décrire.

Sur ces figures les premier et deuxième organes annulaires sont référencés 10 et 11, respectivement, l'organe annulaire 10 étant fixé sur la jupe 6 solidaire du satellite 4 et l'organe annulaire 11 sur le deuxième étage du lanceur, par des distributions circulaires de boulons

tels que ceux référencés 15 et 16 respectivement.

L'organe annulaire 11 comprend lui-même 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 être traversé par des boulons tels que celui référencé 19, l'autre 17b étant tourné vers l'intérieur pour être pris dans une rainure annulaire délimitée par des bagues 20a, 20b assemblées par des boulons tels que 21. La bague 20b est elle-même fixée sur le second étage 5 par des boulons tels que le boulon 16

mentionné plus haut.

Des patins 22, 23 autorisent un glissement du rebord 17b de la bride 17 dans la rainure délimitée par les bagues a, 20b (voir figure 3B), transversalement à l'axe X du lanceur, pour assurer un découplage propre à supprimer une transmission de "surflux" d'efforts lors du fonctionnement des propulseurs auxiliaires 2, 3, comme on l'explique en détails dans la demande de brevet français précitée déposée ce jour par la demanderesse et intitulée "Dispositif de support d'une charge utile dans un lanceur de ladite charge utile" demande à laquelle on se reportera pour plus de

détails sur ce point.

La deuxième bride 18, montée coaxialement sur la première par des boulons tels que celui référencé 19, prend la forme d'une couronne creusée d'alésages sur ses deux bases axialement écartées. Au droit des butées élastiques 12 elle est percée de deux alésages axiaux concentriques isolés par leur fond commun 24 (voir figure 3A) chacun de ces alésages débordant sur l'une des deux bases de la couronne et recevant un ressort 25, 26 respectivement, par exemple du type ressort à boudin, fonctionnant en compression. Les actions des ressorts 25, 26 sont ainsi antagonistes et s'exercent sur des surfaces radiales annulaires d'organes 29 et 30 qui seront décrits dans la

suite.

Au droit des butées hydrauliques 13, (voir figure 4), la bride 18 est percée d'un seul alésage 27 rempli avec un

liquide et fermé par un piston 28.

L'organe annulaire 10 comprend une bride 29 qui 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 (29a) étant traversé par les boulons tels que 15, de fixation du dispositif selon l'invention à la jupe 6, l'autre (29b) étant traversé par des boulons tels que 31, pour être solidarisé à des plaques de charge des ressorts 25, 26 (au droit des butées élastiques 12i), et par des boulons tels que celui référencé 31' pour être solidarisé à des plaques 32 d'arrêt

des pistons 28 (au droit des butées hydrauliques 13j).

Sur la figure 3A il apparaît qu'un jeu existe entre la bride 18 et le rebord annulaire 29a d'une part, et entre la bride 18 et la plaque 30 d'autre part. Dans cette configuration il apparait que la jupe 6 et le satellite 4 sont portés par les ressorts 25, 26 des butées élastiques 122. Cette suspension présente alors une souplesse qui est

fonction de la raideur de ces ressorts.

Sur la figure 4, la bride 18 est représentée en butée contre le rebord 29a de la bride 29. Si ces brides sont bloquées dans cette position on comprend que les ressorts sont alors sans effet sur la suspension de la jupe 6 et du satellite 4, cette suspension étant alors de très grande raideur. Suivant la présente invention c'est par une commande appropriée de la pression du liquide incompressible qui remplit les chambres 27 des butées hydrauliques 13, que l'on passe de la suspension "souple" illustrée par la figure 3A à la suspension "raide" illustrée par la figure 3B. On se réfère à cet égard à la figure 4 du dessin annexé o il apparait qu'en accroissant la pression dans la chambre 27 de la butée hydraulique représentée, le piston 28 s'écarte du fond de la chambre 27, ce qui amène par contrecoup la bride 18 (voir figure 3B) en contact avec la

bride 29.

Ce contact établit une liaison ferme entre les deux

organes annulaires 10 et 11, alors couplés mécaniquement.

Le satellite est alors rigidement couplé au lanceur.

En réduisant la pression dans la chambre 27 des butées hydrauliques 12i, le piston 28 se rapproche du fond de la chambre 27 en supprimant la liaison mécanique rigide

précédemment établie entre les organes annulaires 10, 11.

Le satellite et la jupe sont alors portés par les ressorts , 26 des butées élastiques (voir figure 3A) et sont

suspendus souplement sur le lanceur.

On a vu plus haut que, dans certaines phases du vol du lanceur, des chocs et des vibrations peuvent se transmettre du lanceur vers le satellite, avec pour effet des risques d'endommagement de ce dernier. Ces vibrations et ces chocs interviennent notamment lors des séparations de certains éléments du lanceur. Il en est ainsi en particulier lors du largage de la coiffe 7 et, plus tard, lors du largage du premier étage du lanceur, qui libère l'étage supérieur 5 portant le satellite. On a repéré ces largages sur le graphe de la figure 6 qui représente les variations de l'accélération du lanceur lors des fonctionnements successifs des propulseurs auxiliaires (branche A), du premier étage 1 (branche B) et de l'étage supérieur 5 (branche C). La séparation de la coiffe intervient en d, pendant le fonctionnement du premier étage, et le largage du premier étage intervient en e sur la branche C o

l'accélération est sensiblement nulle.

Pour protéger le satellite de ces vibrations et de ces chocs, il convient de les amortir et de les filtrer. C'est le rôle des butées élastiques 12i du dispositif suivant l'invention (voir figures 3A et 3B). Lorsque ces butées sont activées, les ressorts qui les équipent donnent au couplage des organes annulaires 10 et 11 une raideur de l'ordre de 10- 7 N/m par exemple, très inférieure à celle établie par la mise sous haute pression des butées

hydrauliques 13j, ce qui a pour effet de filtrer les chocs.

Suivant l'invention, pour activer ces butées, on réduit la pression du fluide dans les butées 13j de manière que le satellite 4 et la jupe 6 reposent alors sur les butées élastiques axiales 12i (voir figure 3A). Celles-ci sont alors à même d'amortir les chocs et vibrations évoqués cidessus. On a représenté à la figure 7 le graphe typique des variations de la pression établie dans les butées hydrauliques, dans les phases du vol du lanceur illustrées à la figure 6. Lors des séparations (en d et e), la pression est brusquement réduite, de 70 bars à 0 bars par exemple, puis rétablie rapidement, une fois la séparation

terminée.

Un circuit de commande de cette pression est représenté schématiquement à la figure 5. Celui-ci comprend essentiellement un cylindre 40 muni d'un piston mobile 41 dont les déplacements servent à commander la pression du fluide, constitué avantageusement par un liquide incompressible, liquide remplissant la ligne 42 et les butées hydrauliques 13j, en équipression, une chambre du cylindre 40 étant raccordée à cette ligne 42 par l'intermédiaire d'une vanne 43 alors que l'autre chambre du cylindre est raccordée à une vanne de vidange 44. Une ligne équipée d'un clapet anti-retour 46 sert à remplir initialement, au sol, les butées 13j et la chambre du cylindre 40 qui communique avec ces butées, avec un liquide sous pression élevée, de 70 bars environ, par exemple, la vanne 44 étant alors fermée pour isoler l'autre chambre du cylindre, remplie de gaz sous pression. Pendant les phases normales du vol, c'est cette pression du liquide qui donne au dispositif de suspension suivant l'invention la raideur

requise, après fermeture de la vanne 43.

Au début d'une phase de séparation, on réduit brusquement la pression en ouvrant simultanément la vanne 43 et la vanne 44 de vidange de la chambre du cylindre qui est remplie de gaz sous pression. Celui-ci s'écoule dans le vide jusqu'à ce que la pression dans cette chambre tombe à

la valeur requise, de l'ordre de 0 à 25 bars par exemple.

Le piston 41 s'est alors déplacé vers la gauche, du point de vue du dessin, jusqu'à la position 41a. Cette brusque expansion du volume offert au liquide sous pression dans la ligne 42 et les butées hydrauliques 13. provoque une chute de pression du liquide et une réduction de la pression appliquée aux butées hydrauliques, qui tombe alors à une valeur comprise entre 0 et 25 bars environ, par exemple, pour activer les butées élastiques 12i montées

parallèlement aux butées hydrauliques 13,.

Quand la phase de séparation est terminée, on rétablit une haute pression de gaz (70 bars environ) dans le cylindre 20, en rechargeant celui-ci avec un gaz sous pression venu d'un réservoir 47 (après la phase d) ou d'un réservoir 48 (après la phase e). Ces réservoirs peuvent être commodément constitués par des étoupilles

pyrotechniques à allumage commandé.

Il apparaît maintenant que l'invention permet bien d'atteindre les buts visés, à savoir réaliser un dispositif de suspension d'une charge utile dans un lanceur, propre à protéger celle-ci de chocs ou de vibrations survenant lors de différentes phases du vol, par une adaptation convenable de la raideur de la suspension, ce dispositif étant de structure simple et fiable et de fonctionnement souple. On remarquera à cet égard que toutes les butées sont intégrées à une même bride annulaire 18, ce qui permet une réalisation des chambres dans lesquelles sont logées ces butées par des moyens d'usinage à commande numérique classique. Les butées hydrauliques sont elles-mêmes de structure classique, à joints d'étanchéité annulaires, technologie parfaitement maîtrisée qui permet d'être assurée de la fiabilité du dispositif, comme cela est essentiel dans un

véhicule spatial.

Le dispositif suivant l'invention ne souffre pas non plus du problème évoqué en préambule de la présente

description, relatif au raidissement excessif de

l'enveloppe d'une chambre annulaire à paroi souple,

lorsque la pression régnant dans l'enveloppe est élevée.

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 les butées élastiques et hydrauliques pourraient être inclinées sur l'axe longitudinal du lanceur de manière à assurer l'absorption de chocs à propagation axiale comme à

propagation radiale.

C'est ainsi également qu'on pourrait remplacer la commande en "tout ou rien" des butées élastiques axiales décrites ci-dessus par une commande progressive combinant des fractions variables de la souplesse développée par les ressorts et de la rigidité établie par les butées hydrauliques. Encore, chacune des butées élastiques 12i pourrait ne comprendre qu'un ressort placé dans un seul alésage, à la manière du piston unique des butées hydrauliques 132 et ces dernières pourraient comprendre deux alésages tête-bêche, à la manière des alésages des butées

élastiques 12 .

Claims (12)

REVEND I CATIONS

1. Dispositif de suspension d'une charge utile (4) dans un lanceur de ladite charge dans l'espace, comprenant des moyens élastiques d'absorption d'efforts installés entre des premier (10) et deuxième (11) organes annulaires rigides centrés sur l'axe longitudinal du lanceur et solidaires respectivement de ladite charge utile (4) et dudit lanceur (1), et des moyens de commande desdits moyens élastiques d'absorption d'efforts propres à adapter la rigidité du dispositif à diverses phases du vol du lanceur, caractérisé en ce que lesdits moyens de commande comprennent au moins une pluralité de butées hydrauliques (13j) agencées chacune entre lesdits premier (10) et deuxième (11) organes annulaires rigides, lesdites butées (13j) étant mobiles au moins entre une première position o elles couplent rigidement lesdits organes annulaires (10, 11) et une deuxième position dans laquelle lesdits moyens

élastiques d'absorption d'efforts sont activés.

2. Dispositif conforme à la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits moyens élastiques d'absorption d'efforts sont constitués par une pluralité de butées élastiques (12i), lesdites pluralités de butées élastiques (12i) et hydrauliques (13j) étant imbriquées

l'une dans l'autre.

3. Dispositif conforme à l'une quelconque des

revendications 1 et 2, caractérisé en ce que lesdites

butées hydrauliques (13j) sont en équipression.

4. Dispositif conforme à la revendication 3, caractérisé en ce que lesdits moyens de commande comprennent un circuit (40, 42) d'alimentation en liquide desdites butées hydrauliques (13j), ledit circuit comprenant un cylindre (40) permettant de faire varier sélectivement la pression dudit liquide entre au moins des première et deuxième valeurs commandant la mise en place des butées hydrauliques (13j) dans leurs première et

deuxième positions, respectivement.

5. Dispositif conforme à la revendication 4, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens pour commander, pendant l'application au dispositif de chocs et/ou de vibrations, l'établissement de la pression dudit liquide à ladite deuxième valeur, inférieure à ladite première valeur, et propre à activer les butées élastiques.

6. Dispositif conforme à la revendication 5, caractérisé en ce que lesdits moyens de commande déclenchent une chute de pression du liquide chargé dans lesdites butées hydrauliques (13j), pour amener ladite

pression à ladite deuxième valeur.

7. Dispositif conforme à la revendication 6, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens (47, 48) pour rétablir la pression du liquide à sa première valeur, à

la fin des phases de vol avec chocs et/ou vibrations.

8. Dispositif conforme à la revendication 7, caractérisé en ce que lesdits moyens (47, 48) sont des

étoupilles pyrotechniques.

9. Dispositif conforme à l'une quelconque des

revendications 2 à 8, caractérisé en ce que lesdites

butées élastiques (12J) et hydrauliques (13j) sont toutes

montées sur un même organe annulaire (10).

10. Dispositif conforme à l'une quelconque des

revendications 5 à 9, caractérisé en ce que lesdites

butées hydrauliques (13j) plaquent lesdites butées élastiques (12i) contre ledit premier organe annulaire (10) quand le liquide qui les alimente est à ladite première

valeur de pression.

11. Dispositif conforme à l'une quelconque des

revendications 2 à 10, caractérisé en ce que lesdites

butées élastiques (12i) comprennent chacune deux alésages tête-bêche garnis de ressorts (25, 26) antagonistes, intercalés entre deux surfaces annulaires en regard (29a,

) dudit premier organe annulaire (10).

12. Dispositif conforme à l'une quelconque des

revendications 1 à 11, caractérisé en ce qu'il est intégré

à une jupe (6) de support de la charge utile (4) sur le

lanceur (1).