Brevet FR2620421A1 — publié le 19890317

*1 L'invention concerne le suivi en continu de la consommation en combustible d'un véhicule spatial équipé d'une pluralité de propulseurs en vue, notamment, de la reconnaissance de la proximité de la fin de vie de ce véhicule avec une masse résiduelle suffisante pour éjecter le véhicule hors de son orbite de service. Il est devenu en effet essentiel de procéder A de telles éjections en fin de service pour éviter une saturation des orbites géostationnaires. Compte tenu du souhait de procéder i une telle éjection le plus tard possible, avec toutefois une marge suffisante de sécurité pour être sûr qu'une telle éjection reste possible, le besoin se fait de plus en plus sentir d'un procédé et d'un système de suivi de consommation de haute précision. En effet la prévision de fin de vie de véhicules spatiaux (satellites automatiques ou habités). se fait à l'heure actuelle avec une grande imprécision qui conduit à engager les manoeuvres de déorbitation (retour sur terre de véhicules habités ou de satellites automatiques en orbite basse, mise sur orbite non encombrée de satellites géostationnaires). avec des marges de sécurité préjudiciables A la durée de vie utile du système concerné. Les techniques utilisées jusqu'à ce jour peuvent se regrouper en trois grandes catégories a - Méthode thermodynamique: Pour les réservoirs à volume constant utilisant un gaz de pressurisation (par exemple l'hélium), et connaissant la masse d'hélium embarquée. il est possible de calculer le volume de carburant présent dans chacun des réservoirs de carburant sur la base des mesures de pression et de température dans le réservoir d'hélium et dans chacun des réservoirs de carburant en se basant- sur les équations de la thermodynamique les équations de la thermodynamique. La précision n'est pas très bonne, principalement à cause des données physico-chimiques peu sûres: solubilité de l'hélium dans le carburant, densité du carburant, pression de vapeur saturante des carburants, volume exact des réservoirs. etc... Le même problème se pose pour les réservoirs à soufflet (de moins en moins utilisés), bien que les erreurs dues aux mélanges d'hélium et de carburant soient éliminées. a b - Méthode de comptage: Sur certains satellites, des informations relatives aux cycles d'ouverture et de fermeture des vannes des propulseurs de contr6le d'attitude et d'orbite sont télémétrées et on en déduit de manière grossière la masse de carburant utilisée, sur la base de données d'impulsion spécifique moyenne, de poussée moyenne et de temps d'ouverture. Ni le contenu des informations télémétrées, ni les algorithmes de calcul n'ont été optimisés jusqu'ici en fonction de l'établissement d'un budget de carburant, mais plutot en fonction d'actions de surveillance (estimation de couples perturbateurs, recherche de pannes. etc...): il n'existe aujourd'hui aucune expression du besoin de précision du budget de carburant utilisé dans les spécifications fonctionnelles au niveau système. c - Mesures directes de niveau, de volumes ou de débits: Les solutions connues ayant trait au sujet décrivent tous des instruments de mesure directe de niveaux de liquide, volumes de liquides ou de gaz, debits de liquides ou de gaz. Pour une application spatiale, seules les mesures de volume et de débit sont à retenir: tous les dispositifs connus sont: entièrement consacrés à la mesure correspondante d'o surplus de poids direct (instruments) et de poids annexe (câbles, mise à disposition de puissance électrique, etc...). - d'une utilisation très hypothétique, puisque faisant appel à des techniques complexes dont la qualification pour l'espace reste à obtenir. On connait également, de par le document FR-2.414.721 un appareil pour la mesure de faibles débits pondéraux de liquide, fondé sur la mesure d'une poussée d'Archimède. L'invention vise un procédé, et un système adapté à sa mise en oeuvre, adapté à effectuer le suivi de la consommation en combustible d'un véhicule spatial de manière précise et simple, sans nécessiter le transfert au sol d'un grand nombre de données, ni de rajouter un volume et un poids importants d'éléments spécifiques embarqués. L'invention propose ainsi un procédé de suivi en continu de la consommation en combustible d'un véhicule spatial équipé d'une pluralité de propulseurs dont la mise en oeuvre est provoquée par des moyens d'activation en fonction d'ordres d'activation qui leur sont appliqués, caractérisé en ce que l'on mémorise, à partir d'un instant de référence, le nombre N d ordres d'activation appliqués à chacun des propulseurs ainsi que leur durée cumulée S et on en déduit la masse M de combustible consommée depuis l'instant de référence par chaque propulseur par une formule du type: M = f(N) + g(S) o f et g sont des fonctions prédéterminées indépendantes. et on fait la somme des masses consommées par chaque propulseur. Selon des dispositions préférées: - on calcule la masse M par la formule M = xS+m xN o o m est un débit moyen de combustible en phase d'activation d'un propulseur donné et m est une masse forfaitaire prédéterminée; - on définit une succession périodique d'instants de référence et on mémorise à chaque instant de référence pour chaque propulseur le nombre et la durée cumulée des ordres d'activation intervenus depuis l'instant précédent de référence, on calcule la masse de combustible consommée depuis l'instant de référence et on ajote. les masses ainsi calculées successivement: - on transmet au sol le nombre et la durée cumulée des ordres d'activation et on détermine au sol les masses de combustible consomme; - on détermine à bord la masse de combustible consommée par les propulseurs et on la transmet au sol. L'invention propose également un système de suivi de la consommation en combustible d'un véhicule spatial, adapté à la mise en oeuvre du procédé précité, ce véhicule étant équipé d'une pluralité de propulseurs dont la mise en oeuvre est provoquée par des moyens d'activation en fonction d'ordres d'activation qui leur sont appliqués par une unité de commande, caractérisé en ce que cette unité de commande comporte une unité logique dotée d'une zone de mémoire adaptée à stocker le nombre et la durée cumulée d'ordres d'activation à partir d'instants de référence, un étage de puissance adapté à appliquer les signaux d'activation aux moyens d'activation en fonction de signaux logiques émis par l'unité logique, et une unité adaptée à échantillonner le contenu de la zone de mémoire à chaque instant de référence et à le télémétrer au sol. Selon des dispositions préférées: - les moyens d'activation sont des vannes électromagnétiques associées chacune à un propulseur; - les moyens d'activation comportent une vanne pneumatique contrôlant l'alimentation en combustible d'un propulseur et une vanne électromagnétique, commandée par l'étage de puissance, pour commander l'alimentation en fluide de la vanne pneumatique: - aux propulseurs sont associés des capteurs de pression et/ou de température connectés à l'unité logique; L'équipement minimal nécessaire à la mise en oeuvre de l'invention est ainsi celui qui assure les fonctions suivantes: a) acquisition du temps total d'ouvertures des propulseurs pendant une période T; b) acquisition du nombre total d'ouvertures des propulseurs effectuées pendant la période T; c) stockage de ces données et communication au sol au bout de la période T; d) support physique pour l'algorithme de calcul; e) réception et stockage des données. Généralement, les fonctions c),d). et e) peuvent être assurées par du matériel déjà présent à bord de satellite ou au sol, et nécessitent seulement la prise en compte des besoins correspondants lors de la spécification de ce matériel dans un cadre plus global. Les fonctions a) et b) doivent être spécifiées de manière explicite lors de la conception du satellite. Ainsi qu'on le sait les performances en mode pulsé d'un propulseur quelconque sont caractérisables par deux grandeurs mesurables: l'incrément d'impulsion ("impulse-bit IB") - l'impulsion spécifique ("specific impulse IS") données en fonction de la durée moyenne d'ouverture électrique TO et de la durée de fermeture électrique TF (depuis la dernière impulsion) des vannes du propulseur. Les deux grandeurs sont généralement mesurées séparément et on en déduit, suivant le rapporteur des tests, soit des. abaques. des fonctions numériques, soit des tableaux pour chacune des variables: - IB = F1 (TO. TF) - IS = F2 (TO, TF), les mesures ayant été effectuées pour une pression amont donnée, et pour une température de carburant donnée. En divisant IB par IS, on obtient très exactement la consommation de carburant pour une impulsion donnée (en fonction de TO,TF) et il serait donc facile de faire un budget de carburant connaissant TO et TF pour toute la durée de vie du satellite. La quantité d'information nécessaire pour définir exactement TO et TF est très grande et il n'est donc jamais envisagé de la transmettre au sol au moins pour des raisons d'encombrement de format de télémétrie. Par contre l'algorithme inventé n'a besoin que des deux données: 1) somme des durées d'ouverture pendant une période donnée (un compteur par propulseur); 2) nombre total de pulses pendant la même période (un compteur par propulseur). Pour que ces données suffisent, la fonction m = F(TO, TF) a été simplifiée de manière suivante: -h m = (r x TO) + m avec - m = débit moyen de carburant - m = masse forfaitaire de carburant consommée o à chaque pulse ce qui revient à dire physiquement que la variation de A m dûe à la durée de fermeture n'est dûe en réalité qu'à l'évaporation rapide dans '1 espace d'une masse forfaitaire de carburant injectée dans les circuits en aval de la vanne du propulseur à chaque impulsion, et non utilisée pour la propulsion; - le calcul de m et de m à partir des valeurs m = F(TO, TF) se fait en choisissant m de manière à minimiser l'écart-type de la valeur m obtenue par traitement statistique de la fonction m = F(r, TO, TF); - TO, TF et r étant connus avec une grande précision, l'erreur de méthode est d e à l'écart-type de m. Le budget de carburant utilisé se fait de la manière o suivante: M= =r x (TO) m x N avec TO = somme des durées d'ouverture N = nombre total de impulsions La précision sur le budget de carburant se trouve améliorée par la présence d'équipements secondaires suivants: - un ou plusieurs capteurs de pression, suivant le nombre de réservoirs et la complexité du système de propulsion, et donnant soit la pression dans les réservoirs, et soit la pression dans le carburant en amont de la (des) vanne(s) du (des) propulseur(s). - des algorithmes de calcul classiques reliant les données IB et IS aux pressions mesurées. - un ou plusieurs capteurs de température, suivant le nombre de réservoirs et la complexité du système de propulsion, et donnant soit la température dans les réservoirs et soit la température du carburant en amont de la (des) vanne(s) du (des) propulseur(s). - des algorithmes de calcul (classiques) reliant les données IB et IS aux températures mesurées. De manière générale l'invention s'applique à: - des systèmes de propulsion à gaz ou à liquide; - des systèmes de pressurisation quelconque, o le débit est commandé par une vanne dont on peut mesurer les durées d'ouverture et de fermeture. Des objets, caractéristiques et avantages de l'invention ressortent de la description qui suit, donnée à titre d'exemple non limitatif, en regard des dessins annexes sur lesquels: - la figure 1 est une vue schématique d'un satellite équipé d'un système de suivi de consommation conforme à l'invention; - la figure 2 est une vue schématique partielle d'une première variante; B - la figure 3 est une vue schématique partielle d'une seconde variante; et - la figure 4 est une vue schématique partielle d'une troisième variante. 5. La figure 1 représente de manière schématique, au sein d'un satellite 1 équipé de propulseurs 2, les éléments essentiels intervenant dans la mise en oeuvre de l'invention. Ces propulseurs 2 sont dotés chacun de moyens d'activation, schématisés en 3. recevant des ordres d'activation en provenance d'une unité de commande 4, ici commune aux divers propulseurs. Cette unité de commande comporte une unité logique 5, une zone de mémoire 6. un étage de puissance 7 et une unité de télémétrie 8 adaptée à échanger des informations avec la terre T. Des moyens de réception et de traitement, non représentés, sont prévus au sol. Les unités 5, 6 et 8 (voire 5 à 8) font par exemple partie d'un ordinateur de bord. Les éléments constitutifs de cette unité de commande sont de tout type connu approprié, l'invention portant sur la combinaison qui en est faite et sur les modalités de cette combinaison. L'unité logique 5 transmet des signaux logiques (faible courant, faible tension - par exemple 5V) à l'étage de puissance 7 qui en dérive des signaux de commande ou d'activation (courant moyen, tension moyenne - par exemple 26V) pour au moins un des propulseurs 2. A cette unité logique 5 sont par ailleurs appliquées des informations de commande C, au travers éventuellement d'un élément d'interface non représenté. Ces informations C constituent par exemple la sortie d'une boucle d'asservissement, telle qu'une boucle de pilotage/ guidage du véhicule spatial 1 autour d'un de ses axes de rotation; ces informations peuvent également comprendre des impulsions de vitesse semi-automatiques. C'est à partir de ces informations C et/ou d'ordres provenant du sol au travers de l'unité 8. que l'unité logique 5 élabore les ordres logiques précités. représentant des cycles de commande électrique d'ouverture/fermeture d'un ou plusieurs propulseur(s) 2. A partir des signaux logiques, l'unité détermine le nombre N de cycles (ou ordres d'activation) d'ouverture/fermeture de chaque propulseur à partir d'un instant de référence ainsi que la somme S des temps d'ouverture ou d'activation de ce propulseur à partir du même instant. Ces grandeurs N et S sont stockées dans la zone de mémoire 6. Cette zone de mémoire est lue par l'unité de télémétrie B et les valeurs ainsi relevées sont transmises au sol par cette dernière, suivant un format propre au véhicule spatial 1. De manière préférée une succession périodique d'instants de référence est définie et. en chacun de ces instants, les valeurs stockées dans la zone de mémoire 8 sont relevées et transmises au sol par l'unité 8 avant remise à zéro de ladite zone. Les grandeurs N et S sont ainsi échantillonnées à la fréquence des instants de référence. Dans l'exemple de la figure 1 les moyens d'activation 3 sont des vannes, de type électromagnétique de préférence, qui déterminent le débit de combustible (combustible/carburant) en provenance de réservoirs 9 contenant un fluide de propulsion. De manière préférée, à ces réservoirs sont associés des capteurs 10 adaptés à transmettre à l'unité logique des informations de pression et/ou de température relatives au volume interne de ces réservoirs. Dans la variante de la figure 2 les moyens d'activation associés à un propulseur se décomposent en une vanne pneumatique 11 commandant l'arrivée de fluide de propulsion au propulseur 2 et en une vanne intermédiaire 12, de type électromagnétique, contrôlant, sous l'action de signaux émis par l'étage de puissance 7, l'arrivée à la vanne 11 d'un fluide de pressurisation en provenance d'un réservoir non représenté. Au cas o la retransmission au sol ne peut pas se faire pendant un certain temps, les valeurs successives de N et S sont stockées dans la zone de mémoire 6 sur plusieurs périodes et sont retransmises au sol dés que les conditions de transmission redeviennent satisfaisantes. L'unité de télémétrie peut échantillonner les valeurs de N et S stockées en 6. soit sous forme numérique, soit sous forme analogique. Dans la variante de la figure 3 les signaux d'activation sont appliqués simultanément à plusieurs propulseurs par l'intermédiaire de moyens d'activation synchronisés. En variante non représentée ces signaux sont appliqués successivement à plusieurs propulseurs. En variante non représentée le fluide de propulsion est confiné en une pluralité de réservoirs et son échappement vers le propulseur associé est commandé par plusieurs vannes synchronisées. Il en est de même lorsque deux fluides (carburant/comburant) doivent s'échapper vers un meme propulseur. La masse de combustible consommée entre deux instants de référence en un propulseur est calculée au sol par application d'une formule du type M = f (N) + g (S) f et g étant fonction prédéterminées indépendantes. De manière préférée la fonction f (N) = m x N. ou m est une masse forfaitaire prédéterminée o correspondant à la consommation d'un propulseur qui est mis à feu puis aussitôt éteint, pour une durée nulle de propulsion. Quant à la fonction S elle est de préférence prise égale à g (S) = m x S, o m est le débit moyen de i1 combustible au travers d'un propulseur maintenu activé. En variante, ce calcul de la masse de combustible consommée entre deux instants de référence successifs est effectué i bord par un microprocesseur associé i l'unité 1 ou dont cette dernière ferait partie. et c'est le résultat de ces calculs successifs, stocke dans la zone 6. qui est transmis au sol par l'unité 5. La cas échéant, soit les valeurs de N et S, soit la valeur de M est transmise au sol. selon les besoins ou les possibilités. On déduit la masse totale de combustible consommé par sommation des valeurs de M calculées pour les divers intervalles de temps et/ou pour les divers propulseurs. t La figure 4 illustre un exemple de réalisation particulièrement simple de l'unité de commande 4. Celle-ci comporte des unités séparées, la mémoire 6' étant associée à l'unité logique 5', et l'unité de télémétrie 8' étant décomposée en un étage d'échantillonnage 8'A et un étage de télémétrie proprement dite 8'8. Dans cet exemple les moyens d activation 3' assurent l'alimentation de deux propulseurs en deux fluides complémentaires de propulsion (carburant/ comburant). En variante ces éléments ne contrôlent qu'un seul propulseur. Le calcul en continu de la consommation de combustible permet de prévoir la fin de vie du satellite avec une précision dépendant de la précision avec laquelle on connait la masse de départ et surtout avec laquelle sont définies les fonctions f et g avec leurs paramètres. Lorsque la masse résiduelle de combustible passe en dessous d'un seuil prédéterminé, une activation ultime de propulseurs appropriés est provoquée pour éjecter le véhicule spatial hors de son orbite. Il va de soi que la description qui précède n'a été proposée qu'à titre d'exemple non limitatif et que de nombreuses variantes peuvent être proposées par l'homme de l'art sans sortir du cadre de l'invention. Ainsi, par exemple, les propulseurs 2 peuvent être remplacés par des propulseurs à ions ou à photons. REVENDICATIONS 1. Procédé de suivi en continu de la consommation en combustible d'un véhicule spatial (1) équipé d'une pluralité de propulseurs (2) dont la mise en oeuvre est provoquée par des moyens d'activation (3) en fonction d'ordres d'activation qui leur sont appliqués, caractérisé en ce que l'on mémorise, à partir d'un instant de référence. le nombre N d'ordres d'activation appliqués à chacun des propulseurs ainsi que leur durée cumulée S et on en déduit la masse de combustible M consommée depuis l'instant de référence par chaque propulseur par la formule: M = f(N) + g(S) o f et g sont des fonctions prédéterminées indépendantes, et on fait la somme des masses consommées par chaque propulseur. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'on calcule la masse M par la formule M = m x S + m xN o 20. ou m est un débit moyen de combustible en phase d'activation d'un propulseur donné et m est une masse O forfaitaire prédéterminée. 3 -Procédé selon la revendication 1 ou la revendication 2. caractérisé en ce que l'on définit une succession périodique d'instants de référence et on mémorise à chaque instant de référence pour chaque propulseur le nombre et la durée cumulée des ordres d'activation intervenus depuis l'instant précédent de référence, on calcule la masse de combustible consommée depuis l'instant de référence et on ajoute les masses ainsi calculées successivement. 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications I à 3, caractérisé en oe que l'on transmet au sol le nombre N et la durée cumulée S des ordres d'activation et on détermine au sol les masses M de combustible consommé. 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que l'on détermine à bord la masse de combustible consommé par les propulseurs et on la transmet au sol. 6. Système de suivi de la consommation en combustible d'un véhicule spatial, adapté à la mise en oeuv-re du procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, ce véhicule (1) étant équipé d'une pluralité de propulseurs (2) dont la mise en oeuvre est provoquée par des moyens d'activation (3) en fonction d'ordres d'activation qui leur sont appliqués par une unité de commande, caractérisé en ce que cette unité de commande (4) comporte une unité logique (5) dotée d'une zone de mémoire (6) adaptée à stocker le nombre et la durée cumulée d'ordres d'activation à partie d'instants de référence, un étage de puissance adapté à appliquer les signaux d'activation aux moyens d'activation en fonction de signaux logiques émis par l'unité logique, et une unité (8) adaptée à échantillonner le contenu de la zone de mémoire à chaque instant de référence et à le télémétrer au sol. 7. Système selon la revendication 6. caractérisé en ce que les moyens d'activation sont des vannes électromagnétiques (3) associées chacune à un propulseur. 8. Système selon la revendication 6, caractérisé en ce que les moyens d'activation comportent une vanne pneumatique (11) contrôlant l'alimentation en fluide de propulsion d'un propulseur et une vanne pneumatique (12), commandée par l'étage de puissance, pour commander l'alimentation en fluide de la vanne pneumatique. 9. Système selon l'une quelconque des revendications 6 à 8, caractérisé en ce qu aux propulseurs sont associés des capteurs de pression (10) connectés à l'unité logique. 10. Système selon l'une quelconque des revendications 6 à 9, caractérisé en ce qu'aux propulseurs sont associés des capteurs de température (10) connectés à l'unité logique.