Brevet FR2640579A1 — publié le 19900622

EGIN SPATIAL À CA E EN CAJWn AOUC E POM MANTIEN EN POSTE ET PROCÉDÉ DE L La présente invention concerne des engins spatiaux tels que des satellites de communication géostatiomnaires qui compren- nent des propulseurs de rmise en orbite et qui cmprennent égale- ment des propulseurs de maintien en poste. TLes communications par satellites sont larement uti- lisées. Par exemple, des satellites géostationnaires placeés sur des orbites équatoriales fixes peuvent assurer les crmmunications sur une large zone géographique. Actuellement, une grande quan- tité de distribution de télévision entre stations d'émission terrestres est réalisée par des satellites. Un satellite de communication typique peut comprendre 10 à 40 émetteurs- repteurs à large bande dont chacun peut être loué jusqu'à un million de dollars par an. L'isolement de polarisation permet à chaque émetteurrcepteur d'êtrLLe utilisé pour deux signaux se recouvrant partiellement, ce qui double en fait le nombre d'émet- teurs-rcepteurs. Ainsi, un satellite en fconcticrnnment est une large souroe de revenu. En considérant que la fabrication et le lancement d'un satellite peuvent coter de 50 à 100 millions de dollars, il est impératif d'obtenir une durée de vie aussi grande que possible pour chaque satellite. Dans le passé, une dégradation progressive des quipe- ments, ainsi que des pannes aléatoires tendaient à constituer les facteurs de limitation de durée de vie des satellites. TLes arlioraticns de fiabilité et de durée de vie des Coeposants des satellites ont entrainr l'obtention de satellites qui cmrtinuent à fonctionner jusqu'à ce que le carburant rnoessaire pour les maintenir en poste soit épuisé. Ainsi, la durée de vie utile d'un satellite peut être directement associée à la quantité de carbu- rant de maintien en poste qui peut être chargée et lahce. De grands efforts ont été dépensés pour minimiser le poids des parties non essentielles du satellite de sorte que la quantité maximale de carburant de maintien en poste puisse être chargée et lancée. De façon générale, les satellites peuvent être larncs par des fusées perdues ou par des véhicules r prables, tels qu'une navette spatiale. Le fabricant ou l'opérateur du véhicule de lancement, qu'il soit perdu ou récupérable spcifie le poids du satellite et l'altitude à laquelle il sera libéré. Très souvent, le fabricant de satellite fournit un propulseur supplé- mentaire, tel qu'un moteur d'apogée pour déplacer le véhicule d'une orbite basse intermédiaire à laquelle le satellite est libéré jusqu'à l'orbite désirée, par exemple l'orbite géestaticn- naire de 36 000 km. Ainsi, le satellite quand il arrive à l'orbite terrestre inférieure cxxDrend un moteur d'apogée pour le relane r vers l'orbite géostationnaire en nmême temps que des moyens de maintien en poste, qui peuvent ccmprendre des propul- seurs supplémentaires. Il existe deux types généraux de propulseurs chimi- ques: bicombustibles et monoc3u3ustibles. Les propulseurs bioan- bustibles utilisent un carburant et un comburant, par exemple un carburant de monométhylhydrazine (CH3N2 H3) et du tétroxyde d'azote (NC204) comre comburant. Le système bicombustible assure une plus grande poussée par unité de poids de carburant et combustible qu'un simple système mcnxccmbustible; c'est-à-dire qu'il est plus efficare en ce qu'il assure un plus grand change- ment de vitesse par unité de masse ou de poids de cnbustible (ici le terme combustible englobe à la fois le carburant et le onburant). Le systéme mxaxtiustible comnpred un propulseur muni d'un catalyseur qui provoque un chanrgement chimique quarnd il est en contact avec le carburant mnroxcctmbustible, qui à son tour assure la poussée. L systèe s monoombustible est moins efficaoe que le système bicombustible. L'utilisation d'énergie électrique en excès pour chauffer les produits de combustion peut fournir des moteurs monoccnmbustibles à faible poussée aussi efficaces que des moteurs bicombrustibles. Toutefois, la quantité d'énergie électrique nécessaire pour de grands propulseurs ne peut être obtenue; ainsi, pour des moteurs à forte poussée, des moteurs bicmnbustibles continuent à être plus efficaces. Les systàres bicoibustibles souffrent de l'ircnvénient que le taux de mélange ocmburant-carburant du moteur est sujet à des erreurs qui ne peuvent être prédites qui peuvent typiquement aller jusqu'à 3 à 5 % de la charge totale de carburant. Puisque les erreurs ne peuvent habituellement pas être prdites, les réservoirs de carburant et de comburant sont prchargés avec une quantité de combustible prédite sur la base de la prise en compte du pire des cas de mélanges. En conséquere, si les conditions rmninales prévalent, les réservoirs de carburant et de comburant se videront simultanément si le moteur devait fonctionner jusqu'à oe qu'il s'arrête pour manque de carburant. Toutefois, par suite d'erreurs non prévisibles dans le nmélange comburant-carburant, on peut s'attendre à oe que l'un des réservoirs ou l'autre se vide en premier. Naturellement, il est très souhaitable d'optimiser le système pour utiliser omplètement tout le carburant et tout le comburant. Des prbchlèmes notables existent en oe qui cocrerne la compatibilité chimique du comburant avec les matériaux typiques utilisés pour contenir le comburant pendant la durée de vie de dix ans du satellite. Egaleent, les produits de combustion peuvent être corrosifs, en particulier si du comburant libre est relâché. Tes s ystèmnc tstibles présentent l'avantage que tout le mirrNcmtustible peut être utilisé pour assurer un changre- ment de vitesse. Egalement, un carburant mnccxxbustible à hydra- zine est bien caractérisé pour de lcanues missions dans l'espace et les produits de combustion peuvent être moins corrosifs que ceux d'un système bicmbustible. PRxur tirer avantage du rendement du système bicmbustible pour produire un changement de vitesse et de l'utilisation complète réalisable avec le système muoxn- bustible, des systmes de propulsion à double mode ont été uti- lisés. De tels systàmes à double mode caprenonent un moteur d'apogée bicmbustible à relativement forte poussée et de plus petits propulseurs mncxxmbustibles. Lors du lancwent, les réservoirs des satellites comprenant de tels systèmes de propulsion en double mode scnt chargés avec suffisamment de comburant pour assurer une poussée suffisante pour un changement de vitesse prédéterminé (AV) par le moteur d'apogée bicobstible dans des conditions de mélange dans le moteur correspondant au pire des cas. Le poids est élevé au poids maximum possible de lancement de la fusée ou de la navette par un ajout de carburant. selon l'invention, le réservoir de comburant d'un engin spatial à double mode est chargé de seulement suffisamment de czmburant pour maintenir le fonctionnement bicombustible pour réaliser le AV prdéterminé pour la transition à partir de l'orbite intermédiaire vers l'orbite géostaticnraire dans des conditions de mélange nominales ou idéales du moteur. Ceci permet à un poids supplémentaire de mncroccbustible d'êtreL ajouté. Si les crnditions ncminales prévalent, le ccmbuerant s'épuise exac- tement au bon moment, initialisant ainsi l'orbite finale avec plus de moecrbrarb t combustible que si les erreurs de mélange du moteur étaient prises en compte. Si le moteur fcnctiane avec un excès de oaturant, le ombuxrant se vide et le moteur bicam- bustible s'arréte avant d'atteindre AV désiré, auquel cas les propulseurs nmorominustibles sont utilisés pour atteindre la différence entre les AV désiré et réel. Si le moteur fcrtioce avec peu de comburant, le AV est atte[nt tandis que du conburant reste dans le réservoir, d'o il résulte que le carburant mcnro- oombustible requis pour le maintien en position est accru en raison de la masse accrue du comburant. Dans les deux situations d'excès ou de défaut de comburant, le carburant mnroxbUstible supplémentaire utilisé pour atteindre le AV désiré ou pour déploer la masse supplentaire pendant la durée de vie attendue du satellite, est inférieur à la quantité totale de charge de carburant et de ccmburant supplemntaire typiquement prédite pour des systmes de propulsions en mode non-double. Ainsi, un gain d'ensemble dans la durée de maintien en position en résulte, puisque la masse de comburant chargée pour tenir compte des erreurs de taux de mnlange pendant les missions en mode non- double n'est pas requise et une dcharge accrue de carburant de maintien en position peut lui être substituée. Ces objets, caractéristiques et avantages ainsi que d'autres de la présente invention seronAt exposés plus en détail ci-après en relation avec la figure unique qui est un schéma simplifié d'un systm de propulsion en mode double mono- bicombustible. La figure unique est un schéma sous forme de blocs du système de carburant d'un erngin spatial. Dans la figure, de façxn générale, les réservoirs de carburant 64, 66, 76 et 78 sont remplis de carburant hydrazine (N2 i) qui est mis sous pression par de l'hélium, fourni à partir de réservoirs 30. Un réservoir de comburant 106 est également mis sous pression par de l'hliumn à partir du réservoir 30. Le carburant en provenance des réser- voirs 64, 66, 76 et 78 est fourni de façon ommandée à l'un quelconque des moteurs inCIbustibles 1 à 14 et 18 à 20, et à des moteurs biccmtustibles 15 et 16. Ainsi, tous les moteurs uti- lisent le mnme carburant. Le comxburant est fourni de fagon contrôlée depuis le réservoir 106 vers les moteurs bior* ustbles et 16. La pression dans le réservoir 30 est oontrôlée par un transdteur de pression 34. Une vanre de servioe 32 permet de charger le réservoir 30 d'héliun. L'hlium de réservoir 30 est eêch de s' axlzler vers les réservoirs de carburant et de cmbuarant penrant le larncement vers l'orbite terrestre basse par des vannes pyrotechniques doubles ou tes, normalement ferrnes 36. Après libération de la fusée de lancement, les vannes pyrotecniques 36 sont déclen es pour permelnttre une pres- surisation des réservoirs de carburant et de comburant. Une autre vanne de servioe 38 permet de tester le système, la vanne 36 étant installée. Une vanne pyrotechniqu norrmalement ouverte est coectée à un filtre à héliun 42. L'hélium circulant depuis le réservoir 30 par l'intermédiaire des vannes 36 et 40 et par le filtre 42 passe alors par un agencent rgulateur de pression redondant double 44 et par un autre filtre 48. La vanne de servioe 46 assure un accès supplémentaire. A partir du filtre 48, l'hélium se divise en trois trajets, circulant par l'intermé- diaire de varinnes anti-retour redondantes doubles 50 et 52 vers les réservoirs de carburant et par un trajet comprenant une vanne pSrotechnique redondante double normalement fermée 54. L'hélium circulant dans la vanne anti-retour 50 se dirige par l'interme- diaire de vannes anti-retour redondantes supplémentaires 56 et 58 vers les réservoirs 64 et 66, respectivement. Les vannes de service 60 et 88 sont associées au réservoir 64 et des vannes de service 62 et 90 sont associées au réservoir 66. De façon simi- laire, l'hélium circulant par la vanne anti-retour 52 circule par l'intermédiaire de vannes anti-retour supplémentaires 68, 70 vers les réservoirs de carburant 76 et 78, respectivement. Des vannes de servioe 74 et 92 sont associées au réservoir de carburant 76 et des vannes de service 72 et 94 sont associées au réservoir de carburant 78. Le carburant peut s'éouler à partir des réservoirs 64, 66, 76 et 78 par des orifioes 80, 82, 84 et 86, respecti- vement, quand il y a une demande. Les orifices 80 et 82 scat conrectés l'un à l'autre et peuvent être contrôlés par un trans- ducteur de pression 108. De façon similaire, les orifices 84 et 86 sont coxnectés l'un à l'autre et la pression de carburant peut être contrôlée par un traznsducteur 112. Le carburant s'écoulant à partir des réservoirs 64 et 66 s'écoule par un filtre 110 vers une conduite de carburant comunxe 111. Le carburant en prove- nance des réservoirs 76 et 78 s'aoule par un filtre 114 vers une conduite de carburant ommnr. e 111. A partir de la conduite de carburant 111, le carburant est disponible pour tous les moteurs. Quarnd la vanne pyrotecnique 54 est dclenet, la vanne s'ouvre pour permettre à l'hélium gazeux de s'écouler par la vanne de service 55 par 1 'intermédiaire d'une vanne pyro- technique normalement ouverte 96, par un filtre 98 et par des vannes antiretour 100 et 102, vers une vanne de service 104 pour pressuriser le réservoir de comburant 106. Un transducteur de pression 116 permet de surveiller la pression dans le réservoir et une vanne de service 118 assure un accès de remplissage ou de vidange quand cela est souhaité. Quarnd il se présente une demande de comburant, le comburant sort du réservoir 106 par un orifioe 120. Une autre vanne pyrotedmnique normalement fermée 126 emfpche un écoulement prématuré du comburant. Quarnd elle est déclenches, la vanne 126 permet au comburant de passer par une vanne de service 134 et une vanne pyrotechnique normalement ouverte 140 par l'intermédiaire d'un filtre 144 vers les vannes de commande des moteurs d'apogée bicombustibles 15 et 16. Une vanne pyrotechnique normalement fermée 124 est déclenche apres que le lanceur a inséré l'engin spatial dans une orbite terrestre basse, permettant au carburant de s'écouler à partir de l'un quelconque des réservoirs 64, 66, 76 et 78 par une vanne de service 132 et par une vannrre pyrotnchique normalement ouverte 138 et un filtre 142 vers les vannes de cmunde de carburant des moteurs 15 et 16. Le carburant peut également s'écouler à partir de la conduite de carburant COmU.ne 111 par des filtres 122 et 128 pour bloquer les varnnes 130 et 136 qui comardent l'écoulement de carburant vers les moteurs 1 à 14 et 18 à 20 qui sont commanda- bles inviduellement. En supposant que le poids total du satellite quarnd il arrive dans une orbite terrestre basse est de 6000 livres (2721,6 kg) et qu'un changement de vitesse total de 1851,1 mètres par seconde est rnécessaire pour la transition entre l'orbite ter- restre basse et l'orbite géosynchrone, et que le taux de mélange nominale est de 1,1 kilogrameo de comburant par kilogrammer de carburant, avec une tolérance de +0,035 et que l'impulsion spéci- fique I p du moteur biocmbustible est de 312 secondes et que le Imp du noteur ncx=xmbustible est de 302 secondes, il est pos- sible de calculer la charge en carburant et en comburant. Les extrêmes de taux de mélange dans le pire des cas de 1,065/1 et de 1,135/1 inpseraient selon l'art antérieur une charge de ccmbu- rant de 656,8 kg et une charge de carburant de 598,3 kg pcur une charge totale de conmbistible de 1255,1 kg destinée au fcxxtion- rmeent du moteur d'apogée. Du carburant supplémentaire serait chargé pour la commande de maintien en position ou d'attitude utilisée par des propulseurs mnoeim}ustibles. Avec oette charge de comburant et de carbuarant pour le moteur d'apogée, un taux de mélange nominal réel du moteur entraînerait que 9,7 kilogrammes de comburant resteraient dans le réservoir de comburant apres que l'on ait atteint la vitesse désirée et 10,0 kg de carburant destinés à l'apogée restant dans le réservoir de carburant. Ainsi, 588,3 kg de carburant seraient utilisées. Un brflage faible de comburant dans le pire des cas entrainerait que 19,7 kilo- grammes de comburant resteraient dans le réservoir de comburant et qu'aucun carburant destiné à brûler pendant l'apogée ne reste- rait dans le réservoir de carburant. Une combustion dans le pire des cas riche en comburant entrainerait qu'aucun comburant ne resterait dans le réservoir de comburant et que 19,7 kg de carbu- rant en excès, c'est-à-dire de carburant chargé pcr être consommé pendant l'apogée mais non consommé, direueraient. Selon l'invention, la charge de comburant initiale plaoée dans le réservoir de crrnmst/ble lors du dcargement est rendue égale à celle requise pour les exigencs de onsommation nominales du moteur oe qui, dans l'exempale ci-dessus, représente 26405 79 647,1 kilogrammes (c'est-à-dire 656,8 kg - 9,7 kg). En outre, selon l'invention, la charge en carburant est rendue égale à oelle requise pour la scarnmation rnominale du moteur ce qui, dans oet exemple, représente 588,3 kg plus une marge pour réta- blir le manque de vitesse qui peut survenir si la consaltion du moteur n'est pas nominale. Cette marge est de 12,9 kg de carbu- rant, fournissant ainsi une charge totale de combustible destinée à être consommée pendant l'apogée de 1248,3 kg c'est-à-dire 6,8 kg de moins que la dcharge de 'mtustible dans l'exemple de l'art antérieur. Le satellite est amené jusqu'au poids de larncement en ajoutant 6,8 kg supplémentaires de carburant ncoombustible. Si le moteur d'apogée fonctionne dans des crnditions nominales, le changement de vitesse désiré aura été atteint au moment o à la fois le cxomburant et le carburant d'apogée sont totalement consommés, le satellite arrivant en orbite avec un gain de carbu- rant nmo-xobustible de 6,8 kg, plus les 12,9 kg supplémentaires, soit un gain total d'ensemble de 19,7 kg sur l'art antérieur, ce qui est suffisant pour jusqu'à neuf mois de fcr=tionernt supplémentaires en position. Ainsi, dans des conditions rnominales de combustion du moteur, la charge de combustible selon l'inven- tion peut fournir jusqu'à neuf mois supplémentaires de durée de vie en position. Le moteur peut toutefois ne pas fcrctionner dans des conditions de mélange nominales, car le taux de mélange exact du moteur d'apogée bicombustible n'est pas cxnnu. on suppose que le moteur fcrctionne dans un mode extrême riche en comburant. La poussée est essentiellement non affectée par le taux de mélange. Le réservoir de comburant se videra avant que le AV complet ne soit atteint et il y aura un défaut de vitesse de 37,2 m/s au moment o le comburant est complètement consommé. Puisque le ou les moteurs d'apogée biozibustibles Cessent de fncticoer plus tôt, 18,2 kg de carburant qui auraient autrement été conomms par le moteur bio ombustible restent non inutilisés. Ce carburant est alors utilisé pour les moteurs stibles (orientés selon les axes nord-sud et est-ouest) pour au moins partiellement 1l pallier le défaut de 37,2 m/s. En oue.e, 12,9 kg de carburant supplémentaires sont requis par les moteurs rXcmbuistbles pour cnompenser complètement le manque de 37,2 mètres par sexrde pour un total de 31,1 kg de consommation de carburant. En cocmaraison avec l'gencemnt de l'art antérieur, le satellite arrive en orbite avec une chare de carburant supplémentaire constituant une économie de 6,8 kg qui peuvent être utilisés pc.r augmenter la durée de vie de l'erngin spatial d'environ 3,1 mois. Ainsi, même dans des conditions de combustion néfastes du moteur coerrespdant au pire des cas, une charge de combustible selon 1' invention fournit plus de 3 mois supplémentaires de durée de vie en position. On suppose que le moteur fonctionne dans un mode de corensmmiaticn faible en comburant. Dans oe cas, il n'y a pas de défaut de vitesse mais tout le comburant n'est pas utilisé, de sorte que 10 kg de comburant restent dans le réservoir quand le satellite arrive en position. Ces 10 kg ne peuvent être evacués car le comburant peut être corrosif pour le satellite. En consé- quence, ils doivent être maintenus à bord pendant la durée complète du fnc-tionnement du satellite. Si 1' on suppose une durée de vie de 10 ans, ces 10 kg supplémentaires deviennent une partie de la masse de satellite qui doit être déplace à chaque manoesuvre de maintien en position. La masse supplémentaire néaes- site une utilisation de davantage de carburant pendant chaque manceuvre de maintien en position. Le carburant supplémentaire requis sur la durée de vie du satellite est d'environ 2,0 kg. Toutefois, oeci est beaucoup moins que les 19,7 kg de carburant supplémentaire chargés selon 1' invention, et la différence de 17,7 kg peut fournir jusqu'à huit mois supplémerntaires de fonctionnement en orbite. D'autres modes de réalisation de l'invention apparai- troit à l'home de l'art. Par exemple, la figure illustre un agencement en mode double ou à réservoir coammun de propulseur d'apogée/propulseur de maintien en position, mais l'invention s'applique également à des satellites camprenant des propulseurs d'apogée et de maintien en position ceplètement inPdants. Les propulseurs d'établiss t de vitesse mmnomtxlstibles peuvent être orientés selon le âme axe que les moteurs d'apoe au lieu de nrd-sud, est-oest. R.VDICATICNS 1. Engin spatial oexprenant: au moins un propulseur d'apogée bicoxustible (15-16) pour impartir un charne t de vitesse préatemin & i'ernin spatial; au moins un propulseur monoccmbustibie (1-14, 18, 20); au moins un réservoir pour le carburant (64, 66, 76, 78); au moins un réservoir pour le cmburdant (106); une charge de carburant dans le réservoir de carbu- rant;et une charge de combirant dans le réservoir de combu- rant; caractérisé en ce que oette charge de orbuarant est choisie pour être coplètement vide au moment de la fin de l'applicaticxl du cbangîmnt de vitesse de l'engin spatial pour le mnlange carburant/comburant rnoinal du moteur bicambustible, d'oc il résulte que, dans le cas o les caditions inminales ns s'appliquent pas et que le cxmnbu-rant est vidé avant d'atteindre ledit changaemet de vitesse, le moteur moncombustible peut fournirr le reste du changement de vitesse, et que, dans le cas o le comurant n'est pas vidé avant d'atteindre le changement de vitesse, aucun carburant suppl mentaire n'est ncessaire pour atteindre le chaigement de vitesse, mais la durée de vie de l'eagin spatial mesurée par la durée en orbite est dans les deux cas plus grande que si le changement de vitesse était néoes- sairement fournie exclusivement par le moteur bicbjstible en o t suffisamment de omburant et de carburant pour le taux de mélange carburant/combrant o ec t au pire des cas. 2. Engin spatial comprenant au moins un propxilseur d'apogée bimnbustible (15, 16) et un propulseur nccmbastible (1-14, 18, 20), au moins un réservoir de carburant (64, 66, 76, 78) et au moins un réservoir de cmxbarant (106), comprenant une charge de combustible dans le réservoir de car'bu- rant et une charge de omburant dans le réservoir de oaburant, caractéris en oe que la charge de comburant est choisie pour étre complèteent vidée à la fin du changement de vitesse induit de l'ergin spatial pour le taux de mlange ncrminal du moteur bicmbustible. 3. Procédé de lanrcment d'un satellite comprenant des moteurs biocmutstibles et plusieurs moteurs monor bjstibles, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes: charger le satellite avec suffisamment de comburant pour atteindre la vitesse de transfert d'une première orbite à une seconde orbite désirée, les moteurs bicambustibles focticn- nant à leur taux de mêlange carburant/oibrant nominal; charger le satellite en carburant jusqu'au poids maxi- mal autorisé pour le transfert vers la première orbite; faire fonctionner le moteur biocmbustible pour amener l'engin spatial à obtenir une vitesse prpre à quitter la première orbite et à se déplaer vers la seconde orbite; si le comburant est vidé avant d'atteindre ladite vitesse, faire fonctionner au moins un des moteurs mcnccxbntus- tibhles pour atteindre ladite vitesse; et quarnd la seocde orbite est atteinte, actionner au moiDns un des moteurs mcxocxcmbustibles pour le maintien en poste. 4. Procdé selon la revendication 3, caractérisé en oe que la première orbite est une orbite inte diaire et la seconde orbite est g&syrhrcoe.