Brevet FR2636040A1 — publié le 19900309

Véhicule spatial pour mission en microgravité et procedé d'expérimentation utilisant un tel véhicule L'invention a pour objet un véhicule spatial à capsule récupérable destiné à des missions d'expérimentation en microgravité et un procédé d'expérimentation en microgravité sur orbite terrestre susceptible d'etre mis en oeuvre en utilisant un tel véhicule. Differentes solutions ont été proposées permettant d'effectuer des expérimentations de microgravité en orbite, à l'intérieur d'une capsule de rentre atmosphérique permettant la récupération des échantillons. La solution la plus fréquemment retenue consiste à placer le véhicule sur une orbite terrestre basse, approximativement circulaire, à quelques centaines de kilomètres d'altitude, à l'aide d'une fusée et à assurer le retour de la capsule à l'aide d'un propulseur de désorbitation. Ce choix d'une orbite basse, conduisant à des durées de mission de quelques jours à quelques semaines, présente des inconvénients parmi lesquels on peut citer en particulier le choix du lanceur qui devra le plus souvent effectuer un lancement spécifique à la mission étant donné la faible fréquence de lancement de satellites sur ce type d'orbite. L'invention vise à fournir un véhicule pour mission en microgravité répondant mieux que ceux antérieurement connus aux exigences de la pratique, et un procédé mettant en oeuvre un scénario de mission utilisant au mieux les caractéristiques d'un lanceur tel que la fusée Ariane. Partant de la constatation que la capacité d'emport de la fusée permet souvent le lancement d'un passager annexe ou secondaire de masse réduite, en plus du ou des satellites principaux, l'orbite retenue est ainsi l'orbite de transfert des satellites géostationnaires, qui est l'orbite la plus fréquemment visitée (lancement des satellites de télécommunication). La plate forme constituera alors un passager secondaire servant d'interface entre le corps de la fusée et le ou les satellites principaux. L'invention propose ainsi un véhicule spatial du type ci-dessus défini comprenant une plate-forme ayant un axe de rotation, sur laquelle la capsule est fixée par des moyens désarmables, munie de moyens constituant interface support d'un satellite géostationnaire sur fusée de lancement et de moyens de création d'un couple externe de commande de rotation du véhicule autour de l'axe, la capsule étant prévue pour supporter le retour depuis une orbite elliptique se rapprochant d'une orbite de transfert géostationnaire. Les moyens de création de couple permettent de réduire la vitesse de rotation que la fusée imprime au véhicule lors de l'amenée sur orbite de transfert et/ou de donner au véhicule une vitesse de rotation qui le stabilise lorsqu'il est freiné par des moyens moteurs, constitués par des tuyères, pour le désorbiter à la fin de la mission. Le ralentissement peut entre complet, le véhicule étant stabilisé suivant trois axes lors de la phase d'expérimentation. Il est cependant plus avantageux de maintenir le véhicule "spinné" : étant donné que, au voisinage du périgée de l'orbite, le véhicule se trouve dans le champ magnétique terrestre, il est alors possible de commander l'attitude du satellite à l'aide de bobines d'interaction avec le champ magnétique terrestre, permettant une commande d'attitude purement passive.Pour cela, l'axe de rotation doit être placé perpendiculairement au plan de l'orbite. La vitesse de rotation doit être suffisamment faible pour être compatible avec le niveau de microgravité requis : une vitesse de rotation de 0,15 t/mn, qui autorise une commande passive par interaction avec le champ magnétique terrestre, reste compatible avec un niveau de gravité de 10 5 G. Pour éviter une perte d'altitude trop rapide, le véhicule sera en général muni de moyens moteurs de relèvement du périgée de l'orbite du véhicule à partir d'une orbite de transfert de satellite géostationnaire. L'invention propose également un procédé d'expérimentation en microgravité susceptible d'être mis en oeuvre à l'aide du véhicule qui vient d'être décrit, suivant lequel on place le véhicule sur une orbite de transfert vers une orbite géostationnaire, on relève éventuellement le périgée de l'orbite jusqu'à une altitude de l'ordre de 500 km par mise en oeuvre de tuyères, et on effectue la manoeuvre de désorbitation en fin de mission par mise en oeuvre desdites tuyères après basculement éventuel de l'axe de spin. Pendant toute la phase opérationnelle, on maintient avantageusement le véhicule en rotation lente autour de l'axe de spin perpendiculaire au plan de l'orbite ce qui permet de commander son attitude par interaction avec le champ magnétique terrestre dans la zone de I'orbiteproche du périgée. A priori, l'utilisation d'une orbite elliptique et l'existence d'une vitesse de rotation résiduelle semblent peu favorables à une mission en microgravité. Mais, dans la pratique, il suffit d'une vitesse de rotation très faible pour assurer une stabilisation suffisante et l'utilisation d'une orbite elliptique permet à la fois de réduire le freinage aérodynamique et les couples perturbateurs et de conserver la possibilité d'une commande d'attitude par interaction avec le champ magnétique terrestre. L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui suit d'un mode particulier de réalisation, donné à titre d'exemple non limitatif. La description se réfère aux dessins qui l'accompagnent, dans lesquels : - la Figure 1 montre schématiquement une constitution possible d'un véhicule suivant l'invention, en coupe suivant un plan passant par l'axe de rotation - la Figure 2 montre schématiquement le véhicule de la Figure 1, en vue de dessus, écran thermique enlevé - la Figure 3 est un schéma à petite échelle, montrant l'emplacement des tuyères de commande actif et des capteurs sur le véhicule des Figures 1 et 2 - les Figures 4A, 4B et 4C sont des schémas montrant des parties successives de la trajectoire suivie par le véhicule au cours de son lancement, sur orbite de travail et au cours de la rentrée - la Figure 5 est une courbe montrant les variations d'altitude du véhicule au cours du temps, lors d'une mission que l'on peut considérer comme représentative. Le véhicule montré schématiquement en Figures 1 et 2 est destiné à être amené, par une fusée, en meme temps qu'un satellite, sur une orbite elliptique de transfert vers une orbite géostationnaire. Pour des tirs mettant en oeuvre une fusée telle qu'Ariane l'apogée de l'orbite de transfert est prévue å l'altitude de maintien en poste du satellite, c'est-8-dire 36 000 km environ, tandis que le périgée est à environ 200 km d'altitude. Pour un périgée aussi bas, le freinage aérodynamique est tel que les perturbations engendrées ne sont pas compatibles avec le niveau de microgravité requis (10-5 g). Le véhicule est en conséquence muni de moyens moteurs permettant de développer une poussée de relèvement du périgée jusqu'à une altitude d'environ 500 km, ces moyens pouvant être ceux également utilisés pour ralentir le véhicule en fin de mission et provoquer sa dèsorbitation. Le véhicule des Figures 1 et 2 possède une plate-forme 10 et une capsule 12, qui est seule recu- pérée lors du retour à l'atmosphère. La plate-forme 10 comprend un socle annulaire 14 de pourtour polygonal régulier autour d'un axe de spin 16 qui constitue l'axe autour duquel le vehicule a un moment d'inertie maximum et l'axe de révolution de la capsule. Ce socle 14, constitué par exemple par un panneau en nid d'abeille, porte les moyens moteurs, les capteurs et les moyens de commande d'attitude, l'électronique et les moyens de servitude. Ces moyens, sauf les tuyères de poussée, sont placés dans une enceinte limitée par un cône interne 18, une plaque de protection thermique 20 parallèle au socle, des panneaux solaires 22 constituant une paroi latérale et des cloisons radiales de raidissement. La capsule 12 est fixée au cône 18, qui traverse le socle 14 et la plaque 20, par des moyens permettant de la séparer de ce dernier lors de la rentrée dans l'atmosphère. Les moyens montrés à titre d'exemple sur les Figures 1 et 2 comprennent des boulons explosifs fixés à des goussets 24 soudés au cône 18, au nombre de huit par exemple, et des tiges de support et de centrage 26. La capsule 12 contient le matériel des expériences à effectuer ainsi qu'un parachute de freinage de descente dans l'atmosphère, commandable pour permettre des évolutions transversales. Le cône 18 constitue l'élément de la plate-forme formant interface mécanique entre la fusée porteuse et le satellite principal qu'elle amène sur l'orbite de transfert. La plate-forme constitue interface électrique entre le corps de fusée et le satellite ou les satellites constituant la charge utile principale. Elle se substitue donc complètement à l'adaptateur qui serait nécessaire en son absence. La longueur du cône et/ou sa forme dépendront donc de la place disponible : il pourra être au surplus constitué en plusieurs tronçons séparables, l'un d'entre eux pouvant rester solidaire du lanceur, par exemple par une séparation au niveau du plan 27. Si des panneaux solaires 22 ayant la disposition montrée en Figures 1 et 2 présentent une orientation satisfaisante vers le Soleil lorsque la plate-forme circule sur son orbite de travail, l'axe de spin étant perpendiculaire au plan de l'orbite, il n'en est pas de même au cours de la phase où l'axe de spin est orienté dans le plan de l'orbite avant la manoeuvre de désorbi- tation. Pour fournir l'énergie solaire nécessaire pendant cette phase de la mission, deux au moins des panneaux sont prévus de façon à pouvoir basculer dans la position montrée en traits mixtes sur la Figure 2. Les moyens moteurs portés par la plate-forme doivent être capables d'exercer sur le véhicule des forces et des couples externes. Ils sont constitués par des tuyères de poussée alimentées à partir de réservoirs 28. Dans le cas illustré, la plate-forme porte - deux tuyères de poussée longitudinale 30 fixées au socle, diamétralement opposées et orientées parallèle ment à l'axe de spin 16 ; et - deux tuyères latérales 32 fixées a l'enveloppe, exer çant des poussées tangentielles de sens opposé. Ces moyens moteurs sont complétés par des bobines 34 d'interaction avec le champ magnétique terrestre. Dans le cas illustré, deux bobines de section rectangulaire sont prévues. Elles sont disposées dans deux plans perpendiculaires dont l'intersection constitue l'axe de spin 16. La plate-forme porte encore des senseurs permettant de déterminer l'attitude et la vitesse de rotation du véhicule. Ces capteurs doivent être capables de fournir des données significatives aussi bien lorsque le véhicule est sur son orbite de travail qu'au cours des étapes d'amenée sur cette orbite et de retour sur terre. Dans le mode de réalisation montré en Figures 1, 2 et 5, plusieurs capteurs permettant de déterminer l'attitude par rapport au Soleil et à la terre sont prévus à des emplacements tels que- des données soient disponibles pendant toute la durée de la mission. Un premier capteur 36, permettant de mesurer les élévations respectives de la Terre et du Soleil, permet une restitution d'attitude précise en particulier avant la manoeuvre de désorbitation (Fig.3). Ce capteur peut être ajustable à un angle de -10" pour la visée Terre et -20" pour la visée Soleil. Du fait des modifications d'aspect du Soleils qui peuvent être importantes au cours de la mission, et de l'incidence du choix de la fenêtre de lancement, le capteur 36 peut être inutilisable pour des angles d'élévation importants du Soleil. La plate-forme porte en conséquence également un capteur 38 d'acquisition du Soleil, orienté dans la direction de l'axe et ayant un grand champ angulaire (Figure 3) permettant de compléter la mesure dans le cas sus-mentionné. Les autres moyens montés sur la plate-forme 10 peuvent avoir une constitution et une fonction relativement classiques. On peut notamment utiliser une architecture électrique similaire à celle prévue pour la plate forme de télécommunication "Eurostar" comportant, reliés à un bus, une unité centrale 40 de traitement de données, une interface 42 de charge utile, une unité de gestion de batterie 44 reliée à une batterie d'accumulateurs 46 et un régulateur de panneaux solaires 48 (Figure 2). La plate-forme porte encore un ensemble de télémétrie et de télécommande (non représenté) qui communique avec la Terre par une antenne 52 en bande S, déployable de la position où elle est montrée en Figure 2 à celle de la Figure 1 pour maintenir la communication au cours de toutes les phases de la mission. La séquence d'opérations lors d'une mission typique, d'une durée de quelques mois, peut être la suivante, dans le cas d'un tir du véhicule en tant que passager secondaire sur Ariane en même temps qu'un satellite géostationnaire Une première opération est commune avec la phase initiale de tir du satellite. Le véhicule est placé par la fusée porteuse sur une orbite de transfert elliptique, dont l'altitude d'apogée est d'environ 36 000 km et l'altitude de périgée est d'environ 200 km. La fusée imprime au véhicule une vitesse de rotation habituellement d'environ 15 t/mn autour de 1'axe de spin tangent à l'orbite à l'apogée. Le véhicule est ensuite maintenu sur cette orbite pendant la durée nécessaire à la restitution d'orbite ainsi qu'à la restitution de l'attitude (effectuée gracie au capteur 36, ainsi qu'indiqué précédemment). La seconde opération consiste à faire passer le véhicule de l'orbite de transfert à une orbite de travail, dont le périgée est relevé, ê une altitude d'environ 500 km pour réduire le freinage atmosphérique (Figure 4A). Ce relèvement du périgée est obtenu par mise en oeuvre des tuyères 30 lors du passage à l'apogée. Pais le véhicule est amené, à l'aide des tuyères, dans une orientation où son axe de spin est perpendiculaire au plan de l'orbite (Figure 4B). La vitesse de rotation est ensuite diminuée jusqu'à une valeur compatible avec le niveau de microgravité requis, par exemple 0,15 t/mn. Cette réduction s'effectue par mise en oeuvre d'une des tuyères 32. La nouvelle orientation de l'axe de spin permet de réduire les couples perturbateurs dans la partie de l'orbite proche du périgée. Malgré tout, le freinage atmosphérique diminue progressivement l'altitude de périgée, comme le montre la Figure 5. Pratiquement, à la fin de la phase opérationnelle, c'est-à-dire au bout d'une durée de trois mois environ, correspondant à deux cents orbites, l'altitude de périgée décroit jusqu'à 400 km environ. A l'issue de cette période de travail, une procédure de désorbitation et de rentrée dans l'atmosphare est entamée. Pour cela, la vitesse de rotation doit être augmentée pour assurer une stabilisation satisfaisante et l'axe de rotation doit être réorienté parallèlement à la tangente à l'orbite à l'apogée. Cette opération s'effectue en mettant successivement en oeuvre l'une des tuyères 32, puis les tuyères 30.Une première réduction d'altitude du périgée est effectuée par mise en oeuvre simultanée des deux tuyères 30, jusqu'à une altitude comprise entre 200 et 300 km (Figure 5). I1 est ensuite nécessaire de laisser le véhicule sur la nouvelle orbite jusqu'à obtention d'un angle de phasage par rapport à la Terre approprié à l'opération de récupération sur le site présélectionné. Puis la récupération s'effectue par mise en oeuvre des tuyères puis séparation entre la capsule et la plate forme de façon à obtenir un retour de la capsule dans l'atmosphère (à une altitude d'environ 120 km) pour un angle e d'environ 12' en avant du point de la récupération. Il y a enfin ouverture du parachute de freinage, prévu pour permettre un vol transversal commande, à une altitude d'environ 15 km La charge utile contenue dans la capsule peut comporter des matériels d'expérience de natures très diverses, sous la seule réserve qu'elle soit compatible avec les ressources offertes et en particulier avec la puissance électrique disponible et/ou les possibilités d'évacuation thermique Cette charge utile peut notamment comporter un matériel de cristallisation de protéines, de croissance en solution, d'expériences en micro-four. L'invention ne se limite évidemment pas au mode particulier de réalisation donné à titre d'exemple. De nombreuses variantes sont possibles. En particulier, la constitution de la plate-forme dépendra dans une large mesure des caractéristiques de la fusée porteuse et/ou des satellites qu'elle doit amener en orbite de transfert. L'emplacement des capteurs permettant de restituer l'attitude de la plate-forme dépendra de son coté de la fenêtre de tir choisie. Une disposition des tuyères différente de celle envisagée plus haut peut être prévue. Il doit etre entendu que la portée du présent brevet s'étend à de telles variantes, ainsi plus généralement qu'à toutes autres restant dans le cadre des équivalences. REVENDICATIONS 1. Véhicule spatial a capsule récupérable destiné à des missions d'expérimentation en microgravité, comprenant une plate-forme (10) ayant un axe de spin (16), sur laquelle la capsule est fixée par des moyens dèsarmables (24, 26), caractérisé en ce que la plateforme est munie de moyens (18) constituant l'interface mécanique d'un satellite sur une fusée de lancement et de moyens (32) de création d'un couple externe de commande de rotation du véhicule autour de l'axe et en ce que la capsule est prévue pour supporter le retour depuis une orbite elliptique se rapprochant d'une orbite de transfert géostationnaire. 2. Véhicule selon la revendication 1, caractérisé en ce que la plate-forme constitue également interface électrique entre corps de fusée et le satellite ou les satellites. 3. Véhicule selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que la plate-forme (10) comporte un cône interne (18) de support de satellite et un socle annulaire (14) de pourtour polygonal régulier autour de l'axe de spin (16), fixé au cône. 4. Véhicule selon la revendication 3, caractérisé en ce que le cône (18) comporte une partie séparable non fixée au socle. 5. Véhicule selon la revendication 3 ou 4, caractérisé en ce que le socle (14) porte des panneaux solaires (22) parallèle à l'axe, deux au moins des panneaux solaires étant basculables vers une position perpendiculaire à l'axe de spin. 6. Véhicule selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé par des moyens moteurs (30) de relèvement du périgée de l'orbite du véhicule à partir d'une orbite de transfert de satellite géostationnaire. 7. Véhicule selon la revendication 6, caractérisé en ce que les moyens moteurs comportent deux tuyères de poussée longitudinale (30) diamètralement opposées et orientées parallèlement à l'axe de spin (16) et deux tuyères latérales (32) fixées à la plate-forme, exerçant des poussees tangentielles de sens opposés. 8. Véhicule selon la revendication 6 ou 7, ca ractérisé en ce que les moyens moteurs comprennent également des bobines (34) d'interaction avec le champ magnétique terrestre, disposées dans des plans perpendiculaires dont l'intersection constitue l'axe de spin (16), autour duquel le véhicule présente un moment d'inertie maximum et qui constitue également axe de révolution pour la capsule. 9. Procédé d'expérimentation en microgravite, suivant lequel on place un véhicule spatial selon l'une quelconque des revendications précédentes sur une orbite elliptique de transfert vers une orbite géostationnaire, on réduit sa vitesse de rotation à une valeur nulle ou compatible avec le niveau de microgravité, et on ramène la capsule sur Terre par mise en oeuvre de tuyères avec stabilisation par rotation autour de l'axe de spin rapproché de la tangente à l'apogée, puis par séparation entre la capsule et la plate forme. 10. Procédé selon la revendication 8, caractérisé en ce qu'on maintient le véhicule en rotation lente, typiquement à une valeur d'environ 0,15 t/mn, autour de l'axe de spin, rendu perpendiculaire au plan de l'orbite, et on commande son attitude par interaction avec le champ magnétique terrestre dans la zone de l'orbite proche du périgée. 11. Procédé selon la revendication 9 ou 10, caractérisé en ce qu'on relève le périgée de l'orbite de transfert jusqu'à une altitude de l'ordre de 500 km par mise en oeuvre des tuyères.