Brevet FR2697587A1 — publié le 19940506

SYSTEME OPTIMISE D'ALIMENTATION DE MOTEUR FUSEE REALLUMABLE Domaine de l'invention La présente invention concerne un système optimisé d'alimentation de moteur-fusée réallumable destiné principalement aux systèmes propulsifs ou de servitudes d'engins spatiaux de tous types, notamment satellites ou lanceurs récupérables ou non. Art antérieur Dans ces applications, l'alimentation des moteurs et autres récepteurs est réalisée par l'expulsion de liquides, notamment d'ergol, d'un ou plusieurs réservoir de stockage, au moyen d'un gaz inerte de pressurisation Toutefois, cette alimentation devant être effectuée à l'aide d'ergols liquides exempts de gaz, la collecte de ces ergols est particulièrement délicate en état d'apesanteur. Pour répondre à ce problème, il existe déjà des dispositifs spécifiques d'expulsion de liquide (DEL) prévus dans des réservoirs devant fonctionner en apesanteur Ces dispositifs qui permettent de puiser le liquide contenu dans le réservoir, n'importe o qu'il soit, font appel aux forces de tension de surface qui, en microgravité, deviennent prépondérantes Ces forces entraînent le liquide dans des zones o les parois sont le plus rapprochées et les formes des interfaces liquide/gaz sont telles que leur surface soit optimum. Les réservoirs et les dispositifs d'expulsion de liquide qu'ils contiennent peuvent présenter différentes formes, selon l'application envisagée, mais sont toujours d'une structure complexe et largement surdimensionnée. Une solution à ce problème de dimensionnement est donnée par la demande de brevet française N'2 655 943 qui montre, dans le cadre d'un ensemble propulsif biliquide, un système de stockage sous pression comportant, pour chaque ergol, une capacité principale laissant subsister un faible volume résiduel d'un gaz de pressurisation et une capacité annexe de gaz en communication avec ce volume résiduel jouant un rôle de vase d'expansion lors de l'augmentation de la pression dans la capacité principale La capacité principale est ainsi mieux dimensionnée mais sa structure interne reste complexe, nécessitant un DEL et une réalisation très précise et difficile Il en résulte un coût très élevé pénalisant l'ensemble du système d'alimentation. Objet et description succincte de l'invention La présente invention a pour but de pallier les inconvénients précédents et de réaliser un système d'alimentation de moteur fusée permettant une notable réduction 2 2697587 des coûts sans pour autant sacrifier les performances globales du système. Un autre but de l'invention est de permettre une alimentation successive des différents moteurs et récepteurs quels que soient l'intensité, le sens et la direction de la résultante des actions de surface agissant sur l'engin spatial et cela malgré la simplification apportée à la structure du système d'alimentation. Ces buts sont atteints par un système d'alimentation d'un engin spatial en au moins un ergot liquide, comportant pour le stockage de cet ergot liquide sous une pression déterminée supérieure à la pression d'alimentation demandée, d'une part un réservoir principal sans dispositif d'expulsion de liquide (DEL) et d'autre part un réservoir auxiliaire, sensiblement plus petit que le réservoir principal et muni d'un dispositif de séparation des phases liquide et gazeuse, des moyens de commutation permettant une recharge sélective en ergot du réservoir auxiliaire à partir du réservoir principal; de telle sorte que l'alimentation en ergot liquide soit toujours assurée quelles que soient les conditions de vol de l'engin et notamment lorsque le puisage de cet ergot n'est plus possible à partir du réservoir principal. Les réductions de masse et de coût réalisées par le remplacement des réservoirs habituels à DEL par de simples bidons ouvrent des perspectives intéressantes quant à l'amélioration de la compétitivité des engins spatiaux En outre, les moyens de commutation, en assurant la recharge de la capacité auxiliaire permetent des réallumages multiples des différents moteurs dont l'alimentation est toujours possible à partir de l'une ou l'autre des capacités. Selon un premier mode de réalisation, les moyens de commutation sont disposés au niveau d'une liaison reliant le réservoir auxiliaire au réservoir principal, le réservoir principal alimentant directement une première série d'organes d'utilisation et le réservoir auxiliaire alimentant directement une seconde série d'organes d'utilisation. Selon un autre mode de réalisation, les moyens de commutation sont disposés en sortie du réservoir principal, l'ensemble des organes d'utilisation étant alimentés directement par le réservoir auxiliaire ou par le réservoir principal, lorsque ces organes sont activés, permettant alors le soutirage de l'ergot qu'il contient. Avantageusement, la pressurisation des réservoirs principal et auxiliaire est assurée de façon autonome (pressurisation Blow-down). En outre, le système d'alimentation peut comporter une capacité de gaz de recharge de réservoir principal qui aura été préalablement pressurisé de manière autonome (blow-down). Cette structure complémentaire permet ainsi, sans changer le réservoir principal existant, d'augmenter la durée de la mission de l'engin spatial muni de cette recharge En outre dimensionnée à l'origine, elle permet, du fait de la pression plus élevée régnant dans cette recharge, une diminution notable de l'encombrement total du dispositif. De préférence, la pressurisation des réservoirs est assurée à partir d'une capacité commune unique contenant un gaz inerte de pressurisation à haute pression. Dans une variante de réalisation, la pressurisation du réservoir auxiliaire est assurée directement à partir du réservoir principal dont la pressurisation est réalisée de façon autonome (blow-down). Brève description des dessins D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront mieux à la lecture de la description qui va suivre faite en référence aux dessins annexés sur lesquels: la figure 1 montre un premier exemple de réalisation d'un système d'alimentation de moteur-fusée selon l'invention, la figure 2 montre un second exemple de réalisation d'un système d'alimentation de moteur-fusée selon l'invention, la figure 3 est une variante de réalisation applicable aux exemples des figures 1 et 2, et la figure 4 est un autre exemple de réalisation d'un système d'alimentation conforme à l'invention et mis en oeuvre dans le cadre d'un ensemble propulsif de satellite. Description détaillée des modes particuliers de réalisation La figure 1 est un premier exemple de réalisation d'un système d'alimentation conforme à l'invention Cette réalisation qui présente l'alimentation d'organes d'utilisation la ln; 2 a 2 n, tels que des moteurs de propulsion, est applicable à différents types d'ergols, par exemple les monoergols tels que l'hydrazine N 2 H 4, les "dual mode" hydrazine N 2 H 4 et péroxyde d'azote N 204 fonctionnant tantôt en monergol pour le contrôle d'orbite ou d'attitude et tantôt en diergols pour les manoeuvres d'apogée, ou les biergols tels que le monométhylhydrazine MMH et le péroxyde d'azote N 204 Dans le cas des dispositifs biergols les circuits parcourus par chacun des deux ergols sont identiques à ceux présentés à la figure 1. Le circuit destiné à recevoir le monoergol ou l'un des biergols comporte un réservoir principal 3 constitué d'un simple bidon présentant une paroi métallique dont l'épaisseur est compatible avec l'ergol mis en oeuvre En effet, au contraire des dispositifs de l'art antérieur, ce réservoir est exempt de dispositif d'expulsion de liquide (DEL) Une sortie 3 a du réservoir principal, en relation avec la direction de poussée des premiers organes d'utilisation la à in, est reliée directement à ces derniers par une conduite principale 4 Une entrée 3 b du réservoir principal, située à l'opposé de la sortie 3 a, est reliée par une conduite d'arrivée de gaz 5 à une capacité de gaz de pressurisation 6, cette conduite étant munie d'une vanne d'isolement 7, avantageusement pyrotechnique, de moyens anti-retour 8 et d'un régulateur de pression 9. Outre le réservoir principal, le système d'alimentation comporte un réservoir auxiliaire 10 de taille sensiblement plus réduite et muni au contraire d'un dispositif d'expulsion de liquide afin de fournir un débit de liquide exempt de bulles de gaz. Toutefois, ce réservoir auxiliaire présentant une capacité nettement moindre que celle du réservoir principal, le DEL sera de faible dimension En outre, il sera avantageusement constitué d'une simple vessie d'accumulateur 10 c ou d'un soufflet, tous dispositifs simples, fiables et peu coûteux Une sortie 10 a de ce réservoir auxiliaire est reliée directement par une conduite auxiliaire 11 aux seconds organes d'utilisation 2 a à 2 n Avantageusement, le réservoir auxiliaire 10 est en partie rempli initialement d'un gaz inerte sous pression adéquate lui assurant une pressurisation interne propre (dispositif dit blow-down). En complément, une liaison 12 munie de moyen de commutation 13 relie la sortie 3 a du réservoir principal à la sortie 10 a du réservoir auxiliaire. Bien évidemment, l'homme de l'art saura compléter cette disposition par les organes de sécurité, capteurs et autres vannes de remplissage ou de vidange nécessaires à la mise en oeuvre de ce dispositif dont le fonctionnement va maintenant être décrit. Dans le cadre de sa mission, un troisième étage d'un lanceur ou un satellite, par exemple, est amené à fonctionner en état d'apesanteur Dans ce cas, le liquide contenu dans les réservoirs peut se trouver n'importe o, ce qui implique généralement pour localiser la surface libre du liquide, le recours à des dispositifs à tension de surface, nécessitant une multiplication des points de puisage ou une réduction considérable des toiles de crépines pour emprisonner du liquide exempt de bulle de gaz. En l'espèce, le réservoir principal 3 du système d'alimentation conforme à l'invention est dépourvu d'un tel dispositif ce qui pourrait conduire dans certaines conditions de vol, lorsque la conduite principale 4 est alimentée par le gaz de pressurisation, à un fonctionnement non désiré Aussi, lorsque le soutirage de liquide n'est pas possible à partir de ce réservoir principal, il est procédé à l'alimentation de certains des seconds organes d'utilisation 2 a à 2 N à partir du réservoir auxiliaire qui, muni d'un dispositif DEL de séparation des phases liquide et gazeuse, est actionnable quels que soient l'intensité, le sens et la direction de la résultante des actions de surface agissant au niveau du système L'alimentation des seuls seconds organes d'utilisation disposés sensiblement dans la même direction que celle des premiers organes d'utilisation la à in, permet un plaquage du liquide contenu dans le réservoir principal contre la sortie 3 a de celui-ci et autorise donc une alimentation ultérieure après un délai déterminé des premiers organes d'utilisation directement à partir du réservoir principal. L'ouverture des moyens de commutation 13 pendant un temps déterminé permettra parallèlement une recharge du réservoir auxiliaire en liquide à partir du réservoir principal. Les étapes précédentes peuvent être renouvelées plusieurs fois tout au long de la mission dans la limite de la capacité du réservoir principal, qui sera avantageusement égale à plus de 99 % de la capacité totale des réservoirs Les moyens de commutation 13 seront de préférence constitués par une vanne à commande électrique qui devra être manoeuvrée à l'ouverture pendant un temps déterminé suffisant, lors de l'alimentation des premiers organes d'utilisation à partir du réservoir principal. Il peut être noté que cette vanne 13 peut être une vanne à trois voies afin de permettre l'alimentation de trois familles d'organes d'utilisation. La figure 2 est un second exemple de réalisation d'un système d'alimentation dans lequel l'ensemble des organes d'utilisation est alimenté simultanément à partir des réservoirs principal et auxiliaire. Les éléments présents dans ce mode de réalisation qui ont déjà été décrits précédemment portent les mêmes numéros de référence Le réservoir principal 3 est pressurisé à partir de la capacité de gaz de pressurisation 6 au travers du détendeur 9, des moyens anti-retour 8 et de la vanne pyrotechnique d'isolation 7 La sortie 3 a de ce réservoir est maintenant reliée, par la conduite principale 4, à l'ensemble des organes d'utilisation la à In et 2 a à 2 n, mais les moyens de commutation 13 sont placés directement en sortie du réservoir principal 3 De même, la sortie l Oa du réservoir auxiliaire est également reliée directement, par la conduite auxiliaire 11, à l'ensemble des organes d'utilisation. Comme précédemment, le réservoir principal 3 est dépourvu d'un dispositif d'expulsion de liquide, c'est-à-dire qu'il ne comporte aucune toile ou autre dispositif basé sur les forces de capillarité ou les forces liées aux tensions de surface dont les difficultés de réalisation, liées à la nécessaire propreté d'un tel dispositif, entraînent des coûts très importants, ni aucun piston, soufflet, vessie ou membrane dont la réalisation à l'échelle d'un "grand" réservoir entraîne une masse importante et des difficultés de réalisation tout aussi importantes se répercutant encore sur les coûts. Comme précédemment, le réservoir auxiliaire 10 est auto-pressurisé. Le fonctionnement du système est le suivant; on supposera qu'initialement une alimentation des organes d'utilisation n'est pas possible à partir du réservoir principal. L'alimentation des premiers organes d'utilisation est donc réalisée à partir du seul réservoir auxiliaire, au niveau duquel la surface du liquide est parfaitement localisée, ce qui a pour effet de plaquer le liquide du réservoir principal contre la sortie 3 a de celui-ci Le soutirage de liquide à partir du réservoir principal peut alors être réalisé pour permettre l'alimentation de l'ensemble des organes d'utilisation, dès lors que l'on procède à l'ouverture des moyens de commutation 13 placés en sortie du réservoir principal Compte tenu de la liaison existant entre les organes d'utilisation et chacun des réservoirs, l'alimentation à partir du réservoir principal entraînera en parallèle une recharge du réservoir auxiliaire. La figure 3 montre une variante concernant la pressurisation du réservoir auxiliaire 10 qui est maintenant pressurisé à partir de la source de pressurisation 15 au travers d'une conduite 14 disposée en parallèle avec la conduite 5 alimentant le réservoir principal 3 Cette source de pressurisation unique 15 sert donc à la fois à la pressurisation du réservoir principal et du réservoir auxiliaire Cette disposition est applicable au premier mode de réalisation de la figure 1 comme au second mode de la figure 2 (seul représenté, en traits pointillés à titre d'exemple). Dans une autre variante, le réservoir principal 3 est pressurisé de façon autonome (blow-down) et la source de pressurisation 15 constitue alors une capacité de recharge en gaz de pressurisation pour le seul réservoir principal, le réservoir auxiliaire 10 ayant également sa propre pressurisation interne. Cette disposition est particulièrement intéressante dans le cadre des dispositifs existants puisqu'elle permet l'augmentation de la capacité du système d'alimentation sans changer le réservoir déjà en place En outre,, du fait de la pression plus importante existant au niveau de la capacité de recharge, l'encombrement général du système d'alimentation peut également être réduit, lors de sa conception, par rapport à un ensemble à réservoir auto-pressurisé seul. Dans encore une autre variante, il n'existe pas de source de pressurisation externe ou de capacité de recharge, la pressurisation du réservoir principal 3 étant assurée en interne de même que celle du réservoir auxiliaire 10 La repressurisation du réservoir auxiliaire après alimentation des premiers ou seconds organes d'utilisation est assurée par la compression réalisée par l'injection de liquide en provenance du réservoir principal pendant la durée d'ouverture de la vanne de commutation 13, un équilibre des pressions dans les réservoirs existant alors à la fin de cette durée Cette durée peut être déterminée préalablement en fonction des débits demandés et des pressions présentes au niveau de chaque réservoir. La figure 4 montre une application du système d'alimentation selon l'invention au cas des satellites géostationnaires. Ce système comporte, comme précédemment, un réservoir principal 30 et un réservoir auxiliaire 100 dont la pressurisation externe est assurée conjointement à partir d'une capacité de gaz de pressurisation 60 Le réservoir principal destiné à l'alimentation en ergols des moteurs pendant la durée de vie du satellite est incliné avec un point de puisage 30 a disposé, de façon connue, de telle sorte que les ergols soient disponibles exempts de bulles de gaz De même, de façon connue, un satellite comprend au moins un moteur d'apogée 100 a, 100 b et des moteurs de contrôle d'attitude et d'orbite 200 a à 200 n Le ou les moteurs d'apogée sont reliés directement (outre les vannes d'injection 101 et 201), au travers d'une vanne d'isolation 20, au réservoir principal 30 et les petits moteurs sont reliés au réservoir auxiliaire 100. Une conduite 120, sur laquelle est placée une vanne de commutation 130, relie les points de puisage d'ergol 30 a, 100 a des deux réservoirs Des lignes pointillées 31 et 32 montrent la surface libre de l'ergol contenu dans le réservoir principal respectivement lorsque le ou les moteurs d'apogée fonctionnent et lorsque les moteurs utilisés en manoeuvre SUD sont en fonctionnement. Classiquement, le réservoir principal est d'un volume d'environ 1000 dm 3 (le réservoir peut être constitué de plusieurs réservoirs d'un volume inférieur) et le réservoir auxiliaire peut alors être dimensionné pour 1 à 2 dm 3 utiles ( 2 à 4 dm 3 en volume), valeur correspondant à la réalisation d'au moins une manoeuvre NORD/SUD La capacité de pressurisation présente quant à elle un volume de l'ordre de 80 dm 3 Les pressions mises en oeuvre peuvent être d'environ 2 Mpa au niveau de chaque réservoir et de 25 Mpa au niveau de la capacité de pressurisation. Pour diminuer les inconsommables, le réservoir principal peut être muni de dispositifs anti-ballotement, ce qui augmente l'efficacité globale du système. Le fonctionnement du système d'alimentation sera décrit pour un cas typique 8 2697587 de déplacement du satellite, c'est-à-dire dans le cas d'une manoeuvre d'apogée suivie d'un contrôle d'orbite et d'attitude. La séquence de fonctionnement est alors la suivante, le remplissage en ergol des réservoirs principaux et des réservoirs auxiliaires ayant été préalablement réalisé au sol ou pendant le vol des premiers étages. Pour la manoeuvre d'apogée: Après la phase d'apesanteur en transfert d'orbite géostationaire, les ergols ne sont disponibles (exempts de bulles de gaz) qu'à partir des réservoirs auxiliaires 100. Ainsi, le fonctionnement du moteur d'apogée est précédé par le fonctionnement des moteurs d'attitude ou de contrôle d'orbite pour plaquer les ergols dans les réservoirs principaux. Les vannes de commutation 130 étant initialement fermées, il est procédé aux étapes suivantes: a) fonctionnement des moteurs d'attitude pour plaquer les ergols, et avoir une surface libre de l'ergol telle que 32, b) après un temps déterminé fonction du ballottement dans les réservoirs principaux (environ 1 seconde), fonctionnement du moteur d'apogée et extinction des moteurs d'attitude, c) ouverture des vannes de commutation pour remplir les réservoirs auxiliaires, d) après un délai déterminé le réservoir auxiliaire étant rempli, fermeture des vannes de commutation, e) extinction du moteur d'apogée, f) les étapes a) à e) peuvent alors être recommencées pour un nouvel allumage du moteur d'apogée. Pour la manoeuvre de correction d'orbite: Si la dérive NORD/SUD s'effectue toujours dans le même sens (vers le nord), alors les étapes successives sont les suivantes, les vannes de commutation étant initialement fermées: a) fonctionnement des moteurs "poussant vers le sud" pour plaquer les ergols dans les réservoirs principaux, b) après un délai déterminé fonction du ballottement dans les réservoirs principaux (environ 1 seconde), ouverture des vannes de commutation, c) les ergols issus des réservoirs principaux alimentent directement les moteurs en fonctionnement et remplissent également les réservoirs auxiliaires à séparation de phase, d) à la fin du fonctionnement des moteurs "poussant vers le sud" fermeture simultanée des vannes d'injection et des vannes de commutation. Pour la manoeuvre de correction d'attitude: L'alimentation des moteurs utilisés provient exclusivement des réservoirs auxiliaires munis de dispositifs à séparation de phase (DEL) L'amplitude des manoeuvres est donc limitée par la capacité de ces réservoirs auxiliaires, mais la consommation lors de ces manoeuvres s'avère être toujours extrêmement faible. Malgré tout, s'il est nécessaire de "recharger" les réservoirs auxiliaires, il est possible de réaliser un cycle de contrôle d'orbite selon le schéma suivant, les vannes de commutation étant initialement fermées: a) fonctionnement des moteurs "poussant vers le sud" pour plaquer les ergols dans les réservoirs principaux, b) après un délai déterminé fonction du ballottement dans les réservoirs principaux (environ 1 seconde), ouverture des vannes de commutation, c) les ergols issus des réservoirs principaux alimentent alors directement les moteurs en fonctionnement et remplissent également les réservoirs auxiliaires à séparation de phase, d) après un délai déterminé, fermeture simultanée des vannes d'injection et des vannes de commutation. REVENDICATIONS 1 Système d'alimentation d'engin spatial en au moins un ergol liquide, caractérisé en ce qu'il comporte, pour le stockage de cet ergot liquide sous une pression déterminée supérieure à la pression d'alimentation demandée, d'une part un réservoir principal ( 3; 30) sans dispositif d'expulsion de liquide (DEL) et d'autre part un réservoir auxiliaire ( 10; 100), sensiblement plus petit que le réservoir principal et muni d'un dispositif de séparation des phases liquide et gazeuse, des moyens de commutation ( 13,130) permettant une recharge sélective en ergol du réservoir auxiliaire à partir du réservoir principal; de telle sorte que l'alimentation en ergot liquide soit toujours assurée quelles que soient les conditions de vol de l'engin et notamment lorsque le puisage de cet ergot n'est plus possible à partir du réservoir principal. 2 Système d'alimentation selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits moyens de commutation sont disposés au niveau d'une liaison ( 12; 120) reliant le réservoir auxiliaire au réservoir principal, le réservoir principal alimentant directement une première série d'organes d'utilisation (la à ln; 100 a,100 b) et le réservoir auxiliaire alimentant directement une seconde série d'organes d'utilisation ( 2 a à 2 n; 200 a à 200 n). 3 Système d'alimentation selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits moyens de commutation sont disposés en sortie du réservoir principal, l'ensemble des organes d'utilisation (la à in, 2 a à 2 n; 100 a,100 b, 200 a,200 n) étant alimentés directement par le réservoir auxiliaire ou par le réservoir principal, lorsque ces organes sont activés, permettant alors le soutirage de l'ergol qu'il contient. 4 Système d'alimentation selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que la pressurisation des réservoirs principal et auxiliaire est assurée de façon autonome. Système d'alimentation selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'il comporte en outre une capacité de recharge du réservoir principal. 6 Système d'alimentation selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que la pressurisation des réservoirs est assurée en externe à partir d'une capacité de gaz haute pression, alimentant à la fois le réservoir principal et le réservoir auxiliaire. 7 Système d'alimentation selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que la pressurisation du réservoir auxiliaire est assurée directement à partir du réservoir principal dont la pressurisation est réalisée sans source extérieure.