Brevet FR2732308A1 — publié le 19961004

Procédé d'utilisation du système propulsif d'un satellite artificiel pour la déorbitation La présente invention concerne l'utilisation des ergds d'un satellite artificiel à système propulsif biQiquide, notamment géosynchrone, pour assurer, à la fin de vie normale du satellite, la réserve d'ergols nécessaire à la déorbitation. Les satellites de télécommunication sont en orbite dans le plan de l'équateur, à 36 000 km environ de la Terre, avec une période de rotation de 24 h. L'utilisateur bénéficiant d'une position assignée sur cette orbite doit remplacer un satellite sur le point de devenir inopérable par un nouveau satellite. Pour ce faire, d'une part, il doit envoyer le satellite en fin de vie sur une orbite ou il n'interférerait pas avec le nouveau satellite, ni avec ceux environnants. Mais il ne faut déorbiter ce satellite que lorsqu'on est sur qu'il arrive en fin de vie afin de maximiser sa rentabilité. L'un des principaux éléments permettant de décider qu'un satellite est en fin de vie est la constatation que les ergols restants ne permettent plus au satellite de rester à la position assignée en orbite ni de rester pointé correctement vers les stations au sol, si l'on veut ménager la quantité nécessaire à la déorbitation. Faute de conserver les moyens de commande indispensables à la déorbitation, le satellite ne serait plus soumis qu'aux seules forces de gravité et de freinage. En laissant en place de tels satellites, I'orbite des nouveaux satellites risquerait d'être inutilisable. Les réglementations intemationales devraient d'ailleurs prévoir l'obligation de procéder à ce nettoyage de l'orbite. Les satellites actuels, notamment de télécommunications, sont munis de systèmes de propulsion biQiquide où le carburant et le comburant sont dans des réservoirs séparés. Ce système de propulsion est utilisé durant toute la vie du satellite, pour accomplir les fonctions suivantes: 1) Circularisation de l'orbite et mise en dace du satellite en début de mission Près des trois quarts de la masse d'ergols embarqués sont consommés dans une tuyère dite "d'apogée", pour donner le surcroit de vitesse permettant de faire passer le satellite d'une orbite elliptique dite "orbite de transfert" à une orbite circulaire à 36 000 km de la Terre. L'augmentation de vitesse nécessaire à cette circularisation est de l'ordre de 1 500 m/s à 2 000 m/s. 2) Aiustement à la position assignée en orbite Le satellite est soumis à des forces d'attraction de la Lune et du Soleil. à la pression de radiation solaire, au freinage du à l'atmosphère résiduelle, qui tendent à l'écarter de son orbite circulaire, par des mouvements toujours plus grands autour de la position assignée. Les antennes émettrices et réceptrices au sol devant rester pointées sur le satellite, il faut régulièrement corriger les mouvements qui ont déplacé le satellite de sa position assignée. On met en oeuvre à cet effet des tuyères de commande d'orbite, qui consomment à chaque activation une quantité d'ergols. 3) Pointaae vers les stations au soi De même les antennes du satellite risquent de ne plus être pointées vers les stations au sol, dès que, sa masse n'étant pas répartie de manière isotrope autour de son centre de gravité, les couples liés au gradient de gravité tendent à lui imprimer un mouvement derotation sur lui-même. On met alors en oeuvre des tuyères de commande d'orientation, qui consomment elles aussi une quantité d'ergds. Parmi les systèmes classiques de propulsion biQiquide, nous considérons ceux où le carburant et le comburant sont contenus chacun dans deux réservoirs, les quatre réservoirs étant en général de même contenance. La masse embarquée de carburant sera donc différente à volume égal de celle du comburant, puisque leur densité est différente, et que la réaction de combustion dans les tuyères doit consommer des volumes approximativement égaux de chacun des deux ergds pour que l'incrément de vitesse obtenu avec cette quantité d'ergds soit maximal et que les tuyères restent en bon état de fonctionnement. Les quatre réservoin sont disposés à bord du satellite de telle sorte que l'on minimise les dissymétries de la masse autour du centre de gravité, en maintenant aussi égales que possible les quantités d'un même ergol contenues dans les deux réservoirs qui le contiennent. Pendant la vie du satellite, du fait des différences dans l'usinage des tuyères et des vannes, et du fait des conditions de température et de pression dans les réservoirs, I'un des deux ergds risque de s'épuiser légèrement avant l'autre. A ce moment, seul le reste de gaz de pressurisation du réservoir vidé, en même temps que l'autre ergd restant dans l'autre réservoir arriveraient dans les tuyères. La combustion attendue ne pouvant plus se faire, la poussée attendue ne serait pas obtenue. Le satellite ne répondrait donc pas à la commande et serait de fait incontrôlable. De plus, les tuyères utilises risqueraient d'être rendues inutilisables, notammment si c'est le carburant qui s'est épuisé le premier. Au sol, l'opérateur constaterait une réponse du satellite différente de la speåfi- cation, mais n'aurait plus les moyens de déorbiter le satellite, par défaut d'au moins un des deux ergols, et par manque de tuyères utilisables. Ainsi, pour pouvoir mettre en oeuvre le système propulsif en vue de déorbiter le satellite, il faut connaitre avec surjeté l'approche de l'épuisement des réserves d'ergois, de façon à commander à temps la déorbitation. Si la gestion des ergols n'est pas optimisée, on réduit la durée d'utilisation commerciale du satellite. Les procédés de gestion connus antérieurement ne permettent pas cette optimisation en respectant les deux contraintes d'équilibrer les masses à bord du satellite, et de proscrire l'épuisement d'un quelconque réservoir avant la manoeuvre de déorbitation. A titre d'exemple, le procédé décrit dans le brevet français enregistré sous le numéro 8511964, déposé le 5 août 1985 par M. BARKATS, sous le titre "Système propulsif biQiquide d'un satellite artificiel et utilisation dudit système pour assurer l'éjection du satellite" est contradictoire avec les conditions précitées en ce qu'il prévoit le maintien d'undéséquilibre entre les masses du même ergol, d'au moins la quantité nécessaire à la déorbitation, et en ce qu'il prévoit que la manoeuvre de déorbitation est entrepnse après constatation de l'épuisement d'un des réservoirs les moins remplis. L'apesanteur et les moyens de télémesure actuels rendent imprécise la mesure des quantités résiduelles d'ergds, et ne permettent pas l'utilisation parfaite de tous les ergols embarqués jusqu'à la déorbitation. II faut donc trouver un compromis entre la déorbitation prématurée du satellite, privant l'exploitant d'une période d'utilisation commercialement rentable, et l'utilisation complète des ergols, avec le risque de ne plus pouvar le déorbiter. La présente invention a précisément pour objet un procédé d'utilisation d'un système propulsif biQiquide qui permet de résoudre les problèmes précités. Conformément à la présente invention, l'utilisation des ergds du système pro pulsif d'un satellite artificiel géosynchrone utilisant deux ergols contenus chacun dans deux réservoirs d'un satellite artificiel géosynchrone,en vue d'assurer l'extraction dudit satellite de son orbite opérationnelle, le système propulsif comportant quatre réservoirs d'alimentation pour alimenter une tuyère d'apogée lors de la phase de circularisation de l'orbite du satellite, et une pluralité de tuyères de faible poussée de commande d'orientation et de position orbitale du satellite, la commande d'utilisation des réservoirs s'effectuant par l'intermédiaire d'électrovannes, deux des quatre réservoirs d'ergols, I'un contenant du carburant l'autre contenant du comburant étant associés pour effectuer les manoeuvres nécessaires à chaque moment de la vie du satellite, le choix des réservoirs utilisés à ce moment étant fonction des masses d'ergols contenues, et des conditions de température et de pression y régnant de telle sorte que le mélange parvenant aux tuyères ait la composition requise par les spécifications, l'opérateur au soi choisissant en outre les réservoirs utilisés pow maintenir aussi petit que possible l'écart entre les quantités d'un même ergol contenues dans les deux réservoirs qui le contiennent, est caractérisée en ce que, avant de procéder à la déorbitation du satellite, les deux réservoirs de carburant (respectivement les deux réservoirs de comburant) contiennent chacun des quantités de carburant (respectivement de comburant) ne différant pas de plus de la valeur absolue de l'incertitude avec laquelle on peut connaitre cette différence par télémesure à partir du sd, le rapport de la quantité totale de comburant majorée de la susdite incertitude à la quantité totale de carburant minorée de la susdite incertitude et le rapport de la quantité totale comburant minorée de la susdite incertitude à la quantité totale de carburant majorée de la susdite incertitude encadrant le rapport nominal spécifié pour le bon fonctionnement des tuyères. De manière avantageuse, lesdites quantités restantes de carburant et de comburant sont égales ensemble, aux incertitudes entachant leur télémesure prés, aux quantités nécessaires pour la déorbitation du satellite. Le système propulsif utilisé est décrit dans une communication de British Aerospace publiée dans les comptesendus de l'AIAA/SAEIASME/ASEE 21" Joint Pn > pulsion Conference des 8-10 Juillet 1985 à Monterey,Califomie, USA. II comporte n tamment un réservoir de gaz de pressurisation, des electrovannes et des valves anti-retour. Les quatre réservoirs alimentent les différentes tuyères par un circuit comportant, pour chaque réservoir, une valve anti-retour et une électrovanne, avant leur réu- nion en un circuit d'alimentation unique. La tuyère d'apogée peut être alimentée par le circuit d'alimentation commun, au moyen d'electrovannes. Les tuyères de faible poussée destinées à assurer le maintien de l'orientation et de la position assignée en orbite du satellite une fois mis en poste sur son orbite opérationnelle sont ellesmèmes alimentées à travers des éledrovannes. Au cours de la phase de arculansation de l'orbite du satellite, la tuyère d'apo- gée est alimentée par les quatre réservoirs ensemble. Au cours de cette phase, les tuyères de faible poussée ne sont pas en service. La circularisation consomme près des trois quarts de la quantité initiale d'ergols contenue dans les réservoirs. Une fois l'orbite circularisée, la tuyère d'apogée est isolée, par la fermeture des électrovannes qui assuraient son alimentation. Les quantités consommées dans chaque réservoir peuvent être inégales, du fait que les conditions de température et de pression de l'ergol de chaque réservoir ne sont pas rigoureusement identiques, et que les conditions de son écoulement jusqu'à la tuyère d'apogée dépendent pour chacun des canalisations qui l'y relient. On procédera donc à une estimation de ces quantités restantes, par la méthode dite PVT. qui fournit une précision de l'ordre de t 3,9 kg pour un réservoir de comburant et h 2,25 kg pour un réservoir de carburant. On connait par ailleun les conditions de température et de pression qui re- gnent dans chaque réservoir, et les spécifications foumies par le constructeur du système propulsif précisent les valeun relatives que doivent avoir ces paramètres pour le carburant et le comburant afin que les tuyères reçoivent un mélange de composition appropriée pour leur bon fonctionnement. Ces mêmes spécifications rappellent que, notamment, pour minimiser l'effet des couples de forces qui tendent à faire toumer le satellite autour de son centre de gravité, lui faisant perdre l'attitude correcte vis-å-vis de la Terre, et obligeant donc à consommer des ergols pour prévenir cette désorientation, on doit veiller à maintenir aussi petit que possible l'écart de masse entre les quantités restant dans les deux ré- servoirs d'un même ergd. A partir de la circularisation de l'orbite, c'est-à-dire au cours de la vie normale du satellite, l'alimentation en ergds des tuyères de commande d'orientation et d'orbite est obtenue par commande appropriée des électrovannes de façon à puiser les ergols successivement dans le couple approprié de réservoirs. On combinera de préférence le réservoir contenant un excès de comburant avec le réservoir contenant un excès de carburant. Pour ce faire les électrovannes correspondantes seront ouvertes, alors que les électrovannes correspondant aux autres réservoirs seront fermées. On pourra préférer combiner temporairement le réservoir contenant un excès d'un des ergols avec le réservoir contenant le moins de l'autre ergol, si les conditions de température des réservoirs, liées à l'attitude du satellite face au Soleil, sont telles qu'une autre combinaison ne permettrait pas au mélange parvenant aux tuyères d'avoir la composition requise pour leur bon fonctionnement. Les quantités d'ergols consommées durant l'usage d'une combinaison de réservoir sont déterminées par la mesure des impulsions qui ont été transmises au satellite, ce qui permet de les connaitre avec une précision satisfaisante. A l'issue de cette phase, et avant de choisir la combinaison suivante, on réévalue les quantités d'ergols restant dans les quatre réservoirs, en soustrayant aux quantités initiales les quantités consommées. L'incertitude affectant cette nouvelle évaluation est donc toujours supérieure à l'incertitude affectant l'évaluation précédente. Cette méthode de suivi des quantités restantes par une tenue de registre (en anglais "book keeping ) ne permettrait donc jamais une précision meilleure que celle avec laquelle on connait ces quantités juste après la circularisation de l'orbite. Pour éviter de courir le risque qu'un réservoir s'épuise inopinément vers la fin de la vie du satellite, ce qui pourrait avoir pour conséquence de faire perdre tout moyen de controier le satellite, par mise hors d'usage de ses tuyères, on utilise alon une autre méthode de télémesure, plus précise lorsque les quantités restantes d'ergols sont petites, dite "boost heating". Cette méthode conduit à une mesure de la masse restante d'ergols avec une incertitude ultime de t 0,6 kg aussi bien pour le carburant que pour le comburant restant dans un réservoir. Lorsque l'on approche de la fin de vie du satellite, on effectue autant de combinaisons des quatre réservoirs que nécessaires pour consommer les ergols en excédent, de manière à arriver, au moment choisi pour déorbiter, à des quantités égales de chaque ergol dans les deux réservoirs qui le contiennent, les quantités de carburant et de comburant étant dans les limites assignées pour le bon fonctionnement des tuye- res. Ainsi, par exemple, s'il est spécifié qu'il faut une masse totale d'ergd de 10,4 kg pour désorbiter le satellite, et si les ergols sont le monométhylhydrazine (MMH) de densité voisine de 1, et le tétroxyde d'azote (NTO), de densité 1,6, le rapport de mélange optimal étant obtenu quand les volumes de chacun de ces ergols sont égaux, on s'efforcera d'obtenir qu'il reste, de manière utilisable, environ 4 kg de MMH et 6,4 kg de NTO, soit 2 kg ou 21 de MMH dans chacun des deux réservoirs de MMH 3,2 kg ou 2 1 de NTO dans chacun des deux réservoirs de NTO. Les masse précitées sont dites "utilisables", par opposition aux masses totales d'ergols restant dans les réservoin, qui comprennent en outre - les masses dites "impuisabies", parce que s'il ne restait qu'elles, on puiserait non plus l'ergol sous sa phase liquide, mais un mélange de l'ergol en phase gazeuse avec l'hélium de pressurisation du réservoir, conduisant à un fonctionnement imprévisible dégradé et éventuellement destructif des tuyères, - une masse de "sécurité" égale à la valeur absdue de l'incertitude de la téle mesure par "boost heating", soit 0.6 kg par réservoir, pour ne pas courir le risque de tomber dans les "impuisables". Ainsi, dans les deux réservoirs de carburant, il devra rester, outre les impuisa bles, une masse totale de 2 + 0,6 + 2 + 0,6 = 5,2 kg, répartie aussi également que possible entre les deux réservoin de carburant, et. dans les deux réservoirs de comburant, une masse totale, en plus des impuisables, de 3,2+0,6 + 3,2 + 0,6 = 7,6 kg, répartie aussi également que possible entre les deux réservoirs de comburant. Bien entendu. la méthode de télémesure par "boost heating" ayant une preå- sion de t 0,6 kg, il faudra se fixer une tolérance pour le respect des conditions fixées. Lincertitude sur une somme ou une différence étant la somme des incertitudes sur chacun de ses termes. on pourra considérer comme conforme à l'invention d'avoir un écart de masse de 2 x 0.6 = 1,2 kg entre les deux réservoirs de carburant ou entre les deux réservoirs de comburant, et des masses totales utilisables de comburant et de carburant qui ne soient dans le rapport 1. 6 que si l'on majore l'une d'une quantité pouvant aller à 1.2 kg et l'on minore l'autre d'une autre quantité pouvant aller à 1,2 kg (0.6 + 0,6). Par exemple, il sera conforme à l'invention que. s'il faut 10,4 kg d'ergols pour déorbiter le satellite, la quantité utilisable de carburant soit, au lieu de 4 kg exactement, comprise entre 2.8 et 5,2 kg, et la quantité de comburant, complément à 10,4 kg, soit au lieu de 6,4 kg exactement, comprise entre 5,2 et 7,6 kg. On s'attachera bien entendu à atteindre au plus près l'objectif de 4 kg de carbu rant utilisable réparti également entre les deux réservoirs, et 6,4 kg de comburant utilisable réparti également entre les deux autres réservoirs. On pourra par exemple considérer que l'on a obtenu un bon résultat lorsque la somme des valeurs absdues des deux plus grands écarts de signes opposés, par rafr port à l'objectif idéal visé, soit ici 2,6 kg par réservoir de carburant, et 3.8 kg par réservoir de comburant, reste inférieure ou égale à 0,6 kg. On désignera dans la suite cette condition, donnée à titre d'exemple illustratif sous le nom de "condition d'équilibrage". Ainsi, on considèrera que, par exemple, les quatre valeurs suivantes, données à titre purement illustratif, sont tout à fait satisfaisantes, si, lorsqu'il reste 10,4 kg d'er gois utilisables, ils sont répartis comme suit: 2.4 et 2,7 kg dans les réservoirs de carburant 3,8 et 3,9 dans les réservoirs de comburant. Les écarts par rapport à l'objectif idéal sont -0,2 et +0,1 pour le carburant, O et 0,1 pour le comburant. La somme des valeurs absolues des deux plus grands écarts de signes oppo sés est 0,2 + 0,1 = 0,3 kg qui est bien conforme à la condition d'être inférieure à 0.6 kg. Pour effectuer la manoeuvre de déorbitation, on combinera d'abord si possible les réservoirs les plus remplis, soit dans cet exemple les réservoirs contenant respectivement 2,7 kg de carburant et 3,9 kg de comburant, et l'on puisera 2.06 kg de carburant, ce qui nécessitera de puiser simultanément 2,06 x 1.6 = 3,3 kg de comburant, abandonnant, à titre de sureté pour éviter de tomber dans les "impuisables" 0,64 kg t 0,6 kg de carburant et 0,6 kg t 0,6 kg de comburant. On combinera ensuite les réservoirs contenant respectivement 2,4 kg de carburant et 3,8 kg de comburant, et l'on puisera 1.8 kg de carburant, consommant en même temps 1.8 x 1,6 = 2.88 kg de comburant, abandonnant , à titre de sûreté pour éviter de tomber dans les "impuisabies": 0.6 t 0,6 kg de carburant 0,92 t 0,6 kg de comburant. On aura ainsi consommé pour la déorbitation 2,06+1,8=3,86kg de carburant et 3,3 + 2,88 = 6,18 kg de comburant soit au total: 10,04 kg d'ergois, soit 3,5 % d'écart par rapport aux 10,4 kg de la spécification nominale. Considérant que l'objectif visé, de dégager suffisamment le satellite de l'orbite d'exploitation est déjà atteint de manière satisfaisante, on pourra tenter d'aller plus loin encore avec une dernière combinaison du réservoir de carburant dans lequel il reste 0,64 t 0,6 kg de carburant, avec le réservoir de comburant dans lequel il reste 0,92 t 0,6 kg de comburant On court le risque qu'il ne reste en fait que 0,04 kg de carburant utilisable et que l'on ne puisse donc consommer avant de tomber dans les impuisables que ces 0.04 kg de carburant et les 0,04 x 1,6 = 0,064 kg de comburant alors nécessaires. On aurait ainsi néanmoins utilisé 0.104 kg d'ergols supplémentaires avant la probable mise hors d'état des tuyères, et le bilan serait:10,14 kg d'ergols consommés pour ia déorbitation, à 2,5 % de la spécification nominale, et. restant à bord du satellite, désormais inutilisable et incontrolable au pire, 0,6 + 0,6 = 1,2 ka de carburant et 0,6 + 0,6 + 0,856 + 0,6 = 2,656 kg de comburant, soit environ 3.86 kg d'er- gois perdus. On peut aisément se convaincre que, dans tous les cas. il est possible de ne jamais risquer de perdre plus de 3.96 kg d'ergols si l'on associe comme précédemment décrit les couples de réservoirs pour effectuer la déorbitation, à partir d'une répartition des ergs, satisfaisant la condition d'équilibrage donné ici à titre d'exemple. Bien entendu, cet exemple peut être transposé à toute autre spécification no minale de la quantité d'ergols nécessaire à la déorbitation, dès lors que la condition d'équilibrage est satisfaite. De plus, ce procédé de gestion des ergols pour assurer la déorbitation du satellite peut-être adapté à une condition d'équilibrage différente, et moins sévère que dans l'exemple donné ci-dessus. mais garantissant toujours que le rapport de la quantité totaie de comburant majorée de l'incertitude avec laquelle on la connait par télémesure à la quantité totale de carburant minorée de l'incertitude avec laquelle on la con naît par télémesure, et le rapport de la quantité totale de comburant minorée de l'incertitude avec laquelle on la connait par télémesure à la quantité totale de carburant majorée de l'incertitude avec laquelle on la connaît par télémesure, encadrent le rapport nominal spéufié pour le bon fonctionnement des tuyères, et que les deux réservoirs de carburant (respectivement de comburant) contiennent des quantités de carburant (respectivement de comburant) ne différant pas de plus de la valeur absolue de l'incertitude avec laquelle on peut connaître cette différence par télémesure. REVENDICATIONS Procédé de gestion de la consommation des ergols d'un système propulsif d'un satelliteartifiael géosynchrone utilisant deux ergols contenus chacun dans deux réservoirs en vue d'assurer l'extraction dudit satellite de son orbite opérationnelle, le système propulsif utilisant les quatre réservoirs ensemble pour alimenter une tuyère d'apogée, puis, une fois l'orbite géosynchrone atteinte, associant l'un des deux réservoirs de carburant avec l'un des deux réservoirs de comburant pour alimenter une plu ralité de tuyères de faible poussée de commande d'orientation et d'orbite du satellite, les combinaisons successives de réservoirs utilisées durant la vie utile du satellite étant choisies pour maintenir proches l'une de l'autre les quantités du même ergol con- tenues dans les deux réservoirs qui le contiennent, la proportion des deux ergols anivant dans les tuyères étant maintenue dans les limites spécifiées pour leur bon fonc tionnement, caractérisé en ce que, en fin de vie du satellite et avant de procéder à la déorbitation, les deux réservoirs de carburant contiennent des quantités de carburant ne différant pas de plus de la valeur absolue de l'incertitude avec laquelle on peut cor naître cette différence par télémesure à partir du sol, et les deux réservoirs de comburant contiennent des quantités de comburant ne différant pas de plus de la valeur abso- lue de l'incertitude avec laquelle on peut connaître cette différence par télémesure à partir du sol, le rapport de la quantité totale de comburant majorée de la susdite incertitude à la quantité totale de carburant minorée de la susdite incertitude et le rapport de la quantité totale de comburant minorée de la susdite incertitude à la quantité totale de carburant majorée de la susdite incertitude encadrant le rapport nominal spécifié pour le bon fonctionnement des tuyères. 2 Procédé de gestion de la consommation des ergols selon la revendication 1, caractérisé en ce que les quantités d'ergols restant en fin de vie sont égales, à la valeur absolue de l'incertitude avec laquelle on peut les déterminer par télémesure à partir du sd près, aux quantités spécifiées pour la déorbitation. 3 Procédé de gestion de la consommation des ergols selon les revendications 1 et 2, caractérisé en ce que les quantités restant en fin de vie sont égales aux quantités spéafiées pour la déorbitation, augmentées pour chaque réservoir d'une quantité de sûreté égale à la valeur absolue de l'incertitude avec laquelle on mesure du sol la quantité d'ergd utilisable restant dans ce réservoir. 4 Procédé de gestion de la consommation des ergols selon la revendication 3, caractérisé en ce que la déorbitation est effectuée en deux étapes, la premiére étape utilisant une premiére paire d'un réservoir de carburant et d'un réservoir de comburant, et épuisant la quantité utilisable d'au moins l'un des ergols sans entamer la quantité de sûreté d'aucun des deux. la deuxième étape épuisant de même la quantité utilisable d'au moins l'un des ergols sans entamer la quantité de sûreté d'aucun des deux. 5 Procédé de gestion de la consommation des ergols selon la revendication 4, caractérisé en ce que, à l'issue des deux étapes de déorbitation, on associe les deux réservoirs de carburant et de comburant dans lesquels il reste le plus d'ergols, jusqu'à ce qu'il ne reste plus dans au moins l'un des deux que les ergols impuisabies, et que le satellite devienne définitivement incontrôlable.