Brevet FR2805245A1 — publié le 20010824

La présente invention est relative à un procédé de lancement d'une pluralité de satellites artificiels montés sur un même lanceur spatial en vue de leur mise en orbite terrestre, lesdits satellites étant montés chacun sur l'une d'une pluralité d'embases agencées en couronne sur une plate-forme perpendiculaire à l'axe longitudinal du lanceur et à ceux desdits satellites. La présente invention est aussi relative à un dispositif pour mise oeuvre de ce procédé. On connaît des systèmes de télécommunications, appliqués à la téléphonie mobile ou à la diffusion informations vidéo ou multimédia par exemple, reposant la mise en orbite terrestre de "constellations" de satellites comportant un grand nombre de satellites identiques. Pour la mise en orbite de ceux-ci, il est économique placer des "grappes" de tels satellites sur même lanceur spatial. A la fin du vol du lanceur, chacun des satellites doit s'en détacher pour être guidé individuellement vers l'orbite qui lui est affectee. Il alors évidemment essentiel que les trajectoires des satellites n'interfèrent pas les unes avec les autres, pour éviter tout risque de collision entre les satellites. Pour ce faire, on a proposé d'assurer un lancement sequentiel des satellites, les uns après les autres. Si lancement séquentiel supprime effectivement les risques de collision, il a pour conséquence un changement de la position du centre de gravité de l'étage du lanceur qui porte la plate-forme sur laquelle sont montés les satellites, après chaque départ de satellite. Il s'ensuit une plus grande complexité des moyens de contrôle d'attitude à mettre en oeuvre pour assurer néanmoins la nécessaire stabilisation de cet étage, et donc un renforcement du coût de ces moyens. Une autre solution consiste à réaliser lancements synchrones de tous les satellites portés l'étage, en contrôlant simultanément l'attitude et trajectoire de tous ces satellites pour éviter collisions. Cette solution est elle aussi coûteuse fait multiples contrôles d'attitude simultanes qu'elle implique. présente invention a donc pour but de proposer procède de lancement d'une pluralité de satellites artificiels montés sur un lanceur spatial, qui présente pas les inconvénients mentionnés ci-dessus qui soit donc, à la fois, fiable et de coût contenu. atteint ce but de l'invention, ainsi que d'autres qui apparaîtront à la lecture de la description qui suivre, avec un procédé de lancement d'une pluralité de satellites artificiels montés sur un lanceur spatial en vue leur mise en orbite terrestre, lesdits satellites étant montés chacun sur l'une d'une pluralité d'embases agencées en couronne sur une plate-forme perpendiculaire à l'axe longitudinal du lanceur et à ceux desdits satellites, ce procédé étant remarquable en ce que a) on bascule simultanément lesdites embases de manière à écarter angulairement et symétriquement lesdits axes desdits satellites dudit axe longitudinal du lanceur, b) on supprime ensuite toute liaison axiale rigide entre chacune desdites embases et le satellite associé et c) propulse simultanément lesdits satellites dans l'espace en appliquant à chacun une poussée orientée selon son longitudinal. Comme on 1e verra plus loin en détail, ce procedé permet d'agrandir l'espace, ou cône de déboîtement, dans lequel peut évoluer chacun des satellites après séparation du lanceur, sans risquer une collision avec autre satellite, ce qui permet de supprimer tout controle d'attitude dans ce cône, tout en autorisant un lancement synchrone des satellites, sans effet sur la position du centre de gravite de l'étage du lanceur qui les porte, par rapport à l' de symétrie longitudinal de celui-ci. Pour la mise en oeuvre du procédé suivant l'invention, celui-ci fournit un dispositif comprenant a) une pluralité embases disposées symétriquement en couronne autour de l'axe longitudinal du lanceur, sur une plate-forme perpendiculaire à cet axe, b) des moyens pour établir une liaison mécanique temporaire entre la base de chaque satellite et l'embase associée, c) des moyens pour faire basculer sélectivement la partie de chaque embase qui porte le satellite associé, entre une première position dans laquelle l'axe longitudinal dudit satellite est parallèle à celui du lanceur, et une deuxième position dans laquelle ledit axe dudit satellite est incliné sur celui du lanceur d'un angle prédéterminé et, d) des moyens pour commander successivement, après lesdits basculements desdites embases, la mise hors service desdits moyens de liaison temporaires et la séparation simultanée desdits satellites par rapport à leurs embases respectives. Suivant d'autres caractéristiques du dispositif selon l'invention, les moyens de basculement comprennent un séparateur pyrotechnique pour découper sélectivement l'embase selon ligne prédéterminée passant entre la partie de l'embase qui porte le satellite et le fond de cette embase. L'embase comporte des moyens pour articuler ladite partie sur ledit fond. Le dispositif comprend en outre au moins vérin impuïsionnel activé par la découpe de l'embase par ledit séparateur pyrotechnique, de manière à faire passer ladite partie de l'embase qui porte le satellite sa première à sa deuxième position, par basculement de ladite partie autour desdits moyens d'articulation. Suivant un mode de réalisation particulier dispositif selon l'invention, les embases sont de forme trapézoïdales, s'inscrivant dans un élément de couronne circulaire D'autres caractéristiques et avantages de présente invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre et à l'examen du dessin annexé dans lequel - la figure 1 est une vue schématique, en coupe longitudinale, de la partie haute d'emport de charge utile d' lanceur spatial équipé du dispositif suivant l'invention pour lancer la pluralité de satellites qu'il porte, - figure 2 est une vue schématique en coupe transversale de la partie haute représentée à la figure 1, - la figure 3 est une vue en coupe similaire à celle de la figure 2, d'une variante de la partie haute d'emport de la figure 1, - les figures 4 et 5 sont des vues schématiques illustrant le procédé de lancement suivant l'invention, - les figures 6 et 7 sont des vues schématiques en élévation d'une des embases du dispositif suivant l'invention, dans deux positions différentes de cette embase, - la figure 8 est une vue schématique en plan de l'embase des figures 6 et 7, et - la figure 9 est une vue schématique en coupe axiale d'un organe de liaison utilisé dans le dispositif suivant l'invention. On se réfère à la figure 1 du dessin annexé où il apparaît que la partie haute d'emport de charge utile 1 de lanceur représentée comprend deux plates-formes 21,22 superposées axialement, chacune portant plusieurs satellites identiques 3i et 3'i respectivement, disposés symétriquement autour de l'axe longitudinal de symétrie X la partie haute d'emport. Sur la vue en coupe de la figure 2, prise suivant le trait de coupe II de la figure 1, il apparaît les satellites 3i portés par la plate-forme 21 sont nombre quatre et disposés symétriquement en couronne autour de l'axe X longitudinal du lanceur. Bien entendu, on pourrait monter sur cette plate-forme un nombre i différent de satellite, par exemple cinq satellites comme illustré sur la vue en coupe de la figure 3, ou plus. Le nombre de satellites est fonction de leurs dimensions respectives et de l'espace disponible dans la partie haute d'emport. De même, la structure 1 pourrait contenir un nombre de plates-formes superposées différent de celui représenté à la figure 1, par exemple une seule plate- forme, ou bien trois ou plus. Le procédé de lancement suivant l'invention des satellites portés par une même plate-forme étant le même dans tous les cas, on décrira celui-ci dans la suite en liaison avec le lancement des satellites portés par la plate-forme 21 seulement, dans cas où cette plate-forme porte cinq satellites, comme représenté à la figure 3. Suivant une caractéristique importante du procédé selon l'invention, chacun des satellites 3i est monté sur embase 4i comportant une partie supérieure (du point vue de la figure 1) susceptible de basculer par rapport au reste de l'embase, ou fond, fixée sur la plate-forme 21. Ces deux parties sont mieux visibles sur les figures et 7 qui représentent, à titre d'exemple, l'embase 41 dans une première position non basculée (figure 6) et dans une deuxième position (figure 7) atteinte après basculement de ladite partie supérieure 5 par rapport au fond 6, basculement autorisé par la présence d'un axe 7 assurant l'articulation de la partie 5 sur le fond 6. La base de chaque satellite est fixée sur la partie supérieure 5 de l'embase associée par des moyens de liaison temporaires qui seront décrits en plus de détails dans la suite. L'axe d'articulation 7 de chacune des parties 5 des embases 4i est disposé sensiblement tangentiellement à la plate-forme 21 (voir figure 4) de manière à permettre un basculement de l'axe xi du satellite 3i porté cette partie, vers l'extérieur, par rapport à l' X du lanceur Le procédé de lancement suivant l'invention est illustre schématiquement aux figures 4 et 5, où figure 4 est vue en élévation et en coupe suivant trait de coupe IV de la figure 5, celle-ci étant vue en plan. Au cours du vol du lanceur, une coiffe la recouvrant la partie d'emport 1 se sépare de cette partie pour découvrir la plate-forme 21 et les satellites 3i elle porte, les axes longitudinaux xi de ces satellites 3i étant alors parallèles à l'axe X de l'étage 1, comme représenté à la figure 1. Suivant la présente invention, en fin de du lanceur, on commande un basculement simultané de toutes les parties supérieures 5 des embases 4i qui supportent les satellites 3i sur la plate-forme 21, autour de l'axe d'articulation 7 de ces parties supérieures 5 sur les fonds 6 associés, ce basculement entraînant celui des satellites 3i qui viennent alors dans les positions illustrées en A à la figure 4. Dans ces positions, les axes longitudinaux xi des satellites 3i sont tous inclinés d'un même angle a sur l'axe X de l'étage 1. Ils sont donc disposés symétriquement par rapport à cet axe et déployés sur une surface conique imaginaire d'axe X et d'angle au sommet a, s'ouvrant dans le sens de progression de la structure d'emport 1 du lanceur sur sa trajectoire. Cet angle a est d'autant plus grand que les espaces entre satellites non déployés sont plus faibles. Les satellites 3i étant alors déployés comme représente à la figure 4, on commande la suppression de toute liaison rigide suivant les axes xi entre les satellites et les parties supérieures des embases 4i. On applique enfin une poussée impulsionnelle orientée suivant l'axe xi, à chacun des satellites 3i de manière à provoquer la séparation des satellites et des embases, satellites se séparant alors de celles-ci suivant direction des axes xi pour se disperser dans l'espace, comme illustré en B à la figure 4 et rejoindre chacun, moyennant un contrôle d'attitude, une orbite terrestre prédéterminée associée. On comprend que le déploiement, suivant l'invention, des trajectoires que suivent les satellites après leur séparation des embases associées, permet d'offrir à chaque satellite un espace, ou "cône de déboîtement" C (voir figure 4), accru lors de sa séparation, espace dans lequel est possible de le maintenir sans contrôle d'attitude. Ce déploiement permet de conserver l'avantage qu'offre séparation simultanée de satellites disposés symétriquement sur la plate-forme, à savoir le non déplacement du centre de gravité de partie haute d'emport par rapport à l'axe X. On va maintenant décrire en plus détails, en liaison avec les figures 6 à 9, les caractéristiques mécaniques des embases du dispositif suivant l'invention, qui permettent de mettre en oeuvre procédé de lancement décrit ci-dessus. Sur la vue en plan de la figure 8, a représenté en trait interrompu la section droite d' satellite 3i, qui prend la forme d'un trapèze, des panneaux de cellules solaires 81,82,83 étant montés sur trois faces du satellite 3i, de forme généralement prismatique, allongée suivant l'axe xi. Le satellite 3i peut aussi supporter d'autres équipements tels que des antennes ou autres. L'embase 4i, sur laquelle repose la base du satellite, prend elle-même une forme cylindrique de section droite trapézoïdale s'inscrivant, de même que section droite du satellite qu'elle porte, dans élément de couronne circulaire, comme illustré aux figures 2 et 3. On comprend que les formes données, suivant l'invention, aux sections droites du satellite et l'embase qui le reçoit, permettent de maximiser le volume des satellites embarqués, dans l'agencement compact représenté à la figure 1, tout en assurant complémentarité de ces formes, facilitant le montage satellite sur l'embase qui le reçoit. Ce montage est assuré par des moyens de liaison mécaniques temporaires 101, 102, 103, 104, disposés en haut de la partie trapézoïdale de l'embase 4i, au niveau de face de la partie supérieure 5 de cette embase qui est regard la base du satellite 3i. On a représenté en plus de détails à la figure 9 un mode de réalisation organe pouvant constituer un tel moyen de liaison temporaire. cette figure 9, il apparaît que l'organe représenté comprend essentiellement une douille 11 un pied 12 conçu pour pénétrer dans un alésage de la douille 11. Cette douille 11 est fixée sur la partie 5 de l'embase, éventuellement par l'intermédiaire d'une pièce d'adaptation 13. Le pied 12 est fixé sur la face inférieure du satellite 3i. Des moyens (non représentés) sont agencés dans la douille pour coupler mécaniquement de manière temporaire, le pied 12 à la douille 11, pour bloquer tout déplacement axial et latéral de l'un rapport à l'autre, après l'installation des pieds des satellites dans les douilles correspondantes. Ces moyens de liaison comprennent des moyens de séparation permettant de mettre sélectivement hors service. De manière connue, moyens de séparation peuvent être du type mécanique, pyrotechnique, ou du type à alliage à mémoire de forme, ou encore à couteaux thermiques. Dans tous les cas, ces moyens peuvent être sélectivement commandés par des ordres émis par des moyens de commande constitués par un calculateur de bord 14 (voir figure 8), de manière que le satellite puisse se séparer de son embase à un instant prédéterminé. Comme on a vu plus haut, cette séparation s'opère alors que l'embase se trouve dans sa deuxième position, inclinée d'un angle a, représentée à la figure 7. Des moyens de basculement permettent de faire passer cette embase de la configuration représentée à la figure 6 à celle de - figure 7. Ces moyens comprennent avantageusement un séparateur pyrotechnique 15, par exemple du type dit "monorupture" propre à former une découpe dans paroi latérale de l'embase 4i, par mise à feu d'un matériau pyrotechnique contenu dans un tube 15a à paroi déformable monté sur l'embase au long de la ligne de découpe souhaitée. De tels séparateurs sont bien connus et il donc pas nécessaire de décrire ceux-ci en plus de détails. Ces moyens de basculement comprennent en outre un vérin impulsionnel 16, par exemple un ressort, et deux vérins à déploiement anti-retour 171,172, ces deux vérins étant montés entre 1a partie supérieure 5 de l'embase et son fond 6. L'embase est encore équipée de moyens permettant d'appliquer impulsion axiale au satellite après mise hors service organes de liaison iûi. Ces moyens peuvent prendre la forme de quatre organes à ressort 181, 183,184 par exemple, à déclenchement pyrotechnique. Cette impulsion axiale permet la séparation du satellite. dispositif suivant l'invention fonctionne alors comme suit. A la fin de la phase de vol lanceur (la coiffe la étant séparée du lanceur), le calculateur 14 envoie, à un instant prédéterminé, des ordres d'allumage des séparateurs pyrotechniques 15 de tous satellites. La découpe des embases par ces séparateurs libère les vérins 16 qui appliquent alors aux parties supérieures 5 des embases une impulsion propre à les raire basculer jusqu à la position représentée à la figure 7. Pendant ce basculement, les vérins anti-retour 171, se déploient en empêchant tout retour des parties 5 sur le fond 6, après que ces parties 5 ont atteint un angle de basculement a prédéterminé, défini l'extension maximale des vérins 171,172. Le calculateur 14 active alors les moyens de séparation des moyens liaison loi. Les organes à ressort 18i appliquent une poussée aux satellites associés, qui assurent la séparation de ceux- ci, synchronisme, et leur éloignement vers les orbites terrestres qui leur sont assignées. Des moyens de guidage classiques assurent ensuite le guidage des divers satellites vers ces diverses orbites. apparaît maintenant que l'invention permet bien d'atteindre les buts fixés, à savoir assurer le lancement d'une grappe" de satellites de géométrie optimisée, ce lancement s'opérant de manière économique et cependant en toute sécurité. REVENDICATIONS 1. Procédé de lancement d'une pluralité de satellites artificiels (3i) montés sur un même lanceur spatial en vue de leur mise orbite terrestre, lesdits satellites (3i) étant montes chacun sur l'une d'une pluralité d'embases (4i) agencées en couronne sur une plate-forme (2i) perpendiculaire à l'axe longitudinal (X) du lanceur et à ceux (xi) desdits satellites, caractérisé en ce que a) on bascule simultanément lesdites embases (4i) de manière à écarter angulairement et symétriquement lesdits axes (xi) desdits satellites dudit axe longitudinal (X) du lanceur, b) on supprime ensuite toute liaison axiale rigide entre chacune desdites embases (4i) et le satellite (3i) associé et c) on propulse simultanément lesdits satellites (3i) dans l'espace en appliquant à chacun une poussée orientée selon son axe longitudinal (xi). 2. Procédé conforme à la revendication î, caractérisé en ce que, après l'étape a), lesdits axes (xi) desdits satellites sont déployés sur une surface conique de révolution s'ouvrant dans le sens de progression du lanceur. 3. Dispositif pour la mise en oeuvre du procédé conforme à la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend a) une pluralité d'embases (4i) disposées symétriquement en couronne autour de l'axe (X) longitudinal du lanceur, sur une plate-forme (21) perpendiculaire à cet axe, b) des moyens (lni) pour établir une liaison mécanique temporaire entre la base de chaque satellite (3i) et l'embase associée (4i), c) des moyens (15, 16, 1 71,î 72) pour faire basculer sélectivement la partie (5) de chaque embase (4i) qui porte le satellite (3i) associé, entre une première position dans laquelle l'axe longitudinal (xi) dudit satellite (3i) est parallèle à celui du lanceur, et une deuxième position dans laquelle ledit axe (xi) dudit satellite (4i) est incliné sur celui du lanceur angle préaéterminé et, d) moyens pour commander successivement, après lesdits basculements desdites embases, la mise hors service desdits moyens de liaison mécanique temporaire (10i) et la séparation simultanée desdits satellites (3i) par rapport à leurs embases (4i) respectives. 4. Dispositif conforme à la revendication caractérisé en ce que lesdits moyens de liaison mécanique temporaire (10i) comprennent des moyens de séparation choisis dans le groupe formé par les moyens séparation mécanique, les moyens de séparation pyrotechnique, les moyens de séparation en alliage a mémoire de forme, les moyens de séparation à couteaux thermiques. 5. Dispositif conforme à l'une quelconque des revendications 3 et 4, caractérisé en ce que lesdits moyens de basculement (15, 16, 171,1 72) comprennent un séparateur pyrotechnique (15) pour découper sélectivement l'embase (4i) selon une ligne prédéterminée passant entre la partie (5) de l'embase qui porte le satellite (3i) le fond ( de cette embase (4i). 6. Dispositif conforme à la revendication caractérise en ce que ladite embase (4i) comporte moyens (7) pour articuler ladite partie (5) sur ledit fond (6). 7. Dispositif conforme à la revendication 6, caractérisé en ce qu'il comprend en outre au moins un vérin impulsionnel (16) activé par la découpe de l'embase (4i) par ledit séparateur pyrotechnique (15), de manière à faire passer ladite partie (5) de l'embase (4i) porte le satellite (3i) de sa première à sa deuxième position, par basculement de ladite partie (5) autour desdits moyens d'articulation (7). 8. Dispositif conforme à la revendication 7, caractérisé en ce que ladite embase (4i) comporte au moins un organe anti-retour (17l,172) pour maintenir ladite partie (5) de l'embase (4i) dans sa deuxieme position. . Dispositif conforme à l'une quelconque revenaications 3 à 8, caractérisé en ce qu'il comprena des moyens (18i) pour appliquer une impulsion audit satellite, après la mise hors service desdits moyens liaison temporaire (10i). . Dispositif conforme à l'une quelconque revendications 3 à 9, caractérisé en ce que lesdites embases (4i) sont de forme trapézoïdale, s'inscrivant dans un élément de couronne circulaire.