Brevet FR2839040A1 — publié le 20031031

DISPOSITIF DE RETOUR D'ALIMENTATION ELECTRIQUE POUR SATELLITE La présente invention concerne un dispositif de retour d'alimentation électrique pour véhicule spatial et, plus particulièrement, un dispositif de retour d'alimentation électrique d'un équipement actif ou d'un réchauffeur. A bord d'un satellite, le réseau à alimenter, comprenant principalement la charge utile ainsi que la plate-forme de service du satellite lui-même, est alimenté en énergie à partir d'une unité de distribution d'énergie et au moyen d'un bus d'alimentation électrique. Le retour d'alimentation électrique, véhiculant la masse électrique, peut être réalisée de deux manières connues : - soit par la solution dite du retour filaire, en utilisant le câblage de la voie d'alimentation aller. Cette solution doit supporter comme principal inconvénient celui de la masse importante de câble, celle-ci croissant de façon homothétique avec la charge utile du satellite, - Soit par la solution dite du retour par la structure, c'est-à-dire en utilisant la structure de base du corps du satellite comme masse du satellite. L'économie de masse est dans ce cas importante, le câblage de retour étant supprimé. Cependant, les performances électriques, principalement les chutes de tension en ligne, sont dégradées (augmentation de la résistance en ligne). La présente invention a donc pour objectif d'apporter une solution de retour d'alimentation qui remédie aux problèmes évoqués ci-dessus. Dans cette perspective, l'invention prend avantage de l'existence de caloducs de contrôle thermique des équipements actifs et réchauffeurs du satellite. En effet, lors du fonctionnement en orbite d'un véhicule spatial tel qu'un satellite, les équipements qui y sont embarqués dissipent une forte quantité de chaleur. Il est donc nécessaire de prévoir un dispositif de transfert de chaleur pour évacuer cette dernière afin d'éviter une surchauffe du satellite en transférant la chaleur depuis l'intérieur du satellite vers l'espace. Un certain nombre de systèmes sont connus actuellement pour effectuer ce transfert de chaleur. Ces systèmes comprennent un ou plusieurs radiateurs déployables reliés au satellite et munis d'un dispositif de transfert de chaleur. Le principe de ce dispositif de transfert de chaleur est toujours fondé sur l'utilisation d'un fluide circulant entre la zone chaude, c'est-à-dire la zone où la puissance thermique est dissipée, et la zone froide, c'est-à-dire la zone où cette puissance thermique absorbée par le fluide est transférée vers le milieu extérieur. Le principe de fonctionnement de ces dispositifs repose donc sur les propriétés d'évaporation/condensation du fluide utilisé. En général, on utilise comme dispositif de transfert de chaleur le caloduc. Le caloduc comprend un tube métallique (en aluminium par exemple) dans lequel circule un fluide caloporteur (en général l'ammoniac), et utilise les propriétés des écoulements diphasiques liquide-vapeur ainsi que les propriétés de capillarité des liquides. Ainsi, un caloduc est un système diphasique fermé dans lequel la vapeur créée au niveau de la zone chaude (dite zone d'évaporation) est aspirée vers la zone froide (où la pression est moins élevée) et s'y condense sur la paroi métallique du tube. La phase liquide du fluide utilisé glisse le long de la paroi métallique du tube en sens inverse de l'écoulement de la phase vapeur du fluide, qui reste confinée au centre du tube. Ce retour du fluide le long de la paroi est assuré par une structure capillaire (mèche ou rainures longitudinales) reliant les deux extrémités du tube et qui joue à la fois le rôle de pompe capillaire et de séparateur des deux phases liquide-vapeur. L'invention a donc pour objet un dispositif de retour d'alimentation électrique d'un équipement actif ou d'un réchauffeur pour un satellite, ce satellite comportant au moins un caloduc de dissipation de chaleur d'un ou de plusieurs équipements actifs du satellite, caractérisé en ce que le chemin électrique de retour d'alimentation dudit équipement actif ou du réchauffeur à alimenter emprunte, sur au moins une partie de sa longueur, le caloduc en utilisant la conductivité électrique des parois de ce dernier. De la sorte, on accroît les performances du câblage qui assure l'alimentation électrique du satellite, en réduisant la masse totale de ce câblage et de son encombrement, et en réduisant les dissipations et les résistances en ligne du câblage. Selon un mode de réalisation de l'invention, le satellite comportant une pluralité de caloducs dits principaux et au moins un caloduc dit traversant agencé de manière à croiser au moins une partie des caloducs principaux, le chemin électrique de retour d'alimentation emprunte le caloduc traversant. Selon un mode de réalisation de l'invention, une partie dudit chemin électrique est formée d'une première liaison filaire entre l'équipement actif ou le réchauffeur alimenté et le caloduc de retour d'alimentation. Selon un mode de réalisation de l'invention, une partie du chemin électrique est formée d'une seconde liaison filaire entre le caloduc de retour d'alimentation et le dispositif d'alimentation. Selon un mode de réalisation de l'invention, la première ou la seconde liaison filaire est fixée au caloduc par une cosse. Selon un mode de réalisation de l'invention, une partie du chemin électrique pour le retour d'alimentation emprunte la structure de base supportant le chemin entre l'équipement actif ou le réchauffeur à alimenter et le dispositif d'alimentation. D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description suivante des modes de réalisation de l'invention, donnés à titre illustratif et nullement limitatif. Dans les figures suivantes : la figure 1 représente schématiquement un module de communication d'un satellite comportant un réseau de caloducs, la figure 2 représente, de manière schématique, les liens pouvant exister entre un équipement actif et son dispositif d'alimentation, la figure 3 représente très schématiquement une vue en coupe d'une liaison filaire conductrice entre un caloduc et le dispositif d'alimentation, la figure 4 représente schématiquement les différentes connexions entre l'équipement actif ou réchauffeur alimenté, le caloduc et le dispositif d'alimentation électrique. Dans toutes ces figures, les éléments communs portent les mêmes numéros de référence. La figure 1 illustre un module 1 de communication d'un satellite non représenté. Ce module 1 comporte un certain nombre d'équipements. On y dénombre notamment des équipements actifs 2 (tels que des amplificateurs de puissance, etc), thermiquement dissipatifs, auxquels sont associés individuellement un réchauffeur 3 de substitution thermique qui, en configuration de vol, est activé lorsque l'équipement actif est éteint de façon à maintenir une dissipation thermique équivalente à l'équipement. Pour évacuer la quantité de chaleur dissipée par ces équipements actifs ou ces réchauffeurs, ces équipements embarqués sont pourvus d'un réseau de caloducs de dissipation de chaleur. Ce réseau comporte des caloducs 4, dits principaux, et des caloducs 5, dits traversants. Les caloducs principaux sont spécifiques en ce qu'ils sont agencés parallèles entre eux et sont nombreux pour couvrir une surface importante. Les caloducs traversants sont, quant à eux, agencés de manière à croiser un ensemble de caloducs principaux, en établissant un contact électrique et thermique avec chacun d'eux de manière à assurer une continuité électrique et thermique entre les caloducs principaux et les caloducs traversants correspondants. C'est la raison pour laquelle ces caloducs traversants sont également dénommés caloducs de couplage. Il est à noter que toutes les connexions n'ont pas été schématisées sur la figure 1, pour des raisons de clarté. En réalité, les caloducs principaux et traversants sont reliés électriquement de manière à assurer une masse électrique sur l'ensemble de la couverture du réseau de caloducs. La figure 2 illustre des équipements actifs 6 (amplificateurs radiofréquence, par exemple), chacun relié par une liaison filaire 7 conductrice à un point 8 de contact d'un caloduc 51 traversant. Le caloduc 51 est relié par une liaison filaire 9 conductrice à un second caloduc traversant 52. Celui-ci est alors relié par une liaison filaire 10 conductrice à l'alimentation 11 électrique. La figure 3 représente très schématiquement une vue en coupe de la liaison filaire 10 conductrice entre le caloduc 52 et le dispositif d'alimentation 11. On notera que l'emploi du terme de liaison filaire dans la présente demande sous-entend qu'elle soit conductrice, cette qualification n'étant pas à chaque fois répétée dans un souci de concision. Il y est illustré le caloduc 52 traversant fixé au caloduc 4 principal par une vis 12 de fixation. Ces caloducs sont portés par une structure 13 de base supportant le réseau de caloducs et les équipements. Le caloduc 52 est pourvu sur sa surface supérieure 14 d'une borne 15 de maintien d'une cosse 16 de la liaison filaire 10. Cette liaison filaire 10 permet le retour d'alimentation électrique vers un connecteur 17 d'entrée/sortie du dispositif d'alimentation. On remarque sur la figure 4 un mode de réalisation de distribution de liaisons filaires pour retour d'alimentation. Les équipements actifs ou les réchauffeurs bénéficient des liaisons filaires 7 pour assurer leur retour d'alimentation. Ces liaisons filaires 7 sont connectées à des premières bornes 18 de contact et la borne 15 permet la connexion au dispositif 11 d'alimentation. Bien entendu, l'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits. On pourra remplacer tout moyen par un moyen équivalent sans sortir du cadre de l'invention. Ainsi, les liaisons filaires conductrices, utilisées pour les parties du chemin électrique du retour d'alimentation ne pouvant passer par un caloduc, peuvent être remplacées par tout moyen de connexion électriquement conducteur. Il est également possible de prévoir qu'une partie du chemin électrique pour le retour d'alimentation emprunte la structure de 13 de base du satelite. REVENDICATIONS 1/ Dispositif de retour d'alimentation électrique d'un équipement actif (2) ou d'un réchauffeur (3) pour un satellite, ce satellite comportant au moins un caloduc (4,5) de dissipation de chaleur d'un ou de plusieurs équipements actifs du satellite, caractérisé en ce que le chemin électrique de retour d'alimentation dudit équipement actif ou du réchauffeur à alimenter emprunte, sur au moins une partie de sa longueur, le caloduc en utilisant la conductivité électrique des parois de ce dernier. 2/ Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en que, le satellite comportant une pluralité de caloducs (4) dits principaux et au moins un caloduc (5,51,52) dit traversant agencé de manière à croiser au moins une partie des caloducs principaux, le chemin électrique de retour d'alimentation emprunte le caloduc traversant. 3/ Dispositif selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce qu'une partie dudit chemin électrique est formée d'une première liaison filaire (7) entre l'équipement actif ou le réchauffeur alimenté et le caloduc de retour d'alimentation. 4/ Dispositif selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'une partie du chemin électrique est formée d'une seconde liaison filaire (10) entre le caloduc de retour d'alimentation et le dispositif d'alimentation (11). 5/ Dispositif selon la revendication 4, caractérisé en ce que la première ou la seconde liaison filaire est fixée au caloduc par une cosse (16). 6/ Dispositif selon la revendication 3 ou 4, caractérisé en ce qu'une partie du chemin électrique pour le retour d'alimentation emprunte la structure (13) de base supportant le chemin entre l'équipement actif ou le réchauffeur à alimenter et le dispositif d'alimentation.