Brevet FR2850212A1 — publié le 20040723

DISPOSITIF ET PROCEDE DE GESTION DE PUISSANCE POUR VEHICULE SPATIAL A GENERATEUR SOLAIRE. La présente invention concerne les dispositifs et 5 procédés de gestion de puissance électrique pour un véhicule spatial comprenant un générateur solaire constitué de plusieurs panneaux. On utilise de plus en plus, sur les véhicules spatiaux, des propulseurs à plasma et des propulseurs 10 ioniques, qu'on qualifiera tous par la suite de "propulseurs électriques". La poussée de ces propulseurs est fournie par un jet d'ions lourds, généralement de xénon. Le générateur solaire fournit la puissance électrique requise pour le fonctionnement de ces 15 propulseurs, ainsi que la puissance nécessaire au fonctionnement de la charge utile et des servitudes du véhicule spatial. L'invention trouve une application particulièrement importante, bien que non exclusive, sur les satellites et 20 notamment les satellites géostationnaires. Classiquement le générateur solaire du satellite est relié à la charge utile et aux servitudes par l'intermédiaire d'un module de gestion de puissance placé sur le corps du satellite et fournissant une tension nominale, qui est souvent de 50 25 Volts, à partir de l'alimentation. Au moins au cours d'une phase initiale de la mission du véhicule spatial, et notamment d'un satellite, il est essentiel de réduire le plus possible les pertes électriques entre le générateur solaire et les propulseurs 30 électriques, afin de disposer d'une poussée maximale. Par ailleurs, les propulseurs électriques doivent être alimentés sous une tension qui est très largement supérieure à la tension que fournit chaque panneau des générateurs solaires utilisés couramment à l'heure actuelle 35 pour alimenter les servitudes. Les liaisons électriques à basse tension entre les panneaux et le module conduisent à des pertes relativement importantes. Une solution qui vient à l'esprit consiste à relier 5 directement le générateur solaire aux propulseurs par l'intermédiaire d'un module d'alimentation élévateur de tension. Mais dans ce type de fonctionnement les générateurs solaires présentent une caractéristique proche de celle d'un générateur de courant et s'adaptent mal aux 10 variations du courant appelé par les propulseurs et aux variations d'éclairement du générateur. Par ailleurs, le bon fonctionnement des propulseurs requiert une tension nominale bien déterminée. La présente invention vise notamment à fournir un 15 dispositif de gestion de puissance destiné à un véhicule spatial comportant au moins un générateur solaire et mettant en oeuvre, au moins lors de certaines phases d'une mission, des propulseurs électriques, ce dispositif répondant mieux que les dispositifs antérieurement connus 20 aux exigences de la pratique, notamment en ce qu'il assure à la fois un rendement électrique élevé et des conditions de fonctionnement satisfaisantes des propulseurs. Dans ce but, l'invention propose notamment un dispositif de fourniture et de gestion de puissance pour un 25 véhicule spatial comprenant un générateur solaire constitué de plusieurs panneaux et des propulseurs électriques fonctionnant à une tension nominale déterminée et alimentables par une ligne bus de propulseurs munie d'une capacité de filtrage des transitoires, ledit dispositif 30 comprenant des moyens de régulation de la tension interposés entre la ligne bus et certains au moins des panneaux solaires et prévus pour mettre en service et hors service un nombre variable de panneaux en fonction de l'écart entre la tension courante du bus de propulseurs et 35 une tension de référence permettant de fournir aux propulseurs leur tension nominale de fonctionnement. Les moyens de régulation de la tension comprendront en général des comparateurs associés aux différents panneaux solaires et mettant en service un nombre accru de 5 panneaux pour des écarts croissants entre la tension de référence et la tension sur le bus de propulseurs. Pour tenir compte des perturbations de diverses origines rencontrées dans l'espace, l'écart entre la tension de référence et la tension sur le bus sera généralement 10 fournie au comparateur par une logique majoritaire. Dans un mode avantageux de réalisation, chaque panneau est constitué de plusieurs sections capables de fournir chacune une fraction déterminée, par exemple le tiers, de la tension de référence et les moyens de mise 15 hors service d'un panneau déterminé sont prévus pour mettre en courtcircuit un nombre de sections du panneau qui est inférieur au nombre total de sections. Ainsi on peut utiliser, comme moyen de mise en service et hors service, des transistors dont la tension maximale de fonctionnement 20 est une fraction seulement de la tension de référence. Par exemple si on utilise des panneaux solaires dont chaque section est capable de fournir une tension de 100 à 110 Volts, on pourra constituer chaque panneau de trois sections et constituer les moyens de mise en service par un 25 transistor (ou par des transistors en parallèle permettant d'assurer une redondance) de type MOS à effet de champ(transistors MOS FET) capables de supporter une tension de l'ordre de 220 volts. On peut ainsi adopter pour la ligne bus une tension de référence de 310 volts, qu'il 30 faudra habituellement maintenir avec une précision de l'ordre de 1%. Le module d'alimentation de la charge utile et des servitudes d'un satellite est généralement prévu pour fonctionner sous une tension d'entrée de 50 ou 100 Volts. 35 Dans un mode de réalisation du dispositif, particulièrement avantageux lorsque les propulseurs électriques ne sont utilisés à pleine puissance que lors d'une phase initiale de la mission, le dispositif comporte des commutateurs permettant de faire passer les sections d'un même panneau 5 d'un montage en série à un montage en parallèle. Ces moyens commutateurs, ou du moins certains d'entre eux, peuvent être à fonctionnement unique provoquant un passage irréversible dans une configuration d'alimentation de la charge utile; on utilisera alors des commutateurs de type 10 non explosif, commandés par fusion d'un fusible. Ces commutateurs peuvent être placés au dos des panneaux solaires, de façon que, lors de la phase initiale de la mission, l'alimentation de la ligne bus s'effectue sous la tension élevée, ce qui réduit les pertes ohmiques. Fréquemment, le générateur solaire d'un satellite est prévu pour n'être déployé que partiellement lors de la phase initiale de la mission, au cours du passage d'une orbite de transfert vers l'orbite définitive, sous la poussée des propulseurs électriques. Dans ce cas, les 20 moyens de mise en service et hors service définis ci-dessus peuvent n'équiper que ceux des panneaux qui sont en service lors de la phase initiale Les caractéristiques ci-dessus ainsi que d'autres apparaîtront mieux à la lecture de la description qui suit 25 de modes particuliers de réalisation de l'invention, donnés à titre d'exemples non limitatifs. La description se réfère aux dessins qui l'accompagnent, dans lesquels: - la figure 1 est un schéma de principe du dispositif, montrant uniquement les moyens qui interviennent lors de la phase initiale du fonctionnement, avec régulation de la ligne bus de propulseurs à la tension requise pour alimenter les propulseurs électriques; - la figure 2 montre la variation du courant fourni par un panneau solaire en fonction de la tension, 35 pour une et plusieurs sections en service; - la figure 3 montre l'allure de la variation de la tension fournie sur la ligne bus en fonction du temps, lors de la régulation; - la figure 4, similaire à la figure 1 montre en 5 traits pleins la configuration donnée à un panneau lors de l'alimentation du bus de propulseurs et en tirets la configuration lors de l'alimentation du module de gestion de l'énergie fournie aux servitudes et à la charge utile, - la figure 5 montre un montage permettant de 10 retarder de façon différente la commutation des différents panneaux, dans le cas d'une commutation irréversible d'un mode de fonctionnement à l'autre; - la figure 6 montre un réseau de reconfigurations réversibles d'un seul panneau, avec redondance - la figure 7 montre une configuration redondante de mise en et hors service d'un panneau, en vue de la régulation. - la figure 8 montre une configuration possible de commutateurs d'alimentation d'anode des propulseurs; et - la figure 9 est un schéma de montage sur un satellite. Le circuit dont la constitution de principe est montré en figure 1 est notamment utilisable sur un satellite géostationnaire comportant des propulseurs 25 électriques fonctionnant par effet Hall, de type ionique ou plasmique, produisant un jet d'ions xénon. Un intérêt de tels propulseurs est de requérir, pour une mission donnée, une masse de xénon très inférieure à la masse d'ergols qu'elle remplace. La régulation fournie par le dispositif permet de tolérer une puissance appelée par les propulseurs très proche de la puissance maximale que peut fournir le générateur solaire sans risque de naissance de phénomènes d'oscillations intempestives. Le circuit de régulation de tension montré en figure 1 correspond au cas d'un générateur solaire comprenant (ou dont chaque aile comprend) quatre panneaux utilisés lors du fonctionnement des propulseurs, chaque panneau étant constitué de plusieurs sections. Le dispositif comprend une ligne bus 10 reliée à un circuit 12 qui fournit les courants requis pour le fonctionnement d'un propulseur, comme par exemple la haute tension d'anode, la tension de chauffage de cathode, la tension d'ouverture de l'électrovanne d'amenée de xénon, 10 etc. Une capacité 14 (généralement constituée de plusieurs condensateurs) permet de lisser les transitoires. Chaque panneau comporte deux parties 16 et 18 placées en série. Chacune des parties comporte une ou plusieurs sections également en série. Des éléments à 15 conduction unidirectionnelle tels que des diodes 20 interdisent des retours de courant à partir du bus 10 vers le panneau. Un commutateur 22, représenté sous forme d'un MOS FET, permet de courtcircuiter la partie 18. L'ensemble d'un panneau et du commutateur 22 constituent un générateur 20 de courant 26 commutable ayant une caractéristique du genre montré en 24 sur la figure 2. Dans le mode de réalisation représenté, chaque commutateur 22 est commandé par un comparateur à hystérésis 28 et un circuit d'attaque 30. La régulation est assurée par des moyens qui mettent 25 en service un nombre variable de panneaux en fonction du courant I appelé sur la ligne bus 10, de façon à maintenir la tension sur le bus à une valeur de référence qui est par exemple de 310 volts. Pour cela, une entrée de chacun des comparateurs 28 30 reçoit une tension représentative de la différence entre la tension sur le bus 10 et la tension de référence nécessaire pour alimenter les propulseurs. L'autre entrée reçoit une tension qui fixe la valeur de l'écart pour laquelle le générateur de courant 26 correspondant est mis en service. 35 Dans le cas illustré sur la figure 1, la tension représentative de l'écart est fournie par un jeu de trois amplificateurs différentiels, ayant une composante d'intégration pour assurer un lissage d'information. Une logique majoritaire 34 permet, en cas de différence entre 5 les écarts, d'écarter un écart manifestement erroné ou d'effectuer un choix aléatoire à une fréquence déterminée. Une chaîne de résistances 36 permet d'assurer la mise en service de panneaux successifs pour des valeurs croissantes de l'écart E. Par exemple, le point de fonctionnement requis à un moment déterminé peut être celui illustré en 38 sur la figure 2. Il exige le maintien en service permanent des deux premiers générateurs de courant 26, le maintien à l'état bloqué du dernier générateur et un fonctionnement en 15 modulation de largeur d'impulsion du troisième générateur de courant. Pour permettre un fonctionnement satisfaisant des propulseurs, on sera généralement amené à choisir les résistances 36 de façon à ne pas dépasser un écart de l'ordre de 1 % par rapport à la tension de référence. La 20 tension sur le bus 10 présentera une oscillation du genre montré schématiquement sur la figure 3. Les composants du dispositif sont généralement choisis pour que la fréquence de la modulation soit d'au moins 1 kilohertz, ce qui permet de réduire la capacité du condensateur 14 et de diluer la 25 dissipation d'énergie. La constitution réelle de chaque générateur de courant 22 tient compte de la tension de référence choisie pour le bus et des caractéristiques des composants disponibles pour fonctionner dans l'espace. On a indiqué plus haut qu'une tension de référence de 310 volts serait généralement choisie. Cette valeur n'est pas impérative mais elle constitue un compromis entre le point de fonctionnement qui serait optimum pour les propulseurs électriques au cours du fonctionnement à basse 35 altitude et le fonctionnement à poste. Dans ce cas, chaque générateur de courant peut comporter trois sections fournissant chacune une tension de 100 à 110 volts. Etant donné que les transistors MOS FET existants peuvent fonctionner à des fréquences élevées à des tensions allant 5 jusqu'à 220 volts, on pourra constituer chaque générateur 26 d'une partie 18 comportant deux sections 40 et d'une partie 16 comportant une seule section 40. La disposition est alors celle représentée en trait plein sur la figure 4. Lorsque le commutateur 22 placé en shunt sur la partie 18 10 est fermé, il court-circuite les deux premières sections 40. La section restante a une tension en circuit, ouvert plus faible que la tension régulée sur le bus 10. Les diodes de blocage 20 isolent la section restante du bus 10. Lorsque le commutateur 22 est ouvert, la tension aux bornes 15 du générateur 26 augmente et le générateur fournit du courant sur le bus dès qu'il a atteint la tension de référence. Le circuit 12 assure les alimentations, à partir de la puissance reçue sur le bus et provenant des différents 20 générateurs, sur une ligne "chaude" et une ligne de retour RTN. Le circuit 12 de distribution de puissance permet d'activer indépendamment chaque propulseur électrique, à partir d'un logiciel embarqué. La figure 8 montre, à titre d'exemple, deux propulseurs 44 dont l'anode est alimentée à partir du bus par le circuit de commutation 46. Une redondance est assurée en prévoyant deux interrupteurs 48 placés en parallèle, permettant de tolérer un défaut de l'un d'eux. 30 Ces interrupteurs seront généralement des transistors MOS FET. Le circuit 46 comportera généralement aussi un limiteur et le courant et/ou un disjoncteur pour limiter le courant au cours de la phase initiale et pour éviter une propagation de panne d'un propulseur à un autre. En 35 général, chaque propulseur sera doublé par un propulseur de redondance. En général, tous les panneaux susceptibles d'être utilisés en orbite basse et sur l'orbite de transfert comporteront des moyens de régulation du genre montré en 5 figure 1 ou des moyens remplissant la même fonction. Parmi eux, certains doivent rester capables de fournir la tension nominale de fonctionnement des propulseurs une fois le satellite à poste. En revanche, d'autres panneaux peuvent être amenés définitivement de la configuration dans 10 laquelle ils fournissent la tension de référence à une configuration permettant d'alimenter un bus de charge utile et/ou un module de gestion de puissance 50. La commutation d'une architecture à l'autre peut être réalisée par un jeu d'interrupteurs du genre montré en figure 4. La disposition 15 o les interrupteurs Tl, T2, T3 et T4 sont représentés en trait plein met en série les sections 40. Les interrupteurs T5 et T6 sont alors dans la disposition également montrée en trait plein et relient le montage en série au bus 10 et au retour RTN. Lorsqu'au contraire les interrupteurs sont amenés dans la position o ils sont représentés en tiret, toutes les sections 40 sont en parallèle et alimentent le module de gestion de puissance 50 par l'intermédiaire de diodes de blocage respectives 52. Un condensateur de lissage 56 sera 25 généralement prévu. Des commutateurs 54 associés à des circuits de commande peuvent être prévus pour assurer la régulation de la tension fournie au module 50 en dépit des variations du courant appelé. Chacun des transistors 54 doit être capable de dissiper la totalité du courant 30 fournit par un générateur solaire. Par ailleurs, il est préférable de prévoir un circuit de dissipation de chaleur vers lequel est dérivé le courant fournit par le générateur solaire en cas de court-circuit sur l'utilisation, cela afin de protéger le module 50. Lorsque le générateur de courant est prévu pour que le changement de configuration soit irréversible, les interrupteurs Tl à T6 peuvent être constitués par des composants non explosifs, ayant un ressort retenu par un fusible. Le passage définitif d'une condition à l'autre est 5 provoqué en faisant passer un courant suffisant dans le fusible. Une séquence avantageuse d'activation permettant de passer de la configuration d'alimentation des propulseurs à la configuration d'alimentation du module 12 est: - activation du point extrême négatif (mise à la masse) - activation du premier point de reconfiguration, appliquant successivement la déconnection du point positif (interrupteur T3), puis la connection du point négatif (interrupteur T4) - répétition des opérations, jusqu'à commutation de l'interrupteur Tl - activation de l'interrupteur T5 En cas d'utilisation sur un satellite, les opérations de changements de configuration; sont à éviter 20 en sortie d'orbite, de façon à éviter des pics de tension en circuit ouvert qui solliciteraient de façon excessive les interrupteurs destinés à fonctionner sous une tension de 100 volts. Le séquencement ci-dessus peut être obtenu en 25 utilisant une configuration de commande du genre montré en figure 5 les fusibles 58 des interrupteurs successifs sont en série avec un nombre variable de diodes 60 qui introduisent des retards d'activation lors de la mise sous tension du conducteur 62. Une redondance, par mise en 30 parallèle de deux fusibles, peut être prévue. Dans le cas ou l'on souhaite rendre possible une reconfiguration après passage dans le mode de fonctionnement en alimentation. du module 50, on peut utiliser la disposition montrée en figure 6, o les 35 éléments correspondant à ceux de la figure 4 portent le même numéro de référence. Pour garantir la possibilité de reconfiguration même en cas de panne d'un élément, le réseau d'interrupteurs assure une redondance. Elle est fournie par 5 les interrupteurs T'l à T'6. On constate qu'aucune panne isolée ne peut rendre impossible la reconfiguration d'un panneau de l'alimentation des propulseurs en alimentation du module 50. S'il devient impossible de revenir à la reconfiguration fournissant la tension d'alimentation des 10 propulseurs, il reste possible de substituer, à un générateur de courant 26, un autre générateur également prévu pour permettre une reconfiguration. Classiquement, le générateur solaire d'un satellite se présente sous forme d'une ou de deux ailes déployables 15 64 reliées au corps du satellite par un mécanisme d'entraînement en rotation 66 (figure 9). Le courant électrique fourni par les panneaux transite du générateur solaire vers le corps du satellite par l'intermédiaire de bagues et de balais. Pour réduire le nombre de liaisons par 20 bague et balai, il est avantageux de disposer les interrupteurs au dos des ailes du générateur solaire, de façon que le transfert par bague et balai se place à l'emplacement indiqué par 68 sur les figures 4 et 6. Pour augmenter la fiabilité au niveau d'un panneau, 25 le commutateur unique 22 de la figure 1 peut être remplacé par le montage redondant 40 montré en figure 7, comporte deux jeux de deux interrupteurs 20a. Les deux jeux sont en parallèle et reliés par leurs points médians. Les interrupteurs 20a seront généralement constitués par des 30 transistors MOS. La configuration de la figure 7 a l'avantage supplémentaire de réduire la tension supportée par chacun des interrupteurs. Un dispositif du genre décrit ci-dessus a été constitué pour fournir un courant d'intensité très 35 variable, sous une tension stabilisée à 310 + ou - 1 volt, avec une fréquence maximale de modulation de 10 kilohertz. Dans les pires conditions, correspondant à un courant de début de vie de 20 ampères et à un rapport cyclique de 50%, l'écart de crête à crête était inférieur à 850 millivolts. Le dispositif est susceptible d'être mis en oeuvre en utilisant des composants qui sont déjà disponibles. Chaque générateur de courant peut comporter trois sections standards. La largeur de chaque volet constituant une aile est avantageusement telle que la chaîne de cellules en 10 série fournissant une tension de 100 volts corresponde à un nombre entier de rangées de cellules sur le générateur solaire. Par exemple une largeur d'aile de 2,30 mètres constitue un bon compromis car elle permet de placer une chaîne de cellules GaAs/Ge de 100 volts sur une seule 15 largeur et une chaîne de cellules en silicium sur un ensemble de 4 largeurs. On ne décrira pas ici les circuits de commande des propulseurs, car ils peuvent être de nature classique. Pour chaque élément d'un propulseur (vanne d'alimentation en 20 xénon, chauffage de la cathode, igniteur de démarrage, alimentation en haute tension de l'anode) il sera généralement prévu un réseau de portes commandant des commutateurs formés par des transistors MOS FET. Les circuits sont complétés par des éléments de sécurité 25 provoquant une alarme ou une coupure en cas de condition anormale, comme par exemple présence d'une surtension ou d'un courant excessif, surpression, etc... REVENDICATIONS 1. Dispositif de fourniture et de gestion de puissance pour 5 un véhicule spatial comprenant un générateur solaire constitué de plusieurs panneaux et des propulseurs électriques (44) fonctionnant à une tension nominale déterminée et alimentables par une ligne bus (10) de propulseurs munie d'une capacité de filtrage des 10 transitoires, ledit dispositif comprenant des moyens de régulation de la tension interposés entre la ligne bus et certains au moins des panneaux solaires et prévus pour mettre en service et hors service un nombre variable de panneaux (26)en fonction de l'écart entre la 15 tension courante du bus de propulseurs et une tension de référence (Vref) permettant de fournir aux propulseurs leur tension nominale de fonctionnement. 2. Dispositif suivant la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens de régulation de la tension comprennent 20 des comparateurs (28) associés aux différents panneaux solaires et mettant en service un nombre accru de panneaux pour des écarts croissants entre la tension de référence et la tension sur le bus de propulseurs. 3. Dispositif suivant la revendication 1 ou 2, caractérisé 25 en ce que chaque panneau est constitué de plusieurs sections (40) capables de fournir chacune une fraction déterminée de la tension de référence et les moyens de mise en et hors service d'un panneau déterminé sont prévus pour mettre en court-circuit un nombre de 30 sections du panneau qui est inférieur au nombre total de sections qui sont séparées par des éléments à conduction unidirectionnelle (20). 4. Dispositif suivant la revendication 3, caractérisé en ce qu'il comporte des commutateurs (Tl - T4) permettant de 35 faire passer les sections d'un même panneau d'un montage en série à un montage en parallèle. 5. Dispositif suivant la revendication 4, caractérisé en ce que les dits moyens commutateurs, ou du moins certains d'entre eux, sont à fonctionnement unique 5 provoquant un passage réversible ou irréversible dans une configuration d'alimentation de la charge utile. 6. Dispositif suivant la revendication 5, caractérisé en ce que les dits moyens commutateurs irréversibles sont commandés par fusion d'un fusible. 7. Dispositif suivant la revendication 5, caractérisé en ce que les dits moyens commutateurs réversibles sont constitués par plusieurs jeux comportant chacun plusieurs interrupteurs en parallèle. 8. Dispositif suivant l'une quelconque des revendications 15 3 à 7, caractérisé en ce que chaque panneau est constitué de trois sections et en ce que les moyens de mise en et hors service d'un panneau sont disposés pour placés en shunt sur deux des trois sections. 9. Dispositif suivant la revendication 8, caractérisé en ce 20 que les moyens de mise en et hors service d'un panneau comportent deux jeux de deux interrupteurs (20a) , les deux jeux étant en parallèle et étant reliés par leurs points médians pour assurer une redondance. lO.Dispositif suivant l'une quelconque des revendications 25 3 à 10, caractérisé en ce que les générateurs solaires sont reliés au corps d'un satellite par des moyens d'entraînement en rotation (66) et les commutateurs sont placés au dos des générateurs solaires.