Brevet FR2942459A1 — publié le 20100827

ENGIN ET PROCEDE DE COUPLAGE D'UN SYSTEME DE PROPULSION ET D'UN SYSTEME DE PILE A COMBUSTIBLE REGENERATRICE Le domaine de l'invention concerne les engins comportant un système de stockage d'énergie de type pile à combustible régénératrice et un système de propulsion, et plus particulièrement les engins spatiaux de type satellite. De nos jours, les satellites embarquent une multitude de systèmes électroniques pour remplir par exemple des missions d'observation ou des missions dédiées aux réseaux de communication terrestre. Ils embarquent notamment un module de communication avec le sol, un module de commande et de guidage du satellite, un module d'optoélectronique pour les missions d'observation et/ou un module pour remplir les fonctions des infrastructures de communication. Pour le fonctionnement de l'ensemble des systèmes électroniques, les satellites actuels comportent un système de stockage d'énergie de type batterie. Ils comportent également un générateur d'énergie solaire qui permet d'alimenter les systèmes électroniques du satellite lorsque celui-ci est exposé au soleil et qui permet également de recharger les batteries. Lorsque le satellite est localisé en position d'éclipse par rapport au soleil, les systèmes électroniques sont alimentés uniquement par les batteries. Les progrès réalisés dans le domaine des piles à combustible permettent d'envisager la mise en place de tels systèmes de stockage d'énergie à bord des satellites. Les systèmes de pile à combustible régénérateurs (RFCS pour � Regenerative Fuel Cell System � en langage anglo-saxon) apportent une solution performante en autonomie, en délivrance de puissance et sont particulièrement adaptés pour les classes de satellites de télécommunication de forte puissance de fonctionnement nominal. On connaît dans l'état de la technique des engins spatiaux comportant un système de stockage d'énergie de type pile à combustible. Par exemple, le document intitulé � PEM Fuel Cell Status and Remaining Challenges for Manned Space-Flight Applications � décrit de tels systèmes. Ce document décrit des engins spatiaux habités et sont moins contraints par les problématiques d'encombrement et de miniaturisation que nous trouvons pour la conception de satellites. Il est également connu d'utiliser les piles à combustible dans le domaine automobile. Cependant, le domaine spatial, en comparaison du domaine automobile, impose des contraintes particulières de fonctionnement des systèmes électroniques et notamment pour les fonctions d'alimentation en énergie des systèmes. On peut citer par exemple le milieu de fonctionnement sévère des systèmes électroniques, notamment en température, les contraintes de fiabilité des systèmes électroniques, ces derniers devant prouver un taux de panne extrêmement faible, des changements constants de mode d'alimentation en puissance selon que le satellite est position d'éclipse par rapport au soleil et bien sûr la contrainte d'autonomie d'énergie du satellite que ce dernier doit résoudre pour remplir des missions de longue durée dans l'espace. Afin de mieux comprendre la problématique imposée par le domaine spatial et plus particulièrement les satellites, nous décrivons succinctement par la suite les modes opératoires d'un satellite de télécommunications. Après le lancement d'un satellite, celui-ci est placé en orbite géostationnaire après une phase de transfert pendant laquelle il réalise une succession de trajectoires elliptiques jusqu'à atteindre la trajectoire de mise à poste. On distingue donc une première phase de lancement, une seconde phase de transfert et une troisième phase en orbite géostationnaire. Pendant la phase de lancement et avant le déploiement des générateurs solaires pendant la phase de transfert, les systèmes fonctionnels du satellite sont alimentés par le système de stockage d'énergie embarqué, ce système pouvant être de type batterie ou de type pile à combustible régénératrice. Dans le cas d'une pile à combustible régénératrice ou d'une batterie, le système doit comporter un niveau de stockage d'énergie suffisant avant le lancement pour subvenir aux besoins des systèmes électroniques durant la phase de lancement et avant que les générateurs solaires soient déployés. Pendant la phase de transfert et la phase en orbite, le satellite est capable de récupérer de l'énergie au moyen d'un système de génération de puissance solaire lorsque celui-ci est bien orienté dans la direction du soleil. Les systèmes électroniques sont alors alimentés par ce dernier système lorsque le satellite est exposé au soleil et par la pile à combustible régénératrice ou la batterie dans les positions d'éclipse. Le système de génération de puissance a également pour fonction de recharger la source d'énergie secondaire (batterie ou pile à combustible régénératrice en mode électrolyseur). Le principe de la pile à combustible est tel que la puissance solaire est utilisée pour mettre en oeuvre l'électrolyse et former à partir d'un produit le combustible et le comburant, ces deux derniers éléments étant stockés dans des réservoirs distincts et la réaction électrochimique entre ces deux éléments génère de l'énergie au moyen d'une pile. En effet, une pile à combustible n'est pas un moyen de conservation d'énergie mais un moyen de conversion d'énergie, et dans ce cas particulier de conversion de l'énergie solaire en énergie électrochimique. Par conséquent, les systèmes de type plie à combustible demandent l'implémentation de réservoirs de stockage pour le combustible, le comburant et le produit résultant de la réaction de la pile à combustible. Par exemple, pour une solution de pile à combustible les plus couramment utilisées de type H2/02, les réactifs sont conservés dans un état gazeux. Cela implique la mise en place de réservoirs auxiliaires. Suivant la pression de stockage et la puissance du satellite les réservoirs peuvent devenir très volumineux. Cette contrainte a pour conséquence une augmentation de l'encombrement et de la masse du satellite pour un système dont les systèmes électroniques complexes sont déjà fortement contraints. La performance électrique des systèmes de stockage d'énergie se mesure en Wh/kg, et par conséquent l'augmentation de la masse induit une baisse de performance du satellite. Un objectif de l'invention est l'amélioration des performances électriques du satellite de télécommunication en vue de fournir une solution viable pour l'adoption d'un système de stockage d'énergie de type pile à combustible dans de tel engins spatiaux. Plus précisément, l'invention est un engin comportant un système 35 de stockage d'énergie de type pile à combustible régénératrice, un système de propulsion chimique et un système de pressurisation des ergols de la propulsion, le système de stockage d'énergie comportant au moins trois réservoirs permettant de contenir dans un premier réservoir un combustible, dans un second réservoir le comburant et dans un troisième réservoir le produit résultant de la réaction du comburant et du combustible et le système de pressurisation comportant au moins un quatrième et un cinquième réservoir de pressurisation contenant un gaz de pressurisation. Avantageusement, l'engin comporte également une pluralité de moyens pour coupler les réservoirs du système de stockage d'énergie avec les réservoirs du système de pressurisation des ergols de la propulsion, ces moyens comportant des moyens pour vidanger les réservoirs de pressurisation, des moyens pour isoler le système de propulsion des réservoirs de pressurisation, des moyens pour isoler les réservoirs de pressurisation entre eux et des moyens pour raccorder, lorsque les réservoirs de pressurisation ne contiennent plus les gaz de pressurisation, le réservoir de combustible avec le quatrième réservoir et le réservoir de comburant avec le cinquième réservoir. En effet, une fois que les réservoirs de pressurisation sont devenus inutiles, les dits réservoirs peuvent être utilisés pour stocker du combustible et du comburant. Avantageusement, les dimensions des réservoirs du système de stockage d'énergie contenant le comburant et le combustible sont inférieures aux dimensions nécessaires pour les besoins de puissance de l'engin en phase de mission à une pression donnée, les réservoirs de pressurisation pouvant servir également au système de stockage d'énergie en phase de mission. Les réservoirs ont une dimension inférieure à celle nécessaire. En effet, le système de pressurisation ne comporte pas de compresseur pour le stockage du combustible et comburant dans leur réservoir respectif et à cette pression donnée, le volume des réservoirs n'est pas suffisant pour servir à eux seuls pour le stockage du comburant et combustible nécessaire durant la phase de mission. La phase de mission correspond à la phase pendant laquelle l'ensemble des systèmes électroniques embarqués de l'engin sont en fonctionnement et consomment de la puissance. Avant la phase de mise à poste, les systèmes du satellite consomment moins de puissance. Avantageusement, l'engin comporte un système de vannes entre le système de propulsion et le système de stockage d'énergie, des premières vannes entre les réservoirs de pressurisation et le système de propulsion, des secondes vannes entre le premier réservoir et le quatrième réservoir, des troisièmes vannes entre le second réservoir et le cinquième réservoir et des quatrièmes vannes pour vidanger les réservoirs de pressurisation. Avantageusement, les moyens pour vidanger les réservoirs de pressurisation comportent en leur sortie un moyen pour éjecter des fluides sans effet de propulsion à l'extérieur de l'engin. Avantageusement, le système de stockage d'énergie est alimenté par un système de génération de puissance pour réaliser l'électrolyse. L'invention s'applique avantageusement pour les engins spatiaux de type satellite selon l'un quelconque mode de réalisation cité précédemment. L'invention a également pour objet un procédé permettant de coupler les réservoirs d'un système de stockage d'énergie de type pile à combustible régénératrice avec des réservoirs de pressurisation des ergols d'un système de propulsion principale d'un engin selon l'un quelconque mode de réalisation cité précédemment. Avantageusement, le procédé réalise les étapes successives suivantes : - Dans une première étape, on contient le combustible dans le premier réservoir uniquement et le comburant dans le deuxième réservoir uniquement, - Dans une seconde étape, on isole le système de propulsion des réservoirs de pressurisation, - Dans une troisième étape, on vidange les réservoirs de pressurisation, - Dans une quatrième étape, on isole les réservoirs de pressurisation les uns des autres, - Dans une cinquième étape, on raccorde les réservoirs de pressurisation avec le premier réservoir et le deuxième réservoir du système de stockage d'énergie, - Dans une sixième étape, le quatrième réservoir contient une partie du combustible et le cinquième réservoir contient une partie du comburant, les autres parties étant contenues dans le premier réservoir et le deuxième réservoir du système de stockage d'énergie. Avantageusement, à la première étape, les dimensions des réservoirs contenant le comburant et le combustible sont inférieures aux dimensions nécessaires pour les besoins de puissance de l'engin en phase de mission à une pression donnée. En phase de mission d'un satellite de télécommunication, c'est-à-dire pendant la phase géostationnaire, les besoins en puissance sont les plus élevés. Avant la mise à poste, les besoins en puissance sont moindres et autorisent l'utilisation de réservoirs de comburant et de combustible de dimension plus faible. L'invention permet d'utiliser les réservoirs de pressurisation des ergols de propulsion pour contenir le combustible et comburant supplémentaire, par rapport à la phase de transfert, et nécessaire à la réalisation de la mission du satellite, les réservoirs de pressurisation étant alors inutiles pendant cette phase. Le procédé selon l'invention s'applique particulièrement aux engins spatiaux destinés à être positionnés en orbite géostationnaire. Le positionnement en orbite est précédé d'une phase de lancement de l'engin suivie d'une phase de transfert jusqu'au positionnement en orbite géostationnaire, et avantageusement la seconde étape du procédé est déclenchée à la suite de la phase de transfert de l'engin. L'implémentation de l'invention sur un engin permet la réduction de la masse de l'engin grâce au couplage des différents réservoirs qui permet une réduction de taille des réservoirs de combustible et de comburant de la pile à combustible régénératrice, ceux ci seraient en effet beaucoup plus volumineux sans ce couplage. Cela est particulièrement avantageux pour les engins spatiaux. Ces engins doivent en effet être propulsés dans l'Espace et requièrent une conception optimale en termes de masse. Le gain de masse impacte également les performances du système de stockage d'énergie, ces performances se mesurent en effet en Wh/kg. Ses réservoirs sont dimensionnés de façon à pouvoir fournir l'énergie suffisante aux systèmes électroniques pour subvenir à leur besoins durant la phase de lancement et avant que les générateurs solaires soient déployés. Un avantage de l'invention est une augmentation du volume de réactifs pouvant être embarqué pour un impact faible de masse et avantageusement pour des puissances se situant aux environs de 15 kW à 25 kW. Ceci permet de répondre à plus de demande de pics de puissance de la part des charges utiles que les systèmes de batterie sont actuellement capables de réaliser. Ceci permet ainsi également de sous dimensionner les générateurs solaires. L'invention permet d'optimiser les systèmes de stockage d'énergie par pile à combustible régénératrice embarqués dans les satellites et par conséquent de rendre plus rapide l'adoption de ces systèmes qui sont encore à l'état de faible maturité. Ces systèmes sont en effet attrayants pour les satellites dont la puissance de fonctionnement nominal est supérieure à 15kW. Ces systèmes offrent des caractéristiques de délivrance d'énergie et de réponse en pic de consommation plus performantes que les systèmes de batteries actuellement utilisés. L'invention sera mieux comprise et d'autres avantages apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre donnée à titre non limitatif et grâce aux figures annexées parmi lesquelles : La figure 1 représente un schéma du couplage entre le système de stockage d'énergie de la pile à combustible et le système de propulsion chimique d'un satellite. Les autres systèmes fonctionnels du satellite ne sont pas représentés. La figure 2 représente le procédé de couplage entre le système de stockage d'énergie de la pile à combustible et le système de propulsion chimique. La figure 3a illustre le fonctionnement de la pile à combustible régénératrice lorsque celle-ci est en mode de décharge pour générer l'énergie des systèmes fonctionnels du satellite pendant la première étape du procédé. La figure 3b illustre le fonctionnement de la pile à combustible 30 régénératrice lorsque celle-ci est en mode de recharge pendant la première étape du procédé. La figure 4a illustre le fonctionnement de la pile à combustible régénératrice lorsque celle-ci est en mode de décharge pour générer l'énergie des systèmes fonctionnels du satellite à l'étape finale du procédé. Les réservoirs de pressurisation du système de propulsion chimique sont raccordés aux réservoirs du système de stockage d'énergie. La figure 4b illustre le fonctionnement de la pile à combustible régénératrice lorsque celle-ci est en mode recharge à l'étape finale du procédé. Les réservoirs de gaz de pressurisation du système de propulsion chimique sont raccordés aux réservoirs du système de génération d'énergie. La figure 1 représente un schéma simplifié de deux systèmes fonctionnels d'un satellite, un premier système de stockage d'énergie à pile à combustible régénératrice (RFCS) et un second système de propulsion chimique. Le système RFCS 20 a pour fonction de fournir l'énergie nécessaire aux systèmes électroniques lorsque le satellite n'est plus exposé au soleil. Pour cela, le système RFCS comporte une pile à combustible connectée à trois réservoirs de fluide. A titre d'exemple non limitatif, la pile à combustible est de type PEM (� Proton Exchange Membrane �) H2/O2. Un premier réservoir 1 contient un combustible à base d'hydrogène sous la forme d'un état gazeux. Un second réservoir 2 contient le comburant, ou oxydant, associé à base d'oxygène également sous la forme d'un état gazeux et le troisième réservoir 3 contient le produit résultant de la réaction dans la pile à combustible, ce produit étant de l'eau pour ce type particulier de pile à combustible. L'invention ne se limite pas à ce type de pile à combustible régénératrice et peut être appliquée pour tout autre type. Les développements spécifiques à chaque type de pile ne limitant pas la portée de l'invention. Les réservoirs de la pile à combustible régénératrice peuvent être séparés et dédiés dans un premier mode de réalisation. L'électrolyseur est dimensionné sur la puissance nécessaire en éclipse. L'électrolyse de l'eau issue d'un ou plusieurs pics de puissance de la part de la charge utile a lieu en dehors des périodes nominales de chargement. Le système de génération de puissance et les systèmes électroniques du satellite ne sont pas représentés sur le schéma de la figure 1. En effet, l'invention ne se limite pas à une catégorie de satellite ni également d'engin. Elle s'applique à tout engin pouvant disposer de réserves non exploitées à un moment donné de son mode opératoire.35 Le système de propulsion chimique comporte principalement des moyens de propulsion 10 et des réservoirs 4 et 5 permettant de pressuriser les ergols principaux des moyens de la propulsion principale. Les réservoirs de pressurisation d'un satellite peuvent être au nombre de 2 et plus. Le système de propulsion est utilisé pendant la phase de transfert pour la mise à poste du satellite sur l'orbite géostationnaire une fois le satellite séparé de son lanceur. Une fois le satellite positionné sur l'orbite géostationnaire, les réservoirs de pressurisation ne sont plus en service et peuvent être vidés soit par utilisation de la totalité du gaz soit par une action de vidange des réservoirs. Le satellite comporte pour cela un dispositif de vidange 6 pour évacuer le gaz de pressurisation des réservoirs 4 et 5 du satellite. De préférence, ce dispositif est un dispositif d'évacuation des fluides non propulsif de façon à limiter les perturbations sur le satellite. Les éléments contenus dans les réservoirs 4 et 5 du système de propulsion sont de nature distincte des réactifs contenus dans les réservoirs 1 et 2 de la pile à combustible régénératrice. Dans un mode d'application pour satellite, les fluides provenant du système de propulsion et les fluides provenant du système de la pile à combustible régénératrice ne doivent pas être mélangés. L'invention consiste à coupler les réservoirs de la pile à combustible régénératrice avec les réservoirs de pressurisation du système de propulsion de l'engin afin de bénéficier du volume de stockage des réservoirs de gaz pour le stockage des réactifs qui sont produits lors de l'électrolyse de la pile à combustible régénératrice. Pour cela, le satellite comporte des moyens pour vidanger les réservoirs de pressurisation du système de propulsion, des moyens pour isoler le système de propulsion de ses réservoirs de pressurisation, des moyens pour isoler les réservoirs de pressurisation entre eux et des moyens pour raccorder, lorsque les réservoirs de pressurisation sont vides, le réservoir de combustible avec le quatrième réservoir et le réservoir de comburant avec le cinquième réservoir.. Dans un mode de réalisation, l'engin comporte un système de pyrovannes 31 à 36 entre le système de propulsion et le système de stockage d'énergie RFCS. Le système de pyrovannes comporte des pyrovannes 32, 33, 34, 35 entre les réservoirs de pressurisation 4 et 5 des réservoirs d'ergols du système de propulsion et le système de propulsion 10, ces pyrovannes servant à isoler les réservoirs de pressurisation du moyen de propulsion et à isoler les réservoirs de pressurisation entre eux. II comporte également une pyrovanne 31 entre le premier réservoir 1 et le quatrième réservoir 4 et une pyrovanne 36 entre le second réservoir 2 et le cinquième réservoir 5 permettant de raccorder, lorsque les réservoirs du système de propulsion sont vides, le réservoir de combustible 1 avec le quatrième réservoir 4 et le réservoir de comburant 2 avec le cinquième réservoir 5. Avant le couplage du réservoir de combustible et du réservoir de comburant avec les réservoirs de pressurisation respectifs, une différence de pression non négligeable peut être existante entre ces réservoirs. Pour cela, l'engin comporte des moyens de calibrage de pression entre les réservoirs devant être raccordés ensemble. Ces moyens de calibrage permettent de limiter le débit après ouverture des vannes pour le raccordement des réservoirs. Le système de pyrovannes comporte également des pyrovannes 37 et 38 permettant de vidanger les réservoirs de pressurisation 4 et 5. Les vannes décrites précédemment et représentées sur le schéma peuvent être uniques ou redondées pour assurer la fiabilité du système hydraulique et la sécurité au sol. Il est bien entendu que le système de fluides des moyens de propulsion et de la pile à combustible comporte tous les éléments nécessaires pour la mise en place d'un tel système comme par exemple des pyrovannes, des régulateurs de pression et de températures, des compresseurs qui sont connus de l'homme du métier. L'invention a pour objet également, comme illustré par la figure 2, le procédé de couplage des réservoirs du système de stockage d'énergie RFCS avec les réservoirs de pressurisation du système de propulsion du satellite. Avantageusement, le procédé réalise les étapes successives suivantes : - Dans une première étape 41, on contient le combustible dans le premier réservoir 1 uniquement et le comburant dans le deuxième réservoir 2 uniquement, - Dans une seconde étape 42, on isole le système de propulsion 10 35 des réservoirs de pressurisation 4 et 5, - Dans une troisième étape 43, on vidange les réservoirs de pressurisation 4 et 5, - Dans une quatrième étape, on isole les réservoirs de pressurisation 4 et 5 les uns des l'autres, - Dans une cinquième étape, on raccorde les réservoirs de pressurisation 4 et 5 avec les réservoirs 1 et 2 du système de stockage d'énergie, - Dans une sixième étape, le quatrième réservoir 4 contient une partie du combustible et le cinquième réservoir 5 contient une partie du comburant, les autres parties étant contenues dans les premier et second réservoirs 1 et 2. A la première étape 41, les réservoirs du système de stockage d'énergie sont dans la configuration comme illustrée par les figures 3a et 3b. Le combustible est contenu dans le premier réservoir 1, le comburant dans le second réservoir 2 et l'eau de la pile à combustible 20 est contenue dans le réservoir 3. Les réservoirs contenant le comburant et le combustible sont sous dimensionnés pour les besoins en orbite. Le premier réservoir constitue un volume V1 à une première pression, le second réservoir constitue un volume V2 à cette même pression, et le troisième réservoir constitue un volume V3. La pile à combustible régénératrice peut générer une quantité Q1 de comburant et une quantité Q2 de combustible par électrolyse d'une quantité Q3 de produit contenue dans le volume V3 à une seconde pression, la première pression étant considérée comme optimale (c'est à dire maximale) pour minimiser les volumes V1 et V2. Le volume V1 du réservoir de comburant est inférieur au volume nécessaire pour contenir à la même première pression la quantité Q1, le volume V2 du réservoir de combustible est inférieur au volume nécessaire pour contenir la quantité Q2 à la même première pression et la somme des volumes V1 et V2 des réservoirs de comburant et de combustible et du volume des réservoirs de pressurisation est au moins égale au volume nécessaire pour contenir Q1 et Q2 à une pression inférieure à la première pression. L'électrolyseur dispose des capacités de générer un volume V4 de comburant et V5 de combustible par électrolyse de la quantité Q3 de produit. Le premier réservoir 1 et le second réservoir 2 sont dimensionnés pour une pression donnée maximale et pour les besoins de puissance en phase de lancement et de transfert. Le mode de fonctionnement en électrolyse est représenté par la figure 3b. L'invention permet que le volume V1 du réservoir 1 de comburant soit inférieur au volume V4 et que le volume V2 du réservoir 2 de combustible soit inférieur au volume V5 à pression égale. En effet, les réservoirs 1 et 2 sont dimensionnés de façon à contenir le volume de gaz de dihydrogène et de dioxygène dont le système de stockage d'énergie a besoin pour la phase de lancement et la phase de transfert jusqu'à la mise à poste. Ainsi, les dimensions réduites des réservoirs de combustible et de comburant permettent de diminuer l'encombrement et la masse sur le satellite. La figure 3a représente la pile à combustible régénératrice en mode de génération d'énergie ou de décharge, pour les systèmes électroniques du satellite. Les réservoirs 1 et 2 sont remplis et le réservoir 3 contient une quantité de produit de façon qu'il reste un volume suffisant pour contenir le volume d'eau résultant de la réaction des volumes V1 et V2 de réactifs. La proportion entre les volumes de réservoir est schématique et ne représente pas la réelle proportion de réactif et de produit nécessaire pour la pile à combustible régénératrice. En mode d'oxydation, les gaz de dihydrogène et de dioxygène réagissent dans la pile pour former de l'eau dans le réservoir 3. Il s'agit du mode de fonctionnement de la pile permettant de générer de l'énergie. La figure 3b représente le système de stockage d'énergie en mode d'électrolyse ou recharge. Les panneaux solaires du satellite génèrent de la puissance qui est fournie à la pile à combustible régénératrice 20 pour réaliser la réaction d'électrolyse. L'eau contenue dans le réservoir 3 est transformée en dihydrogène et en dioxygène et ces derniers réactifs sont contenus dans les réservoirs 1 et 2. Lors de la phase de lancement et de la phase de transfert, le système de stockage d'énergie du satellite fonctionne selon la configuration des systèmes telle que décrite précédemment. Une fois que le satellite est mis à poste sur l'orbite géostationnaire au moyen de manoeuvres successives avec le système de propulsion chimique, les réservoirs de pressurisation des ergols ne sont plus utilisés. Dans cette phase, à la deuxième étape 42 les moyens de 35 propulsion 10 sont isolés des réservoirs de pressurisation 4 et 5, la pyrovanne 33 est fermée. A la troisième étape 43, les réservoirs de gaz 4 et 5 sont vidangés. Les pyrovannes 35 et 37 sont ouvertes et le système de vidange 6 éjecte le fluide en dehors du satellite. La vidange est finalisée par la fermeture de la pyrovanne 38. A la quatrième étape 44, les réservoirs de pressurisation 4 et 5 sont isolés l'un de l'autre par la fermeture des pyrovannes 32 et 34. A la cinquième étape 45, on raccorde le réservoir de combustible avec le quatrième réservoir du moyen de propulsion, qui a été vidangé précédemment, en ouvrant la pyrovanne 31 et le réservoir de comburant avec le cinquième réservoir du moyen de propulsion, qui a été vidangé précédemment, en ouvrant la pyrovanne 36. Ainsi les produits résultant de la réaction d'électrolyse de la pile à combustible régénératrice disposent du volume supplémentaire des réservoirs initialement prévus pour le gaz de pressurisation. Des moyens de calibrage de pression existent entre la pyrovanne 36 et la pyrovanne 35, et entre la pyrovanne 31 et le réservoir de pressurisation 4. Les figures 4a et 4b illustrent la configuration des réservoirs 1, 2, 4 et 5 constituant les moyens de stockage du combustible et du comburant de la pile à combustible une fois que les réservoirs 4 et 5 initialement prévus pour la pressurisation des moyens de propulsions sont raccordés aux réservoirs 1 et 2 de la pile à combustible régénératrice. Ce mode de configuration est établi lorsque le satellite est en phase orbitale géostationnaire. Le volume constitué de la somme du volume V1 du réservoir 1 et du volume V40 du réservoir 4 est au moins égal au volume d'un réservoir fictif qu'il faudrait pour stocker le volume de combustible pouvant être généré suite à l'électrolyse de l'intégralité de l'eau contenue dans le réservoir 3 de volume V3 sachant que la pression est égale dans tous ces réservoirs. Le volume constitué de la somme du volume V2 du réservoir 2 et du volume V50 du réservoir 5 est au moins égal au volume d'un réservoir fictif qu'il faudrait pour stocker le volume de comburant pouvant être généré suite à l'électrolyse de l'intégralité de l'eau contenue dans le réservoir 3 de volume V3 sachant que la pression est égale dans tous ces réservoirs. Les volumes de combustible, de comburant et d'eau représentés sur les figures 4a et 4b sont donnés à titre indicatif et ne représentent pas les réelles quantités mises en jeux dans la réaction du système de pile à combustible. La figure 4a représente le système de pile à combustible régénératrice 20 en mode de génération d'énergie lorsque le réservoir d'eau est pratiquement à son niveau minimum. La réaction entre le combustible et le comburant permet à la pile de générer de l'énergie électrique pour les systèmes électroniques du satellite. La figure 4b représente le système de pile à combustible régénératrice 20 en mode de recharge d'énergie lorsque le réservoir d'eau est pratiquement à son niveau maximum. Dans ce mode de fonctionnement, la puissance nécessaire à l'électrolyse est fournie par un système de générateurs solaires. Le combustible produit par la réaction peut être stocké soit dans le réservoir 1 lorsque le satellite se trouve en phase de lancement et transfert, soit dans les réservoirs 1 et 4 quand le satellite est à poste. Le comburant produit par la réaction peut être stocké soit dans le réservoir 2 lorsque le satellite se trouve en phase de lancement et transfert, soit dans les réservoirs 2 et 5 quand le satellite est à poste. Le gain en volume par l'utilisation des réservoirs de pressurisation des moyens de propulsion permet au système de pile à combustible de générer une quantité plus importante de combustible et de comburant durant la phase d'électrolyse que ce n'est le cas avec les réservoirs 1 et 2. Par conséquent, la réserve d'énergie provenant du système de pile à combustible est plus importante pour un volume total du réservoir 1 et du réservoir 2 plus faible. Le fait de ne pas rajouter de réservoirs supplémentaires mais de coupler les réservoirs 1 et 2 aux réservoirs 4 et 5 permet un gain en performance en Wh/kg pour le système de pile à combustible régénératrice. L'invention s'applique particulièrement aux satellites de télécommunications mais ne se limite pas à ce type d'engins spatiaux. Elle trouve également un intérêt pour tout autre engin pour lesquels il serait possible d'utiliser des réservoirs disponibles après une phase durant laquelle la demande en puissance est moins élevée. En début de vie, le satellite ne nécessite pas une puissance élevée car les systèmes dédiés à sa mission ne sont pas encore en fonctionnement. Il est donc possible d'utiliser des réservoirs pour le système de stockage d'énergie de type pile à combustible de faible dimension. Lorsque la demande en puissance devient importante, le satellite est en phase géostationnaire et les réservoirs de pressurisation des ergols de propulsion sont disponibles. REVENDICATIONS1. Engin comportant un système de stockage d'énergie (20) de type pile à combustible régénératrice, un système de propulsion chimique (10) et un système de pressurisation des ergols de la propulsion, le système de stockage d'énergie comportant au moins trois réservoirs permettant de contenir dans un premier réservoir (1) un combustible, dans un second réservoir (2) le comburant et dans un troisième réservoir (3) le produit résultant de la réaction du comburant et du combustible et le système de pressurisation comportant au moins un quatrième et un cinquième réservoir de pressurisation (4 et 5) contenant un gaz de pressurisation, L'engin étant caractérisé en ce qu'il comporte également une pluralité de moyens pour coupler les réservoirs du système de stockage d'énergie avec les réservoirs du système de pressurisation des ergols de la propulsion, ces moyens comportant des moyens pour vidanger les réservoirs de pressurisation (4 et 5), des moyens pour isoler le système de propulsion (10) des réservoirs de pressurisation, des moyens pour isoler les réservoirs de pressurisation (4 et 5) entre eux et des moyens pour raccorder, lorsque les réservoirs de pressurisation ne contiennent plus les gaz de pressurisation, le réservoir de combustible (1) avec le quatrième réservoir (4) et le réservoir de comburant (2) avec le cinquième réservoir (5). 2. Engin selon la revendication 1, caractérisé en ce que les dimensions des réservoirs (1 et 2) du système de stockage d'énergie contenant le comburant et le combustible sont inférieures aux dimensions nécessaires au système de stockage d'énergie pour les besoins de puissance de l'engin en phase de mission à une pression donnée, les réservoirs de pressurisation (4 et 5) pouvant également servir au système de stockage d'énergie en phase de mission. 3. Engin selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'il comporte un système de vannes entre le système de propulsion (10) et le système de stockage d'énergie (20), des premières vannes (33) entre les réservoirs de pressurisation (4 et 5) et le système de propulsion (10), des secondes vannes (31) entre le premier réservoir (1) et le quatrième réservoir (4), destroisièmes vannes (36) entre le second réservoir (2) et le cinquième réservoir (5) et des quatrièmes vannes ( 35, 37 et 38) pour vidanger les réservoirs de pressurisation. 4. Engin selon la revendication 3, caractérisé en ce que les moyens pour vidanger les réservoirs de pressurisation (4 et 5) comportent en leur sortie un moyen (6) pour éjecter des fluides sans effet de propulsion à l'extérieur de l'engin. 5. Engin selon la revendication 4, caractérisé en ce que le système de stockage d'énergie est alimenté par un système de génération de puissance 10 pour réaliser l'électrolyse. 6. Engin spatial de type satellite selon l'une quelconque des revendications précédentes. 7. Procédé permettant de coupler les réservoirs d'un système de stockage d'énergie de type pile à combustible régénératrice avec des 15 réservoirs de pressurisation des ergols d'un système de propulsion chimique d'un engin, le système de stockage d'énergie comportant au moins trois réservoirs permettant de contenir dans un premier réservoir un combustible, dans un second réservoir le comburant et dans un troisième réservoir le produit résultant de la réaction du comburant et du combustible et un 20 système de pressurisation comportant au moins un quatrième et un cinquième réservoir de pressurisation contenant un gaz de pressurisation, le procédé étant caractérisé en ce qu'il réalise les étapes successives suivantes : - Dans une première étape (41), on contient le combustible dans le 25 premier réservoir (1) uniquement et le comburant dans le deuxième réservoir (2) uniquement. - Dans une seconde étape (42), on isole le système de propulsion (10) des réservoirs de pressurisation (4 et 5), - Dans une troisième étape (43), on vidange les réservoirs de 30 pressurisation (4 et 5), - Dans une quatrième étape (44), on isole les réservoirs de pressurisation les uns des autres,- Dans une cinquième étape (45), on raccorde les réservoirs de pressurisation avec le premier réservoir et le deuxième réservoir du système de stockage d'énergie, - Dans une sixième étape (46), le quatrième réservoir contient une partie du combustible et le cinquième réservoir contient une partie du comburant, les autres parties étant contenues dans le premier réservoir et le deuxième réservoir du système de stockage d'énergie. 8. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce qu'à la première étape, les dimensions des réservoirs (1 et 2) contenant le comburant et le combustible sont inférieures aux dimensions nécessaires pour les besoins de puissance de l'engin en phase de mission à une pression donnée. 9. Procédé selon la revendication 8, l'engin étant un engin spatial destiné à être positionné en orbite géostationnaire, le positionnement en orbite étant précédé d'une phase de lancement de l'engin suivie d'une phase de transfert de l'engin jusqu'au positionnement en orbite géostationnaire, le procédé étant caractérisé en ce que la seconde étape (42) est déclenchée à la suite de la phase de transfert de l'engin.