Brevet FR3032182A1 — publié le 20160805

SYSTEME DE DESORBITATION DE SATELLITE Domaine de l'invention La présente invention se situe dans le domaine des structures d'aérofreinage pour désorbitation de satellites et prévoit un système à cet effet. Dans le domaine des satellites, il existe de plus en plus de réglementation 5 ou de guides de bonnes pratiques qui imposent aux opérateurs d'éliminer leurs satellites de leur orbite après leur fin de vie opérationnelle, fin de vie planifiée ou accidentelle. La présente invention concerne plus particulièrement les satellites en orbite dite basse, au-dessous de 2000 km, pour laquelle après leur fin de vie, les 10 satellites doivent être soit désorbités, soit envoyé en orbite dite « cimetière » au-dessus de 2000 km. Cette opération doit par ailleurs être effectuée en moins de 25 ans. Arrière plan technologique Aucun satellite aujourd'hui n'est capable de satisfaire cette exigence sans 15 embarquer un système dédié de désorbitation de masse importante ou sans utiliser une fraction importante de l'hydrazine embarquée (environ 30 °/0) pour amener le satellite en position de désorbitation. Parmi les diverses solutions possibles pour les opérations de désorbitation, on a proposé des voiles d'aérofreinage, c'est à dire des surfaces qui utilisent 20 l'atmosphère résiduelle présente en orbite basse comme frein aérodynamique pour freiner un objet et le ralentir, donc au final diminuer l'altitude de son orbite. Ce type de solution est dédiée à l'opération de désorbitation des satellites. Ces surfaces utilisent des structures ultralégères, arachnéennes ou appelées selon le terme anglais "gossamer" connues dans l'industrie spatiale. Le principe d'aérofreinage est par exemple décrit dans les documents FR 2 897 842 Al qui porte sur le principe de désorbitation par structure d'aérofreinage et décrit un satellite comportant deux mâts portant chacun une paire de panneaux et formant une voile d'aérofreinage et FR 2 897 843 Al qui décrit une solution technologique pour la réalisation d'une telle voile. Ces deux documents mettent l'accent sur la relation entre l'efficacité de la structure d'aérofreinage et la stabilité du satellite et proposent des solutions pour conserver une efficacité d'aérofreinage malgré l'instabilité du satellite, ce qui conduit toutefois à sur-dimensionner la structure d'aérofreinage et ce qui grève donc le bilan de masse du satellite. La problématique vient du fait qu'après le déploiement de la voile de désorbitation, il n'est plus possible de garder le satellite actif durant toute la durée de sa désorbitation, à la fois pour des raisons économiques ( contrôler un satellite qui ne remplit pas sa fonction pendant des durées jusqu'à 25 ans n'est pas économiquement rentable) et pour des raisons technique (en fin de vie, il n'y a plus d'énergie propulsive ou de pilotage disponible à bord). Au contraire, la règle est de « passiver » un satellite qui en a terminé avec sa mission, c'est à dire de faire disparaitre toute source énergétique susceptible d'une réaction brutale, en particulier on vide donc les batteries et les réservoirs d'ergol, on arrête les roues d'inertie, ... ; cela afin de limiter un risque de création de débris en orbite en cas d'explosion. Au final, l'attitude du satellite n'est plus contrôlée par le SCAO (système de Contrôle d'Attitude et d'Orbite) et rien n'empêche le satellite de tournoyer sur lui même. Et pourtant l'attitude du satellite durant la phase de désorbitation est critique 25 car elle conditionne la surface aérodynamique de freinage. Dans le domaine des voiles de désorbitation, deux approches sont alors considérées : - Une approche isotropique. La surface déployée présente une surface aérodynamique identique quelle que soit l'attitude du satellite, par exemple : 30 déploiement d'une sphère 1 comme sur la figure 1 ou alors une surface moyenne aérodynamique est prise en compte après analyse Monte-Carlo sur l'attitude du satellite. - Une approche considérant une attitude privilégiée stabilisée de façon passive, par les forces aérodynamiques, de gravité ou autres. Par exemple, le satellite peut être stabilisé passivement par le positionnement relatif du centre de gravité et du centre d'application de la force de freinage ( CoG et centre de freinage alignés avec le vecteur vitesse)., comme dans le cas du satellite 101 de la figure 2 pour lequel une voile 2 en forme de disque est déployée. Dans la première approche, le rapport surface aérodynamique effective sur surface déployée n'est pas optimale, car il est nécessaire pour obtenir une surface de freinage suffisante, de déployer une surface plus grande, souvent en 3D (donc plus complexe), par exemple des sphères ou des formes complexes telles celles indiquées dans FR 2 897 842 Al Dans la seconde approche, à haute altitude, la stabilité de la position optimale est difficile à obtenir par le simple positionnement du foyer aérodynamique en arrière du centre de gravité et aligné avec le vecteur vitesse. En effet, la pression résiduelle devient très faible d'autant plus qu'on s'éloigne de la terre, et les forces aérodynamiques deviennent mineures par rapport aux forces de perturbation (gradient de gravité, pression solaire, couple magnétique, déformation de la voile, spin satellite) A haute altitude donc, l'attitude du satellite peut être considérablement 20 modifiée et ne peut pas être stabilisée par le freinage aérodynamique ; la voile d'aérofreinage ne plus être maintenue en position optimale par ce freinage, et sans autre dispositif l'efficacité de la voile d'aérofreinage diminue notablement. La densité atmosphérique a été modélisée et on dispose pour faire les calculs de modèles standards ou empiriques de la (haute et basse) atmosphère 25 comme le NRLMSISE-00 du laboratoire de recherche navale des USA, le CIRA édité par le COSPAR ( Comite pour la recherche spatiale) ou Jacchia (L. G. Jacchia, Smithsonian Astrophysical Observatory Special Report N° 375, 1977). A partir de ces modèles, il est possible en utilisant des outils adaptés, comme l'outils STELLA du CNES, de calculer et prédire la désorbitation d'un 30 satellite en fonction de son altitude initiale et plus généralement des ses paramètres orbitaux initiaux, de sa masse et de sa surface efficace ( celle qui contribue . La figure 3 représente un exemple de courbe de désorbitation d'un satellite de masse 285Kg, avec une surface constante moyenne de 5m2 depuis une orbite quasi circulaire un peu au dessus de 700Km. La désorbitation se produit en une trentaine d'année, avec des 5 accélérations de la diminution d'altitude au moment des pics d'activité solaire. Mais cette figure montre aussi que la durée la plus longue de la désorbitation passive se situe à une altitude supérieure à 600 km environ, ce qui traduit en fait qu'au dessus de cette altitude, l'atmosphère résiduelle est vraiment très tenue. 10 Il est en fait très important de maximiser l'efficacité massique de la voile de désorbitation au dessus de cette altitude, et pour cela d'y assurer une attitude stable du satellite permettant d'avoir la surface de la voile en permanence le plus perpendiculaire possible à la tangente à la trajectoire, et ce malgré le manque d'efficacité du freinage aérodynamique quant à cette stabilité. 15 Il est à noter que ce besoin d'efficacité de la voile est vrai à toutes les altitudes, et donc aussi à plus basse altitude, mais on peut alors compter sur les forces aérodynamique pour assurer au satellite une attitude stable et optimisée : en fait l'attitude optimale d'un satellite vis-à-vis de sa désorbitation est la même à toutes les altitudes, puisqu'il s'agit de maintenir la voile le plus possible 20 perpendiculaire au « vent », donc à la tangente à la trajectoire. Il est d'autre part connu de stabiliser un satellite par gradient de gravité. Cette technologie bien connue est basé sur un phénomène physique qui explique pourquoi la Lune présente toujours une même face à la Terre. Cette stabilisation vient du fait que quand un objet en orbite autour de la 25 Terre n'a pas une densité homogène, il est soumis à un couple de rappel, du fait de la variation du champ de gravité, qui a tendance à l'orienter de façon que sa partie la plus dense soit plus près de la Terre. Cet effet a été utilisé pour stabiliser des satellites sur leur orbite, par exemple en leur ajoutant une poutre au bout de laquelle une masse est placée. Si 30 le système est bien conçu, le satellite S à tendance à s'équilibrer, la poutre P se positionnant dans une direction passant par le centre de la Terre, le satellite étant près de la Terre, et la masse M à l'opposé comme représenté en figure 4. 3032 182 Bien entendu, la situation réelle est un peu plus complexe, et il existe de problèmes de stabilité. Il est possible de maitriser ces problèmes' en particulier par le choix adapté de la longueur de la poutre et de la masse placée à son extrémité, en fonction de la masse du satellite et de son orbite. 5 Brève description de l'invention La présente invention a pour objectif de stabiliser passivement un satellite comportant deux mâts porteurs de panneaux formant une voile d'aérofreinage à notamment au-dessus de 650 km mais aussi au-dessous après le déploiement d'une telle aile d'aérofreinage dans une attitude privilégiée permettant d'optimiser le ratio surface aérodynamique effective / surface déployée, et donc de maximiser à toute altitude le freinage aérodynamique en sorte de faire diminuer l'altitude de satellite de façon significative sans consommation d'énergie. Dans ce cadre, l'invention consiste à combiner Une stabilisation par gradient de gravité, pour les hautes altitudes et une stabilisation aérodynamique pour les altitudes plus basses, les deux méthodes permettant de maintenir identique l'attitude du satellite quelle que soit son altitude.. Pour ce faire, l'invention propose un dispositif de stabilisation et de désorbitation de satellite qui comporte une paire de mâts coplanaires chacun porteur d'au moins une membrane formant une voile d'aérofreinage, lesdits mâts étant fixés sur le satellite selon des axes non parallèles et étant chacun munis à leur extrémité opposée à leur extrémité fixée sur le satellite d'une masse de génération d'un gradient de gravité et pour lequel les mâts forment avec la bissectrice entre les mâts un angle fixe adapté à aligner la bissectrice avec le vecteur vitesse du satellite à toute altitude. Les mâts portent chacun préférablement deux membranes sous forme de panneaux disposés en V pour former les voiles d'aérofreinage. Les panneaux sont avantageusement rectangulaires, l'un de leurs grands côtés étant fixé au mât. Selon un mode de réalisation particulier, les panneaux d'un même mât font 30 entre eux un angle de 70 à 110°. Lequel le V a avantageusement la même orientation pour les deux mâts. Selon un mode de réalisation avantageux, la bissectrice entre les deux mâts porteurs des voiles est un axe du repère principal de la matrice d'inertie du satellite et pour lequel l'inertie lz suivant ladite bissectrice est comprise entre les valeurs d'inertie sur les deux autres axes du repère principal. L'invention propose en outre un procédé de dimensionnement de mâts, de détermination des masses en bout de mât et de l'angle entre la bissectrice des 5 mâts et ces derniers d'un satellite comportant les étapes de: - détermination au moyen d'outils de calculs de trajectoire une surface efficace minimale de voile d'aérofreinage nécessaire et suffisante pour permettre la désorbitation en une durée choisie du satellite; - répartition de cette surface déterminée sur deux mats coplanaires, de 10 longueur L, faisant un angle 2a entre eux ; - placement à l'extrémité de chaque mât d'une masse m, - positionnement de la paire de mâts en un endroit arbitraire du satellite - choix d'un repère satellite tel que son axe Z soit la bissectrice de l'angle entre les deux mâts; 15 - calcul de la matrice d'inertie du satellite, puis diagonalisation de cette matrice; - reproduction de la démarche par itérations successives en faisant varier l'endroit d'implantation des mâts, leur longueur, les masses m et l'angle a, pour obtenir : 20 a - Que l'axe Z du repère principal satellite soit aussi la bissectrice des mâts; b - Que l'inertie lz sur cet axe dans ce repère soit une valeur intermédiaire I intermédiaire entre une valeur I minimale et une valeur 'maximale sur les deux autres axes dudit repère; 25 - choix les valeurs des masses, des longueurs de mâts et d'angle a qui permettent de minimiser la masse totale des voiles tout en assurant une certaine robustesse de la solution, c'est à dire que des variations faibles des paramètres autour des valeurs retenues ne changent pas les attitudes du satellite avec ses voiles. 30 Brève description des dessins D'autres caractéristiques et avantages de l'invention seront apparents à la lecture de la description qui suit d'un exemple non limitatif de réalisation de l'invention en référence aux dessins qui représentent: En figure 1: un premier exemple de structure d'aérofreinage sphérique de l'art antérieur; En figure 2: un second exemple d'une structure d'aérofreinage de l'art antérieur; En figure 3: une courbe de désorbitation typique; En figure 4: une vue schématique du principe de gradient de gravité appliqué à un satellite; En figure 5: une vue schématique d'un satellite selon l'invention; Aux figures 6A à 6C: des vues de satellites en position stable par gradient 10 de gravité selon trois domaines d'angles en haute altitude; Aux figures 6D à 6F: des vues de satellites en position stable par aérofreinage selon les trois domaines d'angles des figures 6A à 6C en basse altitude; En figure 7: une vue du satellite de l'arrière dans le sens de son 15 déplacement; En figure 8: une vue d'un exemple de réalisation d'un mât utilisable dans l'invention. Description détaillée de modes de réalisation de l'invention Le problème que se propose de résoudre l'invention est de faire en sorte 20 que le satellite ait une position stable qui permette d'avoir la surface d'aérofreinage la plus grande possible à haute altitude, dans le plan perpendiculaire à l'axe de la trajectoire du satellite. Le principe du fonctionnement du dispositif de l'invention est basé sur le gradient de gravité tel que schématisé en figure 4 pour un satellite S pourvu d'un 25 mât M au bout duquel se trouve une masse M et sur une orbite 0 à une distance DT du centre de la Terre. Pour comprendre les différents modes de réalisation de l'invention, il y a lieu de définir trois repères : - Un repère lié à l'orbite du satellite, dit « repère orbital local », au centre de 30 gravité du satellite; - Un premier repère lié au satellite, dit « repère satellite » dans lequel on va décrire la géométrie du satellite et ses propriétés, au centre de gravité du satellite également; - Un second repère lié au satellite, dit « repère principal satellite », toujours au centre de gravité du satellite. La figure 4 décrit le repère orbital local qui comporte : L'axe L, qui lie le centre de la terre au centre de gravité du satellite (Le lacet 5 du satellite autour de cet axe) L'axe R, tangent à la trajectoire du satellite (Le roulis du satellite autour de cet axe) L'axe T perpendiculaire aux deux autres (Le tangage du satellite autour de cet axe). 10 Pour qu'une voile d'aérofreinage soit le plus efficace possible, elle doit être sensiblement dans un plan perpendiculaire à l'axe R, même si des rotations autour de cet axe sont acceptables. Le repère satellite est un repère arbitraire, dont le centre est placé au centre de gravité du satellite, dans lequel on décrit la géométrie du satellite de 15 façon simple. Par exemple figure 5, pour un satellite de forme cubique, on a choisi un repère satellite tel que chaque axe soit perpendiculaire à une des faces du satellite ; on a également choisi ici ce repère de telle façon que la bissectrice des deux voiles 10 et 11 soit l'axe z de ce repère. Dans ce repère, on peut alors calculer la matrice d'inertie du satellite selon 20 sa distribution de masse. Si (xi, yi, zi) sont des coordonnées d'un point de masse mi du satellite, alors dans ce repère satellite, la matrice d'inertie s'écrit de façon classique : Le repère principal satellite, qui comporte des points de coordonnées (X, Y, Z) s'obtient en recherchant les directions principales de la matrice d'inertie du satellite. Dans ce repère, qui se déduit du repère satellite par une rotation, la matrice d'inertie au centre de gravité du satellite est diagonale de type: - - f 'Dy ID- 25 3032 182 o 9 0 Id= Les valeurs d'inertie lx, ly, lz sont en général distinctes, et donc on peut les classer selon leur valeur 'minimale On considère maintenant selon l'invention un satellite 100 comportant 2 mâts 10, 11 tels qu'indiqué sur la figure 5B ; d'une longueur de 4,90 m, comportant chacun une masse m de 1.8 kg à son extrémité libre et portant chacun une voile de 600 g de longueur 4,9 m et de largeur 0,6 m. En faisant varier l'angle a de déploiement des mâts par rapport à la 20 bissectrice 12 entre ces mâts selon l'axe Z, on distingue différentes positions d'équilibre dans le repère orbital local. Le tableau suivant: a=47,5° Inertie repère principal satellite 118 78 33 146 157 163 81 134 184 donne des inerties typiques selon les axes satellite pour différentes valeurs 25 d'angle a dans le repère principal satellite. Ce repère principal subit une rotation autour de l'axe z par rapport au repère géométrique de la figure 5A du fait des voiles d'aérofreinage. Cette rotation en roulis par rapport à la trajectoire du satellite n'étant pas problématique par rapport au freinage de ce dernier est négligée dans les calculs. Ce tableau montre qu'à haute altitude, 3 cas sont possibles : - Pour un angle a faible, c'est l'axe X du satellite qui est parallèle à l'axe vitesse du satellite sur sa trajectoire, axe R de la figure 4; - Pour un angle intermédiaire, c'est l'axe Z qui est parallèle à l'axe R; - Pour un angle élevé, c'est l'axe Y qui est parallèle à l'axe R. Des calculs plus complets montrent qu'on peut identifier en haute altitude trois types d'attitude du satellite suivant l'angle de déploiement a. Ces attitudes 10 sont schématisées aux figures 6A à 6C à longueur de mât, valeur de la masse en bout de mât et surface de voile constants. Comme vu précédemment, les figures 6D à 6F représentent quant à elles pour les même conditions, l'attitude du satellite à basse altitude sous l'effet de la tramée aérodynamique. 15 Il ressort des calculs que deux valeurs al et a2 d'angles définissent ainsi des domaines qui conduisent à 3 comportement différent du satellite avec ses voiles : - Pour a La surface aérodynamique efficace dans la position d'équilibre est alors de 6,94 m2. Par rapport à la solution de l'art antérieur, qui, pour le même satellite de la famille « myriade », pour la même masse additionnelle et présentant des mâts et des membranes identiques n'est pas stabilisé en attitude et présente une surface aérodynamique moyenne retenue de 5,1 m2 seulement, l'invention permet d'améliorer de 36 % la surface aérodynamique du satellite sans augmentation de masse embarquée. La figure 7 représente le satellite 100 stabilisé avec ses mâts 10, 11 et les panneaux 13, 13', 14, 14' déployés. Les panneaux sont réalisés de manière connue par des membranes et forment une voilure d'aérofreinage. Le satellite est sur cette figure vu de derrière par rapport à sa trajectoire. La réalisation des mâts de déploiement et des membranes d'aérofreinage est basée sur des mâts gonflables, par exemple des mâts 120 en laminé polyimide-aluminium qui sont rigidifiés par une surpression comme représenté en figure 8. L'architecture du système d'aérofreinage est composée deux mâts 10, 11 et de quatre membranes 13, 13', 14, 14' d'aérofreinage : chaque voile est optimisée pour tenir compte d'éventuelles oscillations du satellite autour de l'axe z. Ce type de système de désorbitation peut être embarqué à des fins de désorbitation sur n'importe quel satellite LEO dont l'orbite est au-dessous de 850 km du fait qu'au dessus de cette altitude l'atmosphère est trop ténue pour ralentir suffisamment le satellite qui nécessite un dispositif actif pour le faire descendre dans un temps compatible avec les exigences spatiales. On comprend également que pour chaque satellite, les angles al et a2, la longueur des mats, les masses à leur extrémité, la surface des voile doit être 25 adaptée à l'aide de calcul tels ceux décrits ci-dessus. Le procédé de dimensionnement des mâts, de détermination des masses m et de l'angle a de l'invention est le suivant : - On détermine au moyen d'outils de calculs de trajectoire connus tel par exemple mais de manière non limitative l'outil Stella du CNES (Centre 30 National des Etudes Spatiales, France) une surface efficace minimale de la voile, c'est à dire la projection perpendiculaire à la trajectoire de la voile d'aérofreinage nécessaire et suffisante pour permettre la désorbitation en une durée choisie du satellite ; cette durée est au maximum 25 ans selon les lois et codes de bonne conduite du domaine ; - Cette surface étant déterminée, on la répartit sur deux mâts coplanaires, de longueur L, faisant un angle 2a entre eux; - On dispose à l'extrémité de chaque mât une masse m; - On place la paire de mâts en un endroit arbitraire du satellite; - On choisit un repère satellite tel que son axe z soit la bissectrice de l'angle entre les deux mâts; - On calcule la matrice d'inertie du satellite, puis on la diagonalise; - On reproduit la démarche par itérations successives en faisant varier l'endroit d'implantation des mâts, leur longueur, les masses m et l'angle a, pour obtenir : a - Que l'axe Z du repère principal satellite soit aussi la bissectrice des mâts; b - Que l'inertie lz dans ce repère soit la valeur intermédiaire 'intermédiaire; - On choisit les valeurs des masses m, des longueurs de mats et d'angle a qui permettent de minimiser la masse totale des voiles tout en assurant une certaine robustesse de la solution, c'est à dire que des variations faibles des paramètres autour des valeurs retenues ne changent pas les attitudes du satellite avec ses voiles. Dans ces conditions, selon le procédé de l'invention, l'axe Z s'aligne avec le vecteur vitesse du satellite tant à haute altitude sous l'action du gradient de gravité qu'à basse altitude sous l'action de la force aérodynamique appliquée sur les 25 voiles. Le procédé de l'invention n'est pas limité aux calcules et caractéristiques du satellite donné en exemple et peut s'appliquer notamment à des satellites jusqu'à 500 Kg utilisés en orbite basse dite LEO. 30 REVENDICATIONS1 - Dispositif de stabilisation et de désorbitation de satellite (100) caractérisé en ce qu'il comporte une paire de mâts (10, 11) coplanaires chacun porteur d'au moins une membrane formant une voile d'aérofreinage, lesdits mâts étant fixés sur le satellite selon des axes non parallèles et étant chacun munis à leur extrémité opposée à leur extrémité fixée sur le satellite d'une masse (m) de génération d'un gradient de gravité et pour lequel les mâts forment avec la bissectrice (12) entre les mâts un angle a fixe adapté à aligner la bissectrice avec le vecteur vitesse du satellite à toute altitude. 2 - Dispositif de stabilisation et de désorbitation de satellite selon la revendication 1 pour lequel les mâts portent chacun deux membranes sous forme de panneaux (13, 13', 14, 14') disposés en V pour former les voiles d'aérofreinage. 3 - Dispositif de stabilisation et de désorbitation de satellite selon la revendication 2 pour lequel les panneaux (13, 13', 14, 14') sont rectangulaires, l'un de leurs grands côtés étant fixé au mât. 4 - Dispositif de stabilisation et de désorbitation de satellite selon la revendication 2 ou 3 pour lequel les panneaux d'un même mât font entre eux un angle de 70 à 1100 . 5 - Dispositif de stabilisation et de désorbitation de satellite selon l'une quelconque des revendications 2, 3 ou 4 pour lequel le V a la même orientation 20 pour les deux mâts (10, 11). 6 - Satellite comportant un dispositif de stabilisation selon l'une quelconque des revendications précédentes pour lequel la bissectrice entre les deux mâts porteurs des voiles est un axe du repère principal de la matrice d'inertie du satellite et pour lequel l'inertie lz suivant ladite bissectrice est comprise entre 25 les valeurs d'inertie sur les deux autres axes du repère principal. 7 - Procédé de dimensionnement de mâts, de détermination des masses m et de l'angle a d'un satellite selon la revendication 6 comportant les étapes de: - détermination au moyen d'outils de calculs de trajectoire une surface 30 efficace minimale de voile d'aérofreinage nécessaire et suffisante pour permettre la désorbitation en une durée choisie du satellite;- répartition de cette surface déterminée sur deux mats coplanaires, de longueur L, faisant un angle 2a entre eux ; - placement à l'extrémité de chaque mât d'une masse m, - positionnement de la paire de mâts en un endroit arbitraire du satellite - choix d'un repère satellite tel que son axe Z soit la bissectrice de l'angle entre les deux mâts; - calcul de la matrice d'inertie du satellite, puis diagonalisation de cette matrice; - reproduction de la démarche par itérations successives en faisant varier l'endroit d'implantation des mâts, leur longueur, les masses m et l'angle a, pour obtenir : a - Que l'axe Z du repère principal satellite soit aussi la bissectrice des mâts; b - Que l'inertie lz sur cet axe dans ce repère soit une valeur intermédiaire 'intermédiaire entre une valeur 'minimale et une valeur 'maximale sur les deux autres axes dudit repère; - choix des valeurs des masses m, des longueurs de mâts et d'angle a qui permettent de minimiser la masse totale des voiles tout en assurant une certaine robustesse de la solution, c'est à dire que des variations faibles des paramètres autour des valeurs retenues ne changent pas les attitudes du satellite avec ses voiles.