FR 2529166 A1 19831230 FR 8310528 A 19830624 La présente invention concerne un procédé utilisant la pression de radiation solaire pour placer et maintenir un satellite sur une orbite donnée et, plus spécialement, elle concerne le maintien en position nord-sud. L'invention s'applique spécialement à un satellite géostationnaire qui suit une trajectoire circulaire dans le plan équatorial de la Terre à environ 35 803 km au-dessus du niveau de la mer et qui tourne autour de l'axe polaire de la Terre en synchro- nisme avec la Terre elle-même à raison d'un tour chaque jour sidéral de 23 h 56 min Sur cette orbite stationnaire, le satellite semble se maintenir en un point par rapport à tout emplacement de la surface terrestre, indépendamment de la rotation de la Terre Il est possible de faire tourner d'un tour par jour, par rapport à l'espace inertiel, la partie de ce satellite qui contient l'antenne, de façon que l'antenne pointe toujours vers la Terre et vers le même emplacement sur la Terre Ceci a une application particulière aux satellites de communication A cette altitude géostationnaire de 35 803 km au-dessus de la surface terrestre (le niveau de la mer), le plan orbital tend continûment à s'écarter du plan équatorial pour se rapprocher du plan de l'écliptique Ceci ne se produit pas aux très basses altitudes, auxquelles l'orbite stable est approximativement dans le plan de l'équateur terrestre Toutefois, à l'altitude géostationnaire, l'attraction gravitationnelle combinée du système solaire sur le satellite est telle que le plan orbital géostationnaire d'équilibre est incliné d'environ 7,35 1,03 sur l'équateur, et varie sur l'étendue de la période de régression nodale de la Lune de 18,61 années avec l'ascension droite du noeud ascendant approximativement nulle. Tout autre plan orbital géostationnaire a un mouvement de précession autour du plan d'équilibre, d'une période d'environ 53 ans Pour corriger de manière répétée cette inclinaison due à la torsion du plan orbital par rapport à celui de l'équateur, il faul 90 % du carbt Nant de maintien en position de l'engin spatial pour effectuer le maintien en position nordsud, afin de maintenir en coïncidence le plan orbital et le plan équatori'al terrestre Pour une durée de vie de 10 ans, environ un quart de la masse du satellite géostation- naire est consacré au système hydrazine et au carburant servant à effectuer son maintien en position Sont ainsi comprises les manoeuvres de propulsion suivant les axes nord-sud et est-ouest. Selon-les enseignements de la demanderesse, on effectue la commande du maintien en position nord-sud du satellite en utili- sant la pression de radiation du Soleil Alors que, jusqu'à présent, il a été proposé d'utiliser cette pression de radiation pour assurer la commande de rotation et d'attitude, il n'existe aucune suggestion visant à son utilisation pour le maintien en position. Le brevet des Etats-Unis d'Amérique N O 3 588 000 montre comment effectuer la correction pour une période orbitale qui a été dérangée lorsqu'un réflecteur est exposé de façon à éclairer une partie du ceté sombre de la Terre Ce brevet enseigne que le réflec- teur est orienté sur le coté Soleil de la Terre de façon que la pression de radiation du Soleil ajuste la période orbitale. Un autre brevet, le brevet des Etats-Unis d'Amérique n O 4 262 867, indique la manière de commander la position et l'atti- tude d'engins spatiaux par réglage sélectif de la position de panneaux et de volets prolongeant le corps de l'engin spatial suivant une certaine direction par rapport au rayonnement solaire ambiant. Selon un premier mode de réalisation de l'invention, le procédé de maintien en position nord-sud d'un satellite dans le plan équatorial comprend les opérations suivantes: faire naviguer à l'aide de voiles solaires le satellite dans une première direction orientée vers le sud afin de contrecarrer les forces qui tendent à attirer le satellite hors de son orbite pendant une première partie de la première moitié de l'orbite, et faire naviguer à l'aide de voiles solaires le satellite dans une deuxième direction orientée vers le nord afin de contrecarrer des forces tendant à attirer le satellite hors de son orbite pendant une partie de la deuxième partie de l'orbite. La description suivante, conque à titre d'illustration de l'invention, vise à donner une meilleure compréhension de ses caractéristiques et avantages; elle s'appuie sur les dessins annexes, parmi lesquels: Z 529166 la figure 1 est un croquis montrant l'axe polaire et l'inclinaison équatoriale de la Terre par rapport au plan de l'écliptique en décembre; la figure 2 est un croquis d'un satellite selon l'invention comportant des voiles solaires; la figure 3 est un croquis du satellite de la figure 2 coupant simultanément le plan équatorial et le plan de l'écliptique et tendant à suivre la trajectoire écliptique vers le nord; la figure 4 est un croquis du satellite de la figure 2 coupant simultanément le plan équatorial et le plan de l'écliptique et tendant à suivre la trajectoire écliptique vers le sud; la figure 5 est un croquis du satellite de la figure 2 comportant des moyens permettant de faire tourner et d'incliner les voiles solaires; et la figure 6 est un croquis indiquant les dimensions des voiles solaires. On se reporte à la figure 1, qui montre l'axe polaire de la Terre par rapport au plan de l'écliptique et aux rayons du Soleil en décembre La ligne 11 en trait interrompu représente l'axe polaire de la Terre, et la ligne 15 en trait interrompu représente l'équateur de la Terre Le plan de l'écliptique est défini comme le plan de l'orbite terrestre autour du Soleil L'interaction du plan de l'écliptique avec la Terre est indiquée par la ligne 17 en trait interrompu faisant, comme cela est bien connu, un angle d'environ 23 27 ' avec l'équateur terrestre Pour un satallite se trouvant sur une orbite de faible altitude, le Soleil ne produit qu'un effet petit ou nul de sorte que le plan orbital d'équilibre de ce satellite approche le plan de l'équateur terrestre à cause du renflement équatorial de la Terre Pour les très hautes alti- tudes, le plan orbital d'équilibre approche le plan écliptique A l'altitude géostationnaire intermédiaire de 35 803 km, le plan orbital d'équilibre est incliné de 7,35 t 1,03 sur l'équateur terrestre, et il varie sur la période de régression nodale lunaire de 18,61 années avec une ascension droite du noeud ascendant approximativement nulle Puisque ce plan d'équilibre est incliné par rapport à l'équateur terrestre, il existe, pendant la première moitié de l'orbite, une force, suivant la direction de la flèche 19, qui tend à attirer le satellite vers le nord, hors du plan orbital équatorial et en direction du plan de l'écliptique Pendant l'autre moitié de l'orbite, il existe une tendance à l'attraction du satellite au sud du plan de l'orbite équatoriale voulue en direction du plan de l'écliptique, comme cela est indiqué par la flèche 21 Si un maitien en position n'était pas effectué, l'orbite du satellite prendrait un mouvement de précession autour de l'orbite stable avec une période d'environ 53 ans et une excursion maximale d'environ 14,70 par rapport à l'équateur Cette excursion dépasse fortement l'angle de 0,10 autorisé par la Commission Fédérale des Communications (organisme des Etats-Unis d'Amérique)-et ne peut satisfaire les nécessités des services de télécommunications par satellites. Selon un premier mode de réalisation de l'invention, le satellite est maintenu dans le plan équatorial à l'aide de voiles solaires qui sont disposées de manière à réaliser une correction ou un maintien en position nord-sud Ce maintien en position a jusqu'ici été réalisé à l'aide de carburants, ce qui accroît forte- ment le poids de l'engin spatial au moment du lancement et limite la durée d'utilisation possible de l'engin spatial par épuisement du carburant de maintien en position. Sur la figure 2, il est représenté, à titre d'exemple, un satellite navigant à l'aide de voiles solaires, selon l'invention. Le satellite comprend par exemple un corps principal 25, qui peut être par exemple un satellite du type à double rotation possédant un volet d'inertie 25 a qui, à l'aide d'un moteur, tourne à une vitesse telle que le satellite, y compris son corps principal 25, n'effectue qu'une seule révolution par orbite, si bien qu'un axe donné du satellite pointe continûment sur la Terre La vitesse de rotation du satellite autour de son centre de masse est telle que le satellite effectue une révolution par jour sidéral Le satellite est placé sur l'orbite géostationnaire dans laquelle il reste fixe par rapport à toute position sur la Terre Le satellite comporte une paire de voiles formes de panneaux plans, à savoir une voile nord 27 et une voile sud 29 parallèle Les voiles 27 et 29 sont respectivement montées sur le corps principal 25 par des mâts de support 31 et 32. Les mâts 31 et 32 sont de préférence rotatifs par rapport au corps principal 25 et les voiles peuvent être inclinées par rapport aux mâts 31 et 32 Les voiles nord et sud ont sensiblement des dimensions identiques, sont sensiblement à une même distance du centre de masse du corps 25 et sont sensiblement parallèles entre elles Ainsi, il est exercé, sur deux voiles ayant le meme moment, une poussée vec- torielle de part et d'autre du centre de masse Ceci aide à stabiliser le satellite vis-à-vis de toute variation d'attitude De légers changements de dimension des voiles ou d'exposition des voiles au Soleil, qui pourraient produire un déséquilibre, peuvent être corrigés par une inclinaison des voiles leur faisant quitter légèrement le parallélisme. Lorsque, par exemple, le satellite coupe le plan équatorial et a tendance à suivre le trajet écliptique vers le nord en décembre, on oriente les voiles par rapport au Soleil de la manière indiquée sur la figure 3, à savoir à environ 45 10 par rapport à la direction de la pression photonique solaire, si bien que la pression de radiation due aux photons solaires est appliquée contre les voiles de la manière indiquée par les lignes 35 en trait interrompu de la figure 2 Ceci produit une composante de poussée dans la direction sud, comme cela est indiqué par la flèche 37 Cette composante de poussée s'oppose à la force, représentée par la flèche 19, qui tend à faire sortir le satellite de son plan équa- torial Lorsque le satellite s'est déplacé d'environ la moitié de son orbite autour de la Terre et vient couper le plan équatorial, il a alors tendance à suivre le trajet écliptique vers le sud, si bien que l'on oriente les voiles à environ 450 i 10 par rapport aux rayons du Soleil de la manière indiquée sur la figure 4, o l'on voit que les voiles nord 27 et sud 29 sont inclinées dans le sens opposé à celui présenté sur la figure 3, par rapport aux rayons du Soleil (indiqués par la ligne 41 en trait interrompu). Le résultat est une composante de poussée orientée vers le nord, qui est indiquée par le vecteur 45 Cette composante s'oppose à la force 21, de façon b maintenir le satellite sur l'orbite équa- toriale. Il peut Etre nécessaire de faire tourner les mats 31 et 32 dans le cas o les deux cotés des voiles 27 et 29 sont réflé- chissants et o le corps 25 et les voiles effectuent une rotation par orbite Si les voiles 27 et 29 sont correctement placées sur la figure 3 et si les photons frappent les surfaces 27 a et 29 a, les photons frapperont les surfaces 27 b et 29 b de ces voiles lorsque le satellite, comprenant le corps 25 et les voiles 27 et 29, aura tourhé de 180 ', comme le montre la figure 4. Alors que la position optimale du satellite pour laquelle s'applique la poussée est prise lorsque le satellite coupe le plan de l'écliptique de la manière présentée sur les figures 3 et 4, la durée de la poussée nécessaire est plus longue que le temps durant lequel il se trouve dans cette position Par conséquent, on fait commencer l'application de la pression photonique solaire un certain temps avant que le satellite ne coupe le plan de l'écliptique, comme cela est montré sur les figures 3 et 4, et on l'arrête ultérieurement à un instant correspondant à une même durée. La durée de poussée vers le sud maximale doit commencer lorsque le satellite commence son déplacement vers le nord et s'arrêter lorsque le satellite commence son déplacement vers le sud La durée de poussée vers le nord maximale doit commencer lorsque le satellite commence son déplacement vers le sud et prendre fin lorsque le satellite commence son déplacement vers le nord, tout cela par rapport au plan de l'écliptique. Sur la figure 5, est présenté un schéma plus détaillé d'un satellite doté de mats rotatifs et de voiles inclinables, qui comporte un corps principal 25, un moteur 51 qui est couplé à la voile nord 27 de manière à pousvoir la faire tourner, et un moteur 53 qui est couplé de manière rotative entre le mât 31 et la voile sud 29, afin qu'il soit possible d'établir l'angle d'inclinaison voulu des voiles 27 et 29 Les voiles 27 et 29 telles que mentionnées ci-dessus sont montées sur des mâts rotatifs 31 et 32 qui sont entraînés par un moteur 52 qui fait tourner les voiles en forme de panneaux plans 27 et 29 de façon qu'elles présentent leur 7- surface réfléchissante au Soleil Les voiles elles-mêmes sont représentées sur la figure 6 et peuvent comprendre un feuillet réfléchissant, par exemple un feuillet d'aluminium léger, monté sur une structure de base en forme de panneau plan La structure peut être une structure escamotable autorisant l'arrimage des voiles avant leur déploiement Des surfaces légèrement plissées, par exemple une feuille d'aluminium ou une matière plastique métal- lisée, constitueraient un matériau approprié Les moteurs 51, 52 et 53 peuvent être commandés par un générateur de signaux qui assure une rotation appropriée des mats et une inclinaison voulue des voiles conduisant au maintien en position nord-sud considéré Ce générateur de signaux peut par exemple être sous commande d'une horloge produisant des signaux de cadencement à destination du générateur de signaux en correspondance avec la position du satellite sur son orbite Une autre possibilité est que les moteurs soient commandés depuis une station terrestre via le système de commande du satellite. La taille globale de chacune des voiles 27 et 29 peut être par exemple de 10 x 10 m, soit 100 m L'énergie des photons frappant ces voiles de grande taille est susceptible de donner la quantité de poussée nécessaire pour les manoeuvres de maintien en position Le mat peut comporter une structure de base portant une feuille qui peut être déployée comme un parapluie Le mât peut également se présenter sous la forme d'un certain type de tissu souple revêtu d'une feuille, par'exemple une feuille d'aluminium, de manière à constituer une structure déployable d'un poids total léger On admet qu'une brusque inclinaison des voiles ou une rota- tion brusque des voiles peut provoquer l'application de couples perturbateurs sur le satellite Pour surmonter ce problème, il est préférable que l'inclinaison suive une courbe sinusoïdale ayant une période d'un jour pour le cas geosynchrone, de sorte que l'incli- naison maximale de 45 10 par rapport aux rayons solaires cor- respondant à la composante de poussée maximale ait lieu au niveau des croisements du plan écliptique, comme cela est montré sur les figures 3 et 4, avec une variation graduelle de l'angle d'incli- naison par rapport aux rayons du Soleil telle que les surfaces des voiles soient parallèles aux rayons du Soleil à mi-course entre les points de croisement du plan de l'écliptique De même, le mât peut tourner en même temps que l'antenne du satellite de façon à effectuer une révolution par jour et de façon qu'il se produise une poussée maximale au niveau du croisement du plan équatorial avec le plan de l'écliptique Un léger ajustement de l'inclinaison et, ou bien, de la rotation peut être effectué pour corriger la période de l'orbite, la position est-ouest et l'excentricité de l'orbite. Les exemples ci-dessus indiqués qui sont illustrés sur les figures 1, 3 et 4 sont valables pour le mois de décembre o la navigation à voile en direction du sud commence à midi, lorsque le satellite commence à s'éloigner du Soleil, et la navi- gation à voile vers le nord commence à minuit, lorsque le satellite commence à se rapprocher du Soleil L'inverse est vrai pour le mois de juin, lorsque le début de la navigation à voile en direction du sud a lieu à minuit et le début de la navigation à voile vers le - nord a lieu à midi Il se produit ainsi une variation de la position journalière des voiles avec une avance d'environ 4 min par rapport au jour précédent. Bien entendu, l'homme de l'art sera en mesure d'ima- giner, à partir du procédé et du dispositif dont la description vient d'être donnée à titre simplement illustratif et nullement limitatif, diverses variantes et modifications ne sortant pas du cadre de l'invention. 9. R E V E N D I C A T I 0 N S 1 Procédé permettant le maintien en position nord-sud d'un satellite ( 25) dans le plan équatorial ( 15), caractérisé en ce qu'il comprend les opérations suivantes: on fait naviguer à l'aide de voiles solaires le satellite suivant une première direction orientée vers le sud afin de contrebalancer les forces qui tendent à attirer le satellite hors de son orbite équatoriale pendant une partie de la première moitié de l'orbite; et on fait naviguer à l'aide de voiles solaires le satellite dans une deuxième direction orientée vers le nord afin de contrebalancer les forces qui tendent à attirer le satellite hors de son orbite équatoriale pendant une partie de la deuxième moitié de l'orbite. 2 Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite partie de la première moitié de l'orbite et ladite partie de la deuxième moitié de l'orbite sont égales, et ces parties sont centrées par rapport au passage du satellite par le croisement du plan équatorial ( 15) et du plan de l'écliptique ( 17). 3 Procédé selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que l'opération de navigation solaire dans la première direction orientée vers le sud consiste à faire appliquer la pression de radiation solaire dans un premier sens à deux voiles solaires ( 27, 29), qui sont à égale distance du centre du satellite et qui sont orientés de façon que le satellite soit poussé dans la direction du sud pour contrebalancer des forces qui, autrement, tendraient à tirer le satellite vers -le nord hors de son orbite équatoriale; et l'opération de navigation solaire dans la deuxième direction orientée vers le nord consiste à appliquer la pression de radiation solaire dans un sens opposé au premier sens auxdites deux voiles solaires, lesquelles sont orientées de façon que le satellite soit poussé vers le nord pour s'opposer aux forces qui, autrement, tendraient à tirer le satellite vers le sud hors de son orbite équatoriale. 4 Véhicule spatial permettant la mise en oeuvre du procédd selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, le véhicule comportant un corps de satellite principal ( 25) possédant un centre de masse, et étant caractérisé en ce qu'il comporte en outre: une paire de voiles ( 27, 29) de navigation solaire en forme de panneaux plans ayant même section droite et même forme, les voiles se dressant de surfaces opposées dudit corps de satellite principal et étant sensiblement équidistantes du centre de masse dudit corps principal, les voiles dtant montées sur le corps princi- pal de façon que leurs larges surfaces planes soient sensiblement parallèles entre elles; et des moyens ( 51, 52, 53) permettant d'orienter les voiles par rapport aux rayons du Soleil à environ 45 t 109. Vdhicuie spatial selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'au moins une surface plane large ( 27 a; 29 a) de chacune des voiles solaires est recouverte d'un matériau réfléchissant la lumière. 6 Véhicule spatial selon la revendication 4, caractérisé en ce que les deux surfaces planes larges ( 27 a, 27 b; 29 a, 29 b) des voiles solaires sont revêtues par un matériau réfléchissant la lumière. 7 Véhicule spatial selon la revendication 5 ou 6, caractérisé en ce que ledit matériau réfléchissant la lumière est une feuille métallique. 8 Véhicule spatial selon la revendication 7, caractérisé en ce que ladite feuille métallique est une feuille d'aluminium. I 7 érre N I\ 1 1 27 ' is 1 27 d 1 7 b 7 b 31 " 1,29 d -Soleil Fig / t j -y N 27 o -17 is 29 c m ut r%) % O 0 % 0 % a Fig j? s le Fig %Y