FR 2672679 A1 19920814 FR 9200716 A 19920123 -A La présente invention concerne de façon générale des techniques de mesure de la masse d'un liquide contenu dans un réservoir de stockage et plus particulièrement un procédé et un dispositif de mesure de la quantité de carburant liquide contenu dans des réservoirs de stockage de carburant d'un véhicule spatial. Dans bon nombre de situations, il est nécessaire de pouvoir mesurer de manière précise la quantité de liquide qui reste dans un réservoir de stockage Lorsqu'un événement non souhaitable accompagne l'épuisement du liquide, il est particulièrement important de pouvoir estimer de façon précise le liquide restant. Un exemple de tout ce qui précède se rencontre dans un système de contrôle de position de satellite qui utilise des réacteurs à gaz ou des propulseurs Le gaz pour les réacteurs ou le carburant pour les propulseurs est habituellement stocké sous une forme liquide dans des conteneurs ou réservoirs situés sur le satellite Lorsque le gaz ou le carburant est épuisé, la plupart des satellites deviennent incapables de fonctionner ou ils voient au moins leur capacité de fonctionnement dégradée de manière significative En outre, sans la gravité qui maintient le liquide dans le réservoir, le satellite tend à se positionner par lui-même en réponse à d'autres forces Le carburant est utilisé de façon générale ici pour indiquer les contenus de fluide du conteneur, que le liquide en question soit ou non considéré comme étant strictement du carburant. La durée de maintien en position d'un satellite qu'une charge particulière de carburant permet assurer ne peut pas être prédite exactement car cette durée dépend des conditions d'environnement telles que la pression du vent solaire, les fluctuations magnétiques, et cette durée dépend également de la performance des propulseurs En outre, la quantité exacte de carburant utilisée lors de chaque manoeuvre dépend également des caractéristiques exactes des contrôleurs qui peuvent varier légèrement au cours du temps et en fonction de l'environnement Ainsi, la quantité exacte de carburant restant dans un véhicule spatial peut être de moins en moins connue au fur et à mesure que le temps passe sauf si un schéma de mesure approprié est utilisé. En fin de vie d'un satellite géostationnaire par exemple, le carburant restant est utilisé pour ôter ce satellite de sa position orbitale assignée de telle sorte qu'un satellite de remplacement puisse être placé à cette position orbitale Tant que le vieux satellite présente une vitesse suffisante pour se déplacer jusqu'aux régions dignes d'intérêt, il n'est pas pertinent de savoir quelle valeur de vitesse supplémentaire il peut présenter Si la quantité de carburant restant dans les réservoirs au moment o le satellite est éjecté de sa position orbitale excède la quantité nécessaire pour envoyer le satellite au cimetière des vieux satellites, le carburant excédentaire pourrait avoir été utilisé pour une durée utile de maintien en orbite supplémentaire Du fait que la quantité de carburant nécessaire pour le maintien en position est très faible, des mois de temps de maintien en position potentiel pourraient être gaspillés si l'éjection de la position orbitale se produit trop tôt Par ailleurs, si la décision est prise trop tard, il peut y avoir une quantité de carburant insuffisante pour éjecter le satellite de sa position orbitale et la position orbitale qu'il occupe peut ne pas pouvoir être utilisée pour un satellite de remplacement Dans la pratique, le client qui donne les spécifications de fabrication du satellite peut exiger contractuellement qu'une durée de vie prédéterminée soit garantie. Le poids d'un satellite de communication est contrôlé de près afin de prévoir la charge de carburant la plus importante possible pour le maintien en position afin d'ainsi obtenir la durée de vie la plus longue possible. Pour un satellite qui comporte 24 répéteurs qui sont multiplexés en polarisation afin d'obtenir 48 canaux de communication effectifs, la valeur de carburant utilisable supplémentaire peut se monter à plusieurs millions de dollars par mois supplémentaire de durée de vie. Ainsi, il est très avantageux de pouvoir déterminer la quantité de carburant restant La mesure est cependant rendue complexe du fait que dans des conditions d'apesan- teur, le carburant se répand dans tout le réservoir Afin d'empêcher que le carburant ne se répande en gouttelettes ou bulles à l'intérieur du réservoir, les réservoirs comportent une ou plusieurs bandes circonférencielles minces au voisinage de leur surface interne Ces bandes capturent la bulle centrale qui tend à se former et maintiennent le carburant restant contre les parois externes et les bandes. Une technique d'utilisation de lignes de transmission électro-magnétiques ouvertes de faible poids associées aux bandes circonférencielles est déjà connue. Ce schéma nécessite d'appliquer des signaux électro- magnétiques à l'intérieur du réservoir de carburant du véhicule spatial, ce qui peut nécessiter une ou plusieurs connexions isolées électriquement au niveau du côté du réservoir de carburant, ce qui semble non souhaitable Un procédé et un dispositif perfectionnés pour jauger la quantité de liquide ou de carburant dans un réservoir de stockage est donc souhaité. L'invention concerne donc un procédé de mesure de la masse d'un liquide ou fluide contenu dans un réservoir de stockage. -Selon une caractéristique de l'invention, l'augmentation de la température dans un réservoir de stockage vide est mesurée en réponse à l'application d'une quantité connue de chaleur ou d'énergie calorifique, ceci afin d'effectuer le produit de la masse par la chaleur spécifique ou chaleur massique du ou des réservoirs vides ainsi que des éléments qui leur sont thermiquement associés Dans un mode de réalisation particulier qui utilise un véhicule spatial, cette première calibration est effectuée sur le ou les réservoirs de stockage de combustible de propulsion (ou éventuellement à partir d'une simulation de ceux-ci) dans une chambre dans laquelle on a fait le vide et on simule un environnement sur orbite avant de lancer le véhicule spatial Dans le mode de réalisation concernant le véhicule spatial, une masse mesurée de carburant est chargée à l'intérieur du ou des réservoirs et le véhicule spatial est lancé en orbite. Une seconde calibration est ensuite effectuée Dans une version particulière du procédé, la seconde calibration est effectuée après mise en orbite et après qu'une télémétrie ou mesure à distance a été effectuée Dans encore une autre version du procédé, la seconde calibration est effectuée après une combustion de carburant La masse du carburant consommé lors de la combustion est connue à une petite erreur près Dans tous les modes de réalisation, la seconde calibration est effectuée en appliquant une seconde quantité connue d'énergie calorifique dans le réservoir qui contient une masse connue de liquide, cette seconde quantité connue étant de préférence égale à la quantité appliquée lors de la première calibration, et on effectue le produit de la masse du système (le réservoir plus le liquide) par la chaleur massique du système Une quantité inconnue de liquide est jaugée plus tard en appliquant une quantité mesurée d'énergie calorifique (qui est de préférence égale à celle utilisée lors des calibrations précédentes) au système réservoir plus liquide et en mesurant l'augmentation de la température afin de calculer le produit de la masse totale inconnue par la chaleur massique inconnue du système Une comparaison de la valeur du produit avec la relation linéaire précédemment établie permet d'identifier sans ambiguïté la masse totale du système réservoir plus liquide La masse connue du réservoir est soustraite afin d'obtenir la masse inconnue du liquide. La présente invention ainsi que d'autres objets et caractéristiques qui s'y rapportent seront mieux compris à la lumière de la description détaillée qui suit que l'on lira en relation avec les dessins annexés parmi lesquels la figure 1 est un schéma fonctionnel simplifié du système de carburant d'un véhicule spatial de l'art antérieur; la figure 2 représente des détails d'un réservoir de carburant du système de la figure 1 et on peut voir des dispositifs de chauffage et des dispositifs de détection thermique selon l'invention; la figure 3 est un schéma simplifié sous forme de bloc et sous forme schématique qui représente certaines connexions électriques de dispositifs de chauffage et de thermocouples associés à un réservoir de stockage selon la présente invention; la figure 4 est un graphique de l'augmentation de température en fonction de l'énergie calorifique pour des réservoirs de stockage de liquide sous diverses conditions de volume mort afin d'obtenir des indications sur la masse multipliée par la chaleur massique (m Cp); la figure 5 est le graphique de la pente des tracés m Cp de la figure 4 en fonction de la masse totale; la figure 6 est un graphique similaire à celui de la figure 4 pour un test spécifique; et la figure 7 représente des tracés de température en fonction du temps, la température étant mesurée par des capteurs placés sur un réservoir, des parties de volume mort sous forme liquide et gazeuse se produisant lors d'un chauffage en continu. La figure 1 est un schéma fonctionnel simplifié du système de carburant d'un véhicule spatial 150 d'un type connu Sur la figure 1, des réservoirs de stockage de carburant 64, 66, 76 et 78 peuvent être remplis avec du carburant hydrazine (N 2 H 4) qui est pressurisé par de l'hélium qui provient d'un réservoir 30 Un réservoir d'oxygène 106 est également pressurisé par de l'hélium qui provient du réservoir 30 Le carburant qui provient des réservoirs 64, 66, 76 et 78 est fourni d'une manière contrôlée à n'importe lequel des moteurs monergol (réacteurs ou propulseurs) 1 à 14 et 18 à 20 ainsi qu'à des moteurs diergol 15 et 16 Ainsi, tous les moteurs utilisent le même carburant L'oxygène est appliqué d'une manière contrôlée depuis le réservoir 106 aux moteurs diergol 15 et 16 Les moteurs 1 à 20 sont utilisés pour déplacer le véhicule spatial d'une orbite de transfert à l'orbite finale et/ou pour le maintien en position nord- sud et le contrôle de position. La pression dans le réservoir 30 est surveillée au moyen d'un capteur de pression 34 Une vanne de service 32 assure un accès au réservoir de chargement 30 avec de l'hélium L'hélium contenu dans le réservoir 30 est empêché de s'écouler dans le réservoir de carburant ou dans le réservoir d'oxygène lors de la propulsion du véhicule spatial jusqu'à une orbite terrestre basse par des vannes pyrotechniques doubles ou redondantes normalement fermées 36 Après le largage du propulseur d'appoint, les vannes pyrotechniques 37 sont mises à feu pour permettre la pressurisation du réservoir de carburant et du réservoir d'oxygène Une autre vanne de service 38 permet de tester le système avec la vanne 36 installée. Une vanne pyrotechnique normalement ouverte est connectée à un filtre à hélium 42 L'hélium qui s'écoule depuis le réservoir 30 au travers des vannes 36 et 40 et au travers du filtre 42 passe ensuite au travers d'un agencement de régulateur de pression double redondant 44 et au travers d'un autre filtre 48 La vanne de service 46 procure un accès supplémentaire Depuis le filtre 48, l'hélium se divise en trois voies, c'est-à-dire qu'il s'écoule au travers de vannes de contrôle double redondantes 50 et 52 en direction des réservoirs de carburant et au travers d'une voie qui comprend une vanne pyrotechnique double redondante normalement fermée 54 L'hélium qui s'écoule au travers de la vanne de non retour 50 s'écoule respectivement au travers de vannes de contrôle redondantes supplémentaires 56 et 58 jusqu'aux réservoirs 64 et 66 Des vannes de service 60 et 88 sont associées au réservoir 64 et des vannes de service 62 et 90 sont associées au réservoir 66 De manière similaire, l'hélium qui s'écoule au travers de la vanne de non retour 52 s'écoule respectivement au travers de vannes de contrôle supplémentaires 68, 70 jusqu'aux réservoirs de carburant 76 et 78 Des vannes de service 74 et 92 sont associées au réservoir de carburant 76 et des vannes de service 72 et 94 sont associées au réservoir de carburant 78 Le carburant peut s'écouler respectivement des réservoirs 64, 66, 76 et 78 au moyen d'orifices 80, 82, 84 et 86 lorsqu'il y a une demande Les orifices 80 et 82 sont connectés ensemble et peuvent être surveillés au moyen d'un capteur de pression 108 De manière similaire, des orifices 84 et 86 sont connectés ensemble et la pression du carburant peut être surveillée au moyen d'un capteur 112 Le carburant qui s'écoule des réservoirs 64 et 66 s'écoule au travers d'un filtre 110 et jusqu'à une ligne de carburant commune 111 Le carburant qui provient des réservoirs 76 et 78 s'écoule au travers d'un filtre 114 et jusqu'à la ligne de carburant commune 111 A partir de la ligne de carburant 111, le carburant est disponible pour tous les moteurs. Lorsque la vanne pyrotechnique 54 est mise à feu, la vanne s'ouvre pour permettre à l'hélium gazeux de s'écouler au-delà de la vanne de service 55 au travers d'une vanne pyrotechnique normalement ouverte 96, au travers d'un filtre 98, au travers des vannes de non retour 100 et 102 et au-delà d'une vanne de service 104 pour pressuriser le réservoir d'oxygène 106 Un capteur de pression 116 assure la surveillance de la pression dans le réservoir et une vanne de service 118 assure un accès pour le remplissage ou le drainage lorsque nécessaire. Lorsqu'il existe une demande d'oxygène, l'oxygène sort du réservoir 106 via un orifice 120 Une autre vanne pyrotechnique normalement fermée 126 empêche tout écoulement prématuré de l'oxygène Lorsqu'elle est mise à feu, la vanne 126 permet à l'oxygène de s'écouler au-delà d'une vanne de service 134 et d'une vanne pyrotechnique normalement ouverte 140 au travers d'un filtre 144 jusqu'aux vannes de commande des moteurs d'apogée diergol. Une vanne pyrotechnique normalement fermée 124 est mise à feu après que le propulseur a placé le véhicule spatial sur une orbite terrestre basse, ce qui permet au carburant de s'écouler depuis l'un quelconque des réservoirs 64, 66, 76 et 78 au-delà d'une vanne de service 132 et au travers d'une vanne pyrotechnique normalement ouverte 138 et d'un filtre 142 jusqu'aux vannes de commande de carburant des moteurs 15 et 16. Du carburant peut également s'écouler depuis la ligne de carburant commune 111 au travers de filtres 122 et 128 afin de verrouiller des vannes 135 et 136, ce qui permet de commander l'écoulement de carburant jusqu'aux moteurs 1 à 14 et 18 à 20, ces moteurs pouvant être commandés de manière individuelle. La figure 2 est une représentation simplifiée de l'extérieur du réservoir de carburant 66 de la figure 1. Comme représenté sur la figure 2, le réservoir de carburant 66 est de forme générale sphérique, un tuyau d'admission 55 étant relié au réservoir au niveau d'un emplacement d'entrée 57 qui est diamétralement opposé à la position d'une sortie de liquide 210 Une ligne en pointillés 212 représente une vue latérale d'un plan qui traverse "l'équateur" du réservoir sphérique "L'équateur" entoure le réservoir 66 en une position située à mi-chemin entre les "pôles" qui sont constitués par les emplacements de l'entrée de pressurisation 57 et de la sortie de liquide 210 Le réservoir sphérique 66 est supporté sur le corps 10 du véhicule spatial par un moyen de support. Comme il est bien connu de l'homme de l'art, des dispositifs de chauffage sont associés à chaque réservoir de carburant pour maintenir la température du carburant. Sur la figure 2, deux jeux de dispositifs de chauffage électrique à bandes 220 a-1 et 222 a-1 constitués chacun par douze bandes électriques chauffantes, soit un total de vingt quatre bandes électriques chauffantes, sont associés au réservoir 66 Toutes les bandes électriques chauffantes ne sont pas visibles sur la figure 2, certaines d'entre elles étant positionnées sur le côté caché du réservoir. Les autres réservoirs de la figure 1 sont munis de manière similaire de bandes électriques chauffantes Comme représenté sur la figure 2, les bandes électriques chauffantes sont fixées à l'extérieur du réservoir de carburant 66, leur axe d'allongement suivant des lignes de cercle de grand diamètre (non représentées) s'étendant d'un pôle à un autre, c'est-à-dire de l'entrée 57 à la sortie 210 Chaque jeu de douze bandes électriques chauffantes est associé à un hémisphère En particulier, les bandes électriques chauffantes 220 sont associées à l'hémisphère supérieur et les bandes électriques chauffan- tes 222 sont associées à l'hémisphère inférieur Comme représenté sur la figure 2, chaque bande électrique chauffante, comme par exemple la bande électrique chauffante 220 c de l'hémisphère supérieur et la bande électrique chauffante 222 d de l'hémisphère inférieur, présentent une largeur qui va en s'amincissant puisqu'elle est plus large au voisinage de l'équateur défini par le plan 52 et plus étroite au voisinage des pôles Une telle configuration contribue à un chauffage uniforme de la surface du réservoir Chaque bande électrique chauffante est associée à un jeu de conducteurs d'énergie électrique (non représenté sur la figure 2) au moyen duquel l'énergie électrique peut être appliquée aux bandes électriques chauffantes. Selon un aspect de l'invention, des capteurs de température sont placés sur la surface externe du réservoir de stockage 66, en une position située sur l'équateur ainsi que dans les hémisphères supérieur et inférieur selon des emplacements diamétralement opposés, pour les raisons décrites ci-après Sur la figure 2, un premier thermocouple de mesure de température 226 est positionné sur l'équateur du réservoir 66, un autre thermocouple 228 est positionné à approximativement mi- chemin entre l'équateur et l'entrée 57 située sur l'hémisphère supérieur et un autre thermocouple est positionné diamétralement à l'opposé du thermocouple 228, sur le côté caché de l'hémisphère inférieur du réservoir sphérique 66 Les emplacements indiqués sont des emplacements pour un nombre minimal de dispositifs de il mesure de température, ces emplacements s'étant avérés fournir une information suffisante et fiable pour déterminer la température du réservoir. Comme il est bien connu de l'homme de l'art, les réservoirs de stockage de carburant, d'oxygène ou de tout autre liquide d'un véhicule spatial peuvent être entourés par une chemise de contrôle thermique ou isolante dont une partie en coupe est représentée sur la figure 2 en 230. La figure 3 est un diagramme schématique simplifié du système de contrôle et de compte-rendu de télémétrie de satellite 150 Sur la figure 3, la source d'énergie électrique de véhicule spatial est représentée en tant que batterie 310 qui applique une tension à un système de codeur et de commande de données représenté en tant que bloc 312 La tension de batterie est échantillonnée et codée au niveau du bloc 312 et elle peut être mesurée à distance ou télémétrée au moyen d'une antenne 314 reliée à une station terrestre de surveillance La batterie 310 est connectée au moyen d'un commutateur ou relais commandable 316 qui est lui-même connecté à la connexion série constituée par le dispositif de chauffage résistif 320 et par un dispositif de détection de courant 322 Le dispositif de détection de courant 322 est connecté au bloc 312 et il lui applique des signaux représentatifs de courant pour le codage Le dispositif de détection de courant 322 peut être constitué par un simple shunt bien connu de l'homme de l'art Le dispositif de chauffage résistif 320 peut représenter l'interconnexion de toutes les bandes électriques chauffantes 220 et 222 de la figure 2 Une telle interconnexion a pour avantage que la puissance (le débit temporel de l'énergie) qui arrive aux bandes électriques chauffantes peut être déterminée au moyen de la seule mesure de la tension en relation avec une mesure de courant L'homme de l'art comprendra que les bandes électriques chauffantes 220 a-1 et 222 a-1 peuvent être commutées individuellement dans le circuit et hors du circuit afin de faire varier la puissance totale des bandes électriques chauffantes pas à pas Un thermocouple ou tout autre dispositif de mesure de température 328 qui correspond à l'un des thermocouples 226, 228 de la figure 2 ou à tous est également représenté comme étant connecté au bloc de codage et de commande de données 312 Le bloc de codage et de commande de données 312 de la figure 3 reçoit également des commandes de télémétrie pour ouvrir et fermer le commutateur 316 (ainsi que d'autres commutateurs non représentés) et pour coder et transmettre des mesures de tension, d'intensité et de température Il est à noter que plusieurs thermocouples utilisés pour la mesure de la température ne sont pas normalement montés en parallèle mais sont connectés de manière individuelle pour la mesure Les valeurs de température lues au moyen de ces thermocouples peuvent avantageusement être moyennées On suppose ci-après que l'on traite des températures moyennes. Pour autant qu'elle est décrite, la structure du véhicule spatial est sensiblement en accord avec l'art antérieur à l'exception de la présence d'un ampèremètre pour mesurer le courant des bandes électriques chauffan- tes, ce qui n'est normalement pas digne d'intérêt, et également à l'exception des positionnements des capteurs de température sur les réservoirs de stockage de liquide. Selon un aspect de l'invention, l'énergie ou puissance électrique est appliquée aux bandes électriques chauffantes d'un réservoir en tant qu'étape d'un procédé de détermination de la quantité de liquide (de carburant ou d'oxygène ou de façon plus générale de n'importe quel liquide ou fluide) contenu dans le réservoir Le procédé inclut de façon générale des étapes qui consistent à appliquer de l'énergie calorifique au réservoir et à mesurer l'augmentation de la température en réponse à l'énergie calorifique Ces étapes sont effectuées en vue d'une calibration avec différentes quantités de liquide dans le réservoir de stockage Un procédé avantageux utilise seulement deux mesures de calibration, une première mesure avec aucun liquide dans le réservoir et la seconde mesure avec une quantité connue de liquide dans le réservoir Les supports typiques d'un réservoir de carburant de véhicule spatial ne présentent pas une conductivité thermique importante Si la conduction thermique affecte les mesures, l'effet en est compensé en ne changeant rien d'une mesure à l'autre La chemise isolante empêche toute déperdition calorifique excessive au niveau de la surface du réservoir. Par souci de simplification, une description d'un procédé selon l'invention est effectuée en considérant que le véhicule spatial comprend un seul réservoir de stockage Le système de réservoir du véhicule spatial qui comporte le réservoir et son agencement de support, l'équipement thermique, l'agent propulseur liquide et la bulle d'hélium de volume mort, présente une chaleur massique caractéristique Cp qui correspond au rapport exprimé en termes de poids de chacun des éléments constitutifs du système Du fait que les masses du réservoir et de l'équipement thermique sont invariantes dans le temps et que la masse de l'hélium n'est pas significative, la chaleur massique du système de réservoir est directement rapportée à la masse d'agent propulseur. Le procédé de mesure de la masse de liquide permet de déterminer de façon générale la masse d'agent propulseur et la chaleur massique correspondante Cp d'un système de réservoir au moyen de la mesure de l'augmenta- tion de température qui résulte de l'application d'une quantité connue de chaleur au réservoir La base de ce procédé est l'équation de conservation de l'énergie Q At = m Cp AT ( 1) o Q = quantité de chaleur appliquée moins quantité de chaleur perdue dans l'environnement (J/s) At = variation temporelle (s) m = masse du système de réservoir (kg) Cp chaleur massique du système de réservoir (J/kg O K) AT = variation de la température ( O K) La chaleur massique du système de réservoir dépend de la quantité de fluide présente dans le réservoir m Cp)système = ml Cpl + m 2 Cp 2 + m 3 Cp 3 + ( 2) o les indices indiquent les élément constitutifs d'un système Pour un système de réservoir, l'équation ( 2) devient: m Cp)système = m Cp)réservoir + m Cp)He + m Cp)agent propulseur ( 3) Cette relation peut être substituée dans l'équation de conservation de l'énergie pour obtenir la masse de l'agent propulseur en fonction de l'apport de chaleur, du temps, de la variation de température, de la masse du réservoir, de la bulle d'hélium de volume mort et d'une chaleur massique calibrée pour le système de réservoir Q At = m Cp)système AT ( 4) o m Cp)système dépend de la quantité de liquide présente dans le réservoir Le réagencement de l'équation ( 4) donne: Q At AT ( 5) m Cp)système L'équation 5 montre que pour appliquer une quantité d'énergie donnée Q At, l'augmentation de température AT dépend de la grandeur du dénominateur m Cp)système ou en d'autres termes, AT dépend de la masse m du système de réservoir et de sa chaleur massique Cp)système. Ceci montre que l'énergie appliquée Q At peut être rapportée à l'augmentation de température AT au moyen de la pente m Cp)système Par conséquent, un tracé de l'augmentation de température AT en réponse à l'énergie appliquée sera représenté par une ligne rectiligne et la pente de la ligne dépendra de la quantité de liquide présente dans le réservoir. De façon générale, la masse inconnue m 3 de liquide peut s'exprimer en termes de mesures effectuées sur le réservoir avec la quantité inconnue de liquide et des mesures de calibration L'équation ( 4) peut être réagencée comme suit: Q 1 Atl Qj Atlicpi ( 6) AT 1 = ml Cpl ( 6) o l'indice 1 indique une première mesure de calibration sur un réservoir de stockage vide de telle sorte que ml soit égal à la masse du réservoir de stockage plus la masse de l'équipement thermique associé Il est important de noter que le produit (ml Cpl) est mesuré directement en mesurant l'énergie Q At et l'augmentation de température AT La même forme générale d'équation est utilisée pour la seconde calibration avec une masse connue de liquide o la chaleur massique Cp 2 représente les contributions pondérées par la masse à la chaleur massique du système constitué par le réservoir et le liquide: Q 2 At 2 AT 2 = ml Cpl+m 2 Cpf = mt Cpt ( 7) AT 2 o m 2 Cpf est la masse du réservoir plus le carburant multipliée par la chaleur massique du réservoir plus le carburant de la seconde calibration, l'indice f représente le carburant et l'indice t signifie le total. Une équation similaire représente la troisième mesure avec une quantité inconnue de liquide dans le réservoir: Q 3 At 3 Q 3 AT 3 = MîCp T -m 3 Cpf = mt Cpt ( 8) Si l'on soustrait l'équation ( 6) des équations ( 7) et ( 8), on isole les masses de carburant m 2 et m 3 de la masse du réservoir ml pour obtenir les relations suivantes: Q 2 At 2 Q 1 Atl AT 2 ATî m 2 Cpf ( 9) AT 2 AT 1 Q 3 At 3 Ql Atl m 3 Cf ( 10) AT 3 AT 2 m 3 Cpf L'équation ( 9) permet d'obtenir Cpf: Q 2 At 2 Ql Atl AT 2 A Tl Cpf = m 2 ( 11) m 2 La substitution de Cpf de l'équation ( 11) dans l'équation ( 10) donne: Q 3 At 3 Q 1 Atl m 33 AT 12 m = AT 3 A Ti ( 12) (Q 2 At 2 Ql Atl AT 2 AT 1 Pour finir, les équations ( 6), ( 7) et ( 8) sont substituées dans l'équation ( 12) pour obtenir le résultat général souhaité: m 3 = m 2 (m 3 Cm 3ml C Dl) ( 13) (m 2 Cp 2 ml Cpl) de telle sorte que m 3 peut être déterminé seulement à partir de valeurs mesurées. Lors d'un test, une réservoir en acier inoxydable sphérlque de ,3 m de diamètre a été équipé de bandes électriques chauffantes, de thermocouples et de chemises, comme représenté de façon générale sur la figure 2, bien qu'un total de 28 thermocouples ait été utilisé pour vérifier la distribution de la température Le réservoir, d'une masse totale de 4,15 kg, a été placé selon une condition d'isolation thermique dans une chambre sous vide à l'intérieur de laquelle le vide avait été fait jusqu'à moins de 100 m Torr Une fois que la température a été stabilisée dans la chambre, pour ces tests à environ 20 C, les bandes électriques chauffantes ont été mises en fonctionnement par l'application d'une tension continue de volts à une résistance en bandes électriques chauffantes de 420 ohms, ce qui correspond à une puissance électrique de 8,57 watts Il s'est avéré que des variations de la résistance en bandes électriques chauffantes avec la température rendait la détermination de la puissance appliquée quelque peu imprécise de telle sorte qu'un ampèremètre a été utilisé pour mesurer le courant La puissance appliquée est le produit de la tension appliquée par le courant de la bande électrique chauffante et l'énergie appliquée est la puissance appliquée multipliée par le temps d'application. La température des thermocouples a été enregistrée avec les temps respectifs selon des intervalles réguliers tant que la température du réservoir n'a pas atteint la température maximale attendue de 30 'C pour le réservoir en orbite Ce processus a été répété six fois avec le réservoir vide et avec différents niveaux d'eau dans le réservoir, soit un remplissage variant entre un remplissage complet et un remplissage à 20 % La masse d'eau chargée à l'intérieur du réservoir était enregistrée à chaque fois Pendant chaque test, des mesures étaient effectuées en ce qui concerne (a) la masse totale du système, (b) l'entrée de chaleur et (c) les incréments de la variation de température au cours du temps Les paramètres inconnus étaient la perte calorifique et la chaleur massique du système La figure 4 représente le tracé des résultats pour plusieurs de ces tests de calibration Sur la figure 4, un tracé 400 représente une condition de réservoir vide, un tracé 482 représente une condition de réservoir plein tandis que des tracés 420, 440, 460 et 480 représentent respectivement une condition de réservoir plein à 20 %, à 40 %, à 60 % et à 80 % Il est à noter que le produit de la masse par la chaleur massique du système, ce produit étant représenté par les pentes des divers tracés de la figure 4, dépend de la masse du système, laquelle inclut la masse du liquide contenu dans le réservoir Lorsque ce produit est tracé en fonction de la masse, comme représenté sur la figure 5, le tracé obtenu est une ligne représentée par m = 2,1808 ( 10-4) m Cp + 3,7388 ( 14) o les constantes sont celles du système de réservoir à 12 pouces mentionné ci-avant Avec le système calibré et une quantité inconnue de liquide dans le réservoir, des mesures de l'augmentation de température en réponse à l'énergie calorifique produisent des données à partir desquelles la masse du liquide inconnue peut être calculée En tant au'exemple, le système de réservoir - o,3 m mentionné ci-avant qui est rempli avec une quantité inconnue d'eau a été chauffé Un tracé de l'énergie calorifique Q At en fonction de la variation de température AT qui résulte des données prises pour le test est représenté sur la figure 6 La pente m Cp peut être déterminée facilement à partir des données mesurées et elle est égale à 1,8845 ( 104)J/ K La substitution de cette valeur dans l'équation ( 14) en tant que variable " 1 m Cp", fournit la masse "m" du système de 7,849 kg En soustrayant la masse du réservoir de 4,15 kg, on obtient une masse calculée d'eau égale à 3,7 kg Cette valeur s'est avérée correspondre à un gramme près à la masse réelle de l'eau pour une précision de 0,05 % dans ce test particulier. Bien que 28 thermocouples espacés autour du réservoir aient été utilisés pour mesurer la température lors du test décrit ci-avant, les conditions d'un satellite en orbite sont différentes de celles qui règnent sur terre et par conséquent, moins de thermocouples sont nécessaires Un nombre important de thermocouples est utilisé pour le test sur la terre car le liquide se concentre à la base du réservoir du fait de la gravité. Moins de thermocouples sont nécessaires pour le système de véhicule spatial du fait que le liquide qui doit être mesuré, tel qu'un agent propulseur, se distribue par lui- même à l'intérieur du réservoir et adhère à la partie périphérique du réservoir Il résulte de cela que la distribution mentionnée ci-avant obtenue par deux thermocouples positionnés de manière diamétrale et par un thermocouple positionné à l'équateur réduit le nombre de points de données au niveau desquels il est nécessaire d'effectuer une mesure pour être sûr d'obtenir un chauffage uniforme à l'intérieur du réservoir. Comme mentionné en relation avec la figure 1, le véhicule spatial 150 comporte 4 réservoirs de carburant connectés par paires Le fait de faire varier la température d'un réservoir sans faire varier la température de l'autre réservoir peut avoir pour effet que du carburant peut s'écouler d'un réservoir dans l'autre. Par conséquent, soit les vannes doivent être fermées lors d'un test pour isoler le réservoir en cours de test, soit tous les réservoirs qui sont interconnectés doivent être mesurés en même temps afin d'empêcher que des différences de température provoquent un mouvement du carburant. Lorsqu'il y a plusieurs réservoirs d'agent propulseur qui sont interconnectés, on estime que l'obtention d'une bonne précision peut nécessiter le test simultané de tous les réservoirs du fait que ces derniers s'épuisent selon des vitesses différentes et que beaucoup contiennent des quantités différentes de carburant. Le réservoir n'est pas placé initialement dans une condition de température homogène et il n'est pas chauffé de manière uniforme La figure 7 représente des tracés de température en fonction du temps pour deux capteurs de température positionnés sur un réservoir de stockage, l'un d'eux étant placé sur une région remplie de liquide et l'autre étant placé sur une bulle de volume mort Sur la figure 7, un tracé 710 représente cette température captée au moyen d'un thermocouple fixé à l'extérieur du réservoir d'agent propulseur de véhicule spatial, en un emplacement qui recouvre une partie de liquide du volume mort, en réponse à l'application d'une puissance électrique constante (apport d'énergie par unité de temps constant) aux bandes électriques chauffantes à partir d'un instant to Un tracé 712 représente la température captée au moyen d'un thermocouple fixé à l'extérieur du réservoir en un emplacement qui recouvre une partie gazeuse du volume mort, celle-ci étant une bulle d'hélium dans le présent mode de réalisation qui est appliqué à un véhicule spatial Comme représenté par le tracé 710 de la figure 7, le liquide s'échauffe lentement et après un certain temps, l'augmentation de la température en fonction du temps s'approche d'une courbe rectiligne Comme représenté par le tracé 712, le constituant gazeux s'échauffe plus rapidement, mais après un certain temps, la vitesse de l'augmentation de la température diminue et devient pratiquement égale à celle obtenue pour le liquide Comme représenté sur la figure 7, la vitesse de l'augmentation, ou la pente du tracé 712, devient sensiblement égale à la pente du tracé 710 au voisinage d'un instant t 2 L'égalité des pentes est établie en mesurant l'incrément de température pour chaque capteur de température et en déterminant la déviation standard 6 pour les trois capteurs (lorsqu'il y a trois capteurs par réservoir), ceci pour chaque incrément temporel Les pentes sont estimées être égales lorsque a vaut 1/l Oième de la moyenne des trois incréments de température L'intervalle to t 2 est apprécié comme étant une région "transitoire" pour laquelle le réservoir et son contenu ne sont pas dans une condition de stabilité thermique Des mesures de température sont effectuées à des intervalles réguliers en commençant à l'instant to et en allant jusqu'à l'instant t 2 pour permettre la détermination de la région transitoire mais les mesures de température ne sont pas moyennées de telle sorte qu'elles puissent être utilisées lors de la détermination de Cp et de m Cp selon le procédé de l'invention. Une application particulière possible du procédé décrit ci- avant concerne un véhicule spatial qui, à la sixième année de sa vie, a besoin que sa quantité de carburant soit mesurée et qu'une estimation soit fournie sur la fin de sa durée de vie sur la base de l'utilisation de l'agent propulseur, ceci avec une précision de + 3 mois On s'attend à ce que le chargement initial d'hydrazine soit égal à 946 kg et à ce que le débit d'utilisation de l'agent propulseur soit de 1,55 kg/mois. La limitation à 3 mois rend nécessaire la détermination d'agent propulseur selon une précision de 4,658 kg pour 946 kg, soit une précision de 0,49 % Bien que le test mentionné ci-avant ait conduit à une précision plus grande, la précision sur orbite télémétrée attendue est de 3,56 % ou 2,98 mois On a proposé une technique pour obtenir la précision souhaitée en utilisant le procédé de mesure décrit ci-avant. Selon un aspect de l'invention, le système de réservoir est calibré dans une condition à vide, dans une chambre sous vide située sur la terre Le réservoir est ensuite rempli avec une masse connue d'agent propulseur et le véhicule spatial est lancé L'agent propulseur est utilisé selon une règle prédéterminée pour sa combustion à l'apogée et une seconde calibration est effectuée Une seconde calibration ne peut pas être effectuée avant la combustion à l'apogée car la télémétrie n'est pas disponible avant cet instant Un autre agent propulseur peut être utilisé en fonction de règles de maintien en orbite et de commande de position pendant une durée prédéterminée, comme par exemple six années On pense que l'estimation de la masse restante d'agent propulseur à cet instant, sur la base d'une règle utilisée, est suffisamment précise de telle sorte qu'aucune connaissance antérieure réelle de la consommation de cette masse ne soit nécessaire Selon la règle d'utilisation de l'agent propulseur, la quantité restante d'agent propulseur est estimée à cet instant comme étant de 130,2 kg Une mesure est effectuée, selon l'invention, au point correspondant à six années, le véhicule spatial étant en orbite Ainsi, la précision exigée par la technique est réduite à + 4,658 kg pour 130,2 kg, soit une incertitude de 3,58 %, ce qui apparaît comme pouvant être facilement obtenu. D'autres modes de réalisation de l'invention apparaîtront à l'évidence à l'homme de l'art Par exemple, le procédé peut être appliqué à la mesure de la masse de n'importe quel fluide tel que l'hélium qui remplit complètement un réservoir Dans le contexte d'un système de propulsion de véhicule spatial, un système à un seul agent propulseur ou un système à deux agents propulseurs peut être utilisé et le procédé ainsi que le dispositif décrits peuvent être utilisés pour jauger de manière séparée les quantités de carburant et d'oxygène contenues dans le système à deux agents propulseurs o la quantité d'agent propulseur contenue dans le système à un seul agent propulseur. REVENDICATIONS 1 Procédé de détermination de la quantité de fluide dans un réservoir, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes de: détermination de la masse dudit réservoir dans une condition à vide en vue d'une calibration; génération de données représentatives de la chaleur massique dudit réservoir en appliquant une première quantité de chaleur mesurée audit réservoir dans une condition à vide, en déterminant l'augmentation de la température dudit réservoir en réponse à ladite première quantité de chaleur et en prenant le résultat de la division de ladite première quantité de chaleur par le produit de ladite augmentation de température et de ladite masse dudit réservoir afin d'établir une première valeur de calibration; l'introduction d'une masse connue dudit fluide dans ledit réservoir afin de définir une seconde condition de calibration; la génération de données représentatives de la chaleur massique dudit réservoir et de son contenu dans ladite seconde condition de calibration en appliquant une seconde quantité de chaleur mesurée audit réservoir et à son contenu dans ladite seconde condition de calibration, en déterminant l'augmentation de la température en réponse à ladite seconde quantité de chaleur et en prenant le résultat de la division de ladite seconde quantité de chaleur par le produit de ladite augmentation de température en réponse à ladite seconde quantité de chaleur et de la somme de ladite masse dudit réservoir plus ladite masse connue dudit fluide afin d'établir une seconde valeur de calibration; avec une masse inconnue dudit fluide dans ledit réservoir, l'application d'une troisième quantité de chaleur mesurée audit réservoir et à son contenu; la détermination de l'augmentation de température dudit réservoir et de son contenu en réponse à ladite troisième quantité de chaleur afin d'établir une valeur de référence; l'interpolation linéaire ou l'extrapolation linéaire de ladite valeur de référence en relation avec lesdites première et seconde valeurs de calibration afin de déterminer la somme de ladite masse inconnue et de ladite masse dudit réservoir pour former un résultat intermédiaire; et la soustraction de ladite masse dudit réservoir dudit résultat intermédiaire afin de déterminer ladite masse inconnue dudit fluide. 2 Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit fluide est constitué par un liquide. 3 Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que ladite étape d'application d'une quantité de chaleur mesurée comprend l'étape d'application d'une quantité mesurée de puissance calorifique pendant une période de temps mesurée. 4 Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce que lesdites étapes d'application d'une quantité mesurée de puissance calorifique sont effectuées au moyen de l'autre étape qui consiste à appliquer une tension électrique connue et un courant connu à un moyen de résistance associé audit réservoir. 5 Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce que lesdites première, seconde et troisième quantités de puissance calorifique sont égales. 6 Procédé de détermination de la quantité de liquide dans un réservoir de stockage de liquide d'un véhicule spatial, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes de: calibration de l'augmentation de la température dudit réservoir et de son contenu en réponse à l'application de quantités de chaleur mesurées audit réservoir et à son contenu, au moins avec ledit réservoir vide dudit liquide et avec une quantité connue dudit liquide dans ledit réservoir pour ainsi générer des données de calibration; l'application d'au moins une quantité de chaleur mesurée audit réservoir et à son contenu lors du fonctionnement dudit véhicule spatial et la mesure de l'augmentation de la température dudit réservoir et de son contenu en réponse à cette application afin d'établir une référence; et la détermination de la quantité dudit liquide dans ledit réservoir en traitant ladite référence et lesdites données de calibration. 7 Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que ladite étape de calibration comprend les étapes de: placement dudit réservoir de stockage, dépourvu dudit liquide, dans un environnement de test afin de définir une condition de test de réservoir vide; dans ladite condition de test de réservoir vide, l'application de quantités de chaleur mesurées audit réservoir de stockage; et la mesure de l'augmentation de la température dudit réservoir en réponse à ladite quantité de chaleur dans ladite condition de test de réservoir à vide afin de générer une première partie desdites données de calibration. 8 Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que ladite étape de calibration comprend les autres étapes de: application de quantités de chaleur mesurées audit réservoir de stockage, ledit réservoir de stockage étant au moins partiellement rempli par ladite quantité connue dudit liquide; et mesure de l'augmentation de la température en réponse auxdites quantités de chaleur mesurées, ledit réservoir de stockage étant au moins partiellement rempli par ladite quantité connue de liquide, afin de produire une seconde partie desdites données de calibration. 9 Procédé de mesure de la quantité de liquide dans un réservoir de stockage de liquide d'un véhicule spatial, ledit réservoir de stockage étant au moins approximativement sphérique et comportant une entrée de pressurisation et une sortie de liquide centrées par rapport à des hémisphères supérieur et inférieur qui définissent un équateur, ledit procédé étant caractérisé en ce qu'il comprend les étapes de: la réalisation d'une première partie d'une première calibration de soit ledit réservoir de stockage, soit une simulation de ce dernier dans une condition à vide dépourvue de liquide, ladite première partie de ladite première calibration comprenant l'étape d'application d'une première quantité de chaleur mesurée, soit audit réservoir de stockage vide, soit à sa dite simulation dans un environnement de test sous vide; la réalisation d'une seconde partie de ladite première calibration en mesurant la température soit dudit réservoir de stockage, soit de sa dite simulation en réponse à ladite première quantité de chaleur mesurée, au minimum en des premier, second et troisième emplacements autour de soit ledit réservoir, soit sa dite simulation, ledit troisième emplacement étant sur ledit équateur ou à son voisinage et lesdits premier et second emplacements étant respectivement sur lesdits hémisphères supérieur et inférieur, à égale distance dudit équateur, et en prenant la moyenne des résultats desdites mesures effectuées au niveau desdits premier, second et troisième emplacements afin d'établir la caractéristique de température soit dudit réservoir de stockage, soit de sa dite simulation dans ladite condition à vide pour ainsi établir des premières données de calibration; la réalisation d'une troisième partie de ladite première calibration en mesurant la masse soit dudit réservoir de stockage, soit de sa dite simulation; la réalisation d'une première partie d'une seconde calibration dudit réservoir de stockage dans une condition au moins partiellement remplie avec une masse connue m 2 d'un liquide, ladite première partie de ladite seconde calibration comprenant l'étape d'application d'une seconde quantité de chaleur mesurée audit réservoir de stockage et à son contenu liquide dans un environnement sous vide; la réalisation d'une seconde partie de ladite seconde calibration en mesurant la température dudit réservoir de stockage en réponse à ladite seconde quantité de chaleur mesurée, au minimum en lesdites première, seconde et troisième emplacements, et en prenant la moyenne des résultats desdites mesures effectuées auxdits premier, second et troisième emplacements, afin d'établir la caractéristique de température dudit réservoir de stockage rempli avec une quantité connue dudit liquide pour ainsi établir des secondes données de calibration; lors du fonctionnement dudit satellite, la réalisation d'une première étape de détermination de la quantité de liquide dans ledit réservoir de stockage incluant l'application d'une troisième quantité de chaleur mesurée audit réservoir de stockage et à son contenu; lors du fonctionnement dudit satellite, la réalisation d'une seconde étape de détermination de la quantité de liquide dans ledit réservoir de stockage incluant la mesure de la température dudit réservoir de stockage en réponse à ladite troisième quantité de chaleur mesurée au minimum en lesdits premier, second et troisième emplacements et en prenant la moyenne des résultats desdites mesures effectuées au niveau desdits premier, second et troisième emplacements pour ainsi établir des données mesurées; et le traitement desdites données mesurées avec lesdites première et seconde données de calibration pour déterminer la quantité dudit liquide dans ledit réservoir. 10 Procédé selon la revendication 9, caractérisé en ce que chacune desdites étapes d'application d'une quantité de chaleur mesurée comprend l'étape d'application d'une valeur mesurée de tension électrique et de courant électrique à des dispositifs de chauffage à résistance. 11 Procédé selon la revendication 10, caractérisé en ce que ladite quantité de chaleur mesurée est appliquée sur une période temporelle qui englobe au moins certaines desdites étapes de mesure de température. 12 Procédé selon la revendication 9, caractérisé en ce que ladite étape de traitement desdites données mesurées comprend la résolution de l'équation: m 2 l(m 3 Cp 3) (ml Cpl)l m 3 = l(m 2 Cp 2) (ml Cpl)l o m 3 est la masse inconnue de liquide qui est mesurée; m 2 est la masse dudit réservoir de stockage et de son contenu telle que déterminée lors de ladite seconde calibration; ml est la masse soit dudit réservoir de stockage, soit de sa dite simulation; Cp 3 est la chaleur massique du réservoir de stockage plus de son contenu, cette chaleur massique devant être mesurée lors du fonctionnement du véhicule spatial; Cp 2 est la chaleur massique dudit réservoir de stockage rempli avec une quantité connue dudit liquide lors de ladite seconde calibration; et Cp 1 est la chaleur massique soit dudit réservoir de stockage, soit de sa simulation dans une condition à vide lors de ladite première calibration. 13 Procédé selon la revendication 9, caractérisé en ce cue ladite étape de réalisation d'une seconde partie de ladite première calibration inclut l'étape de sélection desdits premier et second emplacements auxquels lesdites mesures de température scht faites de telle sorte qu'elles soient diamétralement opposées sur ledit réservoir approximativemeznt sphéricue. 14.Dispositif pour la mise en oeuvre du procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 13 au sein d'un véhicule spatial, caractérisé en ce qu'il comprend: au moins un réservoir de stockage d'agent propul-ur approximativement sh Dnérique incluant des emplacements d'entrée et de sortie diamétralement opposés qui définissent un équateur entre eux en divisant ledit réservoir en hémisphères supérieur et inférieur; et un premier moyen de capteur de température fixé à l'extérieur dudit réservoir en un emplacement contigc- audit équateur; un second moyen de capteur de température fixé audit extérieur dudit réservoir en un emplacement situé dans ledit hémisphère supérieur; et un troisième moyen de capteur de température fixé audit extérieur dudit réservoir en un emplacement situé dans ledit hémisphère inférieur, cet emplacement étant diamétralement opposé audit emplacement situé dans ledit hémisphère supérieur.