FR 2789653 A1 20000818 FR 9901847 A 19990216 SATELLITE A GENERATEUR SOLAIRE SUR BRAS DEPLIABLE ET PROCEDE DE MISE A POSTE D'UN TEL SATELLITE La présente invention concerne les satellites destinés à être placés en orbite basse non équatoriale et à porter une charge utile, qui sera en général une charge utile de télécommunications. Elle trouve une application particulièrement importante, bien que non exclusive, dans le domaine des satellites de télécommunications appartenant à une constellation de satellites répartis en longitude de façon à être en vue directe les uns des autres. La puissance électrique nécessaire à l'alimentation de la charge utile d'un satellite, de télécommunications par exemple, est fournie par un générateur solaire constitué de panneaux dont l'orientation par rapport à la plate-forme du satellite doit être modifiée pendant que le satellite parcourt son orbite de façon qu'ils présentent la plus grande surface apparente possible à l'ensoleillement. Dans le cas d'un satellite en orbite basse inclinée sur l'équateur, cela implique de donner au générateur solaire des mouvements angulaires autour de plusieurs axes pour le maintenir correctement orienté et obtenir un rendement élevé. Ce mouvement ne doit pas provoquer d'interférence avec le champ de vision d'autres organes et notamment d'antennes ou de transducteurs de liaison entre satellites d'une constellation occupant des orbites décalées à la même altitude et de liaison avec le sol. Par ailleurs le générateur solaire doit pouvoir être amené d'une configuration de lancement o il présente un encombrement réduit à une configuration de service o il est déployé. La présente invention vise notamment à fournir un satellite dont le générateur solaire est constitué et monté sur la plate-forme du satellite de façon à autoriser les déplacements nécessaires à un rendement énergétique élevé, et cela en évitant les interférences avec des éléments de détection et/ou de liaison optiques ou radioélectriques. Dans ce but l'invention propose notamment un satellite ayant une plate-forme allongée dans une direction déterminée (généralement destinée à constituer axe de roulis) dont une face longitudinale porte un bras dépliable à l'extrémité duquel le générateur solaire est monté par des moyens permettant de le faire tourner dans un domaine de 360 autour d'un premier axe, orthogonal à la direction d'élongation de la plate-forme, et de le faire tourner, dans un domaine angulaire limité, autour d'un second axe, orthogonal au précédent et parallèle au plan du générateur. Ce dernier mouvement peut être qualifié de "biais". Normalement, les moyens de rotation du générateur solaire seront prévus pour le faire tourner autour du premier axe (axe de tangage) à la période orbitale. Au contraire, le mouvement de biais sera saisonnier, entre deux positions extrêmes correspondant à des orbites d'heures locales proches de 6 heures-18 heures. Le bras articulé est avantageusement dépliable d'un état stocké o il permet au générateur solaire replié ou enroulé de s'appliquer contre les faces latérales de la plate-forme à un état déployé o il écarte le générateur de la plate-forme. Le générateur solaire doit fournir, sur une orbite ou sur une journée, une énergie au moins égale à la consommation du satellite. Or la puissance fournie dépend d'une part de la surface du générateur solaire, d'autre part de l'inclinaison du générateur par rapport au flux d'ensoleillement. Un mouvement de biais idéal permettrait d'orienter dans tous les cas le générateur solaire orthogonalement au flux lumineux. Mais diverses considérations limitent souvent le biais. Dans un mode particulier de réalisation de l'invention, o le générateur solaire comporte deux ailes disposées symétriquement par rapport au bras, l'invention permet de réduire les conséquences de la limitation du biais pour l'aile qui plonge vers le demi-espace placé du côté terre par rapport au satellite (vers le nadir). Pour cela, les ailes sont munies de moteurs de biais indépendants. Ces moteurs sont commandés de façon symétrique à la période orbitale aussi longtemps que le biais optimal ne risque pas de provoquer le masquage du champ de vision des éléments de liaison et de détection. Mais, au-delà, les moteurs de biais seront commandés de façon à donner à l'aile du côté du demi- espace placé du côté anti-terre un mouvement donnant l'orientation optimale à tout moment alors que l'amplitude du mouvement de l'aile du côté du demi-espace placé du côté terre est limité. Le biais maximum est alors dans un domaine plus important à l'opposé de la plate-forme que vers elle, puisque dans le premier sens il n'existe pas de risque d'interférence avec le champ de vision de transducteurs ou d'antennes. La plate-forme a avantageusement une section approximativement trapézoïdale ayant un panneau rigide occupant la petite base et portant la majeure partie des organes de servitude. Le bras sera avantageusement prévu de façon à permettre de maintenir les ailes du générateur solaire à un emplacement et dans une orientation telles qu'elles soient appliquées en configuration stockée contre des faces latérales de la plate-forme en vue du lancement. La longueur du bras, donc la hauteur à laquelle est placé l'axe de rotation principal (axe de tangage) des ailes du générateur solaire, constituera un compromis entre la suppression d'interférences avec les organes portés par la plate-forme et la tolérance d'excursion du centre de gravité augmente avec la longueur du bras, ainsi que les contraintes d'aménagement en configuration stockée. L'invention propose également un procédé d'amenée d'un satellite du genre défini plus haut depuis une orbite de transfert jusqu'à une orbite définitive basse, suivant lequel: - on déploie le générateur solaire en laissant le bras stocké, de façon à diminuer les couples perturbateurs, on oriente un organe propulseur principal pour tenir compte de la position du centre de gravité du satellite dans cet état et de la direction de la poussée ascensionnelle nécessaire pour provoquer un mouvement en spirale remontant à l'altitude de l'orbite, - quand l'altitude atteinte est compatible des capacités de contrôle des couples perturbateurs agissant sur le satellite (en général entre 550 et 600 km), on déploie le bras, et - on poursuit l'ascension par mise en oeuvre du propulseur principal jusqu'à la venue à poste, le satellite restant pointé vers la terre. Au cours de la première partie de l'ascension, alors que le générateur solaire est déployé et que le bras est stocké, il est possible d'animer le générateur solaire de sa cinématique autour de l'axe de tangage et de l'axe orthogonal ou de le laisser fixe. L'organe propulseur principal peut être constitué par une tuyère pouvant prendre deux orientations par rapport à la plate-forme du satellite, tenant compte de la variation de position du centre de gravité suivant que le bras est déployé ou non. Dans les deux cas, la tuyère est orientée de manière optimale en tenant compte des perturbations. Les caractéristiques ci-dessus ainsi que d'autres apparaîtront mieux à la lecture de la description qui suit d'un mode particulier de réalisation de l'invention, donné à titre d'exemple non limitatif. La description se réfère aux dessins qui l'accompagnent, dans lesquels: - la figure 1 est une vue en perspective d'un satellite suivant un mode particulier de réalisation, à l'état opérationnel; - la figure 2A est un schéma montrant un exemple du bras porteur du générateur solaire à l'état déployé; - la figure 2B est un schéma du bras à demi- déployé; - la figure 3 est une vue de détail à grande échelle montrant le bras du générateur solaire, en position repliée; - la figure 4 est une vue en perspective du panneau occupant la petite base de la plate-forme, en position retournée; - la figure 5 est un schéma montrant le mouvement de biais symétrique qui peut être donné aux deux ailes du générateur solaire; - la figure 6 est une vue en perspective montrant les éléments montés à l'avant de la plate-forme; - la figure 7 est une vue destinée à montrer l'état du générateur solaire et des radiateurs en vue du lancement. La constitution générale du satellite montrée en figures 1, 4, 6 et 7 est similaire à celle décrite dans la demande de brevet déposée le même jour que la présente demande pour "Satellite utilisable en orbite basse, en particulier satellite de télécommunications" à laquelle on pourra se reporter. Le satellite comporte une plate- forme 10 portant la charge utile et un générateur solaire 12 relié à la plate-forme par un bras 14. Sur la figure 1, le satellite est représenté dans la disposition qu'il prend lorsqu'il est à poste, avec le bras 14 déployé, alors que la figure 3 montre le bras replié. La plate-forme est de forme allongée dans la direction de l'axe de roulis X, tangent à la trajectoire, et elle est à section trapézoïdale perpendiculairement à cette direction. Elle peut être regardée comme constituant une caisse ayant une structure et des panneaux rigides fixés à la structure. Un panneau rigide 16 occupant la petite base du trapèze porte la majeure partie des servitudes (organes de commande d'attitude et de propulsion du satellite) ainsi que le bras dépliable 14. Un panneau rigide 18 occupant la grande base du trapèze est destiné à être dirigé vers la terre (vers le nadir), donc orthogonal à l'axe de lacet Z, lorsque le satellite est à poste. Le panneau 18 porte pratiquement tous les organes constituant la charge utile. Les panneaux 20 correspondant aux côtés du trapèze (figure 1) constituent des éléments de structure et portent sur leur face interne des boîtiers électroniques. Ils participent à l'évacuation de la chaleur dissipée à bord. Enfin les panneaux occupant les faces terminales ferment la caisse et peuvent porter les éléments qui ne peuvent trouver place sur le panneau 16. La rigidité de la caisse est assurée par quatre longerons 24 (figure 4), généralement en carbone, sur lesquels les panneaux sont fixés par des moyens non représentés. Ces longerons sont reliés de place en place par des cloisons. La face externe du panneau 16 porte le bras dépliable 14 et l'organe principal de poussée avec son réservoir ou ses réservoirs d'ergol. Le bras 14 peut avoir la constitution montrée en figures 2A et 3. Il se compose alors d'un mât articulé en un point intermédiaire 15 et d'une bielle 17. Cette bielle peut être en forme de fourche, de façon que ses deux montants se placent de part et d'autre de la partie supérieure du mât en position repliée (figure 3). En se déployant, sous l'action d'un moteur ou de rubans de traction, le mât prend successivement les positions montrées en figure 3, en figure 2B et en figure 2A. On voit qu'en position repliée il est plaqué contre le panneau 16 et que sa largeur est telle que les deux ailes du générateur solaire peuvent être appliquées contre les parois latérales de la plate-forme. L'organe de poussée peut être une tuyère de propulsion ionique à effet Hall 28 alimentée par une paire de réservoirs de xénon 30. Elle est montée sur un support qui peut être prévu pour permettre de l'orienter autour de l'axe X. Dans la pratique, il suffira en général que la tuyère puisse prendre deux orientations, dirigées sensiblement l'une vers le centre de gravité lorsque le générateur solaire est seul déployé, l'autre vers le centre de gravité lorsque le générateur solaire et le bras sont déployés. Deux jeux de quatre microtuyères 32 alimentées en xénon et équipées d'une résistance de chauffage, dirigées suivant les axes de roulis X, de tangage Y et de lacet Z, permettent de fournir une poussée sous forme d' impulsions brèves de faible valeur. Ces tuyères sont portées par le panneau 16, par l'intermédiaire d'un étrier support 34. La face externe du panneau 16 porte encore des antennes de télémétrie et de télécommande 36 en saillie dans les directions +X et -X et des capteurs stellaires 38. Elle porte également des antennes GPS 40 dans les directions +X et -X. La face interne du panneau 16 porte notamment les organes d'avionique et de commande d'attitude du satellite. Dans le mode de réalisation illustré sur la figure 4, ces organes comprennent quatre roues de réaction 42 ayant des axes différents et un générateur de couple 44, fonctionnant par interaction avec le champ magnétique terrestre. Le calculateur de bord 50 et des circuits 52 de gestion et de distribution de la puissance électrique peuvent être portés par la face interne. Les zones latérales sont réservées au passage des harnais 54 de liaison électrique. Le panneau 18, qui correspond à la grande base de la section trapézoïdale, est affecté à la charge utile. Il porte, sur la face dirigée vers le nadir, au moins une antenne 56 d'émission vers le sol et une antenne 58 de réception à partir du sol. L'antenne d'émission est placée entre deux jeux de transducteurs 60 de liaison avec d'autres satellites, généralement par voie optique. Ces transducteurs disposent d'un large champ de vue autour de l'axe de lacet Z. Les panneaux de côté 20 ne portent aucun capteur ou propulseur. Comme on le verra plus loin, cela permet d'avoir une large latitude dans l'orientation du générateur solaire 12. Ils peuvent supporter des radiateurs 62 et 64 qui, à l'état déployé, sont orientés orthogonalement à la direction de roulis X ou dans une position proche de l'orthogonalité. Deux radiateurs supplémentaires 65 (figures 1 et 7) peuvent être montés de façon à être orientables pour les amener dans une orientation parallèle à la direction d'élongation et au premier axe. Ces panneaux, ainsi placés orthogonalement à l'axe Z, augmentent la capacité de dissipation thermique. Chaque panneau 62 ou 64 est monté sur des organes d'articulation et de déplacement 66 qui permettent de l'amener d'un état o il est à plat contre le panneau 20 correspondant (figure 8) à un état o il est déployé. Le générateur solaire 12 est maintenu éloigné de la plate-forme du satellite par le bras, lorsque ce bras 14 est déplié. Le générateur est en deux ailes 70 de même largeur. Une équerre 72 relie chaque aile à l'extrémité du bras 14 par l'intermédiaire d'actionneurs. Ces actionneurs comprennent un premier moteur 74 permettant de faire tourner les ailes autour d'un axe parallèle à l'axe de tangage Y de façon à maintenir le générateur 12 dans l'orientation qui donne un maximum de surface apparente d'ensoleillement. Pour cela ce moteur est commandé pour donner un mouvement panoramique au générateur solaire, à la fréquence orbitale. Deux autres moteurs 76 (moteurs de biais) sont placés chacun entre le moteur 74 et l'aile correspondante du générateur solaire, chaque moteur 76 est prévu pour orienter une des ailes du générateur solaire dans un domaine angulaire limité, autour d'un axe orthogonal à l'axe du mouvement panoramique et parallèle au plan des ailes, cela pour tenir compte des variations saisonnières de l'orientation de la terre par rapport au soleil. En utilisant un bras 14 de longueur suffisante, il serait possible de donner aux ailes un biais optimal pour toutes les orientations du satellite par rapport au soleil, sans interférer avec le champ de vision des éléments portés par le panneau 20. Mais il est souhaitable de limiter la longueur de ce bras. Dans ces conditions, il n'est pas possible de donner un biais optimal à celles des ailes qui plongent vers le nadir pour certaines orientations en tangage. L'utilisation de deux moteurs 76 indépendants permet de maintenir l'aile 70 qui s'élève vers le zénith à la valeur optimale tout en limitant la plongée de l'autre aile 70 à une valeur telle qu'il n'y ait pas interférence. Par ailleurs le générateur solaire doit pouvoir être amené d'une configuration de lancement o il présente un encombrement réduit à une configuration de service o il est déployé. Du fait que les organes de liaison avec le sol et entre satellites sont placés uniquement sur le panneau qui fait face au nadir, le générateur solaire ne peut entrer dans le champ de vue de ces organes, sauf si on lui donne un biais excessif: dans la pratique, on arrive aisément à tolérer un biais d'une vingtaine de degrés autour d'une position médiane sans interférer avec les organes de détection et de propulsion, placés uniquement aux extrémités du panneau qui fait face au zénith. Les mouvements de biais donnés aux panneaux peuvent donc être symétriques s'il n'y a pas de risque l1 d'interférence pour l'aile du générateur solaire dont le biais la rapproche de la plate- forme. Mais on peut avoir à limiter le biais de l'aile qui se rapproche de la plate- forme et cependant devoir assurer l'équilibre énergétique grâce à l'autre aile. On aura par exemple, pour cette dernière aile, une oscillation de 20 pour un angle de biais moyen de 27 , ce qui serait équivalent à une excursion en biais fixe de 25 requis d'un point de vue énergétique, mais non réalisable pour cause d'interférence avec les champs de vue de la charge utile. Lorsque les ailes sont repliées ou enroulées et que l'équerre 72 est repliée sur l'aile, les deux ailes du générateur solaire 12 peuvent être stockées contre les panneaux de côté de la plate-forme. Le générateur solaire ne gêne alors en rien le fonctionnement des différents organes montés sur les panneaux 16 et 18 et sur les panneaux d'extrémité. Le générateur solaire est prévu pour être déployable alors que le bras est lui-même en position repliée. Dans cette situation, les panneaux solaires déséquilibrent beaucoup moins le satellite que lorsque le bras est déployé. Ils peuvent cependant fournir l'énergie électrique requise pour des phases de fonctionnement o les besoins en énergie sont plus faibles qu'à l'état opérationnel. L'équerre 72 est dimensionnée de telle sorte qu'elle soit suffisamment large pour que les ailes puissent tourner sans interférer avec la plate-forme. Dans cette situation, il est possible de provoquer, à l'aide de la tuyère 28, éventuellement orientable, le passage du satellite d'une orbite de transfert à basse altitude à une orbite définitive en minimisant les perturbations dues à la traînée atmosphérique qui est minimale lorsque seul le générateur solaire est déployé, le bras 14 restant en positon stockée. Etant donné la faible poussée donnée par la tuyère 28, la durée de montée en orbite définitive peut être longue et nécessiter un contrôle permanent d'attitude et une commande d'attitude, effectués à l'aide d'éléments qui ne sont pas gênés par le générateur solaire. Le mode de contrôle d'altitude et d'attitude en fonctionnement normal, lorsque le satellite est à poste, peut s'effectuer de façon relativement classique. Au cours du mode normal de maintien à poste, le calculateur reçoit des informations provenant des capteurs stellaires 38 et des informations collectées par les antennes GPS 40. L'attitude peut être corrigée par action sur les roues de réaction 42 et les générateurs magnétiques de couple 44. Les modifications de vitesse peuvent être apportées par mise en action de la tuyère à effet Hall 28 et des micro-tuyères 32 qui peuvent agir aussi bien dans le sens de l'accélération que de la décélération. Enfin, en mode de montée vers l'orbite définitive et de déplacement vers une orbite cimetière, la poussée nécessaire est produite par la tuyère 28 et l'attitude correcte est maintenue à l'aide des générateurs de couple magnétique 44 et des roues de réaction 42. A titre d'exemple, on donnera maintenant une séquence utilisable pour amener le satellite d'une orbite de transfert o il est largué par un lanceur à une orbite définitive. Le générateur solaire est déployé alors que le bras reste stocké, de façon à diminuer les couples perturbateurs. L'orientation du satellite est corrigée et ses mouvements de spin éventuels sont corrigés à l'aide des micro-tuyères. La tuyère à effet Hall est utilisée une fois que le satellite est orienté de façon optimale vis-à-vis de la position du centre de gravité, de façon à remonter l'altitude de cette orbite. Une fois le satellite arrivé à une altitude de 550 à 600 km, là o la traînée et donc les couples perturbateurs sont plus faible, le bras est déployé. L'ascension est poursuivie avec une poussée en spirale jusqu'à la venue à poste, le satellite restant pointé vers la terre par des commandes utilisant comme signaux d'entrée essentiellement ceux provenant des capteurs d'étoiles. Le générateur solaire est associé à des batteries auxquelles on souhaite donner une capacité limitée. Pour arriver à ce résultat, le générateur solaire est prévu de façon que l'énergie totale fournie sur une orbite ou sur une journée (profil d'utilisation de la charge utile à une période de 24 heures) soit toujours au moins égale à la consommation du satellite. Suivant l'époque de l'année, le satellite passe ou non dans l'ombre de la terre. Mais le montage du générateur présente l'avantage que: - on peut pointer de façon optimale les ailes lorsque le satellite occupe une orbite midi-minuit, o les passages dans l'ombre de la terre sont les plus longs, - l'impossibilité d'arriver au pointage optimal, pour l'aile qui se rapproche de la plate-forme, pour les orbites 6 heures-18 heures est compensée, au moins partiellement, par le fait que le satellite ne passe jamais à l'ombre; de plus, la limitation introduite par la nécessité de ne pas interférer avec le champ de vision des capteurs et avec les jets des tuyères ne s'applique qu'aux panneaux qui se rapprochent de la plateforme. Du fait de l'indépendance des moteurs des deux ailes, l'aile qui s'éloigne de la plate-forme peut être commandée en biais dans un intervalle angulaire plus important, et de plus à la période orbitale en même temps qu'à la période saisonnière. REVENDICATIONS 1. Satellite ayant une plate-forme (10) allongée dans une direction parallèle à un axe de roulis, dont une face longitudinale porte un bras dépliable (14) à l'extrémité duquel un générateur solaire (12) est monté par des moyens permettant de le faire tourner dans un domaine de 360 autour d'un premier axe, orthogonal à la direction d'élongation de la plate-forme, et de le faire tourner, dans un domaine angulaire limité, autour d'un second axe, orthogonal au précédent et parallèle au plan du générateur. 2. Satellite suivant la revendication 1, caractérisé en ce que le bras articulé (14) est dépliable d'un état stocké o il permet au générateur solaire replié ou enroulé de s'appliquer contre les faces latérales de la plate-forme à un état o il écarte le générateur de la plate-forme. 3. Satellite selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que le générateur solaire comporte deux ailes (70) disposées symétriquement par rapport au bras et munies d'un moteur d'entraînement autour du premier axe et de moteurs (76) indépendants d'entraînement en rotation autour du second axe. 4. Satellite selon la revendication 3, caractérisé par des moyens de commande des dits moteurs (74,76): - à la fréquence orbitale autour du dit axe orthogonal, - à la fréquence saisonnière autour du second axe. 5. Satellite selon la revendication 4, caractérisé en ce que les moyens de commande autour du second axe sont prévus pour donner également à l'aile qui se rapproche de la plate-forme un mouvement à la période orbitale, limitant le rapprochement de l'aile et de la plate-forme. 6. Satellite selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que deux couples de radiateurs plans (62,64) sont montés sur les faces latérales de la plate-forme par des moyens permettant de les déplacer entre une position o les radiateurs sont appliqués sur les faces latérales et une position orthogonale à ces faces. 7. Satellite selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'un couple de radiateurs plans (65) sont montés de façon à être orientables pour les amener dans une orientation parallèle à la direction d'élongation et au premier axe. 8. Satellite suivant l'une quelconque des revendications précédentes, dont la plate-forme a une section approximativement trapézoïdale ayant un panneau rigide (16) occupant la petite base et portant la majeure partie des organes de servitude et le dit bras (14). 9. Satellite suivant l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte un organe de propulsion, tel qu'une tuyère, disposé suivant la direction d'élongation. 10. Satellite suivant la revendication 9, caractérisé en ce que le dit organe de propulsion est orientable pour orienter sa poussée en fonction de la position du centre de gravité du satellite. 11. Procédé d'amenée d'un satellite suivant la revendication 9 ou 10, d'une orbite de transfert jusqu'à une orbite définitive basse, suivant lequel: - on déploie le générateur solaire en laissant le bras stocké, de façon à diminuer les couples perturbateurs, - on oriente un organe propulseur principal pour tenir compte de la position du centre de gravité du satellite dans cet état et de la direction de la poussée ascensionnelle nécessaire pour provoquer un mouvement en spirale augmentant l'altitude de l'orbite, - quand l'altitude atteinte est compatible des capacités de contrôle des couples perturbateurs agissant sur le satellite (en général entre 550 et 600 km), on déploie le bras, et - on poursuit l'ascension par mise en oeuvre du propulseur principal jusqu'à la venue à poste, le satellite restant pointé vers la terre. 12. Procédé d'amenée d'un satellite à son orbite définitive basse, suivant la revendication 11, suivant lequel on anime le générateur solaire de sa cinématique autour de l'axe de tangage et de l'axe orthogonal ou on le laisse fixe pendant l'augmentation de l'altitude de l'orbite.