FR 2839946 A1 20031128 FR 0206372 A 20020524 pfesente invention est relative a un ensemble composite de lancement d'une charge utile dans l'espace, constitue d'un vehicule spatial hypersonique porteur de ladite charge et congu pour decoller du sol sur un aeronef, puis pour propulser seul ladite charge utile vers une trajectoire assignee a celle-ci, ledit ensemble comprenant des moyens pour separer ledit vehicule audit aeronef. On conna^'t un tel ensemble, notamment de ['article intitule "The VEHRA demonstrator" public en mai 1999, dans le numero 44 de la revue intitulee "News from Prospace", edite par la societe franc,aise PROSPACE. Cet ensemble est base sur ie vehicule spatial dit JEHRA, acronyme de I'expression "vehicule hypersonique reutilisabie aeroporte", concu par la demanderesse pour abaisser le cout d'une mise sur orbite basse d'un satellite. Ce vehicuie est conc,u pour etre monte sur le dos d'un avion gros porteur, tel qu'un Airbus 300 par exemple, celui-ci ayant pour fonction de le transporter jusqu'a une altitude de 10 km environ, altitude a laquelle le vehicule se detache de l'avion pour s'engager sur une trajectoire suborbitale propre, sous la poussee de son moteur. Le vehicule culmine a une altitude de 100/120 km avec une vitesse comprise entre Mach 8 et Mach 12. Apres extinction du moteur, une charge utile sort d'une case du vehicule pour sinstaller sur une orbite predeterminee. Le vehicule rentre de son cote dans ['atmosphere en vol hypersonique pour atterrir en vue d'une reutilisation ulterieure, lors d'autres missions. C'est ainsi qu'il est possible de lancer economiquement un petit satellite, de 250 kg par exemple, eventuellement equipe d'un etage consommable, sur une orbite basse (de 100 a km d'altitude, par exemple). On con,coit qu'une etape particutierement delicate du vol decrit cidessus est constituee par celle pendant laquelle le vehicule et l'avion se separent l'un de l'autre. Les trajectoires que doivent suivre alors chacun d'eux, apres separation, doivent evidemment etre suivies tres strictement de maniere, notamment, a eviter toute collision entre le vehicule et l'avron. La presente invention a precisement pour but d'assurer une separation du vehicule et de l'avion dans des conditions de securite optimales. On atteint ce but de ['invention, ainsi que diautres qui apparatront a la lecture de la description qui va suivre, avec un ensemble du type decrit en preambule de la presente description, remarquable en ce qutil comprend des moyens de mesure de donnees physiques intervenant dans ['evaluation de la surete d'une phase de .w. x separation du vehicule et de l'aeronef, et des moyens devaluation de la surete de ladite phase, pour autoriser ou interdire ['activation des moyens de separation. Selon dautres caracteristiques de ['ensemble suivant ['invention: lesdits moyens de mesure delivrent des mesures de donnees inertielles et aerodynamiques liees au comportement de ['ensemble composite, - I'ensemble comprend une structure de support du vehicule sur le dos de l'aeronef, lesdits moyens de mesure delivrant egalement des mesures d'efforts appliques a ladite structure de support, - ladite structure de support comporte des moyens de reglage de I'incidence du vehicule, - lesdits moyens de reglage vent constitues par une padre de bielles de longueur regiable formant partie de ladite structure de support et interposees entre ledit vehicule et ledit aeronef en avant du centre de gravite du vehicule, pour faire toumer ledit vehicule autour d'un axe perpendiculaire a son plan de symetrie longitudinal et situe dans un plan transversal voisin de son centre de gravite, - ladite structure de support comprend des moyens de maintien desdites bielles dans un plan transversal audit aeronef, quel que soit ['angle d'incidence audit vehicule. D'autres caracteristiques et avantages de la presente invention apparatront a la lecture de la description q u i va su ivre et a l'exa men du dess i n an nexe da ns lequel: - la figure 1 est une vue schematique partielle, en elevation, de ['ensemble suivant la presente invention, - la figure 2 est une vue detaillee de la structure de support du vehicule sur laeronef, dans ltensemble de la figure 1, - les figures 3A, 3B et 3C vent des vues en coupe de ['ensemble de la figure 1, selon les traits de coupe A, B et C de cette figure respectivement, et - la figure 4 est un organigramme illustrant la cooperation de moyens de mesure, d'evaluation de la surete de fonctionnement et de commande formant partie de lensemble suivant ['invention. On se refere a la figure 1 du dessin annexe ou il appara^'t que le vehicuie VEHRA, reference 1, est monte sur le dos d'un aeronef tel qu'un avion gros porteur 2, grace a une structure de support reperee globalement 3. En se referent egalement a la vue detaillee de la figure 2 et aux vues en coupe transversale des figures 3A a 3C, il apparat que cette structure de support 3 comprend, sensiblement au droit du centre de gravite 4 du vehicule 1, deux poutres ', 52 disposees symetriquement et paralielement, de part et d'autre du plan de symetrie axiale X de ['ensemble, entre des ferrures 6', 62 respectivement, fixees sur un renfort central 7 de l'avion et des pivots coaxiaux 8, 82 respectivement, definissant des moyens d'articulation autour desquels le vehicule 1 est susceptible de basculer, comme on l'expliquera plus loin. Des padres de contrefiches 9', 92 (voir figure 3B) et 10', 1O2 (voir figure 3C) renforcent les poutres 5', 52. Comme represente les contrefiches 9, 92 vent installees en V, entre les pivots 8, 82 et le renfort 7, alors que les contrefiches 10', 1O2 vent installees, parallelement au plan de symetrie axial X de ['ensemble, entre les pivots 8', 82 respectivement et un renfort arriere 11 de l'avion, equipe de ferrures 12, 122 respectivement, servant d'appuis pour ces contrefiches. Incidemment on remarquera, sur les figures 3B et 3C, que le vehicule 1 est equipe d'ailerons fixes 13', 132 et, sur la figure 1, qu'un moteur- fusee 14 equipe aussi ce vehicule, pour les besoins du vol libre du vehicule, ces organes etant plus completement representes dans ['article precise. Le vehicule 1 comprend aussi des gouvernes aerodynamiques (non representees). A ['avant de son centre de gravite 4, le vehicule 1 est supporte par une padre de bielles 15', 152, montees en V renverse, comme represente a la figure 3A, entre un appui coulissant commun 16 dispose dans le plan axial X du vehicule et deux ferrures 17,, 172 disposees symetriquement sur un renfort 18 de l'avion. Suivant une caracteristique de ia presente invention, les bielles 15', 152 vent de longueur reglable. On comprend qu'en faisant varier la longueur de ces bielles, il est possible de faire toumer le vehicule sur ses pivots 81, 82, en faisant varier ainsi I'angie dtincidence a de ce vehicule, comme illustre en trait interrompu sur la figure 1, I'angle a etant mesure par rapport a la direction de l'axe longitudinal de l'avion. On decrira dans la suite diverges applications de ces moyens de reglage de ['incidence du vehicule. A titre d'exemple illustratif et non limitatif, ies bielles 15,, 152 pourraient etre con stituees par des veri ns a vis et, pl us particu liere ment, par d es verin s a vi s a biiles. Avantageusement l'appui coulissant 16 est couple mecaniquement a des moyens (non representes) permettant de le deplacer dans la direction de la double fleche F (voir figure 2) a l'effet de maintenir les bielles 15,, 15' dans le plan transversal defini par le trait A quand la longueur des bielles est modifiee. On evite ainsi que les bielles soient soumises a des couples dus a un porte-a-faux du vehicule sur l'avion. On se refere maintenant a la figure 4 du dessin annexe pour decrire les moyens d'evaluation de la surete d'une phase de separation du vehicule et de l'avion. Avantageusement, cette separation est obtenue par activation de moyens pyrotechniques (non representes) disposes entre le vehicule et la structure de support 3, au voisinage de l'appui 16 et les pivots 8,, 82. Sur cette figure il appara'^t que ces moyens d'evaluation comprennent un calculateur 20 dialoguant avec des commandes 21 venues de ltequipage de l'avion 2, pour transmettre selectivement d'une part, des ordres d'activation 22 aux moyens de separation pyrotechniques et, d'autre part, des ordres de commande 23 de la longueur des bielies avant 15,,152, pour le reglage de ['angle dtincidence oc. Suivant ['invention, le caiculateur recoit en outre des mesures de donnees physiques, de moyens de mesure 24, 25 et 26. Les moyens 24 regroupent des moyens de mesure de donnees "inertielles" concernant ['ensemble vehicule/avion, a savoir notamment: I'angle de roulis p, I'assiette H. le cap et les trots composantes Jx, Jy' Jz de i'acceieration de I'ensemble. Les moyens 25 regroupent des mesures de donnees "aerodynamiques": incidences de l'avion, pression statique et pression dynamique subies par l'avion et le vehicule. Les moyens 26 regroupent des mesures relatives aux efforts subis par les divers elements de la structure de support: bielles, poutres et contrefiches, notamment. L'ensemble suivant ['invention fonctionne alors comme suit. L'avion 2 ayant decolle du sol avec le vehicule VEHRA fixe sur son dos par la structure de support 3, s'eleve jusqu'a atteindre une altitude predeterminee, fixee a 10 km par exemple. Le vehicule 1 doit alors se detacher de l'avion pour poursuivre seul sa course en emportant une charge utile embarquee, telle qu'un satellite, a placer sur une orbite terrestre basse, le vehicule devant revenir enquite, en vol hypersonique, vers la Terre, a travers ['atmosphere, pour atterrir sous pilote automatique en vue d'une reutilisation ulterieure, comme on l'a vu plus haut. Dans une fenetre "temporelle" predeterminee, lequipage de l'avion doit envoyer aux moyens de separation pyrotechniques des ordres 22 d'activation pour declencher la separation du vehicule et de l'avion. En preparation a cette phase delicate du vol. le calculateur 20 surveille en permanence les evolutions des donnees delivrees par les moyens de mesure 24,25 et 26, pour evaluer la surete de ['execution a venir de cette phase du vol. Cette surveillance peut consister, par exemple, a verifier que chacune des mesures reaiisees restent dans une fourchette de valeurs compatibles avec l'objectif poursuivi, a savoir obtenir une separation sure du vehicule et de l'avion, a ['activation des moyens pyrotechniques. A cet effet le caiculateur 20 contribue d'ailleurs a placer liensemble vehiculelavion en condition de separation, en agissant sur ['angle d'incidence a du vehicuie par l'intermediaire d'une commande 23 appropriee des bielles avant 15', 152, I'angle a etant alors regle a une valeur propre a mettre ['ensemble en etat d'executer une separation sure par un regiage des conditions aerodynamiques du vol. telles qu'elles vent mesurees par les moyens 25. Ainsi on est assure que cet ordre n'intervient que lorsque le vehicule est soumis a des efforts aerodynamiques suffisants pour que le vehicule 1 s'ecarte de l'avion 2 en evitant la derive de cet avion. Si, pendant la fenetre temporelle predeterminee, d'execution de la separation, les conditions d'une separation vent reunies, le calculateur 20 en informe l'equipage qui est alors autorise a envoyer un ordre d'activation des moyens de separation pyrotechniques. Dans le cas contraire le caiculateur 20 interdit ltemission d'un tel ordre, celui ci passant par le calculateur comme illustre a la figure 4. Si cette interdiction se prolonge jusquia la fin de la fenetre temporelle allouee pour proceder a la separation, ['ensemble vehicule/avion revient au sol. Pendant ce vol de retour, le calculateur 20 peut encore agir sur ['incidence a du vehicule de maniere a optimiser les conditions aerodynamiques de ce retour, par exemple en diminuant la tranee de ['ensemble pour economiser du carburant. li en serait de meme en cas d'annulation du lancement du fait de conditions atmospheriques defavorables ou de problemes techniques divers. De meme la commande de ['angle cc permet d'optimiser le vol de liensemble, de son aerodrome de depart jusqu'a ['altitude a laquelle le vehicule doit se lancer seul dans liespace, ou bien lors du transport du vehicuie VEHRA vers un autre aerodrome en vue d'operations d'entretien, ou dtintegration de la charge utile, etc... II apparat maintenant que ['invention permet bien de fiabiliser la delicate phase de separation qui intervient dans un lancement spatial du type decrit en preambule de la presente description. Typiquement cette phase de separation s'effectue a 10 km d'altitude, a la vitesse de Mach 0,7. Les moyens pyrotechniques utilises vent redondants pour accrotre encore la securite de ['operation. Apres separation, le vehicuie libere evolue, gouvernes aerodynamiques bloquees, avec une incidence de 15 a 20 en s'eloignant de l'avion porteur. Des qu'une distance de securite predeterminee separe le vehicule 1 de l'avion 2, on active les gouvemes aerodynamiques du vehicule, puis son moteur de propulsion 14, apres quelques secondes de vol libre. L'incorporation, a la structure de support du vehicule VEHRA, de moyens de reglage de son incidence contribue clairement a atteindre l'objectif fixe, de fiabilisation de la separation, tout en apportant divers autres avantages lors d'autres phases du voi, anterieurs au iancement, ou posterieurs a un lancement annule. [3ien entendu ['invention n'est pas limitee au mode de realisation decrit et represente qui n'a ete donne qu'a titre d'exemple. C'est ainsi que ltensemble composite suivant ['invention pourrait comporter une structure de support equipee de moyens de regiage de ['incidence du vehicule, non associes a des moyens d'autorisation ou d/interdiction de ['activation de moyens de separation du vehicule et de l'aeronef. REVENDiCATIONS 1. Ensemble composite de lancement d'une charge utile dans ltespace, constitue d'un vehicule spatial hypersonique (1) porteur de ladite charge et con,cu pour decoller du sol sur un aeronef (2) puis propulser seul ladite charge utile vers une trajectoire assignee a celle-ci, ledit ensemble comprenant des moyens pour separer ledit vehicule (1) audit aeronef (2), caracterise en ce qutil comprend des moyens de mesure (24, 25, 26) de donnees physiques intervenant dans ['evaluation de la surete dune phase de separation audit vehicule (1) et audit aeronef (2), et des moyens d'evaluation (20) de ladite surete de ladite phase, pour autoriser ou interdire ['activation desdits moyens de separation. 2. Ensemble conforme a la revendication 1, caracterise en ce que lesdits moyens de mesure (24, 25) delivrent des mesures de donnees inertielles et aerodynamiques liees au comportement de ['ensemble composite. 3. Ensemble conforme a la revendication 2, caracterise en ce qu'il comprend une structure de support (3) audit vehicule (1) sur le dos audit aeronef (2), lesdits moyens de mesure delivrant egalement des mesures d'efforts (26) appliques a ladite structure de support (3). 4. Ensemble conforme a la revendication 3, caracterise en ce que ladite structure de support (3) comporte des moyens de reglage (15', 152) de ['incidence ((x) audit vehicule (1). 5. Ensemble conforme a la revendication 4, caracterise en ce que lesdits moyens de reglage (15', 15) vent constitues par une padre de bielles de longueur reglable formant partie de ladite structure de support (3) et interposees entre ledit vehicule (1) et ledit aeronef (2) en avant du centre de gravite (4) du vehicule, pour faire tourner ledit vehicule (1) autour d'un axe perpendiculaire a son plan de symetrie longitudinal (X) et situe dans un plan transversal (B) voisin de son centre de gravite (4). 6. Ensemble conforme a la revendication 5, caracterise en ce que ledit axe est celui de moyens d'articulation (8', 82) installes entre ledit vehicule (1) et des poutres (, 52) formant partie de ladite structure de support et disposees sensiblement au droit audit centre de gravite. 7. Ensemble conforme a la revendication 6, caracterise en ce que ladite structure de support (3) comprend des contrefiches (9, 92; 10,, 102) de repartition des efforts subis par lesdites poutres (5', 52). 8. Ensemble conforme a l'une quelconque des revendications 5 a 7, caracterise en ce que ladite structure de support (3) comprend des moyens de maintien (16) desdites bielles (15, 152) dans un plan transversal audit aeronef, quelque soit langle d'incidence (a) audit vehicule (1). 9. Ensemble conforme a l'une quelconque des revendications 4 a 8, caracterise en ce que lesdits moyens d'evaluation vent installes dans un calculateur (20) recevant lesdites mesures de donnees physiques et des ordres de commande (21) de l'equipage audit aeronef, ledit calculateur elaborant des ordres de commande (22, 23) desdits moyens de separation et desdits moyens de reglage de ['incidence (a) audit vehicule (1). 10. Ensemble conforme a lune quelconque des revendications 3 a 9, caracterise en ce que lesdits moyens de separation vent du type pyrotechnique et