FR 2629913 A1 19891013 FR 8804842 A 19880406 La présente invention concerne un procédé et un système pour évaluer la quantité de carburant restant dans le réservoir d'un spationef à un moment donné de sa vie, en particulier à l'approche de la fin de sa mis s ion. La connaissance de la quantité de carburant subsistant a bord d'un spationef est une donnée importante pour le bon déroulement d'une mission spatiale et plus particulièrement encore vers la fin de sa mission car il s'agit alors de savoir et de décider si la vie opérationnelle du spationef doit être stoppée pour placer le spationef sur une nouvelle orbite. Le problème de l-'évaluation de la quantité de carburant à bord est certes une préoccupation courante depuis le lancement de spationefs actifs durant les deux dernières décennies et divers procédés ont été mis en oeuvre a cette fin, et cela avec généralement de bons résultats pour autant que les mesures s'effectuent dans un champ gravitationnel. Ces procédés s'avèrent cependant peu ou pas satisfaisants dès que règne l'apesanteur car un problème majeur dans ce cas est qu'il n'est plus possible de savoir avec'suffisamment de précision ou se trouve exactement le carburant dans les réservoirs. Les procédés les plus couramment utilisés sont basés sur les lois des gaz et consistent à effectuer des mesures de pression et de température. Le procédé donnant la meilleure précision consiste a enregistrer la quantité de carburant consommée durant une période de temps donnée et à soustraire cette quantité de la masse de carburant initiale. Ce procédé est satisfaisant pour une courte période de temps mais il exige la connaissance de la masse de carburant initiale et si celle-ci peut être facilement déterminée dans un système de propulsion mono-ergol, cela n'est cependant plus possible dès qu'il s'agit d'un système de propulsion bi-ergol car les proportions du mélange ne sont pas connues avec précision. L'invention a pour objet un système permettant d'évaluer avec une grande précision la quantité de carburant restant dans le réservoir d'un spationef même si celui-ci est doté d'un système de propulsion bi-ergol. Cet objectif est atteint selon l'invention par un procédé dans lequel; à un moment prédéterminé au cours de la mission spatiale après la mise à poste du spationef, on effectue une première mesure de pression à la sortie du réservoir de pressurisation et à l'entrée du réservoir de carburant, puis on effectue une seconde mesure de pression après avoir mis en communication directe la sortie du réservoir de pressurisation et l'entrée du réservoir de carburant, la mesure des variations de pression servant à déterminer le volume de gaz dans le réservoir de carburant d'après l'équation V2 = V1 cn P1 ! / iP2) Suivant un second aspect de l'invention, le procédé défini ci-dessus est mis en oeuvre grâce â un système comprenant une conduite reliant directement la sortie du réservoir de pressurisation et l'entrée du réservoir de carburant, cette conduite contenant un venturi, une première vanne répondant à un signal de commande pour laisser s'introduire le gaz de pressurisation dans la conduite, une deuxième vanne répondant à un signal de commande pour fermer la communication entre la conduite et le réservoir de carburant à un moment prédéterminé au cours de la mission spatiale, un premier transducteur de pression connecté pour mesurer la pression en amont de la première vanne, et un deuxième transducteur de pression connecté pour mesurer la pression en aval de la deuxième vanne. D'autres particularités de l'invention ressortiront de l'exposé qui suit dans lequel le procédé selon l'invention est décrit à l'aide du dessin ci-annexé qui représente schématiquement un système exemplaire pour mettre en oeuvre le procédé de l'invention. Le dessin ci-annexé représente un système de propulsion mixte. Les notations de référence 1, 2 et 3 désignent respectivement le réservoir de pressurisation, le réservoir de carburant et le réservoir de comburant. Le réservoir de pressurisation 1 communique avec les réservoirs 2 et 3 par les conduites 10, 20 et 30. Dans la conduite 10 est inséré un régulateur de pression 4 et dans les conduites 20 et 30 sont insérées deux pyrovannes 5 et 6. Pour la mise en oeuvre du procédé selon l'invention, le système de propulsion décrit ci-dessus est complété avec une conduite de dérivation 40 qui relie directement la sortie du réservoir de pressurisation 1 a l'entrée du réservoir de carburant 2, cette conduite 40 comprenant un venturi 41. Dans la conduite 40 sont insérées trois pyrovannes 42, 43 et 44 dont le rôle apparaîtra ci-après. Les pyrovannes 42 et 43 sont normalement fermées tandis que la pyrovanne 44 ainsi que les pyrovannes 5 et 6 sont normalement ouvertes. Précisons ici que la pyrovanne 42 est nécessaire pour isoler le transducteur 45 dans la mesure où celui-ci n'est pas capable de supporter sans dommage une pression beaucoup plus élevée que sa gamme de mesure. Lorsque le spationef se trouve placé sur son orbite, son moteur d'apogée est mis en marche et les vannes 5 et 6 sont fermées. C'est à partir de ce moment que, suivant l'invention, peut être effectuée une première mesure de pression à la sortie du réservoir 1 et à l'entrée du réservoir 2. A cette fin, la pyrovanne 42 est mise en position ouverte et les pressions P1 et P2 sont mesurées sur les transducteurs de pression 45 et 46 qui sont connectés à des circuits de télémesure. Une seconde mesure de pression est effectuée à un moment donné de la vie prévue du spationef, vers la fin de la mission spatiale. Pour ce faire, la pyrovanne 43 est mise en position ouverte et le système atteint un équilibre : on mesure alors les variations de pression sur les transducteurs 45 et 46. Cette seconde mesure étant effectuée, la pyrovanne 44 est mise en position fermée afin de rétablir le système de propulsion dans son état de fonctionnement normal. La connaissance des variations des pressions P1 et P2 permet de déduire le volume de carburant résiduel dans le réservoir 2 au moment de la seconde mesure de pression P2 en appliquant la relation suivante V2 = V1 [#P1/#P2] (1) dans laquelle - V1 représente le volume du réservoir de carburant, - V2 représente le volume de gaz dans le réservoir de carburant, - # Pl = P1-P', - # P2 = P'-P2, avec P' représentant la pression commune dans les réservoirs 1 et 2 lorsque le système est en équilibre. A noter que la relation (1) est applicable lorsque les réservoirs de pressurisation et de carburant sont pratiquement à la même température. Mais lorsque les deux réservoirs sont à des températures légèrement différentes, il convient de mesurer également la t?m- pérature lors de chaque mesure de pression et d'appliquer l'équation plus générale suivante dans laquelle - T est la température lors de la première mesure de pression, - T' est la température lors de la seconde mesure de pression. En soustrayant le volume de gaz V2 obtenu en résolvant l'équation ci-dessus du volume total du réservoir de carburant 2 on obtient une estimation correcte de la quantité de carburant résiduelle. La connaissance des différences de pression selon l'invention permet de déduire la quantité de carburant résiduelle avec une excellente précision pour autant que les réservoirs 1 et 2 soient à la même température, ce qui est le cas lorsque les réservoirs sont dans un environnement thermique presque constant. Si les variations de pression sont connues avec une précision de 1 %, le volume de gaz V2 dans le réservoir 2 peut être déduit avec une précision de 2 %. Afin d'obtenir la meilleure précision dans l'estimation du volume résiduel, les variations de pression aP1 et A P2 doivent être aussi grandes que possible c'est-a-dire lorsque la pression dans le réservoir de carburant est faible, par exemple après que 50 % à 70 % de la vie du spationef se sont écoulés. Un premier avantage de l'invention est que le procédé est très simple et qu'il ne requiert qu'une seule mesure après quelques années. Un second avantage est .'il est possible d'utiliser le gaz de pressurisation résiduel pour augmenter l'efficacité du système de propulsion à la fin d'une mission en augmentant la pression du réservoir de carburant, ceci résultant du fait que les propulseurs fonctionnent plus près de sa pression nominale. REVENDICATIONS 1. Procédé pour évaluer la quantité résiduelle de carburant dans le réservoir d'un spationef - placé sur orbite, selon lequel on détermine le volume de gaz se trouvant dans le réservoir de carburant à un moment donné et on soustrait cette quantité du volume total dudit réservoir, caractérisé en ce qu'on effectue une première mesure de pression (P1 P2) a la sortie du réservoir de pressurisation (1) et à l'entrée du réservoir de carburant (2), à un moment prédéterminé au cours de la mission spatiale, puis on effectue une seconde mesure de pression (#P1, # P2) après avoir mis en communication directe la sortie du réservoir de gaz de pressurisation (1) et l'entrée du réservoir de carburant (2), la mesure des variations de pression (nP1 et # P2) servant å déterminer le volume de gaz dans le réservoir de carburant (2) d'après l'équation V2 = V1 (nP1 / # P2) 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'on effectue une première mesure de pression (P1 P2) à la sortie du réservoir de pressurisation (1) et à l'entrée du réservoir de carburant (2) et une première mesure de température (T) à un moment prédéterminé au cours de la mission spatiale, puis on effectue une seconde mesure de pression (P') et une seconde mesure de température (T') après avoir mis en communication directe la sortie du réservoir de gaz de pressurisation (1) et l'entrée du réservoir de carburant (2), les mesures de pression (PI, P2, P') et de température (T, T') servant à déterminer le volume gaz dans le réservoir de carburant (2) d'après l'équation 3. Système pour mettre en oeuvre le procédé selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce qu'il comprend une conduite (40) reliant directement la sortie du réservoir de gaz de pressurisation (-1) et l'entrée du réservoir de carburant (2), cette conduite contenant un venturi (41), une première vanne (43) répondant à un signal de commande pour laisser s'introduire le gaz de pressurisation dans la conduite (40) au début de la mission spatiale, une deuxième vanne (44) répondant a un signal de commande pour fermer la communication entre la conduite (4) et le réservoir de carburant (2) a un moment prédéterminé au cours de la mission spatiale, un premier transducteur de pression (45) connecté pour mesurer la pression (P1, A P1) en amont de la première vanne (43), et un deuxième transducteur de pression (46) connecté pour mesurer la pression (P2, A P2) en aval de la deu- xième vanne (44). 4. Système selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'il comprend en outre une vanne de protection (42) en amont du premier transducteur de pression (45). 5. Système selon l'une quelconque des revendications 3 et 4, caractérisé en ce que les vannes sont des pyrovannes. 6. Système selon l'une quelconque des revendications 3 à 5, caractérisé en ce que les transducteurs de pression (45, 46) sont connectés à un système de télémesure.