FR 2931802 A1 20091204 FR 0953501 A 20090527 B 08-5141 FR 1 Société dite : Inmarsat Global Limited Satellite, procédé de commande de satellite et programme associé Invention de : HOPE Dean Richard Priorité d'une demande de brevet déposée en Grande-Bretagne le 29 mai 2008 sous le n° 0809799.0 Satellite, procédé de commande de satellite et programme associé La présente invention concerne un procédé de commande d'un satellite pendant sa phase de retrait, et un satellite adapté pour faciliter cette commande. Il y a un nombre sans cesse croissant d'objets en orbite autour de la Terre, en particulier à des altitudes géostationnaires. Les opérateurs de satellites craignent donc que leurs satellites entrent en collision avec ces objets. Beaucoup de ces objets sont des restes de satellites déclassés. En conséquence, de nouvelles normes ISO et IADC (comité de coordination des débris interorganisations) vont bientôt être appliquées, pour exiger des opérateurs de satellites qu'ils évacuent leurs satellites sur une orbite de dégagement située au moins à 300 km au dessus de l'arc géostationnaire au moment du déclassement ; voir par exemple l'article Managing Satellites' End of Lift : Critical for the Future of Space de Laurence Lorda, paru dans le numéro de juillet à septembre 2006 de Space Operations Communicator. Pour les satellites en orbite basse, l'IADC recommande qu'on leur fasse quitter leur orbite afin de les désintégrer en les faisant rentrer dans l'atmosphère. Un opérateur de satellites doit donc s'assurer qu'il reste une "masse de dégagement" d'agent propulsif dans le satellite après le déclassement de ce dernier, suffisante pour placer le satellite dans l'orbite de dégagement requise dans le cas de satellites géostationnaires, ou pour faire rentrer le satellite dans l'atmosphère dans le cas d'une orbite basse. Cependant, la quantité d'agent propulsif restant dans un satellite peut être incertaine ; un opérateur doit s'assurer qu'il reste au moins la masse de dégagement d'agent propulsif, dans les limites de cette incertitude. On utilise différentes méthodes pour estimer la quantité d'agent propulsif restante. Dans une méthode "comptable", la quantité d'agent propulsif restante est surveillée en soustrayant la masse nécessaire pour chaque manoeuvre de la charge initiale d'agent propulsif au lancement ; la masse par manoeuvre est calculée à partir des temps d'utilisation des propulseurs et du débit massique nominal. Dans une méthode thermique, la masse d'agent propulsif restante est estimée en chauffant les réservoirs à agent propulsif et en observant les constantes de temps de chauffage et de refroidissement. Dans une méthode d'épuisement, un réservoir est considéré comme vide lorsque du gaz de chasse est détecté dans une canalisation d'agent propulsif, entre un réservoir et les propulseurs, quand la température des propulseurs chute, par une chute de poussée détectée, ou par une brusque augmentation du taux de chute de pression. Les méthodes existantes pour estimer la quantité d'agent propulsif restante sont peu précises ; par exemple, l'incertitude classique de performance du moteur d'apogée liquide (LAE) est d'environ 1 %, et l'on utilise presque 90 % de l'agent propulsif pour l'allumage d'apogée, de sorte que l'incertitude en combustible restant pour le maintien en position est d'environ 10 %. En conséquence, les satellites sont souvent déclassés quand la masse d'agent propulsif restant est bien supérieure à la quantité de dégagement, ce qui revient à raccourcir la durée de vie du satellite de façon excessive et à gaspiller un revenu potentiel. Par exemple, le satellite 2 F3 de la société Inmarsat (marque déposée), déclassé en 2006, avait une orbite de dégagement cible de 200 km au-dessus de l'arc géostationnaire, avec une augmentation prévue de la vitesse orbitale (Av) de 7 ms-1. A des fins d'essai, les propulseurs furent allumés jusqu'à épuisement complet de l'agent propulsif, ce qui donna un Av de 42 ms-1, et une altitude à plus de 1200 km au-dessus du niveau géostationnaire. L'excédent d'agent propulsif, équivalent à un Av de 35 ms-1, aurait pu être utilisé pour maintenir la position Est-Ouest pendant 10 ans de plus. Une analyse détaillée de ce processus de déclassement est donnée dans l'article Decommissioning of the Inmarsat 2F3 satellite, de Hope D R, Journal of Aerospace Engineering Déc 2007, Vol. 221 n° G6, ISSN 0954-4100. Le brevet WO-A-2006/005833 propose un procédé d'épuisement dans lequel des capteurs de pression, intercalés dans les canalisations d'agent propulsif entre les réservoirs et les propulseurs, sont utilisés pour détecter la perte ou amortissement des ondes de pression provoquées par l'ouverture ou la fermeture de vannes dans les canalisations d'agent propulsif, afin de détecter le drainage complet des réservoirs d'agent propulsif. Selon un aspect de la présente invention, il est proposé un satellite comportant un système de propulsion comprenant un réservoir d'agent propulsif, une canalisation d'agent propulsif et un propulseur utilisable pour mettre le satellite dans une trajectoire de dégagement, la canalisation d'agent propulsif comprenant un capteur d'épuisement pour détecter l'épuisement d'agent propulsif en un emplacement de capteur prédéterminé dans la canalisation d'agent propulsif, la capacité de la canalisation d'agent propulsif entre l'emplacement de capteur et le propulseur étant suffisante pour mettre le satellite dans la trajectoire de dégagement. Selon un aspect de la présente invention, il est proposé un satellite comportant un ou plusieurs réservoirs de stockage d'agent propulsif, un ou plusieurs propulseurs, et une ou plusieurs canalisations d'agent propulsif pour envoyer de l'agent propulsif des réservoirs aux propulseurs, le satellite comprenant en outre un détecteur d'épuisement pour détecter l'épuisement d'agent propulsif en un endroit dans la ou les canalisations d'agent propulsif, l'endroit étant prévu pour que, la première fois que l'épuisement est détecté, la quantité d'agent propulsif restant dans les canalisations d'agent propulsif soit supérieure d'une marge prédéterminée à une quantité de dégagement prédéterminée. Cette marge peut être suffisante pour 6 à 12 mois de maintien de position. Le détecteur (ou capteur) d'épuisement et/ou les canalisations d'agent propulsif peuvent être adaptés pour que la quantité d'agent propulsif restant entre le détecteur d'épuisement et les propulseurs de maintien de position soit supérieure à la quantité de dégagement de la marge prédéterminée. Les propulseurs de maintien de position sont, de façon classique, ceux responsables du maintien de la position Est-Ouest dans les orbites géostationnaires. Donc, pour les satellites géostationnaires, la marge peut être équivalente à 6 à 12 mois de maintien de position Est-Ouest. Dans les satellites non géostationnaires, comme les satellites en orbite basse ou moyenne, la marge peut être équivalente à 6 à 12 mois de manoeuvres d'ajustement de constellation ou de mise en phase. Selon un autre aspect de la présente invention, il est proposé un procédé de commande d'un satellite selon le premier aspect de l'invention, le procédé comprenant les opérations consistant à détecter l'épuisement de l'agent propulsif au moyen du détecteur d'épuisement, déclasser le satellite en réponse à cette détection, et commander le satellite pour le faire entrer dans une orbite de dégagement prédéterminée après le déclassement. Selon encore un autre aspect de la présente invention, il est proposé un programme d'ordinateur comprenant un moyen formant code de programme adapté pour exécuter le procédé décrit ci-dessus. De manière avantageuse, la présente invention peut permettre une détermination plus précise du moment où l'agent propulsif restant atteint la masse de dégagement, avec la marge prédéterminée, ce qui permet d'éviter un déclassement prématuré du satellite. La présente invention sera mieux comprise à la lecture de la description détaillée qui suit de modes de réalisation préférés, en se référant aux dessins annexés, dans lesquels la figure 1 est une représentation schématique d'un satellite en orbite géostationnaire commandé par une station terrestre ; et la figure 2 est une représentation schématique d'un système de propulsion de satellite dans un mode de réalisation de la présente invention. Dans un exemple montré sur la figure 1, un satellite S se trouve dans une orbite géostationnaire 0G, à un rayon orbital r d'environ 42 164 km par rapport au centre de la Terre T, avec une vitesse orbitale v d'environ 3,07 km/s. La vitesse orbitale v est liée au rayon orbital r par l'équation : v où � est la constante de gravitation géocentrique : � = G.MT = 398 600 km3s-2. Le satellite S est en communication avec une station terrestre St, comme une station de poursuite, télémesure et télécommande 10 (TT&C), qui reçoit des informations de capteurs présents sur le satellite S et envoie des ordres au satellite S, y compris des ordres destinés à un système de propulsion du satellite. Périodiquement, le système de propulsion est activé pour réaliser le maintien de position, c'est-à-dire pour empêcher le satellite S de dévier de sa position 15 prévue dans l'arc géostationnaire de plus d'un degré prédéterminé. Ces opérations épuisent progressivement l'agent propulsif restant dans le satellite et déterminent effectivement la durée de vie opérationnelle du satellite. Lorsqu'il a été déterminé que le satellite S doit être déclassé, il 20 faut d'abord clore ou réattribuer les services supportés par le satellite pour que le satellite ne soit plus opérationnel. Par exemple, quand le satellite S est un satellite de télécommunications, la bande passante disponible via le satellite S doit être réattribuée à un autre satellite, qui peut être un satellite de remplacement ou un satellite de réserve en 25 orbite. Une fois que le satellite S a été déclassé, la station terrestre St commande le système de propulsion pour augmenter la vitesse orbitale v du satellite S afin que le rayon orbital augmente jusqu'à atteindre une orbite de dégagement OD. Par exemple, on peut augmenter le rayon orbital r de Ar = 200 km, avec Av 7 ms-'. 30 La figure 2 représente un système de propulsion de satellite selon un mode de réalisation de l'invention, basé sur le système de propulsion d'un satellite Inmarsat 2. Le satellite Inmarsat 2 utilise un système à deux agents propulsifs comprenant des premier et deuxième 6 (1) réservoirs F1 et F2, contenant un combustible liquide comme de la monométhylhydrazine (MMH), et des premier et deuxième réservoirs de comburant 01 et 02, contenant un comburant liquide comme du peroxyde d'azote (NTO). Le contenu des réservoirs est maintenu sous pression par un gaz, comme de l'hélium stocké dans un réservoir de gaz G. Les sorties des réservoirs sont commandées par des vannes respectives LV1 à LV4. Le combustible et le comburant sont envoyés, via des canalisations d'agents propulsifs, des réservoirs vers des branches redondantes (Branche A et Branche B) de propulseurs lA à 6A et lB à 6B, et vers un moteur d'apogée liquide LAE, chacun d'entre eux comprenant des vannes d'entrée respectives. Une mise à feu est effectuée en ouvrant la vanne des propulseurs respectifs de telle manière que la quantité voulue de combustible et de comburant se combine et brûle dans les propulseurs. Dans ce mode de réalisation, des transducteurs de pression TP1 et TP2 sont placés en des positions précises dans les canalisations d'agents propulsifs entre les réservoirs F1, F2, 01, 02 et les propulseurs lA à 6A et lB à 6B. Les transducteurs de pression TP1 et TP2 sont adaptés pour détecter l'épuisement respectivement du comburant et du combustible à leurs emplacements respectifs. En d'autres termes, le transducteur de pression TP1 détecte le moment où le comburant n'est plus présent à son emplacement spécifique, tandis que le transducteur de pression TP2 détecte le moment où le combustible n'est plus présent à son emplacement spécifique. Les emplacements spécifiques sont choisis et/ou les canalisations d'agents propulsifs sont conçues de telle manière que les masses respectives de combustible et de comburant en aval de ces emplacements sont suffisantes pour le dégagement du satellite S de l'orbite géostationnaire 0G à l'orbite de dégagement OD. Par exemple, la masse de combustible nécessaire peut être calculée à partir de l'équation de fusée idéale donnée par : Am = mo e( OV -1 (2) gI \ spi où mo est la masse totale du satellite immédiatement après le dégagement, Isp est l'impulsion spécifique. Par exemple, pour Ar = 200 km, la masse de combustible requise équivalente pour un satellite Inmarsat 2 est d'environ 800 g et la masse de comburant requise est d'environ 1,2 kg. Le combustible embarqué est de l'hydrazine qui a la masse volumique de l'eau (1 g/ml) et le comburant est du peroxyde d'azote qui a une masse volumique 1,6 fois inférieure à celle de l'hydrazine. Une canalisation de combustible classique est un tube circulaire en titane, dont le diamètre fait soit 9,5 mm (3/8e de pouce), soit 6,4 mm (1/4 de pouce). Une longueur de 1 m de tuyau de 6,4 mm contient une masse de combustible de 32 g et un tuyau de 9,5 mm contient une masse de combustible de 48 g, donc une masse de 800 g de combustible équivaut à environ 25 mètres de tuyau de 6,4 mm ou à environ 16,7 mètres de tuyau de 9,5 mm de diamètre. On peut faire un calcul similaire pour la masse de comburant nécessaire. Donc, en fonction de la taille du satellite, on adapte les longueurs et les diamètres des tuyaux pour qu'ils contiennent les masses de combustible et de comburant de dégagement nécessaires. Selon la conception des satellites existants, ceci peut impliquer une augmentation de la longueur et/ou du diamètre des tuyaux, et/ou un repositionnement des capteurs d'épuisement. Toutefois, comme il n'est pas pratique de mettre au rebut un satellite dès que l'épuisement est détecté, les masses de combustible et de comburant nécessaires incluent de préférence une marge suffisante pour permettre au satellite S d'être déclassé avant son dégagement. Une marge équivalente à Av = 2 ms-1, qui permet de 6 à 12 mois de maintien de position Est-Ouest pour un satellite géostationnaire classique, doit être suffisante, ce qui est toujours beaucoup moins que la marge de plusieurs années appliquée dans les satellites existants. Dans un mode de réalisation de la présente invention, le déclassement du satellite démarre en réponse à la détection de l'épuisement d'agent propulsif au(x) point(s) spécifié(s) dans les canalisations d'agents propulsifs, et le dégagement est amorcé une fois que le satellite a été déclassé, de préférence pas plus de 6 mois après la détection de l'épuisement. Ce procédé peut être exécuté dans la station terrestre St, ou bien le satellite S peut comprendre un ordinateur programmé de manière adéquate, adapté pour effectuer le déclassement et/ou le dégagement de façon automatique ou semi-automatique. Par conséquent, les modes de réalisation de la présente invention fournissent une méthode simple et fiable de détermination du moment où le déclassement est nécessaire, sans nécessiter d'excédent d'agent propulsif à transporter. En effet, les canalisations d'agents propulsifs constituent une réserve d'urgence "en ligne" suffisante pour le dégagement du satellite S. Le dimensionnement des canalisations d'agents propulsifs et le positionnement des capteurs d'épuisement n'ont besoin d'être appliqués qu'aux canalisations d'agents propulsifs qui alimentent les propulseurs utilisés pour le maintien de position, et seulement ceux nécessaires pour augmenter la vitesse orbitale, comme un ou plusieurs propulseurs adaptés pour fournir une poussée vers l'est. Le ou les propulseur(s) concerné(s) peuvent être un ou plusieurs propulseurs d'est nominaux ou désignés. Par exemple, dans le cas où le propulseur d'est nominal peut être tombé en panne, un opérateur peut télécommander le satellite pour le faire tourner au moment du dégagement, de telle manière qu'un autre propulseur devient le propulseur d'est désigné. Dans un exemple particulier, comme représenté sur la figure 2, la longueur de tuyau L entre le transducteur de pression TP2 et le propulseur concerné lA a une capacité en combustible d'au moins 800 g et L 16,7 m si le tuyau a un diamètre intérieur de 9,5 mm. Les transducteurs de pression TP1 et TP2 peuvent être conformes à ceux décrits dans le document WO-A-2006/005833, mais tout autre type de capteur d'épuisement approprié peut être utilisé, comme un capteur optique, pour détecter l'épuisement en un point particulier d'une canalisation d'agent propulsif. Les modes de réalisation de l'invention sont applicables aux systèmes de propulsion à un seul agent propulsif, qui ne nécessitent pas de réservoirs et canalisations de combustible et de comburant séparés ; l'agent propulsif peut alors être brûlé par contact avec un catalyseur dans les propulseurs, ou bien il peut ne pas y avoir de catalyseur dans le cas des systèmes à "gaz froid". Dans ce cas, on peut se contenter d'un seul capteur d'épuisement. Les modes de réalisation de l'invention sont aussi applicables aux satellites à orbite basse ou moyenne, la masse de combustible de dégagement nécessaire étant calculée selon la trajectoire de dégagement requise pour ce satellite. La marge peut être calculée pour permettre de 6 à 12 mois de manoeuvres d'ajustement de constellation ou de mise en phase. Les modes de réalisation décrits ci-dessus illustrent plutôt qu'ils ne limitent la présente invention. D'autres modes de réalisation apparaissant à la lecture de la description qui précède peuvent néanmoins tomber dans la portée de l'invention. REVENDICATIONS1. Satellite comportant un système de propulsion comprenant un réservoir d'agent propulsif (F1, F2, 01, 02), une canalisation d'agent propulsif et un propulseur (1A-6A, 1B-6B) utilisable pour mettre le satellite dans une trajectoire de dégagement, la canalisation d'agent propulsif comprenant un capteur d'épuisement (TP1, TP2) pour détecter l'épuisement d'agent propulsif en un emplacement de capteur prédéterminé dans la canalisation d'agent propulsif, la capacité de la canalisation d'agent propulsif entre l'emplacement de capteur et le propulseur étant suffisante pour mettre le satellite dans la trajectoire de dégagement. 2. Satellite selon la revendication 1, dans lequel la capacité de la canalisation d'agent propulsif entre l'emplacement de capteur et le propulseur dépasse d'une marge prédéterminée celle nécessaire pour mettre le satellite dans la trajectoire de dégagement. 3. Satellite selon la revendication 2, dans lequel le propulseur peut être utilisé pour effectuer le maintien de position du satellite. 4. Satellite selon la revendication 3, dans lequel ladite marge est équivalente à entre 6 et 12 mois de maintien de position du satellite. 5. Satellite selon la revendication 4, dans lequel le satellite est configuré comme satellite géostationnaire, et ladite marge est équivalente à entre 6 et 12 mois de maintien de position Est-Ouest du satellite. 6. Satellite selon la revendication 5, dans lequel ladite marge est suffisante pour fournir un changement de la vitesse orbitale du satellite valant jusqu'à 2 ms-1. 7. Satellite selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le satellite est configuré comme satellite géostationnaire, et le propulseur est adapté pour fournir une poussée orientée vers l'est. 8. Satellite selon la revendication 4, dans lequel le satellite est un satellite non géostationnaire, et ladite marge est équivalente àentre 6 et 12 mois de manoeuvres d'ajustement de constellation ou de mise en phase du satellite. 9. Satellite selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, configuré comme satellite géostationnaire. 10. Satellite selon la revendication 9, positionné sur une orbite géostationnaire. 11. Satellite selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, configuré comme satellite à orbite basse ou moyenne. 12. Satellite selon la revendication 11, positionné sur ladite orbite basse ou moyenne. 13. Satellite selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le capteur d'épuisement comprend un capteur de pression adapté pour mesurer une perte ou un amortissement des ondes de pression provoquées par l'ouverture ou la fermeture d'une vanne dans la canalisation d'agent propulsif. 14. Procédé de commande du dégagement d'un satellite, le satellite étant conforme à l'une quelconque des revendications précédentes, le procédé comprenant les opérations consistant à recevoir une information du capteur d'épuisement indiquant que l'agent propulsif est épuisé à l'emplacement du capteur, et à déclasser le satellite en réponse à ladite information, le procédé comprenant en outre le fait de commander le propulseur pour mettre le satellite dans la trajectoire de dégagement. 15. Programme d'ordinateur comprenant un moyen formant code de programme adapté pour exécuter le procédé de la revendication 14.