FR 2945030 A1 20101105 FR 0902088 A 20090429 La présente invention concerne un engin spatial du type satellite artificiel, station orbitale, sonde ou autre, destiné à être mis en orbite au-tour de la Terre ou à être envoyé dans le système solaire en direction d'autres planètes ou corps célestes, et, plus particulièrement, le système de production d'énergie électrique qui lui est associé pour assurer le fonctionnement des différentes servitudes montées à bord dudit engin. Actuellement, pour produire l'énergie électrique nécessaire à bord d'un engin spatial, comme un satellite par exemple, le système se compose généralement de panneaux ou capteurs solaires qui transforment directement le rayonnement solaire qu'ils reçoivent en énergie électrique pour alimenter ainsi les servitudes. Pour assurer cette transformation, les panneaux sont équipés de cellules photovoltaïques à base de silicium ou d'arséniure de gallium. Bien que donnant des résultats satisfaisants, ce système de pro- 15 duction d'énergie électrique à partir de panneaux solaires présente néanmoins des inconvénients. Tout d'abord, leur coût est particulièrement élevé puisque, par exemple, pour une cellule AsGa de 3x4 cm, le coût peut aller jusqu'à plu-sieurs centaines d'euros, ce qui, pour des applications civiles standards 20 nécessitant des surfaces à recouvrir de plusieurs dizaines de mètres carrés (par exemple 80 m2), constitue un investissement important. Un autre inconvénient réside également dans la géométrie des panneaux qui ont, en général, une forme rectangulaire, alors que, pour un périmètre donné, la surface maximale englobée doit être un cercle et non 25 un rectangle. Cela conduit en conséquence à avoir des bras ou voilures de panneaux solaires toujours plus longs et, donc, potentiellement moins fia- bles quant à leur mise en oeuvre. En outre, le besoin en énergie électrique toujours plus élevé contribue aussi à des surfaces de panneaux toujours plus grandes. Enfin, les rendements actuels des cellules photovoltaïques sont relativement moyens puisqu'ils s'établissent à environ 22%. Et leurs pro-cédés de fabrication ne sont pas écologiquement très � propres �. Par ailleurs, il convient également de remarquer que tout satellite subit, de par son mouvement relatif, des éclipses de durée variable. Par exemple, la durée maximale d'éclipse d'un satellite de télécommunications en orbite géostationnaire est de 72 minutes. Aussi, cela oblige d'embarquer à bord, en plus du système de production d'électricité, des batteries auxiliaires de capacité importante du type Li-Ion pour pallier la coupure d'alimentation des panneaux solaires lors de l'éclipse. Ces batteries ajoutent de plus une masse non négligeable. De plus, comme le satellite est en mouvement par rapport au soleil, il est nécessaire d'orienter les panneaux perpendiculairement au rayonnement solaire et de maintenir une telle orientation en permanence pour obtenir le meilleur rendement du système. Cela implique le montage d'une liaison ou d'un joint à contacts tournants entre les panneaux et la structure du satellite pour la transmission du courant engendré, par ce que l'on appelle un SADM (Solar Array Drive Mechanism), c'est-à-dire un mécanisme d'entraînement des panneaux solaires. Cependant, ces contacts tournants doivent transmettre une puissance importante entre les panneaux et les servitudes sur des surfaces de contact réduites, ce qui cons- titue des risques de fusion et/ou de court-circuits. Ainsi, à partir de ce constat, la présente invention a pour but de proposer une autre conception du système de production d'énergie électrique des engins spatiaux. A cet effet, l'engin spatial, du type comportant un système de production d'énergie électrique obtenue à partir du rayonnement solaire pour assurer le fonctionnement de différentes servitudes montées à bord, est remarquable, selon l'invention, en ce que ledit système de production d'énergie électrique comprend au moins - un concentrateur solaire recevant ledit rayonnement solaire et le focalisant à son foyer ; un moteur thermique auquel sont associées, d'un côté, une source chaude disposée au foyer dudit concentrateur solaire et, de l'autre côté, 70 une source froide ; et - un générateur de courant relié audit moteur et délivrant l'énergie électrique obtenue en direction desdites servitudes. Ainsi, le système de production d'énergie électrique de l'engin spatial s'affranchit, selon l'invention, des inconvénients liés à la réalisation 15 usuelle par panneaux solaires et cellules transformant directement le rayonnement solaire en électricité, et constitue une nouvelle alternative â celle-ci en transformant, tout d'abord, le rayonnement solaire en chaleur (par le concentrateur et la source chaude) puis en électricité (par le moteur et le générateur) pour alimenter les servitudes de l'engin. Par conséquent, 20 les panneaux solaires, les cellules photovoltaïques et les problèmes techniques soulevés précédemment et liés à cette réalisation, ainsi que le coût, sont supprimés. Avantageusement, autour de ladite source chaude, est prévue une enveloppe de calorifugeage pour éviter les pertes thermiques, dans la- 25 quelle est ménagée une ouverture pour le passage du rayonnement solaire focalisé par ledit concentrateur en direction de ladite source chaude. Comme la source chaude est confinée dans une enveloppe thermique isolante et parce qu'elle a une capacité calorifique suffisante, elle conserve assez d'énergie pendant une éclipse poursa transformation en électricité par le générateur de manière à alimenter les servitudes du satellite. Ainsi, il n'est plus nécessaire de prévoir des batteries auxiliaires à bord de l'engin spatial pour alimenter les servitudes lors d'une éclipse, comme avec l'utilisation de panneaux solaires. Une étude préliminaire 5 montre qu'un gain en masse d'un facteur 2 est obtenu par rapport à une batterie Li-Ion actuelle. Dans un mode particulier de réalisation, ladite enveloppe de calorifugeage se compose au moins d'une couche interne en matière réfléchissante et d'une couche externe en matière thermiquement isolante. Ainsi, la source chaude conserve-t-elle au maximum sa chaleur massique. Selon une autre caractéristique, ledit concentrateur solaire est monté mobile par rapport à la structure dudit engin, de manière à suivre perpendiculairement le rayonnement solaire, tandis que ledit moteur et ledit générateur de courant restent fixes. La position relative de l'enveloppe de calorifugeage vis-à-vis du concentrateur reste alors cons-tante. La source chaude est ainsi toujours soumise à l'action du rayonnement solaire et conserve sa température mais, surtout, comme le générateur de courant est fixe par rapport à la structure de l'engin, la transmis- sion du courant s'effectue directement par câbles vers les servitudes sans recourir à des joints à contacts tournants précédemment prévus avec les panneaux solaires mobiles. II y a donc suppression physique du SADM. Dans un premier mode de réalisation, ledit concentrateur solaire est un miroir de forme concave, telle que par exemple parabolique, ren voyant ledit rayonnement solaire par réflexion en direction de ladite source chaude. Le concentrateur a alors une section circulaire optimisant la sur-face de réception et ainsi la puissance fournie. Dans un second mode de réalisation, ledit concentrateur solaire est un dispositif optique, tel que par exemple une lentille de Fresnel, ren- voyant ledit rayonnement solaire par réfraction en direction de ladite source chaude. Quant au moteur thermique du système de production d'énergie électrique, il est du type Stirling ou thermo-acoustique dont on sait que les rendements actuels permettent des rendements globaux de plus de 30%, à comparer aux 22% des cellules AsGa actuelles. De préférence, ladite source chaude, située au foyer dudit concentrateur, est une masse inerte ayant une grande chaleur massique. Et ladite masse inerte se présente sous la forme d'un noyau central métallique, par exemple, en béryllium ou en lithium. Comme la masse inerte est entourée de l'enveloppe calorifugée, ses pertes thermiques par rayonnement seul (puisqu'on se trouve dans le vide spatial) sont évitées. Cependant, en variante, ladite masse inerte elle-même peut être entourée d'une couche en matière thermiquement isolante enveloppant ledit noyau central et permettant à ce dernier de subir une transition de phase solide-liquide ou liquide-vapeur. En ce qui concerne la source froide associée au moteur thermique, elle est avantageusement dimensionnellement variable en fonction de la température. En effet, lors d'une éclipse, la température de la source chaude va potentiellement diminuer. Une manière de garder un rendement satisfaisant pour ce type de moteur thermique est alors d'abaisser la température de la source froide. Et, pour cela, il convient d'augmenter la sur-face de radiation de la source froide pour diminuer sa température et maintenir un rendement approprié (c'est-à-dire le rapport de Carnot des températures froide et chaude). Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est une vue schématique d'un enfin spatial équipé d'un système de production d'énergie électrique conforme à l'invention selon un exemple de réalisation particulier. La figure 2 représente schématiquement un autre mode de réalisation de l'enveloppe de calorifugeage de la source chaude. La figure 3 est une vue ou coupe d'un exemple de réalisation de ladite source chaude. L'engin spatial 1 montré schématiquement sur la figure 1 est par exemple un satellite 2 mis sur une orbite autour de la Terre, telle qu'une 70 orbite géostationnaire, et équipé d'un système de production d'énergie électrique 3 à partir du rayonnement solaire reçu pour assurer le fonctionnement des différentes servitudes non représentées, montées à bord du satellite. Dans le mode de réalisation illustré, le système 3 est relié par au 15 moins une articulation 4 à l'une, 5, des faces latérales de la structure 6 du satellite par l'intermédiaire d'un support 7 tel qu'un bras, et il est représenté en position déployée obtenue par tout moyen de déploiement usuel connu non représenté. Conformément à l'invention, le système 3 se compose d'un 20 concentrateur solaire 8 recevant et focalisant en son foyer 9 le rayonne-ment solaire, d'un moteur thermique 10 auquel sont associés, d'un côté, une source chaude 1 1 disposée au foyer 9 du concentrateur solaire 8 et, de l'autre côté, une source froide 12, et d'un générateur de courant 14 relié au moteur et délivrant alors l'énergie électrique obtenue en direction 25 des servitudes. En particulier, le concentrateur solaire 8 est du type par réflexion et se présente sous la forme d'un miroir concave 15 renvoyant le rayonnement solaire vers son foyer 9 où se trouve la source chaude 1 1 du moteur, qui sera décrite plus tard. En variante, le concentrateur 8 peut être aussi du type par réfraction et se présenter sous la forme d'un dispositif optique non illustré, tel qu'une lentille de Fresnel, focalisant le rayonne-ment solaire. Pour recevoir de manière optimale et permanente le rayonnement solaire, le concentrateur 8 est monté mobile par rapport au bras de support 7 du satellite, par l'intermédiaire d'un moteur d'entraînement rotatif 16 dans un plan perpendiculaire au bras 7. Nous reviendrons ultérieure-ment sur ce dernier. Le concentrateur peut être gonflable de manière à s'ouvrir lorsque le système 3 se déploie. Dans le mode de réalisation illustré, le moteur thermique 10, grâce auquel le rayonnement solaire focalisé est transformé en chaleur puis en énergie mécanique et enfin en électricité, est un moteur à � combustion externe � à cycle Stirling de type a, f3 et y ou autre développement, bien connu des spécialistes. A ce moteur 10 est accouplé le générateur 14, tel qu'un alternateur, qui produira alors un courant électrique utilisé par les servitudes du satellite 2. Cependant, il convient d'ajouter que le moteur thermique peut être également un moteur thermo-acoustique dont on sait que la fiabilité et la longévité sont intéressantes en raison de l'absence de pièces en mouvement dans leur conception et fabrication. Dans un tel cas, l'alternateur est inclus dans le moteur lui-même. En ce qui concerne la source chaude 11 située d'un côté du moteur thermique 10 et placée au foyer 9 du concentrateur, elle se compose d'une masse inerte 17 ayant une grande chaleur massique. Par exemple, cette masse inerte peut se présenter sous la forme d'un noyau central sphérique 18 réalisé en béryllium ou lithium. Comme elle ne peut perdre sa chaleur que par rayonnement puisque l'on se trouve dans le vide spatial, il est intéressant d'entourer la masse inerte 17 d'une enveloppe de calorifugeage 20 de manière à conserver au mieux sa chaleur et éviter les pertes thermiques. Cette enveloppe entoure partiellement la masse inerte 17 de la source chaude 1 1 de manière à laisser passer le rayonnement solaire réfléchi issu du concentrateur et, pour cela, elle comporte une ouverture 21 tournée vers le concentrateur et permettant le passage du rayonne-ment solaire réfléchi (flèche F sur la figure 2) en direction du foyer 9 où se 5 trouve la masse inerte. De préférence, l'enveloppe de calorifugeage 20 se compose au moins d'une couche interne 22 en matière réfléchissante pour conserver au mieux la chaleur et, autour de la couche interne, d'une couche externe 23 en matière thermiquement isolante formant une barrière vis-à-vis de 10 l'espace dont la température est proche du zéro absolu. Cette enveloppe de calorifugeage 20 à ouverture 21 est représentée, par exemple, avec une forme hémisphérique comme sur la figure 1 ou parallélépipédique comme sur la figure 2. Elle est solidaire du mécanisme de mise en rotation du concentrateur de façon à toujours laisser pénétrer 15 la lumière disponible. Dans un autre mode de réalisation, illustré sur la figure 3, la masse inerte 17 de la source chaude elle-même est recouverte d'une couche ou enveloppe 24 en une matière appropriée de façon à obtenir à l'intérieur une forte chaleur massique avec une transition de phase (solide-liquide 20 et/ou liquide-vapeur). Cette matière peut être, par exemple, une mousse de carbone 25 et la température de la source chaude est de l'ordre de 1600°K à 1800°K. D'autres températures sont bien entendu possibles en fonction notamment des caractéristiques du moteur et des matériaux disponibles. De plus, dans le cas où des transitions de phases sont prévues, 25 il est préférable d'utiliser un corps pur comme noyau de source chaude car les transitions se font alors à température constante. Grâce à cette enveloppe, la source chaude peut conserver une énergie suffisante pour alimenter, via le moteur, les servitudes du satellite, lors d'une éclipse, sans recourir à l'utilisation de batteries annexes. Par ailleurs, la source froide 12, prévue de l'autre côté du moteur thermique 10 et symbolisée par un rectangle sur la figure 1, est avantageusement de dimension variable de manière à abaisser sa température lorsque celle de la source chaude diminue lors d'une éclipse notamment, de sorte à conserver un rendement satisfaisant du moteur. Rappelons que le rendement théorique d'un moteur est donné par la formule Tl = 1 -Tf/Tc où Tf est la température de la source froide et Tc celle de la source chaude. Ainsi, pour maintenir un tel rendement, on augmente la surface de rayonnement de la source froide pour diminuer sa température. Quant au générateur de courant 14, il peut être par exemple, un alternateur accouplé au moteur thermique 10 et délivrant â sa sortie le courant aux servitudes par des liaisons directes non représentées le long du bras de support 7. On remarque que, comme l'alimentation électrique des servitudes ne provient pas du concentrateur mobile 8, mais directement de l'ensemble fixe � moteur-alternateur �, il n'est pas nécessaire de prévoir de joint à contacts tournants (SADM) comme avec des panneaux solaires, mais un simple moteur d'entraînement rotatif 16. Bien que l'on ait décrit un système avec un seul moteur, à partir de la même source chaude, on pourrait alimenter plusieurs moteurs. REVENDICATIONS1. Engin spatial du type comportant un système de production d'énergie électrique (3) obtenue à partir du rayonnement solaire pour assurer le fonctionnement de différentes servitudes montées à bord, caractérisé en ce que ledit système de production d'énergie électrique (3) comprend au moins - un concentrateur solaire (8) recevant ledit rayonnement solaire et le focalisant à son foyer (9) ; - un moteur thermique (10) auquel sont associées, d'un côté, une source 1 o chaude (Il) disposée au foyer dudit concentrateur solaire et, de l'autre côté, une source froide (12) ; et - un générateur de courant (14) relié audit moteur et délivrant l'énergie électrique obtenue en direction desdites servitudes. 2. Engin spatial selon la revendication 1, caractérisé en ce que, autour de ladite source chaude (Il), est prévue une enveloppe de calorifugeage (20) pour éviter les pertes thermiques, dans laquelle est ménagée une ouverture (21) pour le passage du rayonnement solaire focalisé par ledit concentrateur en direction de ladite source chaude. 3. Engin spatial selon la revendication 2, caractérisé en ce que ladite enveloppe de calorifugeage (20) se compose au moins d'une couche interne (22) en matière réfléchissante et d'une couche externe (23) en matière thermiquement isolante. 4. Engin spatial selon l'une des revendications 1 à 3, 25 caractérisé en ce que ledit concentrateur solaire (8) est monté mobile par rapport à la structure (6) dudit engin, de manière à suivre perpendiculaire-ment le rayonnement solaire, tandis que ledit moteur (11) et ledit généra- teur de courant (14) restent fixes.. Engin spatial selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que ledit concentrateur solaire (8) est un miroir de forme concave (15) renvoyant ledit rayonnement solaire par réflexion en direction de ladite source chaude. 6, Engin spatial selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que ledit concentrateur solaire (8) est un dispositif optique renvoyant ledit rayonnement solaire par réfraction en direction de la-dite source chaude. 7. Engin spatial selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que ledit moteur thermique (10) est un moteur Stirling. 8. Engin spatial selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que ledit moteur thermique (10) est un moteur thermoacoustique. 9. Engin spatial selon l'une quelconque des revendications précé- dentes 1 à 8, caractérisé en ce que ladite source chaude �Il) est une masse inerte (17) ayant une grande chaleur massique. 10. Engin spatial selon la revendication 9, caractérisé en ce que ladite masse inerte (17) se présente sous la forme d'un noyau central métallique (18). 1 1. Engin spatial selon la revendication 10, caractérisé en ce que ladite masse inerte (17) elle-même est entourée d'une couche (24) en matière thermiquement isolante enveloppant ledit noyau central et permettant à ce dernier de subir une transition de phase solide-liquide ou liquide-vapeur. 12. Engin spatial selon l'une quelconque des revendications 1 a caractérisé en ce que ladite source froide (12) est dimensionnellement variable en fonction de la température.