EP2813433A2 - Procédé et dispositif de vidange d'une enceinte d'engin spatial - Google Patents

Procédé et dispositif de vidange d'une enceinte d'engin spatial Download PDF

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EP2813433A2
EP2813433A2 EP20140171603 EP14171603A EP2813433A2 EP 2813433 A2 EP2813433 A2 EP 2813433A2 EP 20140171603 EP20140171603 EP 20140171603 EP 14171603 A EP14171603 A EP 14171603A EP 2813433 A2 EP2813433 A2 EP 2813433A2
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EP
European Patent Office
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pipe
pressure
outlet
spacecraft
emptying
Prior art date
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EP20140171603
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German (de)
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EP2813433B1 (fr
EP2813433A3 (fr
Inventor
Thomas Lienart
Kilian Pfaab
Patrick Bravais
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Centre National dEtudes Spatiales CNES
Air Liquide SA
LAir Liquide SA pour lEtude et lExploitation des Procedes Georges Claude
Original Assignee
Centre National dEtudes Spatiales CNES
Air Liquide SA
LAir Liquide SA pour lEtude et lExploitation des Procedes Georges Claude
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Filing date
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Publication of EP2813433A3 publication Critical patent/EP2813433A3/fr
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    • F17C2270/0194—Applications for fluid transport or storage in the air or in space for use under microgravity conditions, e.g. space

Definitions

  • the invention relates to a method and a device for emptying a spacecraft enclosure containing a gaseous composition under a pressure P1 greater than that P2 prevailing in an environment outside the spacecraft located in the outer space ( designated "Space” throughout the text), the enclosure being connected to this external environment of the Space by at least one evacuation pipe. It extends to a spacecraft, such as an artificial satellite, equipped with at least one such emptying device.
  • the gaseous composition may comprise a non-zero proportion of water which, during expansion, may generate liquid droplets which disturb the emptying operation and may generate untimely variations. the thrust generated by the emptying, or even the phenomena of the type of water hammer producing untimely acceleration of the spacecraft. This is particularly the case when the gaseous composition comprises nitrogen.
  • the invention therefore aims to overcome all these drawbacks by proposing a method and a device for emptying a pressure vessel spacecraft, which are simple, inexpensive, and whose operation can be certified in all possible assumptions of pressure and temperature that may be encountered at the moment of triggering this emptying, especially at the end of the mission (normal or triggered).
  • the invention aims at providing such a method and such a device for emptying which make it possible to obtain a controlled emptying, in particular whose duration is controlled before it is triggered, and which is fast enough to be able to intervene before the production of other passivation steps.
  • the invention also aims at providing such a method and such a draining device that can be designed to generate a minimal disturbing thrust, theoretically almost zero, on the spacecraft during emptying.
  • the invention also aims at providing such a method and such a draining device in which the triggering of the emptying can be controlled simply and inexpensively, for example by a simple controlled valve (electromagnetic or pyrotechnic or other).
  • the invention also aims at providing such a method and such a draining device that can be used with all types of gaseous fluids.
  • the invention also aims to propose a solution that is robust, long-lasting, and compatible with the constraints of certification, manufacturing and use of space systems.
  • the invention relates to a method of emptying a spacecraft enclosure containing a gas composition under a pressure P1 greater than that P2 prevailing in an environment outside the spacecraft in space, the enclosure being connected to this external environment of the space by at least one evacuation line, characterized in that the gaseous composition circulating in each discharge line passes through at least one initial expansion device having at least one section throat disposed in each discharge line enters at least one inlet end of the discharge pipe in fluid communication with the interior of the enclosure and at least one narrow section outlet end of the exhaust pipe opening into said external environment, the pressure of the gas composition at the outlet of each initial expansion device being at a third value Pi intermediate between the first pressure P1 in the chamber and the second pressure P2 of the external environment.
  • pipe generally designates any device capable of ensuring fluid communication between at least one inlet of this device and at least one outlet of this device and furthermore hermetically isolated from the environment. outside.
  • a pipe may have several inputs and / or several outputs.
  • the term “enclosure” designates any hermetically sealed space capable of enclosing an at least partially gaseous composition; it may be in particular a tank as well as a plurality of tanks connected to each other by one or more pipes.
  • the expansion of the gaseous composition in each discharge pipe takes place in at least two successive stages: a first initial step inside the evacuation pipe, and a second step at the outlet of said discharge pipe, via each outlet end with a narrow section of the evacuation pipe opening into said external environment.
  • the initial expansion inside an exhaust pipe is mainly isenthalpic, while the expansion at the narrow section outlet of an exhaust pipe is mainly isentropic.
  • the invention extends to a device for implementing a method according to the invention. It therefore also concerns an initial expansion device for emptying a spacecraft enclosure containing a gaseous composition under a pressure P1 greater than that P2 prevailing in an environment outside the spacecraft in space, comprising at least one evacuation pipe connecting the enclosure to this outside environment of the space, characterized in that each evacuation pipe incorporates at least one device initial expansion device having at least one section throat disposed in each discharge line between at least one inlet end of the evacuation pipe in fluid communication with the interior of the enclosure and at least one outlet end with a narrow section of the evacuation pipe opening into said external environment, the pressure of the gas composition at the outlet of each initial expansion device being at a third value Pi intermediate between the first pressure P1 and the second pressure P2.
  • any expansion device having at least one sectional throat capable of being incorporated in a discharge pipe may be envisaged as an initial expansion device within the scope of the invention.
  • an initial expansion device is a completely static device, that is to say free of moving parts.
  • Such a throat section provides indeed an initial relaxation mainly isenthalpic, the wall of the discharge pipe being sufficiently thermally insulating, or even equipped with a heating system, to ensure mainly adiabatic relaxation conditions with a decrease in temperature as low as possible.
  • the advantage of such isenthalpic expansion is to allow to obtain a large decrease in pressure with a small variation in temperature, while maintaining the kinetic energy of the fluid (especially with a sufficient flow rate and without inducing residual thrust on the evacuation pipe).
  • Such an initial expansion device having at least one sectional throat also makes it possible to determine the output flow rate (as a function only of the value of the pressure at the inlet), and thus to obtain a minimal thrust at the outlet of the duct. evacuation and control the duration of the emptying so that it is determined with sufficient precision in advance (at the launch of the spacecraft).
  • any throat section can be considered in this respect (passage orifice or neck, preferably sonic (for the values provided by the pressure P1), capillary ).
  • at least one initial expansion device is a capillary pipe interposed in the discharge pipe so as to be traversed by the gas composition.
  • a capillary pipe is interposed in series in the discharge pipe so as to be traversed by all the gaseous composition circulating in the discharge pipe. It has an upstream orifice in which the gaseous composition is forced to penetrate under pressure, and a downstream orifice delivering in the evacuation pipe the gaseous composition expanded at the intermediate pressure Pi.
  • Such a capillary tube may advantageously be wound helically around the a rigid support incorporated in the evacuation pipe.
  • Such a capillary pipe has the particular advantage of being able to be manufactured accurately at low cost and to withstand high input pressure values.
  • each capillary tube has an internal diameter of between 10 ⁇ m and 100 ⁇ m, in particular of the order of 30 ⁇ m to 50 ⁇ m, and a developed length of between 1 cm. and 100 cm -particularly of the order of 4 cm to 20 cm-. Any other embodiment is conceivable.
  • the latter has a downstream portion extending between the outlet of the initial expansion device
  • the gaseous composition is ejected from each discharge pipe into the external environment by passing through at least one section-restricted outlet orifice -particularly a sonic exit orifice-from each outlet end of each evacuation pipe.
  • a sonic outlet opening at each outlet end of each discharge conduit provides a predominantly isentropic expansion between said intermediate pressure and the pressure of the external environment in space.
  • the invention also relates to a device for emptying an end-of-mission spacecraft enclosure containing a gaseous composition under a pressure P1 greater than that P2 prevailing in an environment outside the spacecraft in space.
  • the enclosure being connected to this external environment of the space by at least one evacuation pipe, characterized in that each discharge pipe has a downstream portion forming each outlet end of the discharge pipe, this portion downstream having at least one pair of sectionally restricted-sonically opposed-sectioned outlet ports for producing opposing or zero-output thrusts
  • said downstream portion is formed of at least one pair of coaxial tubes extending in opposite directions to each other, each tube of this downstream portion having an outlet orifice with a sectional throat - especially sonic -.
  • the downstream portion of each discharge line may be formed of a only pair of coaxial tubes in opposition, the evacuation pipe being in the general shape of T.
  • the evacuation pipe being in the general shape of T.
  • said downstream portion is connected in extension of an upstream section of the discharge pipe and each initial expansion device of the discharge pipe is incorporated in said upstream section.
  • At least one filtration device is disposed upstream of each initial expansion device with a sectional throat -particularly upstream of each capillary tube.
  • the gaseous composition circulating in each discharge line passes through at least one filtration device arranged upstream of an initial expansion device with a sectional throat -particularly upstream of an initial throttling device of section formed of a capillary pipe interposed in the discharge pipe so as to be traversed by the gaseous composition.
  • Such a filtering device is chosen so as to filter the particles capable of closing off such an initial expansion device with a narrow section.
  • a filtration device having a cutoff diameter smaller than the diameter of the sectional throat of the initial expansion device (capillary tube), preferably less than one-tenth of this diameter, in particular included between 0.1 ⁇ m and 10 ⁇ m.
  • the filtration device is adapted to have a maximum filtering surface and a negligible pressure drop.
  • the filtration device is disposed in the main tubular section of the portion downstream of each discharge pipe, upstream of each initial expansion device (capillary pipe in particular).
  • a drainage device advantageously comprises for each discharge pipe, at least one controlled valve adapted to close said discharge pipe, and to be able to open, on command, said evacuation pipe and put said enclosure in fluid communication with said external environment.
  • a controlled valve may be an electromagnetic valve or a pyrotechnic valve or any other valve that can be controlled by a control device integrated into the spacecraft or from the ground (remote control).
  • this controlled valve is disposed in the exhaust pipe as far upstream as possible, in particular upstream of each initial expansion device. None, however, prevents alternatively to have a valve controlled downstream of an initial expansion device, or even in the downstream portion of the exhaust pipe or at the outlet ends of the latter. If the discharge pipe has several inlet ends and / or several outlet ends, it is possible to provide a plurality of controlled valves.
  • the invention extends to a method implemented in a device according to the invention. It applies in particular to the emptying of a spacecraft enclosure in which the pressure difference between the pressure P1 prevailing in the chamber and the pressure P2 prevailing in the environment outside the spacecraft in the space is greater than 100,000 hPa, more particularly greater than 200,000 hPa, typically between 100,000 hPa and 1,000,000 hPa.
  • the invention also extends to a spacecraft - which may be in particular but not exclusively an artificial satellite - comprising at least one chamber containing a gaseous composition under a pressure and a device for emptying each chamber, characterized in that it comprises at least one emptying device according to the invention.
  • the invention also extends to a method of passivation at the end of the mission of a spacecraft according to the invention, characterized in that the emptying of each chamber of the spacecraft is carried out according to a method of emptying according to to the invention.
  • the invention also relates to a method and a device for emptying a spacecraft enclosure and a spacecraft characterized in combination by all or some of the characteristics mentioned above or below.
  • the spacecraft represented as an example on the figure 1 comprises a frame 10 carrying three reservoirs 11 of gas composition under pressure connected by different pipes to a device 12 for emptying comprising a controlled valve 13 and a pipe 14 of discharge.
  • the controlled valve 13 is connected on one side to the various lines in fluid communication with the tanks 11, and, on the other, at one end 16 of the inlet line 14 evacuation.
  • the controlled valve 13 may be a pyrotechnic valve or an electromagnetic valve which is normally closed and whose opening can be controlled by a control signal transmitted by a control unit (not shown) of the spacecraft or received from the ground ( remote control).
  • a control unit not shown
  • the controlled valve 13 When the valve 13 is closed, the gaseous composition contained in the tanks 11 can not escape through the evacuation pipe 14.
  • the valve 13 is open, the gaseous composition under pressure contained in the tanks 11 can flow through this valve 13 itself connected in fluid communication with the discharge pipe 14, the inside of the tanks 11 being in fluid communication with the external environment of the spacecraft (Interplanetary space when the spacecraft is an artificial satellite) which is at the pressure of the space vacuum.
  • the evacuation pipe 14 comprises an upstream section 15 connected to the valve 13 and extending from the latter, this upstream section 15 forming the inlet end 16 of the evacuation pipe 14, and having one end 18 downstream.
  • the evacuation pipe 14 is fixed to the frame 10 by a fastening tab 30, for example at the downstream end 18 of the upstream section 15.
  • the evacuation pipe 14 has a downstream portion 17 forming an outlet chamber and having at least one pair of outlet orifices 19a, 19b adapted to deliver gas flows at the outlet in directions opposite to each other, preferably at least substantially coaxial. In this way, the reaction thrusts formed by these gas flows are opposite, the result of the reaction forces of the emptying on the frame 10 being theoretically zero and in practice minimized.
  • the downstream portion 17 is formed of two tubes 17a, 17b extending in opposite directions to each other from the downstream end 18 of the upstream section, each tube 17a 17b of the downstream portion forming one of the outlet orifices 19a, 19b.
  • the upstream section 15 is, in the example shown, a straight tubular section. There is nothing to prevent the downstream section of the evacuation pipe 14 from having any other shape which is more or less curved, but in any case it is possible to define a longitudinal direction of the upstream section 15 at the end 18 downstream of the latter (tangent to the median line of the upstream section 15).
  • the two tubes 17a, 17b extend at least substantially orthogonally to this longitudinal direction of the upstream section 15 at the downstream end 18 of the latter so as to ensure a balanced distribution of the gas flow in each of the two tubes 17a, 17b .
  • the outlet orifices 19a, 19b are oriented relative to the frame 10 of the spacecraft so as to minimize the impact of any residual thrust produced by the gas flows escaping from the outlet orifices 19a, 19b. at the opening of the valve 13.
  • the device 12 for emptying according to the invention is mounted on the frame 10 of such so that the direction of the tubes is preferably parallel to the maximum direction of inertia of the frame 10 and / or the spacecraft.
  • the opposite directions of the outlet orifices 19a, 19b may be non-aligned on the maximum directions of inertia and see their directions determined according to the arrangement of the spacecraft in the vicinity holes. Indeed, the interaction of the fluid jets with the spacecraft can create a force and a resultant torque non-negligible, which should be minimized. Interactions with the spacecraft jets escaping ports 19a and 19b have no reason to be equal. Indeed, even if the orifices 19a and 19b have opposite directions, this symmetry can be destroyed by the arrangement of the spacecraft which may not be identical to the vicinity of the two orifices 19a and 19b. As a result, the interactions of each orifice with the spacecraft do not cancel each other out: a torque and a resultant force appear. This torque and force can be determined by software simulation and minimized in the same way.
  • the upstream section incorporates, from the inlet end 16, a particle filter 20 traversed by the gas composition from the tanks 11, and, downstream of the filter 20, an initial expansion device 21 also traversed by the gaseous composition from the tanks 11.
  • the initial expansion device 21 comprises a capillary tube 22 wound helically around a hollow cylindrical support 23 extending inside the evacuation pipe 14 from a collar 24 for fastening the device 21 for expansion. initially relative to the upstream section of the evacuation pipe 14.
  • the collar 24 is interposed between two cylindrical sleeves 31, 32 of outer wall forming the upstream portion 15, which reliably resists at any upstream pressure value.
  • the collar 24 is welded to the two sleeves 31, 32 of the upstream section 15 of the pipe 14 of discharge.
  • the support 23 has an orifice 25 allowing the passage of the capillary tube 22 inside the support 23, the capillary tube 22 being extended axially upstream through an axial bore 26 of the collar 24.
  • This bore 26 has an end 27 upstream traversed hermetically by the capillary pipe 22 which thus has an open upstream end 28 in the discharge pipe 14 immediately downstream of the filter 20, the gas composition can penetrate into this upstream end 28 of the capillary pipe 22.
  • the capillary pipe 22 also comprises a downstream end 29 open in the downstream discharge pipe 14 towards the downstream end 18 of the upstream section.
  • the gaseous composition that escapes from the end of the capillary pipe 22 supplies the downstream portion 17 of the evacuation pipe 14. It is then distributed in the two tubes 17a, 17b and is ejected via the orifices 19a, 19b output.
  • the filter 20 is chosen so as to filter the particles at the inlet of the capillary pipe 22, for example with a cut-off diameter of the order of costs less than 1 ⁇ m. It should be noted that such a filter 20 can also provide a mainly isenthalpic expansion of the gas composition, but is preferably chosen to have a maximum filtering surface and a minimal pressure drop, substantially without expansion of the fluid.
  • the gaseous composition from the tanks 11 thus circulates between the filter 20 and the downstream portion 17 through the capillary pipe 22, which constitute initial essentially isenthalpic expansion devices.
  • the capillary pipe 22 determines the flow rate of the gaseous composition flowing through the orifices 19a, 19b output of the discharge pipe 14 when the valve 13 is open.
  • the gaseous composition is at an intermediate pressure Pi between the pressure P1 of the gaseous composition in the tanks 11 and the pressure P2 of the external environment (vacuum pressure).
  • the outlet orifices 19a, 19b are sonic orifices in the form of isentropic tuyeres, that is to say they are adapted to provide a mainly isentropic expansion between the intermediate pressure Pi prevailing in the portion 17 downstream, and the substantially zero pressure P2 of the external environment in space.
  • the characteristics of the capillary pipe 22 can be adapted to provide an intermediate pressure value Pi which makes it possible to prevent any liquid phase formation. and / or solid in the evacuation pipe 14, and in particular at the outlet orifices 19a, 19b.
  • an intermediate pressure Pi is selected, avoiding any liquefaction of the residual water that may be contained in the gaseous composition.
  • the characteristics of the capillary pipe 22 and the outlet orifices 19a, 19b are, for one thing, determined from the maximum value that can be encountered for the pressure P1 of the gas composition coming from the tanks 11, that is to say when these reservoirs 11 are full when launching the spacecraft.
  • the characteristics of the capillary pipe 22 are also chosen so as to allow, moreover, the preceding conditions (relaxation mainly isenthalpic, absence of liquefaction during expansion) being fulfilled, obtaining a maximum discharge rate.
  • an only isentropic expansion not in accordance with the invention represented by the curve C1 causes the liquefaction of the gas composition at a pressure greater than 10 bar (10 000 hPa) and a temperature greater than 110 K.
  • an expansion only isentropic not according to the invention represented by the curve C5 causes the liquefaction of the gas composition at a pressure greater than 5 bar (5000 hPa) and a temperature of the order of 100 K.
  • the characteristics of the capillary pipe 22 and the diameter of the sonic outlet apertures 19a, 19b are advantageously chosen so that the intermediate pressure Pi is less than 5 bar (5000 hPa), more particularly less than 4 bar (4 bar).
  • 000 hPa) for a temperature of 243 K and less than 20 bar (20 000 hPa), more particularly less than 15 bar (15 000 hPa) for an initial temperature of 318 K.
  • the flow rate provided by such a capillary tube may be between 21 mg / s and 16 mg / s, in particular of the order of 20 mg / s.
  • the emptying time of tanks 11 having a total of 8.3 kg of gaseous composition is then between 65 days and 75 days, in particular of the order of 70 days (the emptying being considered complete once the pressure is considered enough low, ie of the order of 1 bar (10 5 Pa)).
  • the isenthalpic expansion produces a slight drop in temperature.
  • a gaseous composition having a low Joule-Thomson inversion temperature helium, hydrogen, etc.
  • the initial essentially isenthalpic expansion produces an increase in temperature, all the more so preventing the inadvertent formation of the liquid phase.
  • the invention thus makes it possible to carry out a fast, reliable emptying process in a simple and inexpensive manner.
  • the spacecraft may be subjected to a passivation process at the end of the mission according to the invention, the other general characteristics of which are described for example by FR2896773 and incorporating this emptying method according to the invention.
  • the filters 20 and the capillary tube 22 may be completed and / or replaced by any other section-throat device adapted to perform an initial mainly isenthalpic expansion (orifice (s) in a transverse plate ).
  • the downstream portion 17 may be formed otherwise than by two opposing tubes (cylindrical chamber with diametrically opposite orifices) ...
  • the spacecraft according to the invention may be formed of an artificial satellite intended to be placed in terrestrial orbit, or any other spacecraft (launcher, shuttle, space probe, orbital station, lunar or martian module ).

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Abstract

L'invention concerne un procédé et un dispositif de vidange d'une enceinte d'engin spatial contenant une composition gazeuse sous une pression P1 supérieure à celle P2 régnant dans un environnement extérieur à l'engin spatial dans l'Espace, l'enceinte étant reliée à cet environnement extérieur de l'Espace par au moins une conduite (14) d'évacuation. La composition gazeuse circulant dans chaque conduite (14) d'évacuation traverse au moins un dispositif (20, 21) de détente initiale présentant au moins un étranglement de section à la sortie duquel la pression de la composition gazeuse se trouve à une troisième valeur Pi intermédiaire entre la première pression P1 dans l'enceinte et la deuxième pression P2 de l'environnement extérieur.

Description

  • L'invention concerne un procédé et un dispositif de vidange d'une enceinte d'engin spatial contenant une composition gazeuse sous une pression P1 supérieure à celle P2 régnant dans un environnement extérieur à l'engin spatial situé dans l'espace extra-atmosphère (désigné "Espace" dans tout le texte), l'enceinte étant reliée à cet environnement extérieur de l'Espace par au moins une conduite d'évacuation. Elle s'étend à un engin spatial, tel qu'un satellite artificiel, équipé d'au moins un tel dispositif de vidange.
  • Comme l'indique FR2896773 , le problème de la vidange des réservoirs sous pression de systèmes spatiaux, en particulier des satellites artificiels, en fin de mission nécessite des précautions importantes, ce document prévoyant, pour la passivation d'un satellite de télécommunication, deux étapes de passivation successives, dont une première étape de vidange contrôlée, la plus importante et la plus longue, dans laquelle l'attitude du satellite doit être contrôlée à partir du sol.
  • Outre que cette solution n'est pas applicable à tous les systèmes spatiaux (certains d'entre eux n'étant pas dotés de moyens de contrôle d'attitude efficaces en fin de mission), elle est particulièrement coûteuse et complexe. En outre, en pratique, les pressions de composition gazeuse couramment rencontrées en fin de mission d'un engin spatial peuvent atteindre des valeurs importantes (notamment en cas de fin de mission anticipée), typiquement de plusieurs centaines de bars (plusieurs dizaines de millions de pascals), mais dont la valeur n'est pas connue à l'avance. La vidange dans le vide spatial environnant par une simple conduite et/ou tuyère ne peut donc pas être contrôlée dans toutes les conditions initiales de vidange inconnues à l'avance. En particulier, dans le cas d'une tuyère d'évacuation, la température en sortie de tuyère dépend de la température d'entrée et du rapport entre la pression de sortie et la pression d'entrée. Or, ni la température d'entrée ni la pression d'entrée (régnant dans l'enceinte) ne sont connues à l'instant de déclenchement de la vidange en fin de mission d'un engin spatial. En conséquence, il reste possible que la température de sortie soit suffisamment basse pour entraîner un changement de phase au moins partielle de la composition gazeuse, de sorte que le dimensionnement de cette tuyère ne peut pas être optimisé, et que son fonctionnement ne peut donc pas être certifié à l'avance.
  • Ce problème se pose avec d'autant plus d'acuité que la composition gazeuse peut comprendre une proportion non nulle d'eau, susceptible, lors de la détente, de générer des gouttelettes liquides perturbant l'opération de vidange et pouvant générer des variations intempestives de la poussée générée par la vidange, voire même des phénomènes de type coups de bélier produisant des accélérations intempestives de l'engin spatial. Tel est le cas en particulier lorsque la composition gazeuse comprend de l'azote.
  • Par ailleurs, en fin de vie d'un satellite artificiel, il convient de vidanger des réservoirs de gaz sous pression avant de désorbiter le satellite. Lors de cette vidange, le satellite ne doit pas présenter une modification d'attitude trop importante, susceptible d'entraîner la perte de son suivi par le sol. Pour éviter une telle modification d'attitude, on peut penser à diminuer considérablement la valeur du débit de vidange. Mais il en résulte alors une durée importante nécessaire à la vidange totale des réservoirs, et donc à la passivation du satellite artificiel et à sa modification d'orbite ultérieure.
  • L'invention vise donc à pallier l'ensemble de ces inconvénients en proposant un procédé et un dispositif de vidange d'une enceinte sous pression d'engin spatial, qui soient simples, peu coûteux, et dont le fonctionnement peut être certifié dans toutes les hypothèses possibles de pression et de température pouvant être rencontrées à l'instant de déclenchement de cette vidange, notamment en fin de mission (normale ou déclenchée).
  • En particulier, l'invention vise à proposer un tel procédé et un tel dispositif de vidange qui permettent d'obtenir une vidange contrôlée, notamment dont la durée est maîtrisée avant son déclenchement, et qui soit suffisamment rapide pour pouvoir intervenir avant la réalisation d'autres étapes de passivation.
  • L'invention vise également à proposer un tel procédé et un tel dispositif de vidange qui puissent être conçus de façon à générer une poussée perturbatrice minime, théoriquement quasiment nulle, sur l'engin spatial lors de la vidange.
  • L'invention vise également à proposer un tel procédé et un tel dispositif de vidange dans lesquels le déclenchement de la vidange peut être commandé de façon simple et peu coûteuse, par exemple par une simple vanne commandée (électromagnétique ou pyrotechnique ou autre).
  • L'invention vise également à proposer un tel procédé et un tel dispositif de vidange susceptibles d'être utilisés avec tous types de fluides gazeux.
  • L'invention vise également à proposer une solution qui soit robuste, de longue durée de vie, et compatible avec les contraintes de certification, de fabrication et d'utilisation des systèmes spatiaux.
  • Pour ce faire, l'invention concerne un procédé de vidange d'une enceinte d'engin spatial contenant une composition gazeuse sous une pression P1 supérieure à celle P2 régnant dans un environnement extérieur à l'engin spatial dans l'Espace, l'enceinte étant reliée à cet environnement extérieur de l'Espace par au moins une conduite d'évacuation, caractérisé en ce que la composition gazeuse circulant dans chaque conduite d'évacuation traverse au moins un dispositif de détente initiale présentant au moins un étranglement de section disposé dans chaque conduite d'évacuation entre au moins une extrémité d'entrée de la conduite d'évacuation en communication de fluide avec l'intérieur de l'enceinte et au moins une extrémité de sortie à étranglement de section de la conduite d'évacuation débouchant dans ledit environnement extérieur, la pression de la composition gazeuse à la sortie de chaque dispositif de détente initiale se trouvant à une troisième valeur Pi intermédiaire entre la première pression P1 dans l'enceinte et la deuxième pression P2 de l'environnement extérieur.
  • Dans tout le texte, le terme "conduite" désigne de façon générale tout dispositif apte à assurer une communication de fluide entre au moins une entrée de ce dispositif et au moins une sortie de ce dispositif et isolé par ailleurs de façon hermétique de l'environnement extérieur. En particulier, une conduite peut présenter plusieurs entrées et/ou plusieurs sorties. Le terme "enceinte" désigne tout espace hermétiquement clos susceptible de renfermer une composition au moins partiellement gazeuse ; il peut s'agir notamment aussi bien d'un réservoir que d'une pluralité de réservoirs reliés les uns aux autres par une ou plusieurs conduites.
  • Ainsi, dans un procédé selon l'invention, la détente de la composition gazeuse dans chaque conduite d'évacuation s'effectue en au moins deux étapes successives : une première étape initiale à l'intérieur de la conduite d'évacuation, et une deuxième étape à la sortie de ladite conduite d'évacuation, via chaque extrémité de sortie à étranglement de section de la conduite d'évacuation débouchant dans ledit environnement extérieur. La détente initiale à l'intérieur d'une conduite d'évacuation est principalement isenthalpique, tandis que la détente à la sortie à étranglement de section d'une conduite d'évacuation est principalement isentropique. Il en résulte en particulier que toute formation de phase liquide et/ou solide peut ainsi être évitée quelle que soit la nature de la composition gazeuse (y compris pour une composition gazeuse dont la température d'inversion de Joule-Thomson est élevée), dès lors que ladite pression intermédiaire Pi est choisie suffisamment faible, en fonction de la pression maximum pouvant régner dans l'enceinte, cette dernière pouvant correspondre à la pression initiale au lancement de l'engin spatial. En conséquence, avantageusement et selon l'invention, chaque dispositif de détente initiale -notamment chaque étranglement de section- est choisi de façon à empêcher toute formation de phase liquide et/ou solide. Plus particulièrement, chaque dispositif de détente initiale est choisi de façon à ce que la pression intermédiaire soit suffisamment faible pour éviter toute formation de phase liquide et/ou solide lors de la détente finale ultérieure entre ladite pression intermédiaire et la pression de l'environnement extérieur (vide partiel ou vide spatial). Néanmoins, avec une détente initiale principalement isenthalpique, la pression intermédiaire Pi peut être obtenue avec un débit relativement important permettant d'obtenir une vidange dans une durée satisfaisante.
  • L'invention s'étend à un dispositif de mise en oeuvre d'un procédé selon l'invention. Elle concerne donc également un dispositif de détente initiale de vidange d'une enceinte d'engin spatial contenant une composition gazeuse sous une pression P1 supérieure à celle P2 régnant dans un environnement extérieur à l'engin spatial dans l'Espace, comprenant au moins une conduite d'évacuation reliant l'enceinte à cet environnement extérieur de l'Espace, caractérisé en ce que chaque conduite d'évacuation incorpore au moins un dispositif de détente initiale présentant au moins un étranglement de section disposé dans chaque conduite d'évacuation entre au moins une extrémité d'entrée de la conduite d'évacuation en communication de fluide avec l'intérieur de l'enceinte et au moins une extrémité de sortie à étranglement de section de la conduite d'évacuation débouchant dans ledit environnement extérieur, la pression de la composition gazeuse à la sortie de chaque dispositif de détente initiale se trouvant à une troisième valeur Pi intermédiaire entre la première pression P1 et la deuxième pression P2.
  • Rien n'empêche de prévoir plusieurs dispositifs de détente successifs à l'intérieur d'une même conduite d'évacuation, en tant que de besoin. Néanmoins, avantageusement et selon l'invention, un unique dispositif de détente initiale incorporé dans chaque conduite d'évacuation est en général suffisant.
  • Tout dispositif de détente présentant au moins un étranglement de section susceptible de pouvoir être incorporé dans une conduite d'évacuation peut être envisagé à titre de dispositif de détente initiale dans le cadre de l'invention. De préférence, avantageusement et selon l'invention, un tel dispositif de détente initiale est un dispositif entièrement statique, c'est-à-dire exempt de pièces mobiles.
  • Un tel étranglement de section procure en effet une détente initiale principalement isenthalpique, la paroi de la conduite d'évacuation étant suffisamment thermiquement isolante, voire même dotée d'un système de chauffage, pour assurer des conditions de détente principalement adiabatique avec une diminution de température aussi faible que possible. L'intérêt d'une telle détente isenthalpique est de permettre d'obtenir une grande diminution de la pression avec une faible variation de température, en conservant l'énergie cinétique du fluide (notamment avec un débit suffisant et sans induire de poussée résiduelle sur la conduite d'évacuation). Pour une composition gazeuse à une température inférieure à sa température d'inversion de Joule-Thomson, une telle détente principalement isenthalpique produit une chute de température qui peut être limitée à quelques dizaines de kelvins, de sorte que la détente finale en sortie de chaque conduit d'évacuation peut s'effectuer principalement par abaissement température avec une faible variation de pression (jusqu'aux conditions de température et de pression de l'environnement extérieur dans l'Espace) et une faible poussée, sous forme principalement isentropique.
  • Un tel dispositif de détente initiale présentant au moins un étranglement de section permet également de déterminer le débit de sortie (en fonction uniquement de la valeur de la pression à l'entrée), et donc d'obtenir une poussée minime en sortie de conduite d'évacuation et de contrôler la durée de la vidange pour que celle-ci soit déterminée avec suffisamment de précision à l'avance (au lancement de l'engin spatial).
  • Tout étranglement de section peut être envisagé à ce titre (orifice de passage ou col, de préférence sonique (pour les valeurs prévues par la pression P1) ; capillaire...). De préférence, avantageusement et selon l'invention au moins un dispositif de détente initiale est un tuyau capillaire interposé dans la conduite d'évacuation de façon à être traversé par la composition gazeuse. Un tel tuyau capillaire est interposé en série dans la conduite d'évacuation de façon à être traversé par toute la composition gazeuse circulant dans la conduite d'évacuation. Il présente un orifice amont dans lequel la composition gazeuse est forcée à pénétrer sous pression, et un orifice aval délivrant dans la conduite d'évacuation la composition gazeuse détendue à la pression intermédiaire Pi. Un tel tuyau capillaire peut être avantageusement enroulé en hélice autour d'un support rigide incorporé dans la conduite d'évacuation. Un tel tuyau capillaire présente notamment l'avantage de pouvoir être fabriqué avec précision à faible coût et de pouvoir supporter des valeurs élevées de pression en entrée.
  • Dans un mode de réalisation possible, avantageusement et selon l'invention, chaque tuyau capillaire présente un diamètre interne compris entre 10 µm et 100 µm -notamment de l'ordre de 30 µm à 50 µm-, et une longueur développée comprise entre 1 cm et 100 cm -notamment de l'ordre de 4 cm à 20 cm-. Tout autre mode de réalisation est envisageable.
  • Par ailleurs, pour favoriser l'obtention d'une détente principalement isenthalpique dans chaque conduite d'évacuation, cette dernière présente une portion aval s'étendant entre la sortie du dispositif de détente initiale
  • (ou la sortie du dispositif de détente initiale situé le plus en aval dans la conduite d'évacuation si plusieurs dispositifs de détente initiale successifs sont prévus) et chaque extrémité de sortie à étranglement de section, cette portion aval étant suffisamment volumineuse et/ou longue et dotée d'au moins un orifice de sortie à étranglement de section -notamment un orifice de sortie sonique (pour la valeur de la pression intermédiaire Pi)-.
  • Avantageusement et selon l'invention, la composition gazeuse est éjectée de chaque conduite d'évacuation dans l'environnement extérieur en traversant au moins un orifice de sortie à étranglement de section -notamment un orifice de sortie sonique- de chaque extrémité de sortie de chaque conduite d'évacuation. Un orifice de sortie sonique ménagé à chaque extrémité de sortie de chaque conduite d'évacuation procure une détente principalement isentropique entre ladite pression intermédiaire et la pression de l'environnement extérieur dans l'Espace.
  • Par ailleurs, l'invention concerne également un dispositif de vidange d'une enceinte d'engin spatial en fin de mission contenant une composition gazeuse sous une pression P1 supérieure à celle P2 régnant dans un environnement extérieur à l'engin spatial dans l'Espace, l'enceinte étant reliée à cet environnement extérieur de l'Espace par au moins une conduite d'évacuation, caractérisé en ce que chaque conduite d'évacuation présente une portion aval formant chaque extrémité de sortie de la conduite d'évacuation, cette portion aval présentant au moins une paire d'orifices de sortie à étranglement de section -notamment soniques- orientés en opposition pour produire des poussées en opposition ou de résultante nulle
  • Ainsi, la résultante de poussée du dispositif de vidange est théoriquement nulle et en pratique très faible, de sorte qu'aucun contrôle d'attitude n'est nécessaire.
  • Dans un mode de réalisation préférentiel, avantageusement et selon l'invention, ladite portion aval est formée d'au moins une paire de tubes coaxiaux s'étendant dans des directions opposées l'une à l'autre, chaque tube de cette portion aval présentant un orifice de sortie à étranglement de section -notamment sonique-. La portion aval de chaque conduite d'évacuation peut être formée d'une unique paire de tubes coaxiaux en opposition, la conduite d'évacuation étant en forme générale de T. Rien n'empêche de prévoir cependant plusieurs paires de tubes en opposition, ou une portion aval formée d'une chambre de sortie cylindrique de révolution autour de la direction longitudinale de l'extrémité aval du tronçon amont de la conduite d'évacuation, cette chambre de sortie présentant des orifices de sortie à étranglement de section diamétralement opposés deux à deux, ou encore toute autre forme de réalisation adaptée pour produire des poussées en opposition.
  • Par ailleurs, avantageusement et selon l'invention, ladite portion aval est connectée en prolongation d'un tronçon amont de la conduite d'évacuation et chaque dispositif de détente initiale de la conduite d'évacuation est incorporé dans ledit tronçon amont.
  • En outre, avantageusement et selon l'invention, au moins un dispositif de filtration est disposé à l'amont de chaque dispositif de détente initiale à étranglement de section -notamment à l'amont de chaque tuyau capillaire-. Ainsi, la composition gazeuse circulant dans chaque conduite d'évacuation traverse au moins un dispositif de filtration disposé à l'amont d'un dispositif de détente initiale à étranglement de section -notamment à l'amont d'un dispositif de détente initiale à étranglement de section formé d'un tuyau capillaire interposé dans la conduite d'évacuation de façon à être traversé par la composition gazeuse-.
  • Un tel dispositif de filtration est choisi de façon à filtrer les particules susceptibles d'obturer un tel dispositif de détente initiale à étranglement de section. Par exemple, avantageusement et selon l'invention on utilise un dispositif de filtration présentant un diamètre de coupure inférieur au diamètre de l'étranglement de section du dispositif de détente initiale (tuyau capillaire), de préférence inférieur au dixième de ce diamètre, notamment compris entre 0,1 µm et 10 µm. Rien n'empêche de prévoir dans une variante non préférentielle que le dispositif de filtration constitue en lui-même un dispositif de détente initiale. Néanmoins, de préférence, le dispositif de filtration est adapté pour présenter une surface filtrante maximale et une perte de charge négligeable.
  • De préférence, avantageusement et selon l'invention, le dispositif de filtration est disposé dans le tronçon tubulaire principal de la portion aval de chaque conduite d'évacuation, à l'amont de chaque dispositif de détente initiale (tuyau capillaire notamment).
  • En outre, un dispositif de vidange selon l'invention comprend avantageusement pour chaque conduite d'évacuation, au moins une vanne commandée adaptée pour fermer ladite conduite d'évacuation, et pour pouvoir ouvrir, sur commande, ladite conduite d'évacuation et mettre ladite enceinte en communication de fluide avec ledit environnement extérieur. Une telle vanne commandée peut être une vanne électromagnétique ou une vanne pyrotechnique ou toute autre vanne susceptible d'être commandée par un dispositif de commande intégré à l'engin spatial ou à partir du sol (télécommande). De préférence, cette vanne commandée est disposée dans la conduite d'évacuation le plus en amont possible, notamment en amont de chaque dispositif de détente initiale. Rien n'empêche cependant en variante de disposer une vanne commandée à l'aval d'un dispositif de détente initiale, voire même dans la portion aval de la conduite d'évacuation ou au niveau des extrémités de sortie de cette dernière. Si la conduite d'évacuation présente plusieurs extrémités d'entrée et/ou plusieurs extrémités de sortie, il est possible de prévoir plusieurs vannes commandées.
  • L'invention s'étend à un procédé mis en oeuvre dans un dispositif selon l'invention. Elle s'applique en particulier à la vidange d'une enceinte d'engin spatial dans laquelle la différence de pression entre la pression P1 régnant dans l'enceinte et la pression P2 régnant dans l'environnement extérieur à l'engin spatial dans l'espace est supérieure à 100 000 hPa, plus particulièrement supérieure à 200 000 hPa, typiquement comprise entre 100 000 hPa et 1 000 000 hPa.
  • L'invention s'étend également à un engin spatial -pouvant être en particulier mais non exclusivement un satellite artificiel- comprenant au moins une enceinte contenant une composition gazeuse sous une pression et un dispositif de vidange de chaque enceinte, caractérisé en ce qu'il comporte au moins un dispositif de vidange selon l'invention. L'invention s'étend également à un procédé de passivation en fin de mission d'un engin spatial selon l'invention, caractérisé en ce que l'on procède la vidange de chaque enceinte de l'engin spatial selon un procédé de vidange conforme à l'invention.
  • L'invention concerne également un procédé et un dispositif de vidange d'une enceinte d'engin spatial et un engin spatial caractérisés en combinaison par tout ou partie des caractéristiques mentionnées ci-dessus ou ci-après.
  • D'autres buts, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront la lecture de la description suivante de l'un de ses modes de réalisation préférentiels donné uniquement à titre d'exemple non limitatif et qui se réfère aux figures annexées dans lesquelles :
    • la figure 1 est une vue schématique partielle en élévation avec un arraché partiel d'un satellite artificiel comprenant un dispositif de vidange selon un mode de réalisation de l'invention,
    • la figure 2 est une vue schématique en perspective partiellement arrachée d'un dispositif de vidange selon un mode de réalisation de l'invention,
    • la figure 3 est une vue schématique en coupe axiale du dispositif de vidange de la figure 2,
    • la figure 4 est une vue schématique en coupe axiale du dispositif de détente initiale du dispositif de vidange des figures 2 et 3,
    • la figure 5 est un diagramme T, P illustrant le fonctionnement d'un procédé de vidange selon l'invention.
  • L'engin spatial représenté à titre d'exemple sur la figure 1 comprend un bâti 10 portant trois réservoirs 11 de composition gazeuse sous pression reliés par différentes conduites à un dispositif 12 de vidange comprenant une vanne 13 commandée et une conduite 14 d'évacuation. La vanne 13 commandée est reliée d'un côté aux différentes conduites en communication de fluide avec les réservoirs 11, et, de l'autre, à une extrémité 16 d'entrée la conduite 14 d'évacuation.
  • La vanne 13 commandée peut être une vanne pyrotechnique ou une vanne électromagnétique qui est normalement fermée et dont l'ouverture peut être commandée par un signal de commande émis par une unité de commande (non représenté) de l'engin spatial ou reçu du sol (télécommande). Lorsque la vanne 13 est fermée la composition gazeuse contenue dans les réservoirs 11 ne peut pas s'échapper par la conduite 14 d'évacuation. Lorsque la vanne 13 est ouverte, la composition gazeuse sous pression contenue dans les réservoirs 11 peut s'écouler à travers cette vanne 13 elle-même reliée en communication de fluide avec la conduite 14 d'évacuation, l'intérieur des réservoirs 11 étant en communication de fluide avec l'environnement extérieur de l'engin spatial (Espace interplanétaire lorsque l'engin spatial est un satellite artificiel) qui est à la pression du vide spatial.
  • La conduite 14 d'évacuation comprend un tronçon amont 15 relié à la vanne 13 et s'étendant à partir de cette dernière, ce tronçon amont 15 formant l'extrémité 16 d'entrée de la conduite 14 d'évacuation, et présentant une extrémité 18 aval. La conduite 14 d'évacuation est fixé au bâti 10, par une patte 30 de fixation, par exemple au niveau de l'extrémité 18 aval du tronçon amont 15.
  • La conduite 14 d'évacuation présente une portion 17 aval formant une chambre de sortie et présentant au moins une paire d'orifices 19a, 19b de sortie adaptés pour délivrer des flux gazeux en sortie selon des directions opposées l'une à l'autre, de préférence au moins sensiblement coaxiales. De la sorte, les poussées de réaction formées par ces flux gazeux sont opposées, la résultante des forces de réaction de la vidange sur le bâti 10 étant théoriquement nulle et en pratique minimisée.
  • Dans le mode de réalisation préférentiel représenté, la portion 17 aval est formée de deux tubes 17a, 17b s'étendant dans des directions opposées l'un à l'autre à partir de l'extrémité 18 aval du tronçon 15 amont, chaque tube 17a, 17b de la portion aval formant l'un des orifices de sortie 19a, 19b.
  • Le tronçon amont 15 est, dans l'exemple représenté, un tronçon tubulaire droit. Rien n'empêche de prévoir que le tronçon 15 aval de la conduite 14 d'évacuation présente toute autre forme plus ou moins courbe mais, dans tous les cas, on peut définir une direction longitudinale du tronçon amont 15 au niveau de l'extrémité 18 aval de ce dernier (tangente à la ligne médiane du tronçon amont 15). Les deux tubes 17a, 17b s'étendent au moins sensiblement orthogonalement à cette direction longitudinale du tronçon 15 amont au niveau de l'extrémité 18 aval de ce dernier de façon à assurer une répartition équilibrée du débit gazeux dans chacun des deux tubes 17a, 17b.
  • Par ailleurs, les orifices 19a, 19b de sortie sont orientés par rapport au bâti 10 de l'engin spatial de façon à minimiser l'impact de l'éventuelle poussée résiduelle produite par les flux gazeux s'échappant des orifices 19a, 19b de sortie à l'ouverture de la vanne 13. En particulier, dans le cas du mode de réalisation représenté où la portion 17 aval est formée de deux tubes opposés coaxiaux, le dispositif 12 de vidange selon l'invention est monté sur le bâti 10 de telle sorte que la direction des tubes soit de préférence parallèle à la direction d'inertie maximum du bâti 10 et/ou de l'engin spatial.
  • En variante, les directions opposées des orifices 19a, 19b de sortie (et celle des deux tubes opposés) peuvent être non alignées sur les directions d'inertie maximum et voir leurs directions déterminées en fonction de l'aménagement de l'engin spatial à proximité des orifices. En effet, l'interaction des jets de fluide avec l'engin spatial peut créer une force et un couple résultant non-négligeables, qu'il convient de minimiser. Les interactions avec l'engin spatial des jets s'échappant des orifices 19a et 19b n'ont pas de raison d'être égales. En effet, même si les orifices 19a et 19b présentent des directions opposées, cette symétrie peut être détruite par l'aménagement de l'engin spatial qui peut ne pas être identique au voisinage des deux orifices 19a et 19b. De ce fait, les interactions de chaque orifice avec l'engin spatial ne s'annulent pas l'une avec l'autre : un couple et une force résultant apparaissent. Ce couple et cette force peuvent être déterminés par simulation logicielle et minimisés de la même façon.
  • Le tronçon 15 amont incorpore, depuis l'extrémité 16 d'entrée, un filtre 20 à particules traversé par la composition gazeuse en provenance des réservoirs 11, et, à l'aval du filtre 20, un dispositif 21 de détente initiale également traversé par la composition gazeuse en provenance des réservoirs 11.
  • Le dispositif 21 de détente initiale comprend un tuyau capillaire 22 enroulé en hélice autour d'un support 23 cylindrique creux s'étendant à l'intérieur de la conduite 14 d'évacuation à partir d'un collet 24 de fixation du dispositif 21 de détente initiale par rapport au tronçon 15 amont de la conduite 14 d'évacuation. Le collet 24 est interposé entre deux manchons 31, 32 cylindriques de paroi externe formant le tronçon 15 amont, ce qui permet de résister de façon fiable à toute valeur de pression amont. Le collet 24 est soudé aux deux manchons 31, 32 du tronçon amont 15 de la conduite 14 d'évacuation.
  • Le support 23 présente un orifice 25 permettant le passage du tuyau 22 capillaire à l'intérieur du support 23, le tuyau 22 capillaire étant prolongé axialement vers l'amont à travers un alésage axial 26 du collet 24. Cet alésage 26 présente une extrémité 27 amont traversée de façon hermétique par le tuyau capillaire 22 qui présente donc une extrémité 28 amont ouverte dans la conduite 14 d'évacuation immédiatement à l'aval du filtre 20, la composition gazeuse pouvant pénétrer dans cette extrémité 28 amont du tuyau 22 capillaire. Le tuyau capillaire 22 comprend par ailleurs une extrémité 29 aval ouverte dans la conduite 14 d'évacuation vers l'aval vers l'extrémité 18 aval du tronçon 15 amont. La composition gazeuse qui s'échappe de l'extrémité du tuyau 22 capillaire alimente la portion 17 aval de la conduite 14 d'évacuation. Elle se répartit alors dans les deux tubes 17a, 17b et est éjectée via les orifices 19a, 19b de sortie.
  • Le filtre 20 est choisi de façon à filtrer les particules à l'entrée du tuyau 22 capillaire, par exemple avec un diamètre de coupure inférieur de l'ordre de coûts inférieurs à 1 µm. Il est à noter qu'un tel filtre 20 peut procurer également une détente principalement isenthalpique de la composition gazeuse, mais est de préférence choisi pour présenter une surface filtrante maximale et une perte de charge minimale, sensiblement sans détente du fluide.
  • La composition gazeuse en provenance des réservoirs 11 circule donc entre le filtre 20 et la portion 17 aval à travers le tuyau 22 capillaire, qui constituent des dispositifs de détente initiale principalement isenthalpique Le tuyau 22 capillaire détermine le débit de composition gazeuse s'écoulant à travers les orifices 19a, 19b de sortie de la conduite 14 d'évacuation lorsque la vanne 13 est ouverte. À la sortie du tuyau 22 capillaire, la composition gazeuse se trouve à une pression intermédiaire Pi entre la pression P1 de la composition gazeuse dans les réservoirs 11 et la pression P2 de l'environnement extérieur (pression du vide).
  • Les orifices 19a, 19b de sortie sont des orifices soniques en forme de tuyères isentropiques, c'est-à-dire sont adaptés pour procurer une détente principalement isentropique entre la pression intermédiaire Pi qui règne dans la portion 17 aval, et la pression P2 sensiblement nulle de l'environnement extérieur dans l'Espace.
  • Les caractéristiques du tuyau 22 capillaire (diamètre interne et longueur) ainsi que celles (diamètre au col de ces orifices) des orifices 19a, 19b de sortie peuvent être adaptées pour procurer une valeur Pi de pression intermédiaire permettant d'empêcher toute formation de phase liquide et/ou solide dans la conduite 14 d'évacuation, et en particulier au niveau des orifices 19a, 19b de sortie. En particulier, on choisit une pression intermédiaire Pi évitant toute liquéfaction de l'eau résiduelle pouvant être contenue dans la composition gazeuse. Les caractéristiques du tuyau 22 capillaire et des orifices 19a, 19b de sortie sont à titre déterminées à partir de la valeur maximum pouvant être rencontrée pour la pression P1 de la composition gazeuse provenant des réservoirs 11, c'est-à-dire lorsque ces réservoirs 11 sont pleins lors du lancement de l'engin spatial.
  • Les caractéristiques du tuyau 22 capillaire sont également choisies de façon à permettre par ailleurs, les conditions précédentes (détente principalement isenthalpique, absence de liquéfaction lors de la détente) étant remplies, l'obtention d'un débit maximum de vidange.
  • Sur la figure 5, on a représenté des courbes illustrant la température et la pression de l'azote (N2) dans différentes situations de détente. Sur cette figure, la courbe CL illustre la limite de changement de phase gaz-liquide de l'azote.
  • À partir d'une température froide de 243 K et d'une pression P1 de 225 bars (225 000 hPa), une détente uniquement isentropique non conforme à l'invention représentée par la courbe C1 entraîne la liquéfaction de la composition gazeuse à une pression supérieure à 10 bars (10 000 hPa) et une température supérieure à 110 K. Au contraire, avec un procédé selon l'invention, on effectue tout d'abord une détente principalement isenthalpique via le tuyau 22 capillaire selon la courbe C3 jusqu'à une pression intermédiaire Pi qui, dans l'exemple représenté, est légèrement inférieure à 10 bars (10 000 hPa), puis une détente principalement isentropique dans les orifices 19a, 19b de sortie selon la courbe C4, jusqu'à la pression P2 et la température du vide, tout en évitant toute liquéfaction de l'azote.
  • À partir d'une température chaude de 318 K et d'une pression P1 de 345 bars (345 000 hPa), une détente uniquement isentropique non conforme à l'invention représentée par la courbe C5 entraîne la liquéfaction de la composition gazeuse à une pression supérieure à 5 bars (5 000 hPa) et une température de l'ordre de 100 K. Au contraire, avec un procédé selon l'invention, on effectue tout d'abord une détente principalement isenthalpique via le tuyau 22 capillaire selon la courbe C6 jusqu'à une pression intermédiaire Pi qui, dans l'exemple représenté, est de l'ordre de 20 bars (20 000 hPa), puis une détente principalement isentropique dans les orifices 19a, 19b de sortie selon la courbe C7, jusqu'à la pression P2 et la température du vide, tout en évitant toute liquéfaction de l'azote.
  • Par exemple, on choisit avantageusement les caractéristiques du tuyau 22 capillaire et le diamètre des orifices 19a, 19b soniques de sortie de telle sorte que la pression intermédiaire Pi soit inférieure à 5 bars (5 000 hPa), plus particulièrement inférieure à 4 bars (4 000 hPa) pour une température de 243 K, et inférieure à 20 bars (20 000 hPa), plus particulièrement inférieure à 15 bars (15 000 hPa) pour une température initiale de 318 K. Pour ce faire, on peut choisir par exemple un tuyau 22 capillaire présentant un diamètre interne de l'ordre de 40 µm, une longueur de l'ordre de 4 cm, et des orifices 19a, 19b de sortie présentant un col dont le diamètre est de l'ordre de 1 mm.
  • Le débit fourni par un tel tuyau 22 capillaire peut être compris entre 21 mg/s et 16 mg/s, notamment de l'ordre de 20 mg/s. Par exemple, la durée de vidange de réservoirs 11 présentant au total 8,3 kg de composition gazeuse est alors comprise entre 65 jours et 75 jours, notamment de l'ordre de 70 jours (la vidange étant considérée terminée une fois la pression jugée assez faible, c'est à dire de l'ordre de 1 bar (105 Pa)).
  • Il est à noter que la température de l'azote étant inférieure à sa température d'inversion de Joule-Thomson, la détente isenthalpique produit une légère chute de température. Pour une composition gazeuse présentant une faible température d'inversion de Joule-Thomson (hélium, hydrogène...) la détente initiale principalement isenthalpique produit une augmentation de température empêchant d'autant plus la formation intempestive de phase liquide.
  • L'invention permet ainsi de réaliser un procédé de vidange rapide, fiable, et ce de façon simple et peu coûteuse. L'engin spatial peut faire l'objet d'un procédé de passivation en fin de mission selon l'invention, dont les autres caractéristiques générales sont décrites par exemple par FR2896773 , et incorporant ce procédé de vidange selon l'invention.
  • L'invention peut faire l'objet de nombreuses variantes et de diverses applications autres que celles décrites ci-dessus en référence aux figures. En particulier, les filtres 20 et le tuyau 22 capillaire peuvent être complétés et/ou remplacés par tout autre dispositif à étranglement de section apte à réaliser une détente initiale principalement isenthalpique (orifice(s) dans une plaque transversale...). La portion 17 aval peut être formée autrement que par deux tubes en opposition (chambre cylindrique avec orifices diamétralement opposés)... L'engin spatial selon l'invention peut être formé d'un satellite artificiel destiné à être placé en orbite terrestre, ou de tout autre engin spatial (lanceur, navette, sonde spatiale, station orbitale, module lunaire ou martien...).

Claims (15)

  1. Procédé de vidange d'une enceinte (11) d'engin spatial contenant une composition gazeuse sous une pression P1 supérieure à celle P2 régnant dans un environnement extérieur à l'engin spatial dans l'Espace, l'enceinte étant reliée à cet environnement extérieur de l'Espace par au moins une conduite (14) d'évacuation,
    caractérisé en ce que la composition gazeuse circulant dans chaque conduite (14) d'évacuation traverse au moins un dispositif (20, 21) de détente initiale présentant au moins un étranglement de section disposé dans chaque conduite d'évacuation entre au moins une extrémité d'entrée de la conduite d'évacuation en communication de fluide avec l'intérieur de l'enceinte et au moins une extrémité de sortie à étranglement de section de la conduite d'évacuation débouchant dans ledit environnement extérieur, la pression de la composition gazeuse à la sortie de chaque dispositif de détente initiale se trouvant à une troisième valeur Pi intermédiaire entre la première pression P1 dans l'enceinte et la deuxième pression P2 de l'environnement extérieur.
  2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que la composition gazeuse est éjectée de chaque conduite (14) d'évacuation dans l'environnement extérieur en traversant au moins un orifice (19a, 19b) de sortie à étranglement de section de chaque extrémité de sortie de chaque conduite d'évacuation.
  3. Procédé selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que la composition gazeuse est éjectée de chaque conduite (14) d'évacuation dans l'environnement extérieur en traversant un orifice (19a, 19b) de sortie sonique de chaque extrémité de sortie de chaque conduite d'évacuation.
  4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que la composition gazeuse circulant dans chaque conduite (14) d'évacuation traverse un dispositif (20) de filtration disposé à l'amont d'un dispositif (21) de détente initiale à étranglement de section formé d'un tuyau (22) capillaire interposé dans la conduite d'évacuation de façon à être traversé par la composition gazeuse.
  5. Dispositif de vidange d'une enceinte (11) d'engin spatial contenant une composition gazeuse sous une pression P1 supérieure à celle P2 régnant dans un environnement extérieur à l'engin spatial dans l'Espace, comprenant au moins une conduite (14) d'évacuation reliant l'enceinte à cet environnement extérieur de l'Espace,
    caractérisé en ce que chaque conduite (14) d'évacuation incorpore au moins un dispositif (20, 21) de détente initiale présentant au moins un étranglement de section disposé dans chaque conduite d'évacuation entre au moins une extrémité d'entrée de la conduite d'évacuation en communication de fluide avec l'intérieur de l'enceinte et au moins une extrémité de sortie à étranglement de section de la conduite d'évacuation débouchant dans ledit environnement extérieur, la pression de la composition gazeuse à la sortie de chaque dispositif de détente initiale se trouvant à une troisième valeur Pi intermédiaire entre la première pression P1 et la deuxième pression P2.
  6. Dispositif selon la revendication 5, caractérisé en ce que chaque extrémité de sortie de chaque conduite d'évacuation est dotée d'au moins un orifice (19a, 19b) de sortie à étranglement de section.
  7. Dispositif selon l'une des revendications 5 ou 6, caractérisé en ce que chaque conduite (14) d'évacuation est dotée d'un orifice (19a, 19b) de sortie à étranglement de section sonique.
  8. Dispositif selon l'une des revendications 5 à 7, caractérisé en ce qu'au moins un dispositif (21) de détente initiale est un tuyau (22) capillaire interposé dans la conduite d'évacuation de façon à être traversé par la composition gazeuse.
  9. Dispositif selon la revendication 8, caractérisé en ce que chaque tuyau (22) capillaire présente un diamètre compris entre 10 µm et 100 µm, et une longueur développée comprise entre 1 cm et 100 cm.
  10. Dispositif selon l'une des revendications 5 à 9, caractérisé en ce qu'au moins un dispositif (20) de filtration est disposé à l'amont de chaque tuyau (22) capillaire.
  11. Dispositif selon l'une des revendications 5 à 10, caractérisé en ce que chaque conduite (14) d'évacuation présente une portion (17) aval formant chaque extrémité de sortie de la conduite d'évacuation, cette portion (17) aval présentant au moins une paire d'orifices (19a, 19b) de sortie à étranglement de section orientés en opposition pour produire des poussées en opposition.
  12. Dispositif selon la revendication 11, caractérisé en ce que ladite portion (17) aval est formée d'au moins une paire de tubes (17a, 17b) coaxiaux s'étendant dans des directions opposées l'un à l'autre, chaque tube (17a, 17b) de cette portion aval présentant un orifice (19a, 19b) de sortie à étranglement de section.
  13. Dispositif selon l'une des revendications 11 ou 12, caractérisé en ce que ladite portion (17) aval est connectée en prolongation d'un tronçon (15) amont de la conduite (14) d'évacuation et en ce que chaque dispositif (20, 21) de détente initiale de la conduite d'évacuation est incorporé dans ledit tronçon (15) amont.
  14. Dispositif selon l'une des revendications 5 à 13, caractérisé en ce qu'il comprend, pour chaque conduite (14) d'évacuation, au moins une vanne (13) commandée adaptée pour fermer ladite conduite (14) d'évacuation, et pour pouvoir ouvrir, sur commande, ladite conduite (14) d'évacuation et mettre ladite enceinte (11) en communication de fluide avec ledit environnement extérieur.
  15. Engin spatial -notamment satellite artificiel- comprenant au moins une enceinte contenant une composition gazeuse sous une pression et un dispositif de vidange de chaque enceinte, caractérisé en ce qu'il comporte au moins un dispositif de vidange selon l'une des revendications 5 à 14.
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