EP4463379A1 - Module de deploiement orbital avec un systeme de propulsion spatial a trois points - Google Patents

Module de deploiement orbital avec un systeme de propulsion spatial a trois points

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EP4463379A1
EP4463379A1 EP23703083.8A EP23703083A EP4463379A1 EP 4463379 A1 EP4463379 A1 EP 4463379A1 EP 23703083 A EP23703083 A EP 23703083A EP 4463379 A1 EP4463379 A1 EP 4463379A1
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EP
European Patent Office
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propulsion
propulsion system
blocks
satellite
housings
Prior art date
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Application number
EP23703083.8A
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German (de)
English (en)
Inventor
Laurent GERBE
Romain DELON
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ArianeGroup SAS
Original Assignee
ArianeGroup SAS
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Publication date
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    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
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    • B64G1/2427—Transfer orbits
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64G1/4022—Arrangements of tanks in or on spacecraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • B64G1/641—Interstage or payload connectors

Definitions

  • the invention relates to the technical field of space propulsion systems and more particularly to the architecture of a propulsion system for an orbital deployment module.
  • space propulsion systems for orbital deployment modules such as satellites or modules transporting satellites
  • a fixed thruster architecture In a fixed thruster architecture, four points of propulsion are generally used distributed at the four corners of a square or a rectangle depending on the distribution of the load on the orbital deployment module.
  • This type of architecture has the advantage of having a simplified control, and therefore a simplified software control architecture.
  • This architecture effectively makes it possible to have thruster control based on the sending of propulsion pulses to the thrusters with the possibility of decorrelating the propulsion along each of the two axes from an orthogonal reference frame defined by the arrangement of the four points propulsion.
  • the main purpose of the present invention is therefore to provide an orbital deployment space module equipped with a propulsion system whose size and cost, excluding tanks, are reduced, the space gained being able to be intended to increase the capacity of the tanks. or housings intended to receive one or more satellites.
  • a three-point propulsion system for an orbital deployment space module for at least one satellite comprising:
  • chassis comprising exactly three first housings shaped to each receive a propulsion unit and at least one second housing shaped to receive a tank
  • each propulsion unit being arranged in one of the first housings, and each propulsion unit comprising at least one thruster, and
  • control unit configured to control the supply and the power developed by each of the propulsion units.
  • a three-point propulsion system greatly reduces space and costs compared to a four-point propulsion system.
  • this reduction is not obvious because it forces the use of completely different propulsion control logic than a four-point propulsion system.
  • the pitch steering function is coupled with the yaw steering function in the control logic. This reduction in size and costs is only possible with a more complex control command for the propulsion units.
  • the first three housings can each be arranged at a vertex of the same triangle whose center of gravity of the triangle corresponds to the center of gravity of the propulsion system.
  • the first three housings are each arranged at a vertex of the same equilateral triangle.
  • the propulsion units can comprise the same number of thrusters, and preferably identical thrusters.
  • the chassis can have a shape, in a section plane comprising the three propulsion units, with a number of sides equal to a multiple of the number 3.
  • Such a geometric shape of the chassis of the propulsion system makes it possible to optimize the shape of the orbital space module equipped with such a propulsion system with respect to the space allocated by said space module.
  • the frame may have a hexagonal shape in a section plane comprising the three propulsion units.
  • the frame may further comprise a central housing shaped to receive at least one satellite intended to be put into orbit.
  • the chassis may include a removable link interface to receive at least one satellite intended to be put into orbit
  • each thruster can be oriented parallel to a main propulsion direction which is perpendicular to a plane comprising the three propulsion units, and the propulsion system further comprises an auxiliary propulsion system comprising auxiliary thrusters oriented in a direction perpendicular to the main propulsion direction.
  • the auxiliary propulsion system makes it possible in particular to generate propulsion in a tangential direction, in particular to rotate the propulsion system, and therefore the space module fitted with this propulsion system, around its main axis which corresponds to the propulsion axis main propulsion system.
  • control unit can be configured to determine, on each movement of the propulsion system, the thrust that each of said three propulsion units must develop for the desired movement.
  • control unit comprises positioning sensors such as for example a star sighting sensor or for example a global positioning system (GPS).
  • positioning sensors such as for example a star sighting sensor or for example a global positioning system (GPS).
  • GPS global positioning system
  • control block includes a chopping block configured to control propulsion torque by chopping power to the propulsion blocks with a calculated chopping time for each of the propulsion blocks.
  • an orbital deployment space module for at least one satellite comprising an enclosure configured to transport at least one satellite to be put into space orbit, and a propulsion system with three propulsion points such as defined above.
  • Figure 1 schematically shows a sectional view of a propulsion system of an orbital deployment space module according to a first embodiment of the invention.
  • FIG. 2 schematically represents a perspective view of an orbital deployment space module according to one embodiment of the invention.
  • FIG. 3 schematically represents a sectional view of a propulsion system of an orbital deployment space module according to a second embodiment of the invention.
  • Figure 1 is shown schematically a sectional view of a propulsion system of an orbital deployment space module according to one embodiment of the invention.
  • the propulsion system 1 comprises a frame 2, three main propulsion units 3, and three fuel tanks 4.
  • the cutting plane of FIG. 1 intersects the three propulsion units 3, and comprises a first direction x and a second direction y orthogonal to the first direction x.
  • the section plane xy is orthogonal to a third direction z parallel to the main direction of propulsion of the propulsion system 1 .
  • Chassis 2 comprises a central housing 5 intended to receive one or more satellites (not shown in FIG. 1) intended to be placed in orbit by an orbital deployment space module on the side of said propulsion system 1.
  • Chassis 2 further comprises three first housings 6 shaped to each receive a block 3 of main propulsion, and three second housings 7 shaped to each receive a tank 4 of fuel.
  • Each main propulsion block 3 is arranged at the top of an equilateral triangle 8 shown in phantom.
  • the propulsion system thus forms a three-point propulsion system.
  • each block 3 of main propulsion comprises two thrusters 30.
  • each block 3 of main propulsion may comprise a single thruster 30 or at least at least three thrusters 30.
  • the propulsion units 3 may comprise a different number of thrusters.
  • the thrusters 30 of a propulsion unit can be of the same type or of different types.
  • the thrusters 30 may for example be gas ejection nozzles, or electric or ion thrusters.
  • the frame 2 comprises a hexagonal shape with three first sides 22 and three second sides 24, the length of a second side 24 being greater than the length of a first side 22, and each first side 22 being adjacent to two separate second sides 24.
  • each first side 22 is separated from the other two first sides 22 by two second sides 24.
  • Each main propulsion block 3 is mounted on a first side 22, while each tank 4 extends along a second side 24 between two main propulsion blocks 3, on the one hand, and between a second side 24 and the central housing 5, on the other hand.
  • the reservoirs 4 can have any possible shape.
  • each block 3 of main propulsion can be mounted on a second side 24, the three blocks 3 of main propulsion being arranged at the top of a triangle whose geometric center of gravity corresponds to the center of gravity of the propulsion system 1 .
  • Figure 2 is shown schematically a perspective view of an orbital deployment space module 10 provided with the propulsion system 1 of Figure 1.
  • the module 10 comprises an enclosure 11 having a hexagonal shape in the xy plane corresponding to the hexagonal shape of the frame 2 of the propulsion system 1 of FIG.
  • the enclosure 11 comprises an upper face 110, a lower face 112, three first side faces 114 and three second side faces 116, the three second side faces being longer than the first three side faces 114.
  • the upper face 110 comprises a recess 50 communicating with the central housing 5 of the frame 2 of the propulsion system 1 of FIG.
  • each second side face 116 comprises two orifices 118 each located close to a first side face 114.
  • the propulsion system 1 further comprises auxiliary thrusters.
  • Each auxiliary thruster is mounted on the frame 2 opposite an orifice 118 of the enclosure 11 of the space module 10.
  • the auxiliary thrusters allow controlled rotation of the space module 1 around its main axis which is parallel to the third z-direction. This rotation of the space module 1 makes it possible to homogenize the temperature of the space module 1 for orbital deployment.
  • the auxiliary thrusters of the same second lateral face are oriented in opposite directions, one being used to initiate a rotation in one direction and the other to initiate a rotation in the opposite direction or to cancel the current rotation .
  • the invention thus makes it possible to provide a space module for orbital deployment equipped with a propulsion system whose size and cost, excluding tanks, are reduced, the space gained being able to be intended to increase the capacity of the tanks or housings intended to receive one or more satellites.

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Abstract

Un système de propulsion (1) à trois points d'un module (10) spatial de déploiement orbital pour au moins un satellite comprenant : - un châssis (2) comportant exactement trois premiers logements (6) conformés pour recevoir chacun un bloc (3) de propulsion et au moins un second logement (7) conformé pour recevoir un réservoir (4), - au moins un réservoir (4) de carburant liquide disposé dans un second logement (7), et - exactement trois blocs de propulsion (3), chaque bloc (3) de propulsion étant disposé dans un des premiers logements (6), et chaque bloc (3) de propulsion comportant au moins un propulseur (30).

Description

Description
Titre de l'invention : Module de déploiement orbital avec un système de propulsion spatial à trois points
Domaine Technique
L'invention concerne au domaine technique des systèmes de propulsion spatiale et plus particulièrement à l’architecture d’un système de propulsion pour un module de déploiement orbital.
Technique antérieure
Dans le domaine des transports aérospatiaux et dans d’autres domaines, l’homme du métier recherche continuellement à améliorer le fonctionnement de ses dispositifs notamment pour simplifier les éléments physiques qui les constituent et réduire leurs coûts de production.
Généralement, les systèmes de propulsion spatiale pour modules de déploiement orbitaux, tels que des satellites ou bien des modules transportant des satellites, utilisent comme vecteur de propulsion principal soit une architecture basée sur une pluralité de propulseurs fixes répartis sur deux ou quatre points, soit sur une architecture basée sur des propulseurs orientables et un système de commande de l’orientation.
Dans une architecture à propulseurs fixes, on utilise généralement quatre points de propulsions répartis aux quatre coins d’un carré ou d’un rectangle selon la répartition de la charge sur le module de déploiement orbital. Ce type d’architecture présente l’avantage d’avoir une commande simplifiée, et donc une architecture de commande logicielle simplifiée. Cette architecture permet effectivement d’avoir une commande des propulseurs basée sur l’envoi d’impulsions de propulsions sur les propulseurs avec la possibilité de décorréler la propulsion le long de chacun des deux axes d’un repère orthogonal défini par la disposition des quatre points de propulsion.
Même si la commande est simplifiée, cette architecture n’est pas optimale pour assurer la fonction principale qui est de déplacer le module de déploiement dans une direction précise et orthogonale au plan de propulsion dans lequel sont répartis les propulseurs sur les quatre points de propulsion.
Exposé de l’invention La présente invention a donc pour but principal de fournir un module spatial de déploiement orbital doté d’un système de propulsion dont l’encombrement et le coût, hors réservoirs, sont réduits, l’espace gagné pouvant être destiné à augmenter la capacité des réservoirs ou des logements destinés à recevoir un ou plusieurs satellites.
Selon un objet de l’invention, il est proposé un système de propulsion à trois points de propulsion d’un module spatial de déploiement orbital pour au moins un satellite comprenant :
- un châssis comportant exactement trois premiers logements conformés pour recevoir chacun un bloc de propulsion et au moins un second logement conformé pour recevoir un réservoir,
- au moins un réservoir de carburant liquide disposé dans un second logement,
- exactement trois blocs de propulsion, chaque bloc de propulsion étant disposé dans un des premiers logements, et chaque bloc de propulsion comportant au moins un propulseur, et
- un bloc de commande configuré pour commander l’alimentation et la puissance développée par chacun des blocs de propulsion.
Un système de propulsion à trois points permet de réduire grandement l’encombrement et les coûts par rapport à un système de propulsion à quatre points. Cependant, cette réduction n’est pas évidente car elle force à utiliser une logique de commande de propulsion complètement différente de celle d’un système de propulsion à quatre points. Notamment, la fonction de pilotage en tangage est couplée avec la fonction de pilotage en lacet dans la logique de commande. Cette réduction d’encombrement et de coûts n’est possible qu’avec une complexification de la commande de contrôle des blocs de propulsion.
Dans un premier mode de réalisation du système de propulsion, les trois premiers logements peuvent être disposés chacun à un sommet d’un même triangle dont le centre de gravité du triangle correspond au centre de gravité du système de propulsion.
Une disposition des blocs de propulsion équilibrée par rapport au centre de gravité du système de propulsion permet de simplifier la commande des blocs de propulsion. De préférence, les trois premiers logements sont disposés chacun à un sommet d’un même triangle équilatéral.
L’utilisation d’une disposition équilibrée qu’offre un triangle équilatérale permet de simplifier d’autant plus la commande des blocs de propulsion.
Dans un deuxième mode de réalisation du système de propulsion, les blocs de propulsion peuvent comporter le même nombre de propulseurs, et de préférence des propulseurs identiques.
Avoir des blocs de propulsion identique permet de simplifier d’autant plus la commande des blocs de propulsion.
Dans un troisième mode de réalisation du système de propulsion, le châssis peut posséder une forme, dans un plan de coupe comprenant les trois blocs de propulsion, avec un nombre de côtés égal à un multiple du nombre 3.
Une telle forme géométrique du châssis du système de propulsion permet d’optimiser la forme du module spatial orbital doté d’un tel système de propulsion par rapport à l’espace alloué par ledit module spatial.
Dans un quatrième mode de réalisation du système de propulsion, le châssis peut posséder une forme hexagonale dans un plan de coupe comprenant les trois blocs de propulsion.
Dans un cinquième mode de réalisation du système de propulsion, le châssis peut comprendre en outre un logement central conformé pour recevoir au moins un satellite destiné à être mis en orbite.
Dans un sixième mode de réalisation du système de propulsion, le châssis peut comprendre une interface de liaison amovible pour recevoir au moins un satellite destiné à être mis en orbite
Dans un septième mode de réalisation du système de propulsion, chaque propulseur peut être orienté parallèlement à une direction de propulsion principale qui est perpendiculaire à un plan comprenant les trois blocs de propulsion, et le système de propulsion comprend en outre un système de propulsion auxiliaire comportant des propulseurs auxiliaires orientés dans une direction perpendiculaire à la direction de propulsion principale. Le système de propulsion auxiliaire permet notamment de générer une propulsion dans une direction tangentielle, notamment pour faire tourner le système de propulsion, et donc le module spatial doté de ce système de propulsion, autour de son axe principale qui correspond à l’axe de propulsion principale du système de propulsion.
Cette mise en rotation autour de lui-même du système de propulsion, et donc du module spatiale doté d’un tel système de propulsion, permet de stabiliser la température du module spatial.
Dans un mode de réalisation du système de propulsion, le bloc de commande peut être configuré pour déterminer, à chaque déplacement du système de propulsion, la poussée que chacun desdits trois blocs de propulsion doit développer pour le déplacement souhaité.
De préférence, le bloc de commande comprend des capteurs de positionnement comme par exemple un capteur de visée stellaire ou par exemple un système de positionnement mondial (GPS).
De préférence, le bloc de commande comprend un bloc de hachage configuré pour maîtriser le couple de propulsion en hachant l’alimentation des blocs de propulsion avec une durée de hachage calculée pour chacun des blocs de propulsion.
L’utilisation d’une commande hachée des blocs de propulsion permet de limiter la montée en température des propulseurs par rapport à un fonctionnement en continu des blocs de propulsions.
Selon un autre objet de l’invention, il est proposé un module spatial de déploiement orbital pour au moins un satellite comprenant une enceinte configurée pour transporter au moins un satellite à mettre en orbite spatiale, et un système de propulsion à trois points de propulsion tel que défini ci-dessus.
Brève description des dessins
D’autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. [Fig. 1 ] La figure 1 représente schématiquement une vue en coupe d’un système de propulsion d’un module spatial de déploiement orbital selon un premier mode de réalisation de l’invention.
[Fig. 2] La figure 2 représente schématiquement une vue en perspective d’un module spatial de déploiement orbital selon un mode de réalisation de l’invention.
[Fig. 3] La figure 3 représente schématiquement une vue en coupe d’un système de propulsion d’un module spatial de déploiement orbital selon un second mode de réalisation de l’invention.
Description des modes de réalisation
Sur la figure 1 est représenté schématiquement une vue en coupe d’un système de propulsion d’un module spatial de déploiement orbital selon un mode de réalisation de l’invention.
Le système de propulsion 1 comprend un châssis 2, trois blocs 3 de propulsion principale, et trois réservoirs 4 de carburant. Le plan de coupe de la figure 1 coupe les trois blocs 3 de propulsion, et comprend une première direction x et une deuxième direction y orthogonale à la première direction x. Le plan de coupe xy est orthogonal à une troisième direction z parallèle à la direction principale de propulsion du système de propulsion 1 .
Le châssis 2 comporte un logement central 5 destiné à recevoir un ou plusieurs satellites (non représentés sur la figure 1 ) destinés à être placer en orbite par un module spatial de déploiement orbital coté dudit système de propulsion 1 .Le châssis 2 comporte en outre trois premiers logements 6 conformés pour recevoir chacun un bloc 3 de propulsion principale, et trois seconds logements 7 conformés pour recevoir chacun un réservoir 4 de carburant.
Chaque bloc 3 de propulsion principale est disposé au sommet d’un triangle équilatéral 8 représenté en trait mixte. Le système de propulsion forme ainsi un système de propulsion à trois points.
En outre, dans le mode de réalisation illustré sur la figure 1 , chaque bloc 3 de propulsion principale comprend deux propulseurs 30. Dans une variante, chaque bloc 3 de propulsion principale peut comprendre un seul propulseur 30 ou bien au moins trois propulseurs 30. Dans une autre variante, les blocs 3 de propulsion peuvent comprendre un nombre différents de propulseurs.
Les propulseurs 30 d’un bloc de propulsion peuvent être du même type ou bien de types différents. Les propulseurs 30 peuvent être par exemple des tuyères d’éjection de gaz, ou bien des propulseurs électriques ou ioniques.
Dans le mode de réalisation illustré sur la figure 1 , le châssis 2 comprend une forme hexagonale avec trois premiers côtés 22 et trois seconds côtés 24, la longueur d’un second côté 24 étant supérieure à la longueur d’un premier côté 22, et chaque premier côté 22 étant adjacent à deux seconds côtés 24 distincts. Autrement dit, chaque premier côté 22 est séparé des deux autres premiers côtés 22 par deux seconds côtés 24.
Chaque bloc 3 de propulsion principale est monté sur un premier côté 22, tandis que chaque réservoir 4 s’étend le long d’un second côté 24 entre deux blocs de propulsion principale 3, d’une part, et entre un second côté 24 et le logement central 5, d’autre part.
Les réservoirs 4 peuvent avoir toute forme possible.
Dans une variante illustrée sur la figure 3, chaque bloc 3 de propulsion principale peut être monté sur un second côté 24, les trois blocs 3 de propulsion principale étant disposés au sommet d’un triangle dont le centre de gravité géométrique correspond au centre de gravité du système de propulsion 1 .
Sur la figure 2 est représenté schématiquement une vue en perspective d’un module 10 spatial de déploiement orbital doté du système de propulsion 1 de la figure 1 .
Le module 10 comprend une enceinte 11 présentant une forme hexagonale dans le plan xy correspondant à la forme hexagonale du châssis 2 du système de propulsion 1 de la figure 1 . L’enceinte 11 comprend une face supérieure 1 10, une face inférieure 1 12, trois premières faces latérales 1 14 et trois secondes faces latérales 1 16, les trois secondes faces latérales étant plus longues que les trois premières faces latérales 1 14.
La face supérieure 1 10 comprend un évidement 50 communiquant avec le logement central 5 du châssis 2 du système de propulsion 1 de la figure 1 . En outre, chaque seconde face latérale 116 comprend deux orifices 118 situés chacun à proximité d’une première face latérale 114. Le système de propulsion 1 comprend en outre des propulseurs auxiliaires. Chaque propulseur auxiliaire est monté sur le châssis 2 en regard d’un orifice 118 de l’enceinte 11 du module spatial 10. Les propulseurs auxiliaires permettent une mise en rotation contrôlée du module spatial 1 autour de son axe principal qui est parallèle à la troisième direction z. Cette mise en rotation du module spatial 1 permet d’homogénéiser la température du module spatial 1 de déploiement orbital.
De préférence, les propulseurs auxiliaires d’une même seconde face latérale sont orientés dans des directions opposées, l’un étant utilisé pour initier une rotation dans un sens et l’autre pour initier une rotation dans le sens opposé ou annuler la rotation en cours.
L’invention permet ainsi de fournir un module spatial de déploiement orbital doté d’un système de propulsion dont l’encombrement et le coût, hors réservoirs, sont réduits, l’espace gagné pouvant être destiné à augmenter la capacité des réservoirs ou des logements destinés à recevoir un ou plusieurs satellites.

Claims

Revendications
[Revendication 1] Système de propulsion (1) à trois points de propulsion d'un module (10) spatial de déploiement orbital pour au moins un satellite comprenant :
- un châssis (2) comportant exactement trois premiers logements (6) conformés pour recevoir chacun un bloc (3) de propulsion et au moins un second logement (7) conformé pour recevoir un réservoir (4),
- au moins un réservoir (4) de carburant liquide disposé dans un second logement (7),
- exactement trois blocs de propulsion (3), chaque bloc (3) de propulsion étant disposé dans un des premiers logements (6), et chaque bloc (3) de propulsion comportant au moins un propulseur (30),
- un logement central (5) conformé pour recevoir un satellite destiné à être mis en orbite, et
- un bloc de commande configuré pour commander l'alimentation et la puissance développée par chacun des blocs (3) de propulsion et avec une logique de commande couplant une fonction de pilotage en tangage et une fonction de pilotage en lacet.
[Revendication 2] Système de propulsion (1) selon la revendication 1, dans lequel les trois premiers logements (6) sont disposés chacun à un sommet (80) d'un même triangle (8) dont le centre de gravité du triangle correspond au centre de gravité du système de propulsion (1).
[Revendication 3] Système de propulsion (1) selon la revendication 2, dans lequel les trois premiers logements (6) sont disposés chacun à un sommet (80) d'un même triangle (8) équilatéral.
[Revendication 4] Système de propulsion (1) selon l'une des revendications 1 à
3, dans lequel les blocs (3) de propulsion comportent le même nombre de propulseurs (30).
[Revendication 5] Système de propulsion (1) selon l'une des revendications 1 à
4, dans lequel le châssis (2) possède une forme, dans un plan de coupe (xy) comprenant les trois blocs (3) de propulsion, avec un nombre de côtés (22, 24) égal à un multiple du nombre 3.
[Revendication 6] Système de propulsion (1) selon l'une des revendications 1 à
5, dans lequel le châssis (2) possède une forme hexagonale dans un plan de coupe (xy) comprenant les trois blocs (3) de propulsion.
[Revendication 7] Système de propulsion(l) selon l'une des revendications 1 à
6, dans lequel le châssis (2) comprend en outre une interface de liaison amovible (51) pour recevoir un satellite destiné à être mis en orbite.
[Revendication 8] Système de propulsion (1) selon l'une des revendications 1 à
7, dans lequel chaque propulseur (30) est orienté parallèlement à une direction de propulsion principale (z) qui est perpendiculaire à un plan (xy) comprenant les trois blocs (3) de propulsion, et le système de propulsion (1) comprend en outre un système de propulsion auxiliaire comportant des propulseurs auxiliaires orientés dans une direction perpendiculaire à la direction (z) de propulsion principale.
[Revendication 9] Système de propulsion (1) selon l'une des revendications 1 à
8, dans lequel le bloc de commande est configuré pour déterminer, à chaque déplacement du système de propulsion (1), la poussée que chacun desdits trois blocs (3) de propulsion doit développer pour le déplacement souhaité.
[Revendication 10] Système de propulsion (1) selon l'une des revendications 1 à
9, dans lequel le bloc de commande comprend un bloc de hachage configuré pour maîtriser le couple de propulsion en hachant l'alimentation des blocs (3) de propulsion avec une durée de hachage calculée pour chacun des blocs (3) de propulsion.
[Revendication 11] Module spatial (10) de déploiement orbital pour au moins un satellite comprenant une enceinte (11) configurée pour transporter au moins un satellite à mettre en orbite spatiale, et un système (1) de propulsion à trois points selon l'une des revendications 1 à 10.
EP23703083.8A 2022-01-14 2023-01-10 Module de deploiement orbital avec un systeme de propulsion spatial a trois points Pending EP4463379A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2200279A FR3131907A1 (fr) 2022-01-14 2022-01-14 Module de déploiement orbital avec un système de propulsion spatial à trois points
PCT/FR2023/050028 WO2023135386A1 (fr) 2022-01-14 2023-01-10 Module de deploiement orbital avec un systeme de propulsion spatial a trois points

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EP4463379A1 true EP4463379A1 (fr) 2024-11-20

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US3231223A (en) * 1962-11-16 1966-01-25 Thiokol Chemical Corp Flight attitude control system
US3295789A (en) * 1963-11-04 1967-01-03 Charlie R Hill Airspace craft
US20150083865A1 (en) * 2013-09-23 2015-03-26 The Boeing Company Multiple spacecraft launch system
EP2860115A1 (fr) * 2013-10-11 2015-04-15 Thales Alenia Space Deutschland GmbH Procédé de modification d'une position d'objets incontrôlés dans l'espace et engin spatial pour réaliser le procédé
US20170036782A1 (en) * 2013-11-19 2017-02-09 Arthur Dula Launch apparatus
US11827385B2 (en) * 2021-02-03 2023-11-28 The Boeing Company Direct mount of secondary payload adapters to truss structure common to space vehicle payload adapter

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