EP4652107A1 - Dispositif de temporisation d'un système de passivation d'un engin spatial - Google Patents

Dispositif de temporisation d'un système de passivation d'un engin spatial

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Publication number
EP4652107A1
EP4652107A1 EP24700793.3A EP24700793A EP4652107A1 EP 4652107 A1 EP4652107 A1 EP 4652107A1 EP 24700793 A EP24700793 A EP 24700793A EP 4652107 A1 EP4652107 A1 EP 4652107A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
timing device
spacecraft
dosimeter
dose
unit
Prior art date
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Pending
Application number
EP24700793.3A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Laurent DUSSEAU
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.)
Universite de Montpellier
Original Assignee
Universite de Montpellier
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Universite de Montpellier filed Critical Universite de Montpellier
Publication of EP4652107A1 publication Critical patent/EP4652107A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/66—Arrangements or adaptations of apparatus or instruments, not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/428—Power distribution and management

Definitions

  • Time delay device for a passivation system of a spacecraft Technical field to which the invention relates
  • the invention relates to the technical field of aerospace and, more particularly, passivation end-of-life spacecraft.
  • Technological background [0002] Space near the earth is cluttered with artificial satellites at the end of their life, likely to remain in orbit for several more decades. In order not to saturate near space, space agencies are imposing a limit of 25 years to the presence time, in low orbit, of satellites which are no longer operational. However, the explosion of non-operational satellites has been observed on several occasions, due to a malfunction of their electrical accumulators.
  • timing devices use electronic or atomic clocks for measuring time. These clocks measure the passage of time based on the frequency of an electrical pulse generated by an electronic oscillator. However, the frequency of this electrical pulse changes in particular as a function of the temperature of the electronic oscillator. It is therefore essential to stabilize the temperature of the clock's electronic oscillator to allow regular measurement of time.
  • the electronic clocks currently used to enable the activation of a satellite passivation system at the end of its life are not suitable for small satellites or nanosatellites.
  • the invention aims to remedy this technical problem by proposing a timing device of a new type, safer, cheaper and more compact, making it possible to activate a passivation system of a small satellite or nanosatellite, at the end of the mission.
  • Object of the invention proposes a timing device allowing the activation of a passivation system of a spacecraft.
  • time delay device we mean the capacity for said device to activate a passivation system, at the end of a predetermined time.
  • the timing device comprises a control device coupled to a dosimeter.
  • the dosimeter is capable of characterizing a dose of radiation to which a spacecraft is exposed during its mission.
  • the radiation absorbed by the dosimeter is ionizing and/or non-ionizing.
  • coupled we mean the fact that the control device is capable of taking note, over time, of the dose of radiation absorbed by the dosimeter which can only increase over time, so that the control device can activate the passivation system of a spacecraft, when the radiation dose received by said dosimeter exceeds a reference value.
  • the timing device evaluates the time spent in space by a spacecraft, as a function of the radiation dose received by a dosimeter.
  • the timing device is safer to use than the electronic clocks described above, due to the fact that the time is characterized in relation to the radiation present in the environment of the dosimeter and not depending on an electronic oscillator whose operation is likely to be disrupted by the same radiation.
  • the dose of radiation to which the dosimeter is exposed when the dosimeter moves over a defined orbit and duration, can be determined precisely or relatively precisely by those skilled in the art.
  • the timing device according to the invention can include fewer hardening and thermal insulation precautions, in comparison with the electronic clocks described above. For these reasons, the timing device according to the invention differs from the state of the art in that it is more economical, more compact and lighter.
  • the control device comprises a comparison unit connected to the dosimeter and a reference unit connected to the comparison unit.
  • the reference unit is able to communicate a reference value to the comparison unit, and the comparison unit is able to activate a passivation system connected to the control device according to the invention.
  • the reference value corresponds to an estimated value of the radiation absorbed by the dosimeter, at the end of the mission of a spacecraft comprising the time delay device according to the invention. As explained below, the reference value is easily estimated by those skilled in the art, from the orbit traveled by the spacecraft during its mission and the absorption properties of the dosimeter and, possibly, of the materials. surrounding the dosimeter. [0023] In order to increase the robustness of the timing device, all of the elements making up the timing device are of the analog type and connected to each other via conductive tracks and/or electrically conductive wires.
  • the reference unit may comprise one or more electrical resistors connected in series, powered by a voltage source, so as to deliver to the comparison unit an electrical voltage corresponding to the value of reference.
  • the reference unit comprises one or more controlled switches, connected in parallel with one or more electrical resistors, so as to make it possible to modify the electrical voltage delivered by the reference unit to the unit of comparison.
  • the reference unit may be a voltage divider bridge comprising one or more switches controlled by the communication unit.
  • the control device comprises a communication unit capable of receiving a new reference value, and capable of replacing the reference value recorded by the reference unit with the new reference value.
  • the communication unit is capable of receiving a new reference value when the timing device is present in a spacecraft.
  • the passivation of a spacecraft equipped with the invention can be brought forward or delayed depending on the circumstances of the mission.
  • the new reference value is transmitted to the communication unit of the timing device, via radio frequency signals.
  • the dosimeter comprises a sensitive cell, composed of a material whose physical properties change proportionally to the dose of radiation absorbed.
  • the material making up the sensitive cell is capable of absorbing a dose of radiation whose value is between 1 krad and 1 Mrad, preferably between 1 krad and 10 krad.
  • the electrical conductivity of the material composing the sensitive cell changes proportionally to the dose of radiation absorbed by the sensitive cell.
  • the electrical conductivity of the material making up the sensitive cell changes irreversibly when exposed to a dose of radiation.
  • the sensitive cell is capable of delivering an electrical signal proportional to the electrical conductivity of the material composing the sensitive cell.
  • the sensitive cell comprises a field effect transistor.
  • the field effect transistor has an oxide thickness of between 80 nm and 420 nm.
  • the invention also relates to a system for passivating a spacecraft coupled to a timing device as described above, so that the passivation system can be activated by the timing device.
  • the passivation system is capable of exhausting all the electrical reserves on board a spacecraft.
  • the invention also relates to a spacecraft comprising a passivation system as described above, preferably a small satellite or nanosatellite.
  • nanosatellite we mean a spacecraft whose weight is between 1 kg and 50 kg, preferably between 1 kg and 30 kg. And for any satellite up to 7000kg in GEO.
  • FIG. 1 illustrates a diagram of a timing device allowing the activation of a passivation system of a spacecraft, according to the invention
  • FIG. 2 illustrates a diagram of an alternative embodiment of a timing device allowing the activation of a passivation system of a spacecraft, according to the invention.
  • the invention proposes a safer, cheaper and more compact timing device, allowing the triggering of a passivation system of a small satellite.
  • the communication unit 12 is configured to receive information coming from the surface of an astral body, for example terrestrial, when the timing device 2 is present in a spacecraft.
  • the communication unit is also capable of processing messages internal to the satellite coming from an external source.
  • the comparison unit 10 is able to transmit information received by the communication unit 12 to a reference unit 14, so that said information is recorded by the reference unit.
  • the comparison unit 10 is also capable of reading information contained in the reference unit 14, such as a reference value mentioned below.
  • the comparison unit 10 is coupled to the dosimeter 6 so as to be able to receive in real time or periodically, an electrical signal generated by the dosimeter 6.
  • the dosimeter 6 comprises a field effect transistor, marketed by the company VARADIS, under one of the following references, available on the website https://www.varadis.com/products/: [0048] - Varadis RADFET VT01, comprising a 400 nm RADFET in a six-wire SOT-23 plastic package, for doses between 1 cGy (1 rad) and 1 kGy (100 krad); where [0049] - Varadis RADFET VT03, comprising a 1 ⁇ m RADFET in a six-wire SOT-23 plastic package, for doses between 3 mGy (0.3 rad) and 10 Gy (1 krad); or [0050] - Varadis RADFET VT05, comprising a 100 nm RADFET in a six-wire SOT-23 plastic package, for doses between 10 Gy (1 krad) and 10 kGy (1 Mrad
  • the electronic components designated by the reference “Varadis RADFET” consist of an insulated gate field effect transistor, more commonly referred to as MOSFET (English acronym for “Metal Oxide Semiconductor Field Effect Transistor”). More precisely, these field effect transistors include a “p” type channel, sensitive to radiation: gamma, X and protons.
  • MOSFET Metal Oxide Semiconductor Field Effect Transistor
  • sensitive we mean that the electrical properties of the oxide, composing the field effect transistor, vary as a function of the dose of radiation absorbed by said oxide. In other words, the threshold voltage of the field effect transistor varies according to the dose of radiation absorbed by the oxide forming the gate of said transistor.
  • the threshold voltage of the field effect transistor is biased by a direct current, for example 10 ⁇ A.
  • the value of the threshold voltage of the field effect transistor varies by an increase linearly proportional to the dose received, until reaching a saturation value defining the range of use of the sensor.
  • the semiconductor manufacturer communicates a specific calibration curve, allowing those skilled in the art to easily estimate the initial value of the threshold voltage and the electrical sensitivity (see curve) delivered by said transistor, depending on the dose of radiation it absorbs.
  • the dose of radiation absorbed by the transistor is easily estimated using the “OMERE” software, downloadable from the website of the company TRAD TESTS & RADIATIONS, at the following address: https://www.trad.fr/spatial/logiciel-omere/.
  • the “OMERE” software makes it possible to evaluate the radiation dose absorbed by a material, depending on its nature, its thickness as well as its presence time in an orbit.
  • the comparison unit 10 is coupled to the dosimeter 6 as well as to the reference unit 14, so as to be able to characterize in real time or periodically, the value of the electrical voltage delivered by the effect transistor. field composing the dosimeter 6, then compare this electrical voltage value to a reference value prerecorded by the reference unit 14.
  • the comparison unit 10 is configured to deliver a control signal when the value of the electrical voltage delivered by the field effect transistor composing the dosimeter 6, is equal to or exceeds the reference value recorded by the reference unit 14.
  • the control signal is intended to allow the activation of a passivation system, not shown in the figures.
  • the timing device 2 when the timing device 2 is intended to move in a known orbit, the reference value recorded by the reference unit 14 makes it possible to program in a deterministic manner the moment when the device timer 2 moving in this orbit, emits a control signal capable of activating a passivation system.
  • the timing device 2 evaluates the time spent in an orbit, as a function of the radiation dose received by the dosimeter 6.
  • the timing device 2 is more compact and safer than the electronic devices described above, due to the fact that the time is characterized in relation to its environment and not as a function, for example, of a bulky electronic oscillator , the functioning of which is also disrupted by surrounding radiation.
  • the reference unit 14 is composed of several electrical resistors 16, connected in series and powered by the same voltage source V.
  • the voltage source V is configured to deliver a stable current until the timer device 2 emits the passivation signal.
  • the reference unit 14 comprises two controlled switches 18 and 19 capable of being controlled by the communication unit 12.
  • the controlled switches 18 and 19 are mounted in parallel one or two electrical resistors 16, so as to allow the communication unit to modify the value of the electrical voltage delivered by the reference unit 14 to the comparison unit 10.
  • the timing device is configured to activate a passivation device, at the end of a first flight time of the passivation device to a defined orbit.
  • the communication unit 12 only controls the closing of the controlled switch 18, the timing device is reprogrammed to activate a passivation device at the end of a second flight time shorter than the first.
  • the timing device 12 commands the closing of the controlled switches 19, the timing device is then reprogrammed to immediately activate a passivation device.
  • the communication unit 12 advantageously makes it possible to remotely modify the desired moment when the timing device will emit a signal capable of triggering the passivation of a satellite when said device is present in a satellite in flight.

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Abstract

L'invention concerne un dispositif de temporisation permettant l'activation d'un système de passivation d'un engin spatial. Le dispositif de temporisation (2) se compose d'un dispositif de commande (4) couplé à un dosimètre (6). Le dosimètre est apte à caractériser une dose de rayonnements auquel est exposé un engin spatial lors de sa mission, de manière à ce que le dispositif de commande (4) puisse prendre connaissance de la dose de rayonnements absorbée par ledit dosimètre (6). Le dispositif de commande (4) est apte à activer un système de passivation d'un engin spatial lorsque la dose de rayonnements reçue par ledit dosimètre (6) dépasse une valeur de référence, correspondant à un temps de vol sur une orbite prédéterminées.

Description

Description Titre de l'invention : Dispositif de temporisation d’un système de passivation d’un engin spatial Domaine technique auquel se rapporte l'invention [0001] L’invention concerne le domaine technique de l’aérospatial et, plus particulièrement, la passivation des engins spatiaux en fin de vie. Arrière-plan technologique [0002] L'espace proche de la terre est encombré de satellites artificiels en fin de vie, susceptibles de rester en orbite pour encore plusieurs décennies. Afin de ne pas saturer l'espace proche, les agences spatiales imposent de limiter à 25 ans le temps de présence, en orbite basse, des satellites qui ne sont plus opérationnels. [0003] Or, il a été observé à plusieurs reprises l’explosion de satellites non opérationnels, due à un dysfonctionnement de leurs accumulateurs électriques. [0004] L’explosion d’un satellite génère un nombre conséquent de débris de petite taille, dont les vitesses et les directions ne sont pas contrôlées. Chaque débris présente alors un risque de collision avec un véhicule spatial opérationnel, collision susceptible de l’endommager de façon définitive. [0005] Afin d’éviter ce risque d’explosion, les agences spatiales préconisent en fin de mission, la passivation des accumulateurs électriques des satellites. Pour ce faire, les satellites intègrent à présent un système de passivation, programmé pour épuiser de façon permanente toutes les réserves électriques à bord du satellite, à l’issu d’une période mémorisée par le système de passivation. [0006] Pour que le système de passivation puisse réaliser sa mission de façon autonome, plus précisément sans instruction provenant de l’extérieur du satellite, le système de passivation est couplé avec un dispositif de temporisation présente dans le satellite. L’activation du système de passivation au moment opportun, dépend donc de la précision du dispositif de temporisation. [0007] Pour préserver l’intégrité du dispositif de temporisation lors de la mise en orbite du satellite, il est connu de renforcer les interconnexions entre les différents composants du dispositif de temporisation. Ces dispositions particulières engendrent un surcoût ainsi qu’un délai de fabrication du dispositif de temporisation qui ne sont pas négligeables. [0008] De façon connue, les dispositifs de temporisation utilisent des horloges électroniques ou atomiques pour la mesure du temps. Ces horloges mesurent l’écoulement du temps à partir de la fréquence d’une impulsion électrique générée par un oscillateur électronique. Or, la fréquence de cette impulsion électrique évolue notamment en fonction de la température de l’oscillateur électronique. Il est donc primordial de stabiliser la température de l’oscillateur électronique de l’horloge pour permettre une mesure régulière du temps. C’est pourquoi les horloges numériques ou atomiques, embarquées dans les satellites, sont entourées d’un isolant thermique relativement épais afin de les préserver des variations fréquentes et extrêmes de température auxquels les satellites sont exposés lors de leur révolution autour de la terre. La présence de cet isolant thermique a pour inconvénient d’accroître de façon significative l’encombrement des horloges électroniques dans les satellites. [0009] Selon un autre inconvénient, le fonctionnement d’un oscillateur électronique est susceptible de s’altérer lorsqu’il est exposé à des rayonnements électromagnétiques ou bien à des particules subatomiques énergétiques. En d’autres termes, lorsqu’un oscillateur électronique est exposé aux rayonnements électromagnétiques présents dans l’espace, son fonctionnement s’altère de façon non prévisible et irréversible au cours du temps. Les horloges électroniques intégrés dans les satellites en orbite et fonctionnant à l’aide d’un oscillateur électronique, présentent donc un risque d’erreur de mesure du temps de type statistique. [0010] Afin de limiter ce risque d’erreur statistique, il est connu de durcir l’oscillateur électronique ainsi que les autres composants des horloges électroniques embarquées dans les satellites. Par « durcir », on entend le fait que les circuits électroniques sont doublés voir triplés et/ou que leurs dimensions sont accrues. Cette solution a néanmoins pour inconvénient d’accroître de façon significative le nombre de composants sensibles du dispositif de temporisation, composants généralement fragiles et coûteux. Selon un autre inconvénient, la redondance des circuits électroniques accroît également de façon significative l’encombrement, le poids et surtout la consommation électrique des horloges électroniques. [0011] Une solution alternative ou complémentaire peut alors consister à placer le dispositif de temporisation dans un boîtier permettant d’atténuer les rayonnements. Toutefois, cette solution n’est pas idéale car elle accroît l’encombrement du dispositif de temporisation et complexifie sa connexion au système de passivation. [0012] Pour les raisons évoquées ci-dessus, les horloges électroniques actuellement employées pour permettre l’activation d’un système de passivation de satellite en fin de vie, ne sont pas adaptées pour les satellites de petite taille ou nanosatellites. [0013] L’invention vise à remédier à ce problème technique en proposant un dispositif de temporisation d’un nouveau genre, plus sûr, moins cher et plus compacte, permettant d’activer un système de passivation d’un satellite de petite taille ou nanosatellite, en fin de mission. Objet de l’invention [0014] Pour cela, l’invention propose un dispositif de temporisation permettant l’activation d’un système de passivation d’un engin spatial. Par les termes « dispositif de temporisation », on entend la capacité pour ledit dispositif d’activer un système de passivation, à l’issue d’un temps prédéterminé. [0015] De façon remarquable, le dispositif de temporisation comprend un dispositif de commande couplé à un dosimètre. Selon l’invention, le dosimètre est apte à caractériser une dose de rayonnements auquel est exposé un engin spatial lors de sa mission. Les rayonnements absorbés par le dosimètre sont ionisants et/ou non ionisants. [0016] Par le terme « couplé », on entend le fait que le dispositif de commande est apte à prendre connaissance, au cours du temps de la dose de rayonnements absorbée par le dosimètre qui ne peut que croître au cours du temps, de sorte que le dispositif de commande puisse activer le système de passivation d’un engin spatial, lorsque la dose de rayonnement reçue par ledit dosimètre dépasse une valeur de référence. [0017] En d’autres termes, le dispositif de temporisation évalue le temps passé dans l’espace par un engin spatial, en fonction de la dose de rayonnements reçue par un dosimètre. [0018] Ainsi, dans l’espace, le dispositif de temporisation est d’utilisation plus sûre que les horloges électroniques décrites ci-dessus, du fait que le temps est caractérisé par rapport aux rayonnements présents dans l’environnement du dosimètre et non pas en fonction d’un oscillateur électronique dont le fonctionnement est susceptible d’être perturbé par les mêmes rayonnements. [0019] Il est à noter que la dose de rayonnements à laquelle le dosimètre est exposé, lorsque le dosimètre évolue sur une orbite et une durée définies, peut être déterminée de façon précise ou relativement précise par l’homme du métier. De ce fait, l’utilisation d’un dosimètre pour caractériser l’écoulement du temps dans l’espace s’effectue avantageusement de façon déterministe et non pas soumise à une statistique de fiabilité comme c’est le cas pour les horloges électroniques. [0020] Ainsi, le dispositif de temporisation selon l’invention peut comporter des précautions de durcissement et d’isolation thermique moindres, en comparaison avec les horloges électroniques décrites ci-dessus. Pour ces raisons, le dispositif de temporisation selon l’invention se distingue de l’état de la technique en ce qu’il est plus économe, plus compact et plus léger. [0021] Selon un autre mode de réalisation de l’invention, le dispositif de commande comprend une unité de comparaison connectée au dosimètre et une unité de référence connectée à l’unité de comparaison. L’unité de référence est apte à communiquer une valeur de référence à l’unité de comparaison, et l’unité de comparaison est apte à activer un système de passivation connecté au dispositif de commande selon l’invention. [0022] La valeur de référence correspond à une valeur estimée des rayonnements absorbés par le dosimètre, à l’issue de la mission d’un engin spatial comprenant le dispositif de temporisation selon l’invention. Comme expliqué ci-après, la valeur de référence est aisément estimable par l’homme du métier, à partir de l’orbite parcouru par l’engin spatial lors de sa mission et des propriétés d’absorption du dosimètre et, éventuellement, des matériaux entourant le dosimètre. [0023] Afin d’accroître la robustesse du dispositif de temporisation, l’ensemble des éléments composant le dispositif de temporisation sont de type analogique et connectés entre eux par l’intermédiaire de pistes conductrices et/ou de fils électriquement conducteurs. [0024] Par exemple, l’unité de référence peut comprendre une ou plusieurs résistances électriques connectées en série, alimentée(s) par une source de tension, de sorte à délivrer à l’unité de comparaison une tension électrique correspondant à la valeur de référence. [0025] Selon une variante, l’unité de référence comprend un ou plusieurs interrupteurs commandés, branché(s) en parallèle d’une ou de plusieurs résistances électriques, de manière à permettre de modifier la tension électrique délivrée par l’unité de référence à l’unité de comparaison. A titre d’exemple nullement limitatif, l’unité de référence peut être un pont diviseur de tension comprenant un ou plusieurs interrupteurs commandés par l’unité de communication. [0026] Selon un autre mode de réalisation de l’invention, le dispositif de commande comprend une unité de communication apte à recevoir une nouvelle valeur de référence, et apte à substituer la valeur de référence enregistrée par l’unité de référence par la nouvelle valeur de référence. [0027] Selon un autre mode de réalisation de l’invention, l’unité de communication est apte à recevoir une nouvelle valeur de référence lorsque le dispositif de temporisation est présent dans un engin spatial. Ainsi, de façon avantageuse, la passivation d’un engin spatial équipé de l’invention, peut être avancée ou retardée selon les circonstances de la mission. [0028] De préférence, la nouvelle valeur de référence est transmise à l’unité de communication du dispositif de temporisation, par l’intermédiaire de signaux radiofréquences. [0029] Selon un autre mode de réalisation de l’invention, le dosimètre comprend une cellule sensible, composée d’une matière dont les propriétés physiques évoluent proportionnellement à la dose de rayonnements absorbée. [0030] Selon un autre mode de réalisation de l’invention, la matière composant la cellule sensible est apte à absorber une dose de rayonnements dont la valeur est comprise entre 1 krad et 1Mrad , de préférence entre 1 krad et 10 krad. [0031] Selon un autre mode de réalisation de l’invention, la conductivité électrique de la matière composant la cellule sensible, évolue proportionnellement à la dose de rayonnements absorbée par la cellule sensible. De préférence, la conductivité électrique de la matière composant la cellule sensible évolue de façon irréversible lorsqu’elle exposée à une dose de rayonnements. [0032] Selon un autre mode de réalisation de l’invention, la cellule sensible est apte à délivrer un signal électrique proportionnel à la conductivité électrique de la matière composant la cellule sensible. [0033] Selon un mode de réalisation préféré de l’invention, la cellule sensible comprend un transistor à effet de champ. De préférence, le transistor à effet de champ comporte une épaisseur d’oxide comprise entre 80 nm et 420 nm. [0034] Bien entendu, les différentes caractéristiques, variantes et formes de réalisation mentionnées ci-dessus peuvent être associées les unes avec les autres selon diverses combinaisons, dans la mesure où elles ne sont pas incompatibles ou exclusives les unes des autres. [0035] L’invention concerne également un système de passivation d’un engin spatial couplé à un dispositif de temporisation telle que décrit ci-dessus, de sorte que le système de passivation puisse être activé par le dispositif de temporisation. [0036] De préférence, le système de passivation est apte à épuiser toutes les réserves électriques à bord d’un engin spatial. [0037] L’invention concerne aussi un engin spatial comprenant un système de passivation tel que décrit ci-dessus, de préférence un satellite de petite taille ou nanosatellite. Par nanosatellite, on entend un engin spatial dont le poids est compris entre 1 kg et 50 kg, de préférence entre 1 Kg et 30 kg. Et pour tout satellite jusqu’à 7000kg en GEO. Description des figures [0038] L'invention sera mieux comprise au regard de la description détaillée ci- dessous, qui se rapporte à un mode de réalisation préféré et non limitatif, illustré par la figure suivante : [0039] [Fig. 1] illustre un schéma d’un dispositif de temporisation permettant l’activation d’un système de passivation d’un engin spatial, selon l’invention ; [0040] [Fig. 2] illustre un schéma d’une variante de réalisation d’un dispositif de temporisation permettant l’activation d’un système de passivation d’un engin spatial, selon l’invention. Description détaillée de l’invention [0041] Pour rappel, l’invention propose un dispositif de temporisation plus sûr, moins cher et plus compact, permettant le déclenchement d’un système de passivation d’un satellite de petite taille. [0042] La figure 1 représente une vue schématique des différents éléments composant un dispositif de temporisation 2 selon l’invention. La référence 4 désigne un dispositif de commande couplé à un dosimètre 6. [0043] Par le terme « couplé », on entend la possibilité pour deux éléments d’échanger de l’information. Selon le présent exemple, les éléments composant le dispositif de temporisation 6 sont connectés entre eux par l’intermédiaire de conducteurs électriques, désignés par la référence 8 sur la figure 1, permettant l’échange d’information entre lesdits éléments. [0044] Plus précisément, le dispositif de commande 4 se compose d’une unité de comparaison 10, de préférence analogique, couplée à une unité de communication 12. [0045] L’unité de communication 12 est configuré pour recevoir une information provenant de l’extérieur du dispositif de temporisation. L’information peut être transmise à l’unité de communication 12 sous forme de signaux électriques ou bien de signaux radiofréquences. De préférence, l’unité de communication 12 est configurée pour recevoir une information provenant de la surface d’un corps astral par exemple terrestre, lorsque le dispositif de temporisation 2 est présent dans un engin spatial. L’unité de communication est également apte à traiter des messages internes au satellite provenant d’une source extérieure. [0046] L’unité de comparaison 10 est apte à transmettre une information reçue par l’unité de communication 12 à une unité de référence 14, de manière à ce que ladite information soit enregistrée par l’unité de référence. L’unité de comparaison 10 est également apte à lire des informations contenues dans l’unité de référence 14, telle qu’une valeur de référence mentionnée ci-dessous. L’unité de comparaison 10 est couplée au dosimètre 6 de manière à pouvoir recevoir en temps réel ou bien périodiquement, un signal électrique généré par le dosimètre 6. [0047] Selon le présent exemple et à titre non limitatif, le dosimètre 6 comprend un transistor à effet de champ, commercialisé par la société VARADIS, sous l’une des références suivantes, consultables sur le site internet https://www.varadis.com/products/ : [0048] - Varadis RADFET VT01, comprenant un RADFET de 400 nm dans un boîtier en plastique SOT-23 à six fils, pour des doses comprises entre 1 cGy (1 rad) et 1 kGy (100 krad) ; où [0049] - Varadis RADFET VT03, comprenant un RADFET de 1 μm dans un boîtier en plastique SOT-23 à six fils, pour des doses comprises entre 3 mGy (0,3 rad) et 10 Gy (1 krad) ; ou [0050] - Varadis RADFET VT05, comprenant un RADFET 100 nm dans un boîtier en plastique SOT-23 à six fils, pour des doses comprises entre 10 Gy (1 krad) et 10 kGy (1 Mrad). [0051] Les composants électroniques désignés par la référence « Varadis RADFET » se composent d’un transistor à effet de champ à grille isolée, plus couramment désigné sous la référence MOSFET(acronyme anglais pour « Metal Oxide Semiconductor Field Effect Transistor »). Plus précisément, ces transistors à effet de champ comportent un canal de type « p », sensible aux rayonnements : gamma, X et protons. [0052] Par le terme « sensible », on entend que les propriétés électriques de l’oxyde, composant le transistor à effet de champ, varient en fonction de la dose de rayonnements absorbée par ledit oxyde. En d’autres termes, la tension de seuil du transistor à effet de champ varie selon la dose de rayonnements absorbée par l’oxyde formant la grille dudit transistor. [0053] La tension de seuil du transistor à effet de champ est polarisée par un courant continu, par exemple de 10 μA. En fonction de la dose d’irradiations absorbée, la valeur de la tension seuil du transistor à effet de champ varie par une augmente linéairement proportionnel à la dose reçue, jusqu’à atteindre une valeur de saturation définissant la plage d’utilisation du capteur. [0054] A chaque transistor à effet de champ mentionné ci-dessus, le fabricant de semi-conducteur communique une courbe d'étalonnage spécifique, permettant à l’homme du métier d’estimer aisément la valeur initiale de la tension de seuil et la sensibilité (voir courbe) électrique délivrée par ledit transistor, selon la dose de rayonnements qu’il absorbe. [0055] Or, la dose de rayonnements absorbée par le transistor est aisément estimable à partir du logiciel « OMERE », téléchargeable à partir du site internet de la société TRAD TESTS & RADIATIONS, à l’adresse suivante : https://www.trad.fr/spatial/logiciel-omere/. [0056] Plus précisément, le logiciel « OMERE » permet d’évaluer la dose de rayonnements absorbée par un matériau, en fonction de sa nature, de son épaisseur ainsi que de son temps de présence sur une orbite. [0057] En sélectionnant comme paramétrage pour le logiciel « OMERE », un oxyde de nature et d’épaisseur identique à l’oxyde formant le canal de type « p », d’un transistor à effet de champ à grille isolée mentionné ci-dessus, commercialisé par la société VARDIS, une orbite précise et un temps de vol défini, l’homme du métier peut aisément obtenir une estimation de la dose de rayonnements absorbées par ledit transistor. [0058] En reportant la valeur de cette estimation sur la courbe de calibrage spécifique dudit transistor, communiquée par la société VARADIS, l’homme du métier peut facilement estimer la valeur de la tension électrique dénommée ci- après valeur de référence, délivrée par ledit transistor à l’issue d’une période et une orbite sélectionnée ci-dessus. [0059] L’unité de comparaison 10 est couplée au dosimètre 6 ainsi qu’à l’unité de référence 14, de manière à pouvoir caractériser en temps réel ou bien périodiquement, la valeur de la tension électrique délivrée par le transistor à effet de champ composant le dosimètre 6, puis comparer cette valeur de tension électrique à une valeur de référence préenregistrée par l’unité de référence 14. [0060] De façon remarquable, l’unité de comparaison 10 est configurée pour délivrer un signal de commande lorsque la valeur de la tension électrique délivrée par le transistor à effet de champ composant le dosimètre 6, est égale ou bien dépasse la valeur de référence enregistrée par l’unité de référence 14. Le signal de commande est destiné à permettre l’activation d’un système de passivation, non représenté sur les figures. [0061] En d’autres termes, lorsque le dispositif de temporisation 2 est destiné à se déplacer sur une orbite connue, la valeur de référence enregistrée par l’unité de référence 14, permet de programmer de façon déterministe, le moment où le dispositif de temporisation 2 se déplaçant sur cette orbite, émet un signal de commande apte à activer un système de passivation. [0062] Ainsi, de façon avantageuse, le dispositif de temporisation 2 évalue le temps passé sur une orbite, en fonction de la dose de rayonnements reçue par le dosimètre 6. Ainsi, le dispositif de temporisation 2 est plus compact et plus sûr que les dispositifs électroniques décrits ci-dessus, du fait que le temps est caractérisé par rapport à son environnement et non pas en fonction par exemple d’un oscillateur électronique encombrant, dont le fonctionnement est en outre perturbé par les rayonnements environnants. [0063] Selon une variante de l’invention illustrée par la figure 2, l’unité de référence 14 se compose de plusieurs résistances électriques 16, montées en série et alimentées par une même source de tension V. De préférence, la source de tension V est configurée pour délivrer un courant stable jusqu’à ce que le dispositif de temporisation 2 émette le signal de passivation. [0064] De façon avantageuse, l’unité de référence 14 comporte deux interrupteurs commandés 18 et 19 aptes à être pilotés par l’unité de communication 12. Comme illustré par la figure 2, les interrupteurs commandés 18 et 19 sont montés en parallèles d’une ou bien de deux résistances électriques 16, de manière à permettre à l’unité de communication de modifier la valeur de la tension électrique délivrée par l’unité de référence 14 à l’unité de comparaison 10. [0065] A titre d’exemple non limitatif, lorsque les interrupteurs commandés 18 et 19 sont tous deux maintenus en positon ouverte comme illustré par la figure 2, le dispositif de temporisation est paramétré pour activer un dispositif de passivation, à l’issu d’un premier temps de vol du dispositif de passivation à une orbite définie. [0066] Lorsque l’unité de communication 12 commande uniquement la fermeture de l’interrupteur commandé 18, le dispositif de temporisation est reprogrammé pour activer un dispositif de passivation à l’issu d’un second temps de vol plus court que le premier. [0067] Lorsque l’unité de communication 12 commande la fermeture de l’interrupteurs commandés 19, le dispositif de temporisation est alors reprogrammé pour activer immédiatement un dispositif de passivation. [0068] Ainsi, l’unité de communication 12 permet avantageusement de modifier à distance le moment souhaité où le dispositif de temporisation émettra un signal apte à déclencher la passivation d’un satellite lorsque ledit dispositif est présent dans un satellite en vol.

Claims

REVENDICATIONS [Revendication 1] Dispositif de temporisation (2) permettant l’activation d’un système de passivation d’un engin spatial, caractérisé en ce que le dispositif de temporisation (2) comprend un dispositif de commande (4) couplé à un dosimètre (6), le dosimètre est apte à caractériser une dose de rayonnements auquel est exposé un engin spatial lors de sa mission, de manière à ce que le dispositif de commande (4) puisse prendre connaissance de la dose de rayonnements absorbée par ledit dosimètre (6), et en ce que le dispositif de commande (4) est apte à activer un système de passivation d’un engin spatial lorsque la dose de rayonnements reçue par ledit dosimètre (6) dépasse une valeur de référence. [Revendication 2] Dispositif de temporisation selon la revendication 1, caractérisé en ce que le dispositif de commande (4) comprend une unité de comparaison (10) connectée au dosimètre (6) et une unité de référence (14) connectée à l’unité de comparaison (10). [Revendication 3] Dispositif de temporisation selon la revendication 2, caractérisé en ce que l’unité de référence (14) comprend des composants analogiques (16). [Revendication 4] Dispositif de temporisation selon la revendication 3, caractérisé en ce que l’unité de référence (14) comprend une ou plusieurs résistances électriques (16) connectées en série, alimentée(s) par une source de tension (V), de sorte à délivrer à l’unité de comparaison (10) une tension électrique correspondant à la valeur de référence. [Revendication 5] Dispositif de temporisation selon la revendication 4, caractérisé en ce que l’unité de référence (14) comprend un ou plusieurs interrupteurs commandés (18, 19), branché(s) en parallèle d’une ou de plusieurs résistance électriques (16), de manière à modifier la tension électrique délivrée par l’unité de référence (14) à l’unité de comparaison (10). [Revendication 6] Dispositif de temporisation (2) selon l’une des revendications 2 à 5, caractérisé en ce que le dispositif de commande (4) comprend une unité de communication (12) apte à recevoir une nouvelle valeur de référence et à substituer la valeur de référence enregistrée par l’unité de référence (14) par la nouvelle valeur de référence. [Revendication 7] Dispositif de temporisation (2) selon la revendication 6, caractérisé en ce que l’unité de communication (12) est apte à recevoir une nouvelle valeur de référence lorsque le dispositif de temporisation (2) est présent dans un engin spatial en vol. [Revendication 8] Dispositif de temporisation (2) selon l’une des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que le dosimètre (6) comprend une cellule sensible, composée d’une matière dont les propriétés physiques évoluent proportionnellement à la dose de rayonnements, absorbée par la cellule sensible. [Revendication 9] Dispositif de temporisation (2) selon la revendication 8, caractérisé en ce que la matière composant la cellule sensible est apte à absorber une dose de rayonnements dont la valeur est comprise entre 1 krad et 1 Mrad. [Revendication 10] Dispositif de temporisation (2) selon la revendication 8 ou 9, caractérisé en ce que la conductivité électrique de la matière composant la cellule sensible, évolue proportionnellement à la dose de rayonnements absorbée par la cellule sensible. [Revendication 11] Dispositif de temporisation (2) selon la revendication 8, caractérisé en ce que la cellule sensible est apte à délivrer un signal électrique proportionnel à la conductivité électrique de la matière composant la cellule sensible. [Revendication 12] Dispositif de temporisation (2) selon l’une des revendications 8 à 11, caractérisé en ce que la cellule sensible comprend un transistor à effet de champ. [Revendication 13] Système de passivation d’un engin spatial caractérisé en ce que le système de passivation est couplé à un dispositif de temporisation (2) selon l’une des revendications 1 à 12, de sorte que le système de passivation puisse être activé par le dispositif de temporisation (2). [Revendication 14] Système de passivation d’un engin spatial selon la revendication 13, caractérisé en que le système de passivation est apte à épuiser toutes les réserves électriques à bord d’un engin spatial. [Revendication 15] Engin spatial comprenant un système de passivation selon la revendication 13 ou 14.
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