ES2343482T3 - Procedimiento de puesta en orbita operacional de un satelite artificial y dispositivo de propulsion asociado. - Google Patents
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Abstract
Procedimiento de puesta en órbita operacional de un satélite (3), equipado con un sistema propio de propulsión, a partir de una órbita de transferencia (7) obtenida por medio de un lanzador espacial (6) que comprende por lo menos las etapas siguientes: a) un dispositivo de propulsión (1) mandado por el satélite (3) está enganchado de forma separable al satélite (3), y el conjunto constituido por el satélite (3) y por el dispositivo de propulsión (1) está montado sobre el lanzador (6) antes de la inyección por el lanzador (6) del conjunto en la órbita de transferencia (7), b) dicho conjunto (1-3) es llevado, por medio del dispositivo de propulsión (1), desde la órbita de transferencia (7) a una órbita intermedia (8) entre la órbita de transferencia (7) y la órbita operacional (9), estando la órbita intermedia (8) próxima a la órbita operacional (9) pero suficientemente alejada de esta última para evitar eventuales interferencias con la órbita operacional (9), c) el satélite (3) se separa del dispositivo de propulsión (1), que permanece en la órbita intermedia (8), y d) el satélite (3) alcanza, por medio del su sistema propio de propulsión, la órbita operacional (9) a partir de la órbita intermedia (8).
Description
Procedimiento de puesta en órbita operacional de
un satélite artificial y dispositivo de propulsión asociado.
La presente invención se refiere a un
procedimiento de puesta en órbita operacional, y en particular en
órbita geoestacionaria, de un satélite artificial equipado con un
sistema propio de propulsión, y la invención se refiere asimismo a
un dispositivo de propulsión, asociado al satélite, para la puesta
en órbita operacional de este satélite a partir de una órbita de
transferencia obtenida por medio de un lanzador espacial.
El procedimiento más corriente de puesta de un
satélite en órbita geoestacionaria comprende una primera etapa, que
es una etapa de inyección en una órbita de transferencia por un
lanzador espacial, seguida, después de la separación entre el
lanzador y el satélite, de una segunda etapa, en el curso de la cual
el satélite proporciona el resto de la propulsión necesaria,
gracias a su sistema propio de propulsión, para acabar de llegar a
la órbita geoestacionaria.
Generalmente, aproximadamente los dos tercios de
los ergoles embarcados por el satélite para su sistema propio de
propulsión se consumen durante esta segunda etapa, que es la fase de
puesta en órbita, y solamente el tercio restante de los ergoles
sirve para el mantenimiento en el lugar y para la misión real del
satélite en órbita geoestacionaria.
Este procedimiento de puesta en órbita se ha
desarrollado, en particular en el mundo occidental, puesto que este
procedimiento ofrece, hasta el presente, el mejor compromiso
técnico-económico, tanto para los lanzadores como
para los satélites, y en particular proporciona el mejor rendimiento
energético para los lanzadores.
En el marco del mercado comercial de los
lanzamientos de satélites, la facturación de los lanzamientos ha
tomado en cuenta esencialmente las masas a satelizar, durante tanto
tiempo que unos lanzadores inicialmente desarrollados con unos
fines militares no han estado disponibles para el mercado comercial.
La llegada al mercado comercial de dichos lanzadores de bajo precio
de coste ha puesto de nuevo en cuestión este principio de
facturación, proponiendo unos precios de lanzamiento casi
independientes de las masas a satelizar, y proporcionando la
posibilidad de llevar los satélites casi directamente en órbita
geoestacionaria, debido a que estos nuevos lanzadores tienen unos
niveles reencendibles. En este caso, en el último nivel, o nivel
superior, del lanzador puede colocar el (o los) satélite(s)
directamente en una órbita próxima a la órbita geoestacionaria, y a
continuación, después de la separación entre
satélite(s)
y este nivel del lanzador, este último, si se quieren respetar las recomendaciones internacionales sobre les desechos espaciales, debe alcanzar una órbita denominada "cementerio", por ejemplo a alrededor de 300 km por encima de la órbita geoestacionaria, y ser pasivado para no crear desechos espaciales. Por su lado, el o los satélites alcanza o alcanzan la órbita geoestacionaria con la ayuda de su o de sus sistemas propios de propulsión.
y este nivel del lanzador, este último, si se quieren respetar las recomendaciones internacionales sobre les desechos espaciales, debe alcanzar una órbita denominada "cementerio", por ejemplo a alrededor de 300 km por encima de la órbita geoestacionaria, y ser pasivado para no crear desechos espaciales. Por su lado, el o los satélites alcanza o alcanzan la órbita geoestacionaria con la ayuda de su o de sus sistemas propios de propulsión.
Este procedimiento de inyección directa en
órbita geoestacionaria plantea sin embargo numerosos problemas.
En el caso de lanzamiento doble o múltiple, está
excluido soltar la estructura portante de los satélites en la
órbita geoestacionaria, de manera que esta estructura portante
deberá ser mantenida solidaria del nivel superior del lanzador para
evacuarlo a continuación al mismo tiempo que este último hacia la
órbita cementerio. Además, después de la separación, en una órbita
próxima a la órbita geoestacionaria, entre el o los satélites y el
nivel superior del lanzador, el o los propulsores de este último
deben ser reencendidios, por lo menos una vez, para que este nivel
del lanzador alcance la órbita cementerio. Además, en caso de
problema importante encontrado en la órbita próxima a la órbita
geoestacionaria por este nivel del lanzador, este último puede
permanecer bloqueado en esta órbita, incluso estallar y crear así
unos desechos peligrosos para los satélites geoestacionarios.
Con el fin de evitar estos inconvenientes, se ha
propuesto en el documento WO 99/14118 un
procedimiento de puesta en órbita geoestacionaria de un satélite
artificial inyectado sobre esta órbita por un lanzador espacial, y
tal que:
- el conjunto constituido por el último nivel
del lanzador y el satélite a inyectar en la órbita geoestacionaria
es en primer lugar enviado directamente a una órbita circular,
denominada cementerio, próxima a la órbita geoestacionaria, pero
suficientemente alejada de esta última para evitar eventuales
interferencias con unos objetos espaciales que se encuentran en la
órbita geoestacionaria;
- el satélite se separa del último nivel del
lanzador, que permanece en la órbita cementerio, y
- el satélite alcanza la órbita geoestacionaria
a partir de la órbita cementerio con la ayuda de su sistema propio
de propulsión.
Así, el lanzador envía el satélite a la órbita
cementerio, en que el nivel superior de lanzador suelta el
satélite, que alcanza a continuación por sus propios medios la
órbita geoestacionaria. Estando el nivel superior del lanzador
directamente en la órbita cementerio, ya no es necesario encender de
nuevo su o sus propulsores, y es suficiente pasivarlo en esta
órbita cementerio, la cual está, preferentemente, a una altitud
alejada en algunas decenas a algunas centenas de kilómetros de la
órbita geoestacionaria, y en particular a aproximadamente 300
kilómetros de la órbita geoestacionaria.
Sin embargo, este procedimiento adolece sin
embargo del inconveniente de que necesita la utilización de un
lanzador más potente que los que permiten una puesta en órbita
geoestacionaria por el procedimiento más habitual que comprende una
primera etapa de inyección del satélite en una órbita de
transferencia seguida de una segunda etapa en el curso de la cual
el satélite alcanza la órbita geoestacionaria por medio de su propio
sistema de propulsión.
Ahora bien, por razones de seguridad de
aprovisionamiento de lanzadores, el mercado comercial impone a los
fabricantes de satélites una compatibilidad con los principales
lanzadores disponibles en el mercado, entre los cuales todos no son
actualmente capaces de una puesta en órbita geoestacionaria
directa.
La obligación comercial de la compatibilidad de
los satélites con dichos lanzadores conduce por tanto a desarrollar
otro procedimiento que permita poner un satélite en órbita
geoestacionaria a partir de una órbita de transferencia, sin perder
en cambio las ventajas que confiere una puesta en órbita
geoestacionaria directa por el lanzador, de las que una de las más
importantes es que el carburante economizado en el satélite por una
puesta en órbita geoestacionaria directa lleva a liberar volumen en
el satélite, de manera que se puede aumentar la carga útil
embarcada, y reducir así los costes de servicio en una medida muy
significativa, garantizando una mejor competitividad. Esta
obligación comercial de compatibilidad de los satélites con varios
tipos de lanzadores se aplica asimismo a unas órbitas distintas de
las geoestacionarias, por ejemplo unas órbitas circulares de altitud
media, denominadas MEO, tales como las utilizadas por los satélites
de las constelaciones de navegación (GPS o Galileo).
Con este fin, la invención propone un
procedimiento de puesta en órbita operacional de un satélite,
equipado con un sistema propio de propulsión, a partir de una
órbita de transferencia obtenida por medio de un lanzador espacial,
que comprende por lo menos las etapas siguientes:
a) un dispositivo de propulsión mandado por el
satélite está enganchado de forma separable al satélite, y el
conjunto constituido por el satélite y el dispositivo de propulsión
está montado sobre el lanzador antes de la inyección por el
lanzador del conjunto en la órbita de transferencia,
b) dicho conjunto es llevado, por medio del
dispositivo de propulsión, desde la órbita de transferencia a una
órbita intermedia entre la órbita de transferencia y la órbita
operacional, siendo la órbita intermedia próxima a la órbita
operacional pero estando suficientemente alejada de esta última para
evitar eventuales interferencias con la órbita operacional,
c) el satélite se separa del dispositivo de
propulsión, que permanece en la órbita intermedia, y
d) el satélite alcanza, por medio de su sistema
propio de propulsión, la órbita operacional a partir de la órbita
intermedia.
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Se comprende que el lanzador espacial permite
inyectar, de manera bien conocida, el conjunto constituido por el
satélite y por el dispositivo de propulsión, en una órbita de
transferencia, en la que interviene la separación entre el último
nivel o nivel superior del lanzador y el conjunto del satélite y del
dispositivo de propulsión, y a partir de la cual este conjunto es
llevado, utilizando principalmente los ergoles del dispositivo de
propulsión, a la órbita intermedia, próxima pero suficientemente
alejada de la órbita operacional, y en la cual permanece el
dispositivo de propulsión, después de su separación del satélite,
satélite que alcanza a continuación, por medio de su sistema propio
de propulsión, la órbita operacional a partir de la órbita
intermedia.
Este procedimiento tiene como ventaja que el
sistema propio de propulsión del satélite sólo necesita consumir
una pequeña cantidad de ergoles para pasar de la órbita intermedia a
la órbita operacional, y que es inútil encender de nuevo el o los
propulsores del dispositivo de propulsión, por una parte, y, por
otra parte, del último nivel del lanzador para conducirlos
respectivamente a una órbita cementerio, puesto que el dispositivo
de propulsión y el último nivel del lanzador pueden permanecer
respectivamente en la órbita intermedia y en la órbita de
transferencia.
Ventajosamente, el procedimiento presenta además
una y/o otra de las características siguientes:
- el paso de la órbita intermedia a la órbita
operacional se realiza por medio de uno o varios impulsos sucesivos,
suministrados por el sistema propio de propulsión del satélite;
- una etapa de pasivación del dispositivo de
propulsión en órbita intermedia, antes o después de su separación
del satélite con el fin de evitar la creación de desechos espaciales
por explosión;
- la órbita operacional es una órbita
geoestacionaria, y la órbita intermedia es una órbita denominada
cementerio, a una altitud alejada de algunas decenas a algunas
centenas de kilómetros de la órbita geoestacionaria,
- la órbita operacional es una órbita denominada
MEO, alrededor de 20.000 km de altitud, y la órbita intermedia es
una órbita denominada cementerio, a una altitud alejada en algunas
decenas o algunas centenas de kilómetros de la órbita MEO.
\vskip1.000000\baselineskip
En numerosos lanzadores del mercado, la interfaz
entre el lanzador (su nivel superior o último nivel) y el satélite
se realiza por medio de un adaptador, en general de forma
globalmente troncocónica, del que las bases mayor y menor están
fijadas de forma separable respectivamente al lanzador y al
satélite. Esta configuración es aplicable a la mayor parte de los
lanzadores, hasta tal punto que las dimensiones del adaptador
troncocónico de interfaz lanzador-satélite son
estándares. En la mayoría de los casos también, el interior del
adaptador está vacío.
Sin embargo, se han propuesto ya en las patentes
europeas EP 1 313 643 B1 y EP 1 492 706 B1, equipar un adaptador
globalmente troncocónico con componentes diversos. Según el
documento EP 1 313 643 B1, el adaptador comprende por lo menos dos
partes de adaptador unidas una a la otra de forma separable, estando
una primera parte fijada de manera permanente al lanzador, y
estando la segunda parte unida de forma separable al satélite y
comprendiendo además unos medios de montaje internos para unos
equipos, que comprenden unos equipos para por lo menos un satélite
autónomo o independiente, tales como unos paneles solares, unos
sistemas de propulsión, unos sistemas de mando y unos ordenadores
embarcados, incluso también una carga embarcada y/o unos satélite
autónomos.
Cuando tiene lugar la separación del lanzador,
el satélite fijado sobre el adaptador se separa de la base menor de
este último, por tanto de la segunda parte de adaptador, después de
lo cual las dos partes del adaptador se desenganchan una de la
otra, y la segunda parte del adaptador se separa de la primera que
permanece unida al lanzador, convirtiéndose la segunda parte de
adaptador en un vehículo espacial autónomo, con un sistema de
propulsión propio, que puede poner en órbita por lo menos un
satélite adicional o que constituye por sí mismo dicho satélite
adicional.
Según el documento EP 1 492 706 B1, el adaptador
globalmente troncocónico comprende asimismo dos partes. Pero estas
dos partes están ideadas para ser acopladas separadamente y de forma
separable una primera con el lanzador y la segunda con el satélite,
antes de ser conectadas una a la otra de forma permanente, en
configuración de servicio, estando unos medios de propulsión y/o
una carga útil montados en por lo menos la primera parte del
adaptador. De esta manera, el adaptador es separable del lanzador
como del satélite y está equipado para realizar un vuelo espacial
independiente. El adaptador se puede utilizar por tanto como un
vehículo espacial independiente, en particular desplegable como
vehículo de remolcado en el espacio.
Para las misiones normales, en las que el
lanzador alcanza la órbita correcta, el satélite puede ser separado
en primer lugar del adaptador por un mecanismo de separación
previsto a este fin en el acoplamiento entre el satélite y el
adaptador. A continuación, por un mecanismo de separación en el
acoplamiento entre el adaptador y el lanzador, el adaptador como
nave espacial independiente puede ser separado del lanzador, y
proseguir su vuelo independientemente del lanzador.
En ciertas condiciones, en utilización, el
adaptador puede ser en primer lugar separado del lanzador mientras
que el acoplamiento del satélite permanece intacto, lo que es
importante si no se alcanza la órbita deseada, por ejemplo en razón
de un funcionamiento impropio del lanzador. El adaptador permanece
entonces inicialmente acoplado al satélite, y los medios de
propulsión del adaptador pueden ser utilizados para realizar una
maniobra de socorro o de corrección de órbita, de manera que la
órbita deseada para el satélite puede sin embargo ser alcanzada.
Entonces, el mecanismo de separación en el acoplamiento entre el
adaptador y el satélite puede ser activado, con el fin de separar
el satélite del adaptador, que puede a continuación cumplir una
misión propia, mientras que el satélite continúa su trayectoria en
la órbita que ha sido alcanzada entre tanto. En caso de necesidad,
el adaptador ya separado del satélite puede ser acoplado de nuevo a
este último, con el fin de ejecutar una corrección de órbita del
satélite. Además de su propio sistema de propulsión, el adaptador
está equipado también con medios de producción de energía (tales
como paneles solares desplegables con eventuales medios de
orientación de los paneles hacia el sol) y con medios de mando
(ordenadores en particular), y eventualmente con elementos
estructurales externos tales como radiadores desplegables, para
evacuar el calor en exceso generado por ejemplo por una carga útil
embarcada en el adaptador.
En consecuencia, en las formas de realización
según las dos patentes europeas citadas, el adaptador está equipado
y dispuesto como vehículo espacial autónomo e independiente, de una
estructura que puede ser sustancialmente tan compleja y costosa
como la del satélite.
La patente US nº 4.471.926 describe un
dispositivo de propulsión para la puesta en órbita de un
satélite.
Para la realización del procedimiento de puesta
en órbita operacional según la invención y tal como se ha definido
más arriba, la invención tiene asimismo por objeto un dispositivo de
propulsión dispuesto a partir de un adaptador de interfaz
lanzador-satélite, y que permite alcanzar la órbita
intermedia desde el punto de inyección en órbita de transferencia,
para una masa y un coste razonable.
Con este fin, el dispositivo de propulsión según
la invención, para la realización del procedimiento de puesta en
órbita operacional definido más arriba, es mandado por el satélite y
comprende un adaptador de interfaz lanzador/satélite, al que están
asociados:
- por lo menos dos depósitos, de los que por lo
menos uno contiene un ergol carburante y por lo menos otro un ergol
comburente,
- por lo menos un depósito de presurización de
por lo menos un ergol,
- por lo menos un propulsor de apogeo,
- unas tuberías de alimentación de dicho
propulsor de apogeo con ergoles de los depósitos, y,
preferentemente,
- unos medios de protección térmica y
componentes de control térmico.
Este dispositivo de propulsión está por tanto
dispuesto como nivel de propulsión auxiliar que se puede soltar del
satélite, y no es por tanto ni un nivel de propulsión autónoma,
contrariamente a las enseñanzas de las dos patentes europeas
citadas, ni un nivel del lanzador, puesto que no está bajo la
autoridad del lanzador y es directamente mandado por el
satélite.
Para realizar los depósitos de ergol, pueden
convenir unas geometrías esféricas,
cilindro-esféricas o esfero-cónicas.
Sin embargo, en razón de consideraciones de optimización de
volumen, se caracteriza, según la invención, porque por lo menos
dos de los depósitos de ergol son unos depósitos tóricos, de los que
uno por lo menos es interior y por lo menos otro es exterior al
adaptador. Por razones físicas, puede resultar útil que los
depósitos tóricos estén inclinados uno con respecto al otro y cada
uno de ellos con respecto a un plano perpendicular al eje del
adaptador.
En este caso, por razones de equilibrio, los dos
depósitos tóricos están ventajosamente inclinados uno con respecto
al otro en oposición de fase, es decir tales que el punto más alto
de uno corresponde al punto más bajo del otro, e inversamente. Por
razones fisicoquímicas, puesto que los puntos de fusión de los dos
ergoles son en general diferentes uno del otro, es preferible que
dicho por lo menos un depósito tórico interior al adaptador esté
destinado a contener el de los ergoles carburante y comburente que
tenga el punto de fusión más elevado, con el fin de que este ergol
esté mejor protegido térmicamente del vacío sideral. Esta medida
permite economizar energía economizando en el funcionamiento de un
sistema de calentamiento que equipa este depósito de ergol. Por
otra parte, la geometría tórica de los depósitos de ergol se presta
bien a la colocación, en el interior de una adaptador de interfaz
de forma tronoccónica estándar (cuyas bases mayor y menor están
destinadas a ser enganchadas de forma separable respectivamente al
lanzador y al satélite), de un depósito suplementario,
preferentemente esférico, que es el depósito de presurización que
contiene helio para asegurar la presurización de los depósitos de
ergol a una presión suficiente para la expulsión de los ergoles en
los circuitos de tuberías que conectan estos depósitos al propulsor
de apogeo, y que permiten la mezcla
carburante-comburente a la entrada de este
propulsor, cuya instalación en el adaptador está también facilitada
por la geometría tórica de los depósitos de ergol.
Otras características y ventajas de la invención
se pondrán más claramente de manifiesto a partir de la descripción
dada a continuación a título no limitativo, de ejemplos de
realización descritos haciendo referencia a los planos adjuntos, en
los que:
- la figura 1 es un esquema de la trayectoria
seguida por el satélite para alcanzar su órbita operacional,
- la figura 2 es una vista esquemática parcial
en alzado lateral de un satélite montado sobre el último nivel de
un lanzador (cohete) por medio de un adaptador de interfaz
troncocónico dispuesto como dispositivo de propulsión esclavo del
satélite;
- la figura 3 es un esquema de un sistema de
propulsión embarcado en el adaptador de la figura 2;
- la figura 4 es una vista en sección axial
esquemática de una disposición ventajosa de dos depósitos de ergol
tóricos sobre el adaptador troncocónico de la figura 2; y
- la figura 5 es una vista esquemática en
sección axial que representa los dos depósitos tóricos de la figura
4 en una disposición de inclinación relativa ventajosa.
Después de la realización de un dispositivo de
propulsión 1, dispuesto como nivel de propulsión auxiliar soltable
del satélite 3 y mandado por este último, mediante la disposición de
un adaptador 2 troncocónico de interfaz, como se describe a
continuación haciendo referencia a las figuras 3 a 5, el satélite 3,
equipado con un sistema propio de propulsión está fijado de forma
separable, por un mecanismo de acoplamiento liberable, sobre la
base menor 4 (en posición superior) del adaptador 2, fijado a su vez
de forma separable, por su base mayor 5, con la ayuda de otro
mecanismo de acoplamiento liberable, sobre el extremo superior del
último nivel (o nivel superior) de un lanzador espacial 6.
Al final de la 1ª fase propulsada asegurada por
el lanzador 6, al punto A en la figura 1, interviene la separación,
a nivel de la base mayor 5 del adaptador 2, entre el conjunto
constituido por el satélite 3 y el dispositivo de propulsión 1, por
una parte, y, por otra parte, el nivel superior del lanzador 6,
después de la inyección por el lanzador 6 del conjunto satélite
3-dispositivo de propulsión 1 en un órbita de
transferencia 7 elíptica. Está órbita de transferencia 7 es
recorrida, en fase balística, hasta la zona del punto B en la figura
1, en la que mediante una segunda fase propulsada asegurada por el
dispositivo de propulsión 1, bajo el control total de los circuitos
electrónicos de mando del satélite 3, se realiza una circularización
del conjunto satélite 3-dispositivo de propulsión 1
en una órbita circular intermedia 8, mientras que el nivel superior
del lanzador 6 es puesto en órbita cementerio en esta órbita de
transferencia 7.
El paso a la órbita circular intermedia 8 (entre
la órbita de transferencia 7 y la órbita operacional 9) es mandado
por los instrumentos de medición de altitud y de control del
satélite 3, que mandan al dispositivo de propulsión 1 unos impulsos
de empuje sucesivos. Normalmente, si la optimización del conjunto
satélite 3-dispositivo de propulsión 1 es buena,
todos los ergoles del dispositivo de propulsión 1 se consumirán
cuando el conjunto satélite 3-dispositivo de
propulsión 1 ha llegado a la órbita intermedia 8. El dispositivo de
propulsión 1 constituye entonces una masa muerta que puede
obstaculizar al satélite 3 en su vida operacional. El satélite 3
manda entonces la separación entre sí mismo y el dispositivo de
propulsión 1, que permanece en la órbita intermedia 8, realizando
la función de órbita cementerio, razón por la cual la órbita
intermedia 8 se elige, por ejemplo, a 300 km por encima de la
órbita operacional 9, que es por ejemplo una órbita
geoestacionaria.
Antes o después de la separación entre el
satélite 3 y el dispositivo de propulsión 1, este último es
pasivado, esencialmente por vaciado de sus fluidos, restos de
ergoles en particular, para evitar cualquier riesgo de explosión en
órbita y/o cualquier riesgo de expulsión imprevista de los restos de
ergoles, que pueden aproximar el dispositivo de propulsión 1 a la
órbita operacional 9.
A continuación, mediante la utilización de su
sistema propio de propulsión, que suministra uno o varios impulsos
sucesivos, el satélite 3 se transfiere de la órbita intermedia 8 a
su órbita circular operacional 9.
En este ejemplo, en el que la órbita intermedia
8 es próxima y está por encima de la órbita geoestacionaria 9, pero
suficientemente alejada de esta última para evitar eventuales
interferencias con ella y para poder realizar la función de órbita
cementerio para el dispositivo de propulsión 1, el sistema propio de
propulsión del satélite 3 suministra uno o varios retroimpulsos
sucesivos.
Una ventaja de este procedimiento de puesta en
órbita operacional es que el soltado del dispositivo de propulsión
1 en la órbita intermedia 8 permite también tener una concepción del
satélite 3 que es única, que la puesta en órbita por el lanzador 6
sea casi directa, como es conocido en el estado de la técnica, u
obtenida por medio del dispositivo de propulsión 1.
El procedimiento, descrito más arriba para una
órbita operacional circular que es geoestacionaria 9, es también
aplicable a las órbitas circulares denominadas MEO (acrónimo de la
expresión inglesa "Middle Earth Orbit") entre 20.000 y 25.000
km de altitud aproximadamente, que se utilizan para las
constelaciones de satélites de navegación (GPS, Glonass, Galileo) o
a las órbitas bajas, con el fin de no contaminar zonas protegidas
con desechos especiales.
El dispositivo de propulsión 1 necesario para la
realización de este procedimiento se realiza por medio del
adaptador 2 de interfaz entre el lanzador 6 y el satélite 3 (véase
la figura 2). Este adaptador 2 integra un sistema de propulsión que
permite efectuar las maniobras propulsoras que conducen el conjunto
constituido por el satélite 3 y por el dispositivo de propulsión 1
a la órbita intermedia 8. Dicho sistema de propulsión es totalmente
mandado por el satélite 3 lo que permite evitar duplicar en el
adaptador 2 los equipos necesarios para la ejecución de las
maniobras propulsoras reutilizando unos equipos ya presentes en el
satélite 3 contrariamente a lo que es necesario según los
documentos EP 1 313 643 y EP 1 492 706, que ambos tienen por
objetivo hacer el adaptador autónomo proveyéndolo de equipos a este
fin.
El adaptador de interfaz 2 puede ser, pero no
necesariamente, de forma troncocónica estándar del cual la base
mayor 5 y la base menor 4 están destinadas a ser enganchadas de
forma separable respectivamente al lanzador 6 y al satélite 3, como
se ha mencionado anteriormente.
El sistema de propulsión comprende en el ejemplo
de la figura 3:
- dos depósitos, de los que uno 10 contiene un
ergol carburante y el otro 11 un ergol comburente,
- un depósito 12 de helio para la presurización
de los dos ergoles, siendo este depósito de presurización 12 de
forma esférica,
- un propulsor de apogeo 13,
- unas tuberías 14 de alimentación del propulsor
13 de apogeo con ergoles de los depósitos 10 y 11, y unas tuberías
15 de presurización que conectan el depósito de helio 12 a los
depósitos de ergoles 10 y 11, para asegurar una presión suficiente
para la expulsión de los ergoles en las tuberías 14 y para la mezcla
carburante-comburente a la entrada del propulsor
13.
Preferentemente, el sistema de propulsión
comprende asimismo unos medios de protección térmica y componentes
de control térmico (no representados) tales como pequeñas estufas y
protecciones aislantes multicapas con el fin de asegurar las
condiciones de temperatura necesarias para el buen funcionamiento
del sistema de propulsión.
Los depósitos de ergoles 10, 11 pueden tener
unas formas diversas tales como esféricas,
cilíndrico-esféricas (figura 3), elipsoidales,
etc., que pueden ser colocadas en el interior o en el exterior del
adaptador 2 de interfaz. Con el fin de optimizar el volumen del
dispositivo de propulsión 1, los (por lo menos) dos depósitos de
ergoles son ventajosamente de forma tórica, estando uno 10' por lo
menos dispuesto en el interior del adaptador 2 de interfaz, y uno
11' por lo menos en el exterior del adaptador 2 de interfaz (figura
4). Esta configuración permite asimismo liberar espacio en el
interior del adaptador 2 para alojar en el mismo ventajosamente el
(por lo menos un) depósito 12 de presurización, y las tuberías 15,
14 así como el propulsor 13.
De manera que se facilite la extracción de los
ergoles, se puede asimismo ventajosamente inclinar ligeramente,
típicamente algunos grados, los depósitos tóricos 10' y 11' uno con
respecto al otro y cada uno de ellos con respecto a un plano P
perpendicular al eje AA del adaptador 2 (figura 5).
Las inclinaciones, i1 e i2, respectivamente de
cada uno de los dos depósitos 10' y 11' tóricos están
ventajosamente, por razones de equilibrio mecánico, en oposición de
fase, es decir uno de los depósitos de cada par de dos depósitos
tales como 10' y 11' tiene una inclinación positiva con respecto al
plano P perpendicular al eje AA del adaptador 2 y teniendo el otro
una inclinación negativa con respecto a este mismo plano.
Los dos ergoles, combustible y comburente,
presentan generalmente unos puntos de fusión de temperatura
diferente, y es preferible colocar el depósito tórico 10' del ergol
que tiene el punto de fusión más elevado en el interior del
adaptador 2 puesto que estará mejor protegido térmicamente del vacío
sideral y economizará por tanto la energía necesaria para el
sistema de calentamiento.
Claims (10)
1. Procedimiento de puesta en órbita operacional
de un satélite (3), equipado con un sistema propio de propulsión, a
partir de una órbita de transferencia (7) obtenida por medio de un
lanzador espacial (6) que comprende por lo menos las etapas
siguientes:
a) un dispositivo de propulsión (1) mandado por
el satélite (3) está enganchado de forma separable al satélite (3),
y el conjunto constituido por el satélite (3) y por el dispositivo
de propulsión (1) está montado sobre el lanzador (6) antes de la
inyección por el lanzador (6) del conjunto en la órbita de
transferencia (7),
b) dicho conjunto (1-3) es
llevado, por medio del dispositivo de propulsión (1), desde la
órbita de transferencia (7) a una órbita intermedia (8) entre la
órbita de transferencia (7) y la órbita operacional (9), estando la
órbita intermedia (8) próxima a la órbita operacional (9) pero
suficientemente alejada de esta última para evitar eventuales
interferencias con la órbita operacional (9),
c) el satélite (3) se separa del dispositivo de
propulsión (1), que permanece en la órbita intermedia (8), y
d) el satélite (3) alcanza, por medio del su
sistema propio de propulsión, la órbita operacional (9) a partir de
la órbita intermedia (8).
\vskip1.000000\baselineskip
2. Procedimiento según la reivindicación 1,
caracterizado porque el paso de la órbita intermedia (8) a la
órbita operacional (9) se realiza por medio de uno o varios
impulsos sucesivos, suministrados por el sistema propio de
propulsión del satélite (3).
3. Procedimiento según cualquiera de las
reivindicaciones 1 y 2, caracterizado porque comprende además
una etapa de pasivación del dispositivo de propulsión (1) en órbita
intermedia (8), antes o después de su separación del satélite
(3).
4. Procedimiento según cualquiera de las
reivindicaciones 1 a 3, caracterizado porque la órbita
operacional (9) es una órbita geoestacionaria, y la órbita
intermedia (8) es una órbita denominada cementerio, a una altitud
alejada de algunas decenas a algunas centenas de kilómetros de la
órbita geoestacionaria. (9).
5. Procedimiento según cualquiera de las
reivindicaciones 1 a 3, caracterizado porque la órbita
operacional (9) es una órbita denominada MEO, alrededor de 20000 km
de altitud, y la órbita intermedia (8) es una órbita denominada
cementerio, a una altitud alejada de algunas decenas a algunas
centenas de kilómetros de la órbita MEO (9).
6. Dispositivo de propulsión, para la
realización del procedimiento según cualquiera de las
reivindicaciones 1 a 5, pudiendo el dispositivo ser mandado por el
satélite (3) y comprendiendo un adaptador (2) de interfaz lanzador
(6)-satélite (3), al cual están asociados:
- por lo menos dos depósitos (10, 11; 10', 11')
de los que por lo menos uno contiene un ergol carburante y por lo
menos otro un ergol comburente,
- por lo menos un depósito (12) de presurización
de por lo menos un ergol,
- por lo menos un propulsor (13) de apogeo,
- unas tuberías (14) de alimentación de dicho
propulsor (13) de apogeo con ergoles de los depósitos (10, 11, 10',
11') y, preferentemente,
- unos medios de protección térmicos y
componentes de control térmico,
caracterizado porque por lo menos dos de
los depósitos (10', 11') de ergol son unos depósitos tóricos, de
los que uno (10') por lo menos es interior y por lo menos otro (11')
es exterior al adaptador (2).
\vskip1.000000\baselineskip
7. Dispositivo según la reivindicación 6,
caracterizado porque los depósitos tóricos (10', 11') están
inclinados uno con respecto al otro y cada uno de ellos con
respecto a un plano (P) perpendicular al eje (AA) del adaptador
(2).
8. Dispositivo según la reivindicación 7,
caracterizado porque dos depósitos (10', 11') tóricos están
inclinados uno con respecto al otro en oposición de fase.
9. Dispositivo según cualquiera de las
reivindicaciones 6 a 8, caracterizado porque dicho por lo
menos un depósito tórico interior (10') al adaptador (2) está
destinado a contener el de los ergoles carburante y comburente que
tiene el punto de fusión más elevado.
10. Dispositivo según cualquiera de las
reivindicaciones 6 a 9, caracterizado porque el adaptador (2)
de interfaz es de forma troncocónica estándar, del que la base
mayor (5) y la base menor (4) están destinadas a ser enganchadas de
forma separable respectivamente al lanzador (6) y al satélite
(3).
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