FR2569162A1 - Procede de mise sur orbite de satellites et de vaisseaux spatiaux - Google Patents

Abstract

L'INVENTION CONCERNE LA MISE D'UN VAISSEAU SPATIAL SUR DES ORBITES OU TRAJECTOIRES DE PLUS EN PLUS HAUTES. ELLE SE RAPPORTE A UN PROCEDE D'APPLICATION D'IMPULSIONS ELEMENTAIRES DE POUSSEE AU VAISSEAU SPATIAL, SENSIBLEMENT AU MEME EMPLACEMENT ORBITAL ET PENDANT PRATIQUEMENT LE MEME TEMPS ORBITAL. LA POUSSEE EST LIMITEE A UNE PLAGE TELLE QUE L'ACCELERATION EST SUPERIEURE A 0,01G AU DEBUT DE LA POUSSEE ET EST INFERIEURE A 0,3G A LA FIN DE LA POUSSEE. APPLICATION A LA MISE DE SATELLITES GEOSTATIONNAIRES EN ORBITE A PARTIR D'UNE NAVETTE SPATIALE.

Description

La présente invention concerne un procédé de mise sur orbite initiale ou ultérieure de satellites et de vaissaux spatiaux.

L'article de Harold A. Rosen et C. Richard Jones, "STS Optimized Satellite Concept", juin 1977, Astronautics and Aeronautics, pages 48-53 indique que le système de transport spatial STS de la NASA, la navette spatiale, permet une amélioration importante de la mise en orbite terrestre des satellites géostationnaires, par rapport aux systèmes habituels de lancement des satellites a partir de bases cou- teuses de lancement. Les auteurs de cet article indiquent que
"la navette spatiale doit se déplacer autour de la
"Terre en orbite à une distance nominale de 296 km
"avec une inclinaison de 28,60, lors d'un lancement
"vers l'est à partir de la Floride. Le satellite
"géostationnaire doit avoir une orbite à 36 000 km
"au-dessus de l'équateur.La navette spatiale a donc
"besoin d'un étage supérieur pour le lancement de
"satellites géostationnaires".

Les auteurs indiquent aussi
"Les critères que doit remplir l'étage supérieur
"sont satisfaits de façon optimale par deux impulsions
"de propulsion. Au moment du passage équatorial, la
"première impulsion donne un incrément de vitesse
"d'environ 2438 m/s au périgée de l'orbite elliptique
"de transfert. A une apogée convenable de l'orbite
"de transfert, la seconde impulsion donne un incré
"ment de vitesse de 1829 m/s7 les deux impulsions
"rendant l'orbite plus circulaire et supprimant son
"inclinaison.

"Le but recherché essentiel par l'utilisation de la
"navette spatiale pour le lancement des satellites
"géostationnaires repose dans la découverte de la
"combinaison de l'étage supérieur et de la géométrie
"de satellite et des fonctions qui rendent minimal
"le coût global de la mission".

Comme l'indique cet article, le satellite géostation naire transporté vers l'orbite terrestre basse par la navette spatiale aurait un moteur de périgée à propergol solide placé dans le satellite et l'impulsion de l'apogée serait fournie par les deux moteurs à diergol liquide dont quatre réservoirs entourent le moteur de périgée (deux pour le propergol et deux pour l'oxydant). Les antennes de communication et d'autres accessoires seraient repliés jusqu a ce que le satellite géostationnaire atteigne l'orbite terrestre synchrone.

Les auteurs notent aussi que
"La suggestion d'utilisation d'un moteur à liquide
"ou de périgée est souvent présentée mais les vi
"tesses angulaires élevées au périgée nécessiteraient
"un moteur à propergol liquide extrêmement important.

"Les caractéristiques de combustion courte et de
"poussée élevée d'un moteur à propergol solide
"correspondent mieux aux critères de l'impulsion du
périgée. Au contraire, le moteur d'apogée à liquide
"correspond aux critères de l'impulsion de l'apogée.

"même avec un moteur de poussée relativement faible.

"Lorsque le vaisseau spatial atteint une orbite
"géostationnaire, l'axe de rotation est réorienté
"vers la normale à l'orbite, l'antenne est déployée
"et la phase de travail commence.

L'un des inconvénients essentiels du transfert du satellite de l'orbite de la navette spatiale à une orbite terrestre élevée ou une trajectoire de libération de l'attrac tion terrestre ou "big-bang"est que, lorsque le moteur du périgée à propergol solide est mis à feu, il n'y a aucun moyen de récupérer le satellite en cas de mauvais fonctionnement du déploiement des antennes, des panneaux solaires, des flèches portant les appareils de prise de vues et des autres instruments scientifiques ou analogues qui peuvent être déployés. Etant donné les forces élevées d'accélération créées après allumage du moteur à périgée à propergol solide, il n'est pas possible que les grandes antennes, les flèches ou analogues soient déployées juste après l'éjection du satellite de la navette spatiale et avant mise à feu du moteur de périgée.La résistance supplémentaire qui doit etc donnée aux accessoires qui peuvent se déployer afin qu'ils supportent les contraintes dues à l'allumage d'un moteur de périgée à propergol solide serait prohibitive étant donné le poids qui serait ajouté au satellite et l'augmentation du coût de construction.

Une variante à l'utilisation d'un moteur de périgée à accélération élevée est l'utilisation d'un système de propulsion électrique à faible poussée.

L'utilisation de tels systèmes présente cependant l'inconvénient que le satellite ou le vaisseau spatial doit passer très lentement à travers les ceintures de radiations de van Allen entourant la Terre. L'article publié dans
Septembre 1972 the Cincinnati University Department of
Aeronautics and Astronautics, par R. Holdaway et R.E.W. Jansson, "OPTIMISATION OF GEOSTATIONARY SATELLITE EISPLACEMENT BY LOW
THRUST PROPULSION", A.A.S.U. Report nO 323 indique les résultats d'une étude effectuée pour déterminer le transfert optimal des satellites de communication à une orbite géo stationnalre à partir d'orbite d'attente, par propulsion électrique à faible poussée.On constate que l'un des paramètres essentiels qui doit être considéré est la dégradation des caractéristiques de la source d'énergie du satellite lors que celui-ci travers les ceintures de radiations de van Allen.

L'introduction du rapport NASA Report nO TM X-2777, "ESTIMATES OF TRAPPED RADIATION ENCOUNTERED ON LOW THRUST TRAJECTORIES THROUGH THE VAN ALLEN BELTS", de Irving M. Karp, avril 1973 indique
"Les véhicules ayant des moteurs de propulsion élec
"trique à faible poussée ont été considérés en vue
"de missions entre des orbites terrestres basses et
"des orbites synchrones ou de libération de l'at
"traction terrestre. Ces orbites présentent un pas
"sage lent en spirale dans les ceintures de van Allen
"et rencontrent des nombres importants de protons et
"d'électrons qui sont piégés dans ces ceintures.Ces
"radiations peuvent détériorer les composants sensi
"bles et la charge utile, lorsqu'elles dépassent
"certaines limites et dans ce cas un blindage doit être
"utilisé afin qu'il réduise les radiations reçues."
L'article "CORRELATION OF INTERPLANETARY GOEMETRY WITH
PROPULSION REQUIREMENTS FOR OPTIMAL LOW-THRUST MISSION", de
Neal A.Carlson, de février 1965, préparé dans le cadre du contrat Grant n NsG-254-62, par Massachusetts Institute of
Technology, Cambridge, Massachusetts, pour National
Aeronautics and Space Administration, définit les systèmes de propulsion de poussée élevée sous forme de dispositifs produisant des accélérations de l'ordre de 0,1 g ou plus. I1 prédit aussi que l'accélération résultante due au système de propulsion à faible poussée serait de l'ordre de 10 à 10 6 g.

La définition des poussées "élevées" et "faibles" est relativement arbitraire. Pour un spécialiste de la propulsion ionique, une poussée donnant une accélération de 0,1 g serait considérée comme "élevée". Pour un spécialiste des fusées, une poussée donnant une accélération de 0,1 g serait considérée comme une "faible" poussée. Toutes les fusées à propergol chimique utilisées actuellement en pratique (Thor
Delta, Atlas F, Atlas Centaur, famille Titan, Scout, et autres) ont une plage d'accélérations comprise entre plus de 1 g et plus de 6 g. Pour les utilisateurs de ces systèmes, tout dispositif donnant une accélération de 0,1 ou même 0,3 g serait considéré comme un dispositif à faible poussée.

Evidemment, les accélérations de 10 3 à 10 6 g des systèmes de propulsion ionique appliquent de faibles contraintes aux accessoires des stellites lorsque ceux-ci sont déployés avant mise des satellites sur une orbite de transfert.

Cependant, le problème est que le temps total écoulé pour que le satellite se déplace en spirale à travers les ceintures de van Allen est d'environ deux semaines et on peut prévoir que la source d'énergie du satellite et la charge utile seraient détériorées par les radiations de ces ceintures.

Les accélérations de 10 à 3 10-6 g ne sont pas suffisamment élevées pour qu'un satellite traverse ces ceintures en un temps pendant lequel l'accumulation des radiations reste au-dessous d'une valeur minimale non critique.

L'invention concerne l'application d'une plage d'ac célérations dues à des poussées suffisamment élevées pour que le satellite traverse des ceintures de radiations de van Allen sans détérioration par ces radiations, mais ces accélérations sont cependant suffisantes pour que le satellite puise être mis surune orbite de transfert avec ses accessoires totalement déployés après séparation de la navette spatiale, et non par déploiement lorsque le satellite a atteint une orbite.ter- restre élevée ou une trajectoire de libération de l'attraction terrestre.

Plus précisément, l'invention concerne un procédé de mise d'un vaisseau spatial tel qu'un satellite de communication ou d'exploration spatiale, auquel un dispositif de propulsion est couplé, sur une série d'orbites de transfert de plus en plus haute; afin que, à partir d'une orbite terrestre basse, une orbite terrestre finale ou une trajectoire de libération de l'attraction terrestre soit atteinte par application d'impulsions élémentaires de poussée. Le procédé comprend la limitation de la poussée du dispositif de propulsion à une valeur prédéterminée constante pour laquelle l'accélération du vaisseau spatial est supérieure à 0,01 g au début de la poussée mais ne dépasse pas 0,3 g à la fin.

Le propergol du dispositif de propulsion est allumé au même emplacement orbital approximatif, de préférence à l'altitude du rigee quiestpratiquement commune à toutes les orbites de transfert, lorsque chaque orbite est pratiquement totalement parcourue. La durée de la combustion de propergol après l'allumage est limitée à un temps programmé mais variable sélectivement pendant le passage d'une orbite de transfert à la sui- vante qui est plus haute. Le résultat est que les impulsions élémentaires de poussée sont appliquées au vaisseau spatial qui est propulsé vers des orbites ou trajectoires correspondant à des énergies de plus en plus élevées, jusqu'à ce que le vaisseau spatial atteigne une orbite ou trajectoire finale à partir d'une orbite terrestre basse.

D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront mieux de la description qui va suivre, faite en référence aux dessins annexés sur lesquels
- la figure 1 représente la disposition relative de la Terre, d'une navette spatiale, du vaisseau spatial transporté à une orbite terrestre basse avant son transfert à une orbite terrestre élevée ou une trajectoire de libération de l'attraction terrestré, ainsi que les trajectoires et orbites de transfert d'énergie de plus en plus élevées utilisées pour l'obtention de la trajectoire ou orbite finale selon l'invention;;
- la figure 2 est un schéma représentant l'espace qui serait occupé dans la cargaison de la navette spatiale, par un satellite ou vaisseau spatial et son module de propulsion, selon l'invention
- la figure 3 est un schéma représentant l'espace qui serait occupé dans la cargaison de la navette spatiale par un satellite ou vaisseau spatial et son étage de propulsion, selon les procédés connus ; et
- les figures 4 à 7 sont des perspectives représentant plusieurs arrangements du module de propulsion du satellite qui peuvent etre utilisés selon l'invention.

La figure 1 est une perspective représentant la mise d'un vaisseau spatial ou satellite 10 sur une orbite d'énergie élevée après lancement de la Terre par le véhicule du système de transport spatial STS de the National Aeronautics Space
Administration, plus connu sous le nom de navette spatiale 11.

La tâche de la mise en place des satellites sur des orbites terrestres élevées ou sur une trajectoire de libération de l'attraction terrestre a été remplie jusqu'S présent par des véhicules de lancement utilisables une seule fois.

Ainsi, le satellite et le moteur de propulsion à l'apogée ont étemontés sur une véhicule de lancement tel qu'une fusé Thor
Delta ou Atlas Centaur. Après l'injection au périgée, le satellite s'est séparé du véhicule de lancement et la mise à feu ultérieure du moteur d'apogée a été utilise pour la disposition du satellite sur la trajectoire et/ou l'orbite finale.

Les plans actuellement faits pour remplir cette tâche comprennent le transport du satellite ou vaisseau spatial dans une navette spatiale jusqu'à une orbite terrestre basse, puis l'utilisation de moteur de fusée à combustible so- lide afin que le satellite soit placé sur une orbite de transfert en une seule fois, représentant l'orbite finale ou la trajectoire de liberation de l'attraction terrestre Un tel système appelé système STS/SSUS (système de transport spatial/ étage supérieur rotatif à combustible solide) utilise la navette spatiale pour le transport du satellite du sol à l'orbite terrestre basse. En conséquence, le satellite est éjecté de la navette spatiale et, lors d'un croisement équatorial choisi, le moteur de périgée, c'est- -dire l'étage supérieur de rotation à combustible solide, est mis à feu.

Cet étage supérieur est formé par un moteur à poussée élevée à combustible solide qui pivote avant que le vaisseau spatial et le moteur soient libérés du véhicule de lancement. L'axe de pivotement est dirigé suivant l'axe voulu pour la poussée.

Ce pivotement donne la stabilité nécessaire lors de la mise à feu du moteur. Quelques secondes ou minutes apres lséjec- tion, le moteur est mis à feu si bien que le vaisseau spatial est mis sur une orbite de transfert à une altitude plus élevee. Lorsque le vaisseau spatial atteint l'altitude de l'apogée, un second moteur à combustible solide ou liquide est mis à feu afin que le vaisseau spatial prenne une orbite circulaire et que l'inclinaison de cette orbite soit réduite.

Les avantages et les inconvénients d'un tel système à étage supérieur pivotant à combustible solide sont les suivants
Avantages
(a) le système est simple
(b) il est actuellement utilisé avec les véhicules de lancement utilisables une seule fois
(c) il s'agit d'un procédé bien connu
Inconvénients
(a) le système n'est stabilisé que par le pivotement
(b) les poussées sont élevées
(c) le système doit être activé peu après l'éjection du véhicule de lancement
(d) il utilise 2,4 à 2,75 m de la longueur de soute de la navette
(e) il y a peu de chances que des problèmes de panne de lancement soient détectées avant le déplacement à partire l'orbite de la navette
(f) le vaisseau spatial doit avoir un moteur d'apogée
(g) le poids du vaisseau spatial doit être fixé très tôt dans le programme afin que les moteurs à carburant solide puissent avoir la dimension voulue.

Un autre système actuellement considéré sous le nom de système à étage supérieur intermédiaire IUS, met en oeuvre des moteurs à combustible solide pour le transfert du vaisseau spatial de l'orbite de la navette spatiale à une orbite équatoriale synchrone, avec maintien de la stabilisation suivant les trois axes pendant toutes les opérations.

Les avantages et les inconvénients de ce système sont les suivants
Avantages
(a) il peut placer 2270 kg sur une orbite équatoriale synchrone
(b) la stabilisation est assurée suivant les trois axes
Inconvénients
(a) la poussée doit être élevée
(b) il utilise 5 m de longueur de soute de la navette
(c) il y a peu de chances pour que les problèmes de panne de lancement soient détectées avant le déplacement à partir de l'orbite de la navette
(d) le poids du vaisseau spatial doit être fixé très tôt dans le programme afin que les moteurs à combustible solide puissent avoir une dimension déterminée.

L'invention permet une utilisation maximale des possibilités de la navette et une réduction au minimum des coûts de lancement, par utilisation d'un étage supérieur ayant deux caractéristiques. (a) -Le déploiement de tous les accessoires du vaisseau spatial ou satellite doit être permis sur l'or- bite de la navette. Le vaisseau spatial peut alors être vérifié soit à partir de la navette, soit à partir du sol. Si la vérlfication n'est pas satisfaisante, il peut être prélevé et renvoyé- pour réparation.Si tout va bien, le vaisseau spatial peut être placé sur une orbite d'énergie plus élevée, avec une faible poussée alors que les dispositifs sont encore déployés. (b) L'étage supérieur ou dispositif de poussée doit prendre une longueur aussi faible que possible de la soute, rendant possible l'utilisation maximale de la soute de la navette qui a été normalisée à un diamètre de 4,57 m.

Comme indiqué sur les figures 4 à 7 incluse, quatre configurations d'un module de propulsion de satellite SPM utilisant un propergol liquide peuvent être couplées soit sous forme d'un ensemble unitaire, soit sous forme d'un ensemble accroché à un vaisseau spatial ou un satellite 10 à la place de l'étage supérieur intermédiaire IUS actuellement considéré et utilisant des moteurs à combustible solide. Comme indiqué sur la figure 4, le module de l'étage supérieur qui porte la référence 12 comprend un certain nombre de réservoirs 13 de combustible destinés à contenir le combustible et les oxydants et placés dans l'enveloppe du- véhicule de lancement de la navette et simultanément, la longueur de soute de la navette qui est occupée est très faible.Un moteur depoussée ou un groupe de moteurs 14 de poussée est placé au centre de l'étage ou à son voisinage. Le combustible et l'oxydant sont transmis au groupe de moteurs de poussée par des vannes convenables qui sont commandées par un système de guidage électronique repéré par la référence 15.

Le combustible et l'oxydant des réservoirs 13 circulent vers les moteurs sous la commande de gaz conservés dans des réservoirs 16 de gaz à haute pression. Le gaz est libéré et sa pression est réglée en fonction de l'utilisation du carburant. L'oxydant qui peut être le tétroxyde d'azote N204 et le combustible qui peut être la monométhylhydrazine 4MH) sont mélangés dans la chambre du moteur de poussée et donnent une réaction hypergolique. Le gaz à pression et température élevées formé est alors chassé par les tuyères qui créent la poussée.

Le réglage des débits de combustible et d'oxydant avec les vannes permet l'arrêt et la remise en route plusieurs fois du moteur de poussée. L'attitude de l'étage est commandéepar des dispositifs 17 de poussée. Elle est déterminée et les dispositifs de poussée de réglage sont excités par le circuit électronique de commande de guidage. La stabilisation par pivotement peut aussi être utilisée si certaines missions le rendent souhaitable.

Un ou plusieurs vaisseaux spatiaux 10 peuvent être couplés au module de propulsion du satellite, à l'extrémité opposée aux moteurs 14. Lorsque le module et le vaisseau spatial sont éjectés de la navette 11, les accessoires du vaisseau spatial tels que les arrangements de panneaux solaires 18, les antennes 19 ou autres peuvent être déployés et le vaisseau spatial peut être vérifié. Si la vérification ne donne pas satisfaction, il peut être récupéré par la navette et renvoyé à Terre en vue de sa réparation. Si le vaisseau spatial fonctionne de façon satisfaisante, le module de propulsion élève alors le vaisseau spatial vers une orbited'énergie plus élevée avec une faible poussée, comme décrit plus en détail dans la suite, sans détérioration des accessoires déployés.

La figure 4 représente le module 12 de étage supérieur, avec quatre réservoirs 13 de combustible et quatre réservoirs d'oxydant. Cette configuration peut être utilisée pour les vaisseaux lourds. Elle peut être utilisée pour la mise d'un vaisseau de 2270 kg directement sur une orbite équatoriale synchrone par exemple. L'étage supérieur intermédiaire à moteur à combustible solide actuel a peu près les mêmes possibilités. Comme indiqué sur la figure 3, l'étage supérieur intermédiaire IUS 21 nécessite 5 m dans l'espace de la soute 22 de la navette. Le module de propulsion SPM 12 selon l'invention nécessite 2,4 m de la soute de la navette.

Au prix actuel d'environ 7,8 millions de francs par mètre de soute et par lancement, le module 12 donne une économie d'environ 19 millions de francs par lancement.

La figure 5 représente un module 12a d'étage supérieur à quatre réservoirs qui peut être utilisé pour la disposition d'une charge intermédiaire ou plus petite sur orbite. D'atres combinaisons sont possibles. Lorsque des charges plus lourdes sont souhaitables, deux anneaux de réservoir peuvent être fixés l'un à l'autre afin qu'ils forment un module supérieur 12b comme indiqué sur la figure 6 ou trois anneaux de réservoir peuvent former le module 12c de la figure 7. Ainsi, on peut utiliser des charges de masse minimale ou des charges de masse maximale par simple retrait ou addition de modules ou de réservoirs dans un module.

L'utilSmtion des diergols tels que N204 et MD-L pour la propulsion des fusées constitue évidemment une technique bien connue et qui a fait ses preuves. L'utilisation de moteurs de propulsion du type de module est aussi connue dans la technique, comme décrit par exemple dans le brevet des Etats
Unis d'Amérique nO 3 286 629. Cependant, on n'a pas encore considéré la mise en oeuvre de l'avantage des propriétés originales de propergols liquides du type décrit pour l'utilisation maximale de la navette spatiale et pour la mise sur orbite d'énergie élevée de vaisseaux spatiaux déployés.

Les avantages de l'ùtilisation d'un système d'un module de propulsion de satellite SPM selon l'invention sont les suivants
(a) il permstl'utilisation de-moteurs de faible pous- sée (de 450 à 4500 N) si bien que les accessoires du vaisseau peuvent être déployés sur l'orbite de la navette. Ils ne doivent pas être mis en retrait avant passage à une orbite d'énergie plus élevée.

(b) le vaisseau spatial peut être vérifié complètement et récupéré par la navette le cas échéant.

(c) l'étage présente une souplesse pour la disposition des charges les plus légères et les plus lourdes sur orbite par chargement d'une plus grande quantité de combustible ou addition de réservoirs.

(d) l'étage nécessite moins de 2,4 m de soute pour des charges pouvant atteindre 2270 kg sur orbite synchrone ou équivalente. Des modules supplémentaires de propergol de moins de 2,4 m de longueur chacun peuvent aussi être utilisés afin qu'ils donnent une plus grande souplesse.

(e) le module de propulsion de satellite peut avoir une configuration telle qu'il se déplace sous la darge utile, permettant un empilement vertical dans la soute de la navette.

(f) le module de propulsion peut placer le vaisseau spatial directement sur une orbite équatoriale synchrone (ou toute autre orbite) sans qu'il nécessite un moteur d'apogée monté sur le vaisseau.

(g) le module de propulsion peut fonctionner soit avec une stabilisation suivant les trois axes par son propre système de commande, soit par couplage au système de commande d'une charge utile de satellite autour de trois axes, soit par pivotement.

(h) la masse de la charge utile ne doit pas être fixée jusqu'à un moment tardif du programme, après construction du vaisseau spatial. Les changements de poids à la dernière minute sont possibles par simple changement de la charge de combustible.

(i) lorsque le circuit électronique de commande de guidage est sous forme d'un microprocesseur et compte tenu des possibilités supposées de fonctionnement d'un système à satellite de poursuite et relais de données TDRSS, le module de propulsion peut être préprogrammé, reprogrammé ou commandé séparément à init moment pour toutes les manoeuvres concevables
- retour vers l'orbite de capture de la navette lorsque, après une partie du voyage, une panne quiconque se manifeste sur un satellite transporté vers une orbite,
- ascension vers l'orbite d'un satellite déjà mis en place pour sa récupération ou sa fixation permettant un réglage d'attitude dans le cas ou le satellite déjà placé fonctionne totalement mais n'a plus de combustible, et/ou afin qu'il soit déplacé vers une autre orbite ou un autre emplacement sur la même orbite,
- disposition de parties d'ensembles extrêmement importants à tout emplacement voulu~
- réorientation du satellite pendant la phase d'ascension à une orbite supérieure, en vue d'essais de fonctionnement et/ou de contrôle thermique ou de préparation de sources d'nergie.

(j) une application particulière présentant des avantages évidents est l'utilisation de ce module à la place de l'étage supérieur intermédiaire du système à satellite de poursuite et relais de données.

(k) le module de propulsion permettrlt la livraison économique de charges utiles à une orbite polaire à partir d'un polygone de tir de l'est (côte est de la Floride).

Le procédé de mise en oeuvre du système SST/SPM (na vette spatiale et module de propulsion de satellite) pour la mise d'un satellite ou vaisseau spatial sur une orbite élevée ou une trajectoire de libération de l'attraction terrestre est décrit dans la suite. On se réfère d'abord à la figure 1 qui a été citée rapidement au début de la description détaillée.

Les références I à V, indiquées près de la représentation de la Terre sur la figure 1, représentent différents évènements ou étages dans un lancement hypothétique d'une navette spatiale et d'un satellite à partir d'un site de lancement, et lors du déplacement ultérieur du satellite sur une série d'orbites de transfert vers une orbite finale. La séquence d'évènements peut être programmée de la manière suivante.

I O h élévation de la navette du site de lancement II 2 h navette sur orbite d'attente à 296 km avec une
inclinaison de 26,50, déploiement à partir de la
navette, déploiement des accessoires, vérifi
cation des systèmes du satellite et du module
de propulsion
III 5-6 h combustion du groupe de moteurs principal à
+ 20 * du périgée, avec environ 22 combustions
de 9 min chacune IV 3-7 jours poursuite de la vérification du satellite sur
les orbites intermédiaires V 4-8 jours combustion à l'apogée - mise sur orbite cir
culaire et suppression de l'inclinaison
75 min
la durée de chaque combustion peut être accrue, avec réduction
du nombre de combustionsnécessaires.

Evènement I - Le début de la mission spatiale est le décollage de la navette spatial d'un site de lancement par exemple du polygone est d'essai de the National Aeronautics and Space Administration qui se trouve à Cap Canaveral, Floride, à 28028' au Nord de l'Equateur.

Evènement II - A 2 h environ après le décollage, la navette atteint une orbite d'attente à 296 km d'altitude audessus de la Terre, sur une orbite inclinée de 28,50. Sur cette orbite, le vaisseau ou satellite est déployé ou éjecté de la soute de la navette et peut dériver en s'éloignant légèrement de cette dernière. Les accessoires tels que les antennes, les panneaux solaires, les flèches portant les appareils de prise de vues et analogues, sont déployés alors que le satellite est dans la plage d'observation de l'équipage de la navette. Une vérification du système du satellite et du module de propulsion est effectuée afin que toute détérioration due au décollage de la navette soit déterminée.

Evènement III - A un moment prédéterminé qui est par exemple à 5 à 6 h au cours de la mission, les moteurs principaux 14 du satellite sont mis en route. La combustion principale du moteur a lieu nominalement sur un arc ayant un angle au centre compris entre 200 avant le périgée et 200 après le périgée. La durée de la combustion est nominalement de 9 min. Le résultat de cette combustion est que le satellite est placé sur la première de ses orbites elliptiques de transfert conduisant à l'orbite finale voulue.

La poussée appliquée au satellite par les moteurs principaux utilisés selon Invention est limitée à une valeur comprise entre 450 et 4500 N, suivant la charge du satellite et le nombre et la dimension des moteurs. Lorsque la poussée est établie pour un satellite particulier, elle est maintenue constante afin que l'accélération du satellite dépasse 0,01 g au début de la poussée mais ne dépasse pas 0,3 g à la fin. Dans cette plage d'accélérations, le retrait des accessoires déployés n'est pas nécessaire lorsque le satellite est mis sur des orbites d'énergie de plus en plus élevée.Il faut cependant noter que, bien que la poussière reste constante pendant toute combustion de moteur principal, avec limitation de l'accélération, l'impulsion élémentaire de poussée fournie au satellite peut être modifiée ou réglée par modification de la durée de la combustion ou par sélection du nombre de moteurs à utiliser. L'impulsion élémentaire de poussée est le produit de la poussée multiplié par la durée de la combustion du moteur.

Evènement IV - Pendant une période de 3 à 7 jours, le satellite est placé sur des orbites d'énergie de plus an plus élevée, chaque orbite ayant à peu près le même périgée et ayant un apogée de plus en plus éloigné de la Terre par rapport à l'orbite précédente. Dans cet exemple hypothétique, le tableau des combustions du moteur principal correspond à 22 combustions de 9 min chacune. I1 faut noter que la durée de chaque combustion peut être accrue avec réduction du temps total de combustion. Pendant cette période, la vérification du satellite peut être poursuivie et, en cas de panne, il est même possible de ramener le satellite à l'orbite d'attente de la navette afin qu'il soit récupéré et renvoyé sur
Terre.En outre, comme le déplacement du satellite vers 1'or- bite finale ou la trajectoire de libération est relativement lent, contrairement à l'orbite de transfert en une seule fois, des corrections des erreurs peuvent être facilement effectuées sur les orbites suivantes. On estime que les impulsions élémentaires de poussée fournies au satellite avec une poussée constante et une durée constante de combustion comme indiqué donnent une augmentation de vitesse de l'ordre de 90 m/s qui a l'avantage de ne pas créer de situations irréversibles à la suite d'une, deux ou trois combustions imprécises ou même plus.

Le cas échéant, une quantité sufi'sente d'énergie peut être appliquée pendant la dernière combustion du périgée afin qu'elle donne la vitesse de libération.

Evenement V - Après 4 à 8 jours, un apogée d'orbite elliptique est atteint, correspondant pratiquement à l'altitude de l'orbite finale voulue qui doit être conservée par le satellite. A cet apogée, les moteurs principaux sont mis en route afin que le satellite soit placé sur une orbite circulaire et que cette orbite ne soit plus inclinée. Il faut 75 min à cet effet.

En résumé, plusieurs des avantages importants du procédé de mise d'un satellite sur orbite, en provenance d'une navette spatiale, par mise en oeuvre d'un module de propulsiond'un satellite à faible poussée selon l'invention, sont'les suivants
1. La structure de la charge du satellite n'est pas soumise à des contraintes dues à une accélération élevée et en conséquence, la construction peut être plus légère et celle qui doit être utilisée avec d'autres étages supérieurs.

2. Tous les accessoires du satellite tels que les antennes, les panneaux solaires et analogues, peuvent être déployés lorsque la navette est en orbite proche d'attente, l'équipage de la navette pouvant observer le déploiement, les vérifications mécaniques et électriques étant effectuées.

Le satellite peut ainsi etre capturé le cas échéant en vue d'une réparation ou d'un retour sur Terre alors que cette ca ractéristique n'est pas possible avec un satellite placé sur une seule orbite de transfert d'énergie élevée afin qu'elle atteigne une orbite finale ou une trajectoire de libération.

3. La faible vitesse de transfert du satellite de l'orbite terrestre basse à l'orbite finale ou à la trajectoire de libération rend minimal l'effet des imprécisions du pointage, de la synchronisation et la durée des combustion du moteur principal et permet les corrections de ces imprécisions.

4. La durée totale de-la mission de 4 à 8 jours est bien inférieure à la limite de deux semaines considérée comme une valeur maximale optimale pour le passage dans les ceintures de radiations de van Allen qui entourent la Terre, si bien que l'effet des radiations sur les composants électroniques du satellite est minimal.

Il est bien entendu que 11 invention n'a été décrite et représentée qu'à titre d'exemple préférentiel et qu'on pourra apporter toute équivalence technique dans ses éléments constitutifs sans pour autant sortir de son cadre.

Claims (14)

REVENDICATIONS

1. Procédé de mise d'un vaisseau spatial, couplé à un dispositif de propulsion, sur une série d'orbites de transfert de plus en plus élevées afin que le vaisseau passe d'une orbite terrestre basse à une orbite terrestre finale ou une trajectoire de libération de l'attraction terrestre, par application d'impulsions élémentaires de poussée, ledit procédé étant caractérisé en ce qu'il comprend la limitation de la poussée du dispositif de propulsion à une valeur constante prédéterminée pour laquelle l'accélération du vaisseau est supérieure à 0,01 g au début de la poussée mais ne dépasse pas 0,3 g à la fin de la poussée, l'allumage du propergol du dispositif de propulsion à peu près au même emplacement orbital sensiblement à la fin de chaque orbite, et la limitation de la durée de la combustion du propergol après allumage, pendant un temps programmé mais variable sélectivement au cours du passage d'une orbite de transfert à l'orbite supérieure suivante de transfert, si bien que des impulsions élémentaires de poussée sont appliquées au vaisseau spatial qui est propulsé vers des. trajectoires ou orbites de plus en plus élevées jusqu'à ce que le vaisseau soit passé de l'orbite terrestre basse à l'orbite ou la trajectoire finale.

2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que chaque orbite de transfert a le même périgée approximatif, le début de la poussée ayant lieu lorsque le vaisseau spatial s'approche de l'altitude du périgée et se terminant au-delà du périgée.

3. Procédé selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce que la poussée a une amplitude comprise entre 450 et 4500 N.

4. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que l'impulsion élémentaire de poussée, pendant chaque orbite, a une durée suffisante pour que le temps total écoulé pendant la période de transfert de l'orbite terrestre basse à la trajectoire ou orbite finale ne dépasse pas une durée prédéterminée d'une période maximale de transfert.

5. Procédé selon la revendication 4,caractérisé en ce que la durée de la période de transfert est limitée à une va leur ne dépassant pas deux semaines entre la première combustion à un périgée et la combustion finale introduisant la charge sur l'orbite terrestre finale ou sur la trajectoire de libération de l'attraction terrestre.

6. Procédé de mise d'un vaisseau spatial sur des trajectoires et des orbites d'énergie élevée, caractérisé en ce qu'il comprend l'application d'impulsions élémentaires de poussée au vaisseau spatial, à chacune de nombreuses orbites successives d'énergie de plus en plus élevée, au même emplacement orbital approximatif et pendant les mêmes durées orbitales approximatives, et la limitation de la plage de poussées afin que les impulsions élémentaires de poussée soient comprises entre une valeur nominale de 450 N pour les missions à basse énergie ou pour les charges de faible poids et 4500 N pour les missions d'énergie élevée ou de charge lourde, si bien que l'accélération résultante est réglée, compte tenu des spectresnominaux des charges utiles, des dimensions de moteur et des nombres de moteurs, à plus de 0,01 g au début d'une poussée à une valeur ne dépassant pas 0,3 g à la fin d'une poussée.

7. Procédé de transfert d'un satellite d'une orbite basse à une orbite ou trajectoire se trouvant au-dessus de la Terre, par l'intermédiaire de plusieurs orbites elliptiques de transfert de plus en plus hautes, ayant chacune la même altitude approximative de périgée, ledit procédé étant caractérisé en ce qu'il comprend l'application d'impisions élémentaires de poussée au satellite lorsque celui-ci se rapproche de l'altitude du périgée et passe à cette altitude et au-delà, chaque impulsion élémentaire de poussée ayant sensiblement la même valeur et ayant à peu près la même durée de combustion de propergol, et la limitation du niveau de poussée afin que l'accélération résultante du vaisseau spatial soit réglée à plus de 0,01 g au début d'une poussée élémentaire et à 0,3 g au maximum à la fin d'une poussée élé- mentaire.

8. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que l'amplitude de la poussée est comprise entre 450 et 4500 N suivant la masse du satellite et le nombre et les dimensions des moteurs de poussée.

9. Procédé de mise d'un satellite couplé à un dispositif de propulsion sur une orbite ou une trajectoire voulue par rapport a la Terre, ledit procédé étant caractérisé en ce qu'il comprend le transport du satellite d'un site de lancement terrestre à une orbite terrestre basse dans un véhicule de lancement, l'éjection du satellite de ce véhicule de lancement constituant une-navette spatiale et la manoeuvre du satellite et du véhicule de lancement à proximité l'un de l'autre, le déploiement d'accessoires tels que des antennes, des panneaux d'énergie solaire et autres, du satellite-afin qu'ils soient observés à partir du véhicule de lancement et que, en cas de panne quelconque, le satellite puisse être récupéré par la navette spatiale et répare ou renvoye à Terre le cas échéant, la disposition du satellite sur la première d'une série d'orbites de transfert croissant progressivement, sans retrait des accessoires déployés, l'augmentation successive des orbites par application d'une impulsion élémentaire de poussée avec un niveau réglé de poussée, au satellite pendant chaque orbite, et le reglage du niveau de poussée afin que 1' accé- légation du satellite dépasse 0,01 g au début de la poussée et ne dépasse pas 0,3 g à la fin de la poussée.

10. Procédé selon la revendication 9, caractérisé en ce qùe les impulsions élémentaires de poussée sont appliquées au satellite approximativement au même emplacement orbital.

11. Procédé selon la revendication 9, caractérisé en ce que chaque orbite est une orbite elliptique de transfert ayant la même altitude approximative de périgée, les impulsions élémentaires de poussée étant appliquées à l'emplacement de l'altitude du périgée.

12. Procédé selon la revendication 9, caractérisé en ce que le dispositif de propulsion comprend un ou pluseurs moteurs à propergol liquide, la valeur de la poussée etant comprise entre 450 et 4500 N suivant la masse du satellite ainsi que le nombre et les dimensions du moteur de poussee.

13. Procédé selon la revendication 12, caractérisé en ce que chacune des orbites sauf orbite ou trajectoire finale suit un trajet elliptique ayant'la même altitude approximative de périgée au-dessus de la Terre, les impulsions élémentaires de poussée étant appliquées à l'emplacement du périgée, l'amplitude des impulsions élémentaires de poussée étant comprise entre 450 et 4500 N suivant la masse du satellite ainsi que le nombre et la dimension des moteurs de poussée.

14. Procédé selon la revendication 13, caractérisé en ce que chaque poussée est maintenue pendant une durée programmée mais variable sélectivement de combustion de propergol.