FR2636095A1 - Systeme d'alimentation en au moins un ergol liquide des propulseurs d'un satellite artificiel - Google Patents
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Abstract
Système d'alimentation en au moins un ergol liquide des propulseurs 2, 3 d'un véhicule spatial, comportant un réservoir principal 5, 6 pour le stockage de cet ergol liquide sous une pression basse, un réservoir annexe 28, 29 de plus petite taille que le réservoir principal pour un stockage intermédiaire de cet ergol liquide sous une pression élevée supérieure à la pression basse du réservoir principal, des moyens de pompage 35-38 pour l'acheminement de cet ergol liquide depuis le réservoir principal jusque dans le réservoir annexe et des moyens de commutation 39, 27 adaptés à mettre à volonté ce réservoir annexe en communication avec les moyens de pompage d'une part, et avec certains au moins 2 des propulseurs, caractérisé en ce que les moyens de pompage comportent au moins une pompe autonome 35-38 propre à ce réservoir annexe 28, 29 connectés à des moyens de commande 41 adaptés à activer cette pompe à volonté.
Description
L'invention concerne un système d'alimentation en ergols liquides des propulseurs d'un vaisseau spatial, et plus particulierement d'un satellite artificiel.
Un vaisseau spatial utilise très couramment la propulsion par réaction pour accomplir diverses manoeuvres, et plus particulíerement les changements ou ajustements d'orbite et d'attitude. La majorité des systèmes de propulsion actuels utilisent l'énergie chimique stockée dans des combustibles et des comburants, que l'on libère par combustion dans des moteurs ou propulseurs. Certains moteurs utilisent des combustibles solides, et d'autres des combustibles liquides.
La présente invention concerne les propulseurs à combustibles liquides.
Ces liquides sont dénommés ergols. On peut utiliser un seul ergol, ou plusieurs ergols différents. La présente invention s'applique également aux deux cas.
Les ergols liquides sont typiquement utilisés dans le cas de propulseurs au sein desquels doit se produire la réaction libérant l'énergie stockée, pour expulser les produits de combustion à grande vitesse dans une direction préférentielle, provoquant ainsi l'apparition d'une force propulsive de réaction.
I1 règne à l'intérieur de la chambre de réaction d'un tel propulseur une certaine pression qui est responsable de l'éjection par la tuyere divergente des produits de la réaction chimique. Pour faire arriver les ergols jusque dans la chambre de réaction du propulseur, il est donc nécessaire de les délivrer au propulseur à une pression égale ou supérieure à la pression régnant dans la chambre.
Suivant les applications on connait déjà plusieurs procédés pour alimenter les propulseurs à ergols liquides.
Un procédé très courant pour les fusées qui lancent des satellites consiste à pomper les ergols stockés sous faible pression dans des réservoirs au moyen de pompes mécaniques, souvent rotatives et dénommées turbo-pompes.
Un autre procédé couramment utilisé sur les satellites consiste à stocker les ergols dans des réservoirs où la pression d'un gaz de pressurisation (notamment de l'hélium) assure à elle seule l'alimentation des propulseurs, lorsque ceux-ci sont mis en communication avec les réservoirs, par ouverture de vannes par exemple.
La propulsion représente une contrainte majeure dans la conception et l'architecture des véhicules spatiaux, et plus particulièrement des satellites. Par exemple, pour un satellite géostationnaire de télécommunications, utilisant la propulsion bi-ergol pour la manoeuvre d'apogée et le contrôle d'attitude et d'orbite, la masse du système propulsif et de ses ergols dépasse la moitié de la masse du satellite au lancement.
La performance du système propulsif est évidemment capitale pour la compétitivité du produit par rapport à la concurrence. Cette performance dépend des ergols employés, caractérisés par leur impulsion spécifique, mais aussi de la masse à vide du système de propul sion, clest-à-dire de l'ensemble des éléments destinés à assurer le chargement, le stockage et l'utilisation desdits ergols.
La masse à vide du système propulsif est un paramètre d'autant plus important que la masse d'ergols est proportionnelle à la masse totale sans ergol(s) du vaisseau spatial. Si le système de propulsion à vide est plus lourd avec une technologie qu'avec une autre par exemple, il faudra plus d'ergols pour le propulser, et en conséquence des réservoirs plus gros, donc plus lourds, et ainsi de suite.
Un tel écart de masse se traduit par une pénalisation au lancement de 180 kF environ par kg et par lancement, au tarif 1988 pour ARIANE. La technologie des réservoirs, leur forme géométrique, leur impact sur l'architecture du satellite, les performances des propulseurs sont autant de facteurs qui peuvent être pénalisants.
Les réservoirs d'ergols avec les réservoirs d'hélium de pressurisation représentent environ les trois quarts de la masse sèche (å vide) du système de propulsion d'un satellite géostationnaire à propulsion bi-liquide.
La conception actuelle repose sur certaines hypothèses implicites qui reflètent un optimum technologique qui était vrai pour les premiers satellites, mais qui n'est peut-être plus à jour
- le système est pressurisé à l'hélium à 15
bars environ,
- les volumes des 2 ergols sont sensiblement
identiques,
- les ergols sont captés par capillarité en
apesanteur.
- le système est pressurisé à l'hélium à 15
bars environ,
- les volumes des 2 ergols sont sensiblement
identiques,
- les ergols sont captés par capillarité en
apesanteur.
La technologie de la propulsion pour satellites est peu évolutive, à cause des coûts élevés des éventuels développements technologiques. Cependant les raisons qui ont présidé aux choix technologiques à l'époque des premiers satellites utilisant beaucoup d'ergols liquides ont évolue. La taille des satellites a considérablement changé, la compétition n'est plus avec des moteurs à poudre et de l'hydrazine, mais avec d'autres systèmes bi-liquides utilisant souvent des éléments communs.
Les paramètres optimaux pour une durée de vie de 7 ans ne sont plus les mêmes quand on parle de 12 à 15 ans de vie en orbite. Compte-tenu de l'augmentation de l'incrément de vitesse total qui est demandé au soussystème propulsion, un kilogramme de masse sèche excédentaire se traduit par plus d'ergols pour le pousseur, des réservoirs pour contenir ce supplément d'ergol, une structure plus lourde pour supporter cette masse supplémentaire, etc.
Pour ce qui est de la pressurisation, la forme idéale d'un réservoir dimensionné en pression est la sphère. Pour une même pression toute partie cylindrique a une épaisseur double de celle de la sphère de même diamètre. La partie cylindrique est plus lourde que la sphère dans un rapport 4/3, en termes de performance (en kg de réservoir par kg d'ergol). Elle permet cependant une variation très simple de la taille du réservoir, dans une plage qui doit cependant être limitée à une excursion raisonnable.
L'évolution des formes de réservoirs avec des calottes de type ovale de CASSINI, pour augmenter le volume sans augmenter la hauteur du réservoir, se paie par une dégradation sensible de la performance en masse des réservoirs. Une calotte de forme CASSINI est en première approximation aussi lourde que la calotte sphérique de même diamètre. Pour un aplatissement dans un rapport 2, elle est donc deux fois plus lourde à volume égal.
La pressurisation des réservoirs entraîne en outre un gonflement qui oblige à assurer une élasticité des fixations, pour tolérer des changements de diamètre et de longueur de l'ordre de 3%. Le dimensionnement à la rupture se fait avec un facteur de sécurité important (de l'ordre de 2), compte-tenu des dangers que représente par exemple l'explosion d'une sphère d'un mètre environ sous 15 bars.
De même, les réservoirs de gaz de pressurisation sont remplis à des pressions de 250 à 350 bars, ce qui nécessite des technologies sophistiquées (notamment usage de titane avec des bobinages en "REVLAR") pour obtenir des masses raisonnables.
Pour ce qui est du rapport de volumes, dans le cas de l'utilisation de deux ergols, le rapport approximativement iso-volume des 2 ergols (Mono-Hethyl-Hydrazine
MMH, et péroxyde d'azote N204 typiquement) est un compromis ancien basé sur les considérations suivantes
- des volumes identiques permettent d'utilise
des réservoirs identiques pour les ergols,
minimisant ainsi le coût non récurrent très
important, surtout pour le dispositif de
récupération à tension capillaire,
- un rapport de débit de masse de 1,65 entre
N204 et MMH dans les propulseurs, conduit à
cet iso-volume avec un excédent de MMH qui
est utilisé pour refroidir la chambre de
combustion et le col de tuyère (Film cooling)
des propulseurs.
MMH, et péroxyde d'azote N204 typiquement) est un compromis ancien basé sur les considérations suivantes
- des volumes identiques permettent d'utilise
des réservoirs identiques pour les ergols,
minimisant ainsi le coût non récurrent très
important, surtout pour le dispositif de
récupération à tension capillaire,
- un rapport de débit de masse de 1,65 entre
N204 et MMH dans les propulseurs, conduit à
cet iso-volume avec un excédent de MMH qui
est utilisé pour refroidir la chambre de
combustion et le col de tuyère (Film cooling)
des propulseurs.
La performance théorique maximale du couple
N204/MMH est environ de 370 secondes d'impulsion spécifique. Ce maximum théorique ntest pas accessible à cause d'un certain nombre de limitations pratiques. Les facteurs prépondérants pour la performance réelle sont le rapport de détente des gaz brûlés, la pression de chambre de combustion, et le rapport de mélange des ergols.
N204/MMH est environ de 370 secondes d'impulsion spécifique. Ce maximum théorique ntest pas accessible à cause d'un certain nombre de limitations pratiques. Les facteurs prépondérants pour la performance réelle sont le rapport de détente des gaz brûlés, la pression de chambre de combustion, et le rapport de mélange des ergols.
On ne peut pas augmenter indéfiniment le rapport de détente de la tuyère à cause de la masse du divergent d'une part, et de la congélation des gaz par détente d'autre part. L'encombrement de la tuyère du propulseur d'apogée est aussi un paramètre architectural fondamental.
Dans les satellites la pression de chambre de combustion est obtenue par la pressurisation des réservoirs avec de l'hélium. Dans ce concept, toute augmentation de pression de chambre se traduit par une augmentation de masse des réservoirs. Il est important de noter que la pression de chambre n'est qutà peine supérieure å la moitié de la pression dans les réservoirs, car une perte de charge importante est introduite pour vaporiser les ergols par les injecteurs aboutissant dans la chambre de réaction, et pour régulariser le rapport de masse qui est obtenu par ajustement des pertes de charges.
Les moteurs plus importants (lanceurs) sont pressurisés par turbo-pompes. La puissance mécanique de ces turbo-pompes est énorme (plus de 100.000 chevaux pour un moteur principal de la Navette Américaine). Elle est obtenue en brûlant des ergols ou de la poudre pour alimenter une turbine motrice. Ce choix est naturel pour un lanceur : on ne dispose pas de source d'énergie électrique abondante, et la pressurisation des réservoirs aux pressions nécessaires conduirait à fabriquer des réservoirs beaucoup trop lourds.
Pour des moteurs de 400 N de poussée par exemple, couramment utilisés sur satellite, une turbo-pompe n'est pas envisageable compte-tenu des faibles débits (la vitesse de rotation serait prohibitive pour des petits diamètres). Pour des moteurs de 10 Newtons, c'est encore plus vrai.
L'augmentation de pression de chambre se traduit aussi par une augmentation de température qui pose des problèmes de refroidissement de la chambre, du col de tuyère, et du divergent du propulseur. C'est d'ailleurs le problème thermique en général qui limite beaucoup de choix technologiques.
Le rapport de mélange stoechiométrique (proportion de mélange permettant une combustion totale) qui est utilisé pour calculer la performance théorique maximale, est proche de 2,4 kg de N204 pour 1 kg de MMH.
Lorsqu'on se rapproche de ce rapport, l'impulsion spécifique augmente. Le rapport en volume tend vers 1.4 environ (N204:1440 kg/m3, MMH 860:kg/m3). La combustion étant totale, on ne dispose plus de la chaleur d'évaporation de l'excédent de MMH pour refroidir la tuyere.
I1 est alors nécessaire de refroidir une partie du divergent, le col et la chambre par circulation externe des liquides. On a alors un refroidissement dit régénératif, qui améliore en outre le rendement par préchauffage des ergols, mais qui fait perdre i chaque extinction la quantité d'ergol comprise entre les vannes et la sortie, qui s'évapore apres fermeture des vannes.
L'invention vise å éviter les inconvénients précités, a propos des systèmes a turbopompes d'une part, et des systèmes à pressurisation élevée d'autre part, grâce å un compromis permettant l'usage de réservoirs principaux d'ergols sous faible pression (ce qui permet d'en réduire le poids et de leur donner des formes géométriques différentes de la sphère à définir en fonction de l'espace disponible dans le satellite, d'où une plus grande facilité de localisation dans celui-ci) sans pourtant faire appel i des pompes volumineuses consommatrices de beaucoup d'énergie, tout en conservant un bon niveau de performances et une grande fiabilité.
Une solution partielle à ce problème technique est déjà connue de par le document US-4.609.169 qui décrit des gros réservoirs d'ergols à basse pressurisation associés à des turbopompes pour l'alimentation d'un moteurprincipal (notamment pour la manoeuvre d'apogée) ; ces turbopompes sont entraînées par une turbine actionnée par la combustion d'une partie du débit d'ergols fourni par les turbopompes, et fonctionnent donc lorsque le moteur principal est en service ; une partie des débits d'ergols pompés par les turbopompes est dérivée vers des réservoirs plus petits, associés au système de contrôle d'attitude, qui sont donc alimentés sous pression élevée lors de la mise en service du moteur principal ; ces petits réservoirs peuvent ainsi au départ être remplis à moitié seulement, sous une pression d'hélium élevée appliquant la pressurisation nécessaire.Les memes pompes sont donc utilisées pour les moteurs principaux et le remplissage des petits réservoirs, ce qui exclue toute recharge des petits réservoirs en dehors des phases de service des moteurs principaux destinés aux manoeuvres d'apogée pour la mise sur orbite. I1 n'y a donc plus de recharge après ces manoeuvres d'apogée, pendant la durée de vie utile en satellite. Cela réduit sensiblement l'intérêt d'un tel dispositif de recharge.
L'invention vise a pallier ces inconvénients en permettant des phases de recharge répétées, sans interven tion de turbopompes, ni de réservoir d'helium å haute pression.
Elle propose à cet effet un. système d'alimentation en au moins un ergol liquide des propulseurs d'un véhicule spatial, comportant un réservoir principal pour le stockage de cet ergol liquide sous une pression basse, un réservoir annexe de plus petite taille que le réservoir principal pour un stockage intermédiaire de cet ergol liquide sous une pression élevée supérieure 9 la pression basse du réservoir principal, des moyens de pompage pour l'acheminement de cet ergol liquide depuis le réservoir principal jusque dans le réservoir annexe et des moyens de commutation adaptés à mettre à volonté ce réservoir annexe en communication avec les moyens de pompage d'une part, et avec certains au moins des propulseurs, d'autre part caractérisé en ce que les moyens de pompage-comportent au moins une pompe autonome propre à ce réservoir annexe connectés à des moyens de commande adaptés à activer cette pompe à volonté.
On appréciera que l'invention propose ainsi de prévoir au moins une pompe autonome spécifique pour chaque catégorie de propulseurs (moteurs d'apogée, ou propulseurs de contrôle d'apogée), ce qui conduit à une multiplication des pompes ce qui va a priori à l'encontre du souci de l'homme de métier de ne pas multiplier indûment le nombre d'éléments pour ne pas réduire inutilement la charge utile du satellite. Grâce à cela l'invention permet toutefois, grâce à l'usage de petites pompes, bien moins lourdes et encombrantes que des turbopompes d'atteindre le niveau de performances et de fiabilité et la souplesse d'utilisation recherchées.
Selon des dispositions préférées de l'invention, éventuellement combinées
- ce réservoir annexe comporte une chambre A volume variable rempli par une masse donnée de gaz sous pression,
- cette chambre a volume variable est de préférence délimitée par une membrane souple,
- des moyens de détection sont associés 9 ce
réservoir annexe pour surveiller une grandeur représentative du volume d'ergol liquide dans ce réservoir annexe, ces moyens de détection étant connectés aux moyens de commande des moyens de pompage en sorte d'activer ces moyens de pompage lorsque cette grandeur descend endessous d'une valeur de seuil inférieur prédéterminée, et de les désactiver lorsque cette grandeur atteint une valeur de seuil supérieur prédéterminée,
- la valeur de seuil inférieur est choisie en sorte de correspondre å un volume résiduel d'ergol suffisant pour éjecter le satellite hors de son orbite å la fin de sa vie utile,
- des moyens intégrateurs sont associés å ces moyens de detection pour déterminer à tout instant le volume total d'ergol liquide ayant transité par ce réservoir annexe,
- des moyens anti-retour sont montés en série avec les moyens de pompage,
- les propulseurs considérés nécessitant la mise en oeuvre de deux ergols liquides, un réservoir principal, un réservoir annexe à chambre à volume variable et une pompe autonome sont prévus pour chacun de ces ergols liquides,
- ces deux ergols liquides sont respectivement du mono-méthyl-hydrazine et du peroxyde d'azote, respectivement, - les moyens de pompage comportent en outre au moins une pompe de secours autonome montée en parallele sur ladite pompe autonome, ces pompes étant munies chacune de moyens spécifiques de commutation, et auxquelles sont associés des moyens spécifiques de commande,
- les moyens de pompage sont alimentés par une source d'énergie électrique,
- certains autres des propulseurs sont directement connectés au réservoir principal au travers d'une pompe autonome propre à chacun de ces autres propulseurs,
- ces autres propulseurs sont destinés aux manoeuvres d'apogée du satellité,
- les propulseurs auxquels est connecté ce réservoir annexe sont destinés au contrôle de l'attitude et de l'orbite du satellite.
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- cette chambre a volume variable est de préférence délimitée par une membrane souple,
- des moyens de détection sont associés 9 ce
réservoir annexe pour surveiller une grandeur représentative du volume d'ergol liquide dans ce réservoir annexe, ces moyens de détection étant connectés aux moyens de commande des moyens de pompage en sorte d'activer ces moyens de pompage lorsque cette grandeur descend endessous d'une valeur de seuil inférieur prédéterminée, et de les désactiver lorsque cette grandeur atteint une valeur de seuil supérieur prédéterminée,
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- les moyens de pompage sont alimentés par une source d'énergie électrique,
- certains autres des propulseurs sont directement connectés au réservoir principal au travers d'une pompe autonome propre à chacun de ces autres propulseurs,
- ces autres propulseurs sont destinés aux manoeuvres d'apogée du satellité,
- les propulseurs auxquels est connecté ce réservoir annexe sont destinés au contrôle de l'attitude et de l'orbite du satellite.
Des objets, caractéristiques et avantages de l'invention ressortent de la description qui suit, donnée à titre d'exemple illustratif non limitatif, en regard du dessin annexé sur lequel la figure unique est une vue schématique d'un système d'alimentation à deux ergols liquides conforme à l'invention.
Sur cette figure est représente un satellite schématisé en 1, équipé d'une pluralité de propulseurs 2 ou 3 de tous types connus appropriés aux besoins, auxquels est associé un système d'alimentation en deux ergols liquides, schématisé dans son ensemble en 4.
La pluralité de propulseurs se décompose ici en un propulseur principal 2, en pratique destiné aux manoeuvres d'apogée, et des propulseurs annexes 3 de plus petite taille, en pratique distribués de façon appropriée connue sur diverses faces du satellite en vue du contrôle en attitude et en orbite de ce dernier.
Ces propulseurs sont ici du type à alimentation bi-ergol et sont connectés chacun à des lignes d'alimentation en l'un et l'autre des ergols liquides nécessaires (il s'agit en pratique, mais non nécessairement, de Mono Néthyl-Hydrazine (ou NMH en abrégé) et de peroxyde d'azote (N2o4)).
Ces ergols sont stockés dans des réservoirs 5 et 6 sous faible pression (1 à 2 bars en pratique) ce qui permet de leur donner toute forme géométrique appropriée.
En outre, du fait de la faible pression, les parois de ces réservoirs sont soumises a de faibles -contraintes et peuvent être de faible épaisseur et donc de faible masse.
Dans l'exemple considéré, à ces réservoirs sont connectés des lignes 7 et 8 d'amenée de gaz en pressurisation (ici de l'hélium) aboutissant à une ou plusieurs sources de gaz 9 et munies de vannes de fermeture 10 et 11.
I1 est parfois avantageux que l'hélium soit sous haute pression et qu'une régulation de la pression d'hélium soit effectuée lors des manoeuvres d'apogée En variante non représentée, la totalité du gaz de pressurisation peut être enfermé dans les réservoirs dès le départ, sans source extérieure (en anglais "Blow-Down).
A la base de ces réservoirs 5 et 6 aboutissent des lignes 12 et 13 connectées à des orifices 14 et 15 de remplissage et de vidange (en anglais nFill and Drain" ou
F/D en abrégé) au travers de vannes de fermeture 16 et 17.
F/D en abrégé) au travers de vannes de fermeture 16 et 17.
Ces lignes de sortie 12 et 13 font par ailleurs partie du système d'alimentation 4 des propulseurs 2 et 3.
Ce système se décompose en fait en plusieurs parties respectivement associés à chacune des categories de propulseurs.
Ainsi le propulseur principal 2 est connecté à chacun des réservoirs 5 et 6 par des lignes 18 et 19 munies chacune d'une pompe 20 ou 21, et de vannes 22 ou 23, ici en amont de la pompe associée, que l'on ferme définitivement après utilisation du moteur principal (opérations d'apo géie), ainsi que de clapets anti-retour 24.
Les pompes 20 et 21 n'ont pas besoin d'être très puissantes. En effet, pour un moteur principal 2 de 400 N, il faut un débit d'arrivée d'ergols de 135 g/s, ce qui ne nécessite guère qu'une puissance de quelques 170 W (débit volumique X différence de pression). Avec un rendement de 50%, une puissance électrique de 340 W peut suffire. Or une telle puissance peut facilement être obtenue sur un satellite pendant les manoeuvres d'apogée.
I1 est à noter que les pompes 20 et 21 ont une durée totale de fonctionnement de quelques heures seulement.
Quant aux propulseurs annexes 3 ils sont ici répartis en deux groupes A et B qui, sur le schéma de la figure (qui ne saurait traduire de quelconques informations quant à leur disposition réelle) sont disposés de part et d'autre du moteur principal 2. Ces propulseurs annexes sont alimentés en ergols par des lignes 25 et 26 qui se dédoublent en aval d'un tronçon central pour alimenter chacun des groupes de propulseurs précités en aval de vannes 27 d'isolation de chaque groupe (ou branche) de propulseurs.
Le tronçon principal de chacune des lignes 25 et 26 se raccorde à un réservoir annexe 28 ou 29 comportant une chambre à volume variable 30 ou 31, par exemple délimitée par une membrane souple (genre vase d'expansion) remplie par du gaz (de l'hélium en pratique) introduit à l'origine au travers de vannes d'isolation 33.
Ces réservoirs annexes peuvent être remplis par pompage et maintenus en pression grâce à des vannes et des clapets anti-retour (dont les vannes 27).
A cet effet au moins une pompe 35 ou 36 est prévue entre chaque réservoir principal 5 ou 6 et chaque réservoir annexe correspondant 28 ou 29. Sur ces pompes 35 et 36 sont avantageusement montées en parallele des pompes de secours 37 et 38. A ces diverses pompes sont associés des vannes 39 et des clapets anti-retour 40.
Ces pompes 35 à 38 n'ont pas besoin d'être très puissantes. I1 peut s'agir de petites pompes volumétriques commandées par une unité de contrôle 41 et connectées A une source d'énergie électrique 42. Une commande intermittente de ces pompes permet de remplir les réservoirs annexes i de multiples reprises, en fonction des besoins.
De manière avantageuse des détecteurs 43 sont associés à chacun des réservoirs annexes pour y surveiller l'évolution au cours du temps d'une grandeur caractéristique du volume d'ergol contenu dans le réservoir annexe considéré. I1 s'agit ici de la pression régnant au-dessus de l'ergol, dans la chambre isolée à volume variable. Cette grandeur P est communiquée à l'unité centrale qui, en fonction de la position de la valeur instantanée de cette grandeur par rapport à des valeurs de seuil inférieur et superieur, commande l'activation des pompes 35, 36, 37 ou 38 ou l'interrompt.
Cette grandeur P permet en outre, par integration au cours du temps et par prise en compte des cycles de remplissage, de suivre la consommation totale en chaque ergol. La valeur de seuil inférieur est avantageusement choisie pour que, lorsque les réservoirs principaux sont vides, il reste toujours un volume d'ergol suffisant pour éjecter le satellite hors de son orbite. Ces valeurs de seuil sont par exemple de 12 et de 18 bars environ.
La quantité totale d'ergols à faire pomper par ces pompes est la masse totale d'ergol nécessaire pour la duree de vie utile du satellite ; compte tenu de la faible valeur de cette quantité, par exemple comprise entre 100 et 200 kg, le temps de fonctionnement cumulé de ces élements mécaniques est faible et parfaitement dimensionnable (par exemple de l'ordre de la dizaine d'heures). I1 suffit donc que ces pompes soient simples et fiables, étanches, et résistent à la corrosion.
I1 s'agit par exemple de pompes de puissance voisine de 20 W, adaptées A délivrer un débit compris entre 2 et 10 g/s pour une différence de pression d'environ 16 bars.
On appréciera que l'invention minimise le volume des réservoirs sous haute pression, i savoir les réservoirs annexes dont la pression varie entre 12 et lP.
bars environ. Comme ces réservoirs peuvent être remplis à plusieurs reprises, leur volume peut être très faible (par exemple de 12 litres à peine, pour une consommation totale en cet ergol de 200 litres ou plus transitant par chacun de ses réservoirs).
I1 va de soi que la description qui précède n'a été proposée qu'à titre d'exemple non limitatif et que de nombreuses variantes peuvent être proposées par l'homme de l'art sans sortir du cadre de l'invention.
Claims (15)
1. Système d'alimentation en au moins un ergol liquide des propulseurs (2,3) d'un vehicule spatial, comportant un réservoir principal (5,6) pour le stockage de cet ergol liquide sous une pression basse, un réservoir annexe (28,29) de plus petite taille que le réservoir principal pour un stockage intermédiaire de cet ergol liquide sous une pression élevée supérieure à la pression basse du réservoir principal, des moyens de pompage (35-38) pour l'acheminement de cet ergol liquide depuis le réservoir principal jusque dans le réservoir annexe et des moyens de commutation (39,27) adaptés à mettre a volonté ce réservoir annexe en communication avec les moyens de pompage d'une part, et avec certains au moins (2) des propulseurs, caractérisé en ce que les moyens de pompage comportent au moins une pompe autonome (35-38) propre à ce réservoir annexe (28,29) connectés à des moyens de commande (41) adaptés à activer cette pompe à volonté.
2. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que ce réservoir annexe comporte une chambre å
volume variable (30,31) rempli par une masse de gaz sous pression.
3. Système selon la revendication 2, caratérisé en ce que cette chambre à volume variable est délimitée par une membrane souple.
4. Système selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que des moyens de détection (43) sont associés a ce réservoir annexe pour surveiller une grandeur (P) représentative du volume d'ergol liquide dans ce réservoir annexe, ces moyens de détection étant connectés aux moyens (41) de commande des moyens de pompage en sorte d'activer ces moyens de pompage lorsque cette grandeur descend en-dessous d'une valeur de seuil inférieur prédéterminée, et de les désactiver lorsque cette grandeur atteint une valeur de seuil supérieur prédéterminée.
5. Système selon la revendication 4, caractérisé en ce que cette grandeur est la pression d'une chambre à volume variable remplie par une masse donnée de gaz, ménagée dans le réservoir annexe.
6. Système selon la revendication 4 ou la revendication 5, caractérisé en ce que la valeur de seuil inférieur est choisie en sorte de correspondre à un volume résiduel d'ergol suffisant pour éjecter le satellite hors de son orbite à la fin de sa vie utile.
7. Système selon l'une quelconque des revendications 4 à 6, caractérisé en ce que des moyens intégrateurs sont associés å ces moyens de détection pour déterminer à tout instant le volume total d'ergol liquide ayant transité par ce réservoir annexe.
8. Système selon l'une quelconque des revendications 1 A 7, caractérisé en ce que des moyens antiretour sont montés en série avec les moyens de pompage.
9. Système selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que ces propulseurs nécessitant la mise en oeuvre de deux ergols liquides, un réservoir principal, un réservoir annexe à chambre à volume variable et une pompe autonome sont prévus pour chacun de ces ergols liquides.
10. Système selon la revendication 9, caractérisé en ce que ces deux ergols liquides sont respectivement du mono-méthyl-hydrazine et du peroxyde d'azote, respectivement.
11. Système selon l'une quelconque des revendications 1 å 10, caractérisé en ce que les moyens de pompage comportent en outre au moins une pompe de secours (37,38) autonome montée en parallèle sur ladite pompe autonome (35,36), ces pompes étant munies chacune de moyens spécifiques de commutation, et auxquelles sont associés des moyens spécifiques de commande.
12. Système selon l'une quelconque es revendications 1 à 11, caractérisé en ce que les moyens de pompage sont alimentés par une source d'énergie électrique (42).
13. Système d'alimentation selon l'une quelconque des revendications 1 i 12, caractérisé en ce que certains autres (2) des propulseurs sont directement connectés au réservoir principal au travers d'une pompe autonome (20,21) propre à chacun de ces autres propulseurs.
14. Système selon la revendication 13, caractérisé en ce que ces autres propulseurs sont destinés aux manoeuvres d'apogée du satellite.
15. Système selon l'une quelconque des revendications 1 à 14, caractérisé en ce que les propulseurs (3) auxquels est connecté ce réservoir annexe sont destinés au contrôle de l'attitude et de l'orbite du satellite.
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|---|---|---|---|
| FR8811586A FR2636095A1 (fr) | 1988-09-05 | 1988-09-05 | Systeme d'alimentation en au moins un ergol liquide des propulseurs d'un satellite artificiel |
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| FR8811586A FR2636095A1 (fr) | 1988-09-05 | 1988-09-05 | Systeme d'alimentation en au moins un ergol liquide des propulseurs d'un satellite artificiel |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
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| FR2636095A1 true FR2636095A1 (fr) | 1990-03-09 |
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| FR (1) | FR2636095A1 (fr) |
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