FR2658783A1 - Satellite d'observation de type geostationnaire a systeme de manóoeuvre d'apogee a ergols liquides et a antennes creuses. - Google Patents
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Abstract
Satellite d'observation (1) destiné à être stabilisé en autorotation sur une orbite géostationnaire comportant, coaxiaux à un axe d'autorotation (-Z+Z), un corps de satellite (2) entouré d'un générateur solaire (3), un système d'observation à détecteurs infrarouges (4) comportant un baffle d'entrée (5) disposé sensiblement selon un rayon, et un radiateur (6) centré sur l'axe transversalement à celui-ci, un système de manuvre d'apogée (8) disposé selon l'axe et un jeu d'antennes (7) comportant au moins une antenne de transmission d'images (15), caractérisé en ce que le jeu d'antennes a globalement la forme d'une couronne disposée sur la face NORD du satellite, au centre de laquelle un espace cylindrique (14) est laissé dégagé selon l'axe d'autorotation, le radiateur (6) pénétrant dans cet espace cylindrique en étant orienté vers le NORD au travers dudit espace cylindrique.
Description
L'invention concerne la structure générale de atellites d'observation notamment terrestre. Elle vise tout particulierement le cas de satellites stabilisés en autorotation : elle concerne notamment. mais non exclusivement, les satellites météorologiques.
Des exemples de satellites géostationnaires de météorologie stabilisés en autorotation ont déjà été mis en oeuvre aux Etats-Unis. en Union Soviétique, au Japon ou en
Europe au titre du programme d'observation météorologique appelé en abrégé WNW (WORLD WEATHER WATCH). On peut citer à e propos les satellites GOES 1 et 4 pour les Etats-Unis, MO en Europe et DIS au Japon.
Europe au titre du programme d'observation météorologique appelé en abrégé WNW (WORLD WEATHER WATCH). On peut citer à e propos les satellites GOES 1 et 4 pour les Etats-Unis, MO en Europe et DIS au Japon.
Les satellites d'observation terrestre ont toujours été, jusqu'à présent, à la fois stabilisés en autorotation et munis d'un système de manoeuvre d'apogée à ergols solides.
A l'heure actuelle, aussi bien aux Etats-Unis qu'en Europe notamment. divers projets ou avant-projets sont en cours pour la mise en place de satellites dits de deuxième génération par opposition à ceux déjà existants qualifies de ce fait de première génération ; ces satellites de deuxième génération visent des performances, notamment en nombre de canaux et en précision, notablement superieures à celies des satellites de première genéra- tion ; ceci s'accompagne d'une masse sèche bien supérieure a celle des satellites de première génération (de SOO à 1500 kg contre 300 à 350 kg environ précédemment).
Depuis l'époque où les satellites de première génération ont été conçus et lancés, une évolution importante a eu lieu dans le domaine de la propulsion des satellites, geostationnaires ou non : la mise en oeuvre des moteurs d'appgèe à ergols solides est devenue obsolète au proiit ce systèmes de propulsion à ergols liquides.
Cette généralisation des erglos liquides au détriment des ergols solides s'explique par une meilleure impulsion spécifique, la possibilité de prévoir un système d'alimentation unifié pour le système de manoeuvre d'apogée et pour le système ce orrectlon d'orbite et ce contrôle å'attitude, une meilleure flexibilité opérationnelle possibilté d'une manoeuvre d'apogée en plusieurs phases) et enfin une meilleure flexibilité de concept (on rempiit tes réservoirs en ergols liquides avant le lancement en fonction de la masse réelle, alors qu'avant il fallait choisir pendant la phase de développement le moteur à ergol solide avec son réservoir en fonction de la masse prévi- sible du satellite une fois fini). En fait, l'utilisation d'ergols liquides se traduit dans l'ensemble par un important gain de masse au lancement.
Une conséquence de cette évolution est qu'il n'existe pas en Europe à l'heure actuelle des moteurs d'apogée à ergols solides qui soient homologués et adaptes aux masses des satellites modernes (800 à 1500 kg de masse seche).
Or, la mise en oeuvre des tuyères d'apogée à ergols liquides pose un problème spécifique critique dans ie cas des satellites d'observation (notamment de météorologie0 stabilisés en autorotation.
En effet, la mission de tels satellites d'observation implique la prise d'images de la terre et/ou de son atmosphère dans des canaux infrarouges. Les détecteurs utilisés à cet effet doivent être refroidis à des températures basses de l'ordre de 100 K, de manière à présenter des caractéristiques acceptables de rapport signal/bruit. es basses températures sont classiquement obtenues en plaçant le plan focal de l'instrument d'obser ration (là où sont situés les détecteurs infrarouges) sous un radiateur de forme tronconique, lui-meme placé sur une face transversale du satellite, en regard du vide stel laire, ain ae minimiser les flux d'énergie (notamment solaire.' provenant de l'extérieur et susceptibles de gêner l'évaenation de calories par ce radiateur. La paroi latérale tronconique de ce radiateur est classiquement inclinée d'un angle légèrement supérieur à 23,50 par rapport à un plan transversal à l'axe d'autorotation et est polie soigneusement (il s'agit le plus souvent d'aluminium) de façon à avoir un excellent coefficient de spécularité et à rejeter en dehors du radiateur les éventuels rayons solaires incidents, même dans les cas les pires (en particulier, solstice d'hiver lorsque le radiateur est sur la face SUD).
Pour l'ensemble des satellites de première génération, le dégagement du champ de vue du radiateur passif vers l'espace froid (vers le SUD) était obtenu par éjection du moteur d'apogée à ergols solides après sa combustion ; le radiateur était situé juste derrière ce moteur d'apogée, au niveau de l'interface satellite/moteur d'apogée, le moteur d'apogée à ergols solides ayant de ce point de vue l'avantage de constituer avec son réservoir un ensemble compact facilement éjectable.
I1 est rappelé que la face opposée du satellite (face NORD) est occupée par les antennes de communication avec le sol, lesquelles comportent notamment de façon classique un mât de télécommunication disposé précisément selon l'axe d'autorotation du satellite.
Une telle possibilité d'éjection du système de manoeuvre d'apogée parait exclue dans le cas d'un système à ergols liquides (surtout dans le cas d'une alimentation unifiée), compte tenu de ce que les ergols destinés à la propulsion d'apogée sont amenés à la tuyère d'apogée (orientée précisément selon l'axe d'autorotation) depuis des réservoirs situés à l'intérieur du corps du satellite par des tuyaux et qu'il n'est pas réaliste, pour des raisons d'étanchéité, de prévoir une coupure entre les réservoirs et la tuyère d'apogée en vue de l'éjection de cette dernière.
La conception des satellites d'observation géostationnaire stabilisés en autorotation suppose donc de résoudre le problème technique suivant : comment y impianter les antennes, disposees axialement, le système de manoeuvre d'apogée a ergols liquides, classiquement disposé axia ement, et le radiateur du système d'observation, ciassiquement disposé axialement, tout en respectant les contraintes déoiant de l'autorotation du satellite ino-camment. le système d'observation comporte classiquement des pièces optiques mobiles qu'il apparaît essentiel de maintenir aussi près que possible de l'axe d'autorotation pour les soustraire à d'éventuels efforts centrifuges édhibiroires0
L'invention propose à cet effet, un satellite d'observation destiné à être stabilisé en autorotation sur une orbite géostationnaire comportant, coaxiaux à un axe d'autorotation, un corps de satellite entouré d'un generateur solaire cylindrique, un système d'observation à détecteurs inTrarouges comportant un baffle d'entrée disposé sonsibicment selon un rayon et un radiateur centré sur l'axe transversalement à celui-ci, un système de manoeuvre d'apogée disposé selon l'axe et un jeu d'antennes comportant au moins une antenne de transmission d'images, caractérisé en ce que le jeu d'antennes a globalement la rorme d'une couronne disposée sur la face NORD du satel iite, au centre de laquelle un espace cylindrique est laissé dégagé selon l'axe d'autorotation, le radiateur pénétrant dans cet espace cylindrique en étant orienté vers le NORD au travers dudit espace cylindrique.
L'invention propose à cet effet, un satellite d'observation destiné à être stabilisé en autorotation sur une orbite géostationnaire comportant, coaxiaux à un axe d'autorotation, un corps de satellite entouré d'un generateur solaire cylindrique, un système d'observation à détecteurs inTrarouges comportant un baffle d'entrée disposé sonsibicment selon un rayon et un radiateur centré sur l'axe transversalement à celui-ci, un système de manoeuvre d'apogée disposé selon l'axe et un jeu d'antennes comportant au moins une antenne de transmission d'images, caractérisé en ce que le jeu d'antennes a globalement la rorme d'une couronne disposée sur la face NORD du satel iite, au centre de laquelle un espace cylindrique est laissé dégagé selon l'axe d'autorotation, le radiateur pénétrant dans cet espace cylindrique en étant orienté vers le NORD au travers dudit espace cylindrique.
Selon des dispositions préférées de l'inven
Lion. éventueliement combinées - ladite antenne de transmission d'images est de forme toroldale ionique comportant une source annulaire entourant Ledit espace cylindrique et formée d'un guide d'ondes, - cette antenne de transmission d'images a un angle d'ouverture dissymétrique par rapport à un plan transversal a l'axe d'autorotation, - tette antenne de transmission d'images est adaptée à une fréquence comprise dans la bande 6 ou Ku, - l'antenne de transmission d'images longe la face NORD, - le jeu d'antennes comporte en outre une antenne toroïdale iconique adaptée a la reception de données mixtes (images traitées et connes auxiliaires), comportant un guide a-onaes annulaire, - cette seconde antenne est adaptée à une fréquence comprise dans la bande S, - ladite antenne toroïdale biconique est fermée par une paroi annulaire de protection, - cette paroi annulaire de protection est en carbone, ou toute autres matière transparente aux ondes- radio à ces fréquences,
- l'antenne toroïdale biconique a sensiblement le même diamètre que l'antenne de transmission d'images, en lui etant adjacente, - le Jeu d'antennes comporte en outre une antenne annulaire a compensation éjectronique d'autorotation connue en soi, dont les éléments électroniques d'alimentation et de commutation sont implantés sous une partie periphérique d'une plate-forme supérieure constituant la face NORD, -- cette antenne annulaire est adaptée à une fréquence dans la bande L, - cette antenne annulaire est disposée axialement au-delà de l'antenne de transmission d'images par rapport au corps de satellite, - cette antenne annulaire est entourée d'une antenne normée d'une pluralité de dipoles en croix, - cette antenne est adaptée à la bande UHF, - le jeu d'antennes comporte en outre une antenne annulaire de transmission de signaux de servitudes constituée de microrubans en réseau - cette antenne annulaire est adaptée à la bande S, cette antenne annulaire est disposée axialement en bout du 5.eu d'antennes - il comporte un deuxième instrument optique d'observation à infrarouges comportant un second baffle d'entrée et un second radiateur, le systéme de manoeuvre d'apogée comportant une plural ité annulaire d au moins deux tuyères apogée identiques régulierement distribuées de façon angulaire autour de l'axe d' autorotation, sur la face SUD du satellite. ce second radiateur debouchant de cette face
SUD à l'intérieur de cette pluralité annulaire de tuyères, es tuyeres sont au nombre de deux, disposées de façon symétrique de part et d'autre de l'axe d'autorotation, - ces tuyères sont décalées par rapport à l'axe d'une n0tance valant au moins la moitié du rayon du générateur solaire cylindrique, - ces tuyères sont décalées par rapport à l'axe d'une distance valant au moins les deux tiers du rayon du générateur solaire cylindrique.
Lion. éventueliement combinées - ladite antenne de transmission d'images est de forme toroldale ionique comportant une source annulaire entourant Ledit espace cylindrique et formée d'un guide d'ondes, - cette antenne de transmission d'images a un angle d'ouverture dissymétrique par rapport à un plan transversal a l'axe d'autorotation, - tette antenne de transmission d'images est adaptée à une fréquence comprise dans la bande 6 ou Ku, - l'antenne de transmission d'images longe la face NORD, - le jeu d'antennes comporte en outre une antenne toroïdale iconique adaptée a la reception de données mixtes (images traitées et connes auxiliaires), comportant un guide a-onaes annulaire, - cette seconde antenne est adaptée à une fréquence comprise dans la bande S, - ladite antenne toroïdale biconique est fermée par une paroi annulaire de protection, - cette paroi annulaire de protection est en carbone, ou toute autres matière transparente aux ondes- radio à ces fréquences,
- l'antenne toroïdale biconique a sensiblement le même diamètre que l'antenne de transmission d'images, en lui etant adjacente, - le Jeu d'antennes comporte en outre une antenne annulaire a compensation éjectronique d'autorotation connue en soi, dont les éléments électroniques d'alimentation et de commutation sont implantés sous une partie periphérique d'une plate-forme supérieure constituant la face NORD, -- cette antenne annulaire est adaptée à une fréquence dans la bande L, - cette antenne annulaire est disposée axialement au-delà de l'antenne de transmission d'images par rapport au corps de satellite, - cette antenne annulaire est entourée d'une antenne normée d'une pluralité de dipoles en croix, - cette antenne est adaptée à la bande UHF, - le jeu d'antennes comporte en outre une antenne annulaire de transmission de signaux de servitudes constituée de microrubans en réseau - cette antenne annulaire est adaptée à la bande S, cette antenne annulaire est disposée axialement en bout du 5.eu d'antennes - il comporte un deuxième instrument optique d'observation à infrarouges comportant un second baffle d'entrée et un second radiateur, le systéme de manoeuvre d'apogée comportant une plural ité annulaire d au moins deux tuyères apogée identiques régulierement distribuées de façon angulaire autour de l'axe d' autorotation, sur la face SUD du satellite. ce second radiateur debouchant de cette face
SUD à l'intérieur de cette pluralité annulaire de tuyères, es tuyeres sont au nombre de deux, disposées de façon symétrique de part et d'autre de l'axe d'autorotation, - ces tuyères sont décalées par rapport à l'axe d'une n0tance valant au moins la moitié du rayon du générateur solaire cylindrique, - ces tuyères sont décalées par rapport à l'axe d'une distance valant au moins les deux tiers du rayon du générateur solaire cylindrique.
On appréciera que l'invention a nécessité de renoncer a la structure en mât utilisée jusqu'alors pour certaines au moins des antennes nécessaires à diverses missions essentielles de communication (notamment transmission d'images) avec le sol, et de mettre au point pour ces memes missions des antennes de forme toroïdale.
En fait, une telle configuration toroïdale a permis de fournir une réponse efficace à la question, apparemment insoluble dans le cas d'une antenne de transmission d'images en forme de mat (avec des fentes axiales d'émission), de parvenir à une transmission fiable avec le sol, dans une gamme de fréquence très supérieure à celle correspondant aux satellites de première génération.
à savoir ia bande X ou Ü (environ 7,5 GHz ou 18 GHz respectivement) malgré l'atténuation par l'atmosphère qui augmente avec la fréquence, et sans avoir à augmenter de façon sensible la capacité de génération d'énergie du satellite (liée à la taille du générateur solaire). En effet, une antenne toroïdale, surtout si elle est à proximité immédiate du corps de satellite, permet une meilleure focalisation du faisceau émis.
En outre, l'invention propose avantageusement ce disposer e eiements ce commutation et d'alimentation ces diverses antennes sous la périphérie de la plate-forme supérieure du satellite (constitutive de la face NORD), ce qui s'est révélé permettre une très bonne évacuation vers 1 espace tau travers de cette plate-forme) des calories géneres du fait du fonctionnement des antennes, et donc ces perturbations minimes sur le maintien à basse température des détecteurs de l'instrument optique d'observation.
i est rappelé que, le corps du satellite tournant autour de son axe, une compensation de cette rotation est appliquee à certaines au moins de ces antennes, soit de façon électronique (par des commutations appropriées), soit parfois de façon mécanique (asservissement en position de l'antenne face à la Terre).
I1 est par ailleurs à noter que l'invention se combine avantageusement à un autre concept inventif, décrit cans une demande de brevet déposée le même jour au meme nom, qui propose de rempiacer la tuyère d'apogée unique par une pluralité annulaire d'au moins deux tuyères disposées de façon symétrique autour de l'axe sur la face SUD du satellite, ce qui permet d'implanter selon l'axe d'autorotation sur cette face SUD, le radiateur d'un second instrument optique d'observation à infrarouges, tel qu'un sondeur (connu en soi) visant la caractérisation, notamment en pression, température et humidité, des couches de l'atmosphére.
Des objets, caractéristiques et avantages de irinvenvlon ressortent de la description qui suit, donnée à titre d'exemple non limitatif, en regard des dessins annexes sur lesquels
- la figure 1 est une vue schématique en porspecrive avec arrachement partiel d'un satellite conforme ci l'invention,
- la figure 2 en est une autre vue en pers pestie. de côté et de dessus, dans le volume qui lui est associe àans un ianceur du type ARCANE,
- la figure R en est une vue en perspective atée.
- la figure 1 est une vue schématique en porspecrive avec arrachement partiel d'un satellite conforme ci l'invention,
- la figure 2 en est une autre vue en pers pestie. de côté et de dessus, dans le volume qui lui est associe àans un ianceur du type ARCANE,
- la figure R en est une vue en perspective atée.
- ia figure 4 est une vue en perspective du module ce lelecommunications de ce satellite,
- la figure 5 est une demi-vue schématique en élévation de la tour d'antennes du module de la figure 4,
- la figure 6 est le circuit électrique d'alimentation associé à une première antenne biconique de ia tour de la figure 5, dans le cas où celle-ci fonctionne dans la bande Ku,
- la figure 7 est le circuit électrique d'alimentation associé à cette meme antenne biconique de la tour de ia figure 5, dans le cas où celle-ci fonctionne dans ia bande X,
- la figure 8 est une vue de principe des étapes de l'assemblage du satellite,
- la figure 9 est une vue schématique axiale avec arrachement partiel du système optique d'observation selon la flèche IX de la figure 15,
- la figure 10 en est une vue analogue selon la flèche X de la figure 9,
- la figure il est une vue en coupe axiale du radiateur de ce système d'observation,
- la figure 12 est une vue schématique en coupe axiale de ce système optique d'observation implanté à l'intérieur de la tour d'antennes creuse,
- la figure 13 est une vue schématique axiale, avec arrachement partiel, selon la flèche XIII de la figure 14 d'un autre satellite conforme à l'invention, dans le volume associé dans un lanceur de type ARIANE, équipé d'un deuxième instrument d'observation à détecteurs infrarouges,
- la figure 14 en est une autre vue axiale, selon la flèche XIV de ia figure 13,
- la figure 15 en est une vue en perspective, et
- la figure 16 est un schéma du système d'alimentation unifié en ergols liquides, adapté au cas des 13 à 15.
- la figure 5 est une demi-vue schématique en élévation de la tour d'antennes du module de la figure 4,
- la figure 6 est le circuit électrique d'alimentation associé à une première antenne biconique de ia tour de la figure 5, dans le cas où celle-ci fonctionne dans la bande Ku,
- la figure 7 est le circuit électrique d'alimentation associé à cette meme antenne biconique de la tour de ia figure 5, dans le cas où celle-ci fonctionne dans ia bande X,
- la figure 8 est une vue de principe des étapes de l'assemblage du satellite,
- la figure 9 est une vue schématique axiale avec arrachement partiel du système optique d'observation selon la flèche IX de la figure 15,
- la figure 10 en est une vue analogue selon la flèche X de la figure 9,
- la figure il est une vue en coupe axiale du radiateur de ce système d'observation,
- la figure 12 est une vue schématique en coupe axiale de ce système optique d'observation implanté à l'intérieur de la tour d'antennes creuse,
- la figure 13 est une vue schématique axiale, avec arrachement partiel, selon la flèche XIII de la figure 14 d'un autre satellite conforme à l'invention, dans le volume associé dans un lanceur de type ARIANE, équipé d'un deuxième instrument d'observation à détecteurs infrarouges,
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- la figure 16 est un schéma du système d'alimentation unifié en ergols liquides, adapté au cas des 13 à 15.
Les figures 1 à 3 représentent un satellite d'observation destiné å étire stabilisé en autorotation autour d'un axe -Z+Z sur une orbite géostationnaire, déslgné dans son ensemble par la référence 1.
A la figure 2, ce satellite est représenté dans une enveloppe notee A, représentant le volume qui lui est attribué dans une structure porteuse et de lancement double du type ARIANE
Ce satellite comporte principalement un corps note 2 cans son ensemble entouré par une enveloppe cylindrique 3 recouverte de cellules solaires et conssituant un générateur solaire, un système optique d'obser vation à détecteurs infrarouges noté 4, muni d'un baffle d'entrée 5 disposé radialement et d'un radiateur 6 disposé sur une face transversale NORD du corps, un jeu d'antennes (on parie parfois d'une tour d'antennes) de télécommunica tison et de transmission d'images noté 7 dans son ensemble disposé en saillie sur cette même face transversale
NORD, et un système de propulsion d'apogée noté 8 dans son ensemble. et disposé axialement dans son ensemble et débouchant vers le SUD.
Ce satellite comporte principalement un corps note 2 cans son ensemble entouré par une enveloppe cylindrique 3 recouverte de cellules solaires et conssituant un générateur solaire, un système optique d'obser vation à détecteurs infrarouges noté 4, muni d'un baffle d'entrée 5 disposé radialement et d'un radiateur 6 disposé sur une face transversale NORD du corps, un jeu d'antennes (on parie parfois d'une tour d'antennes) de télécommunica tison et de transmission d'images noté 7 dans son ensemble disposé en saillie sur cette même face transversale
NORD, et un système de propulsion d'apogée noté 8 dans son ensemble. et disposé axialement dans son ensemble et débouchant vers le SUD.
Ainsi que cela ressort des figures 1 et 3, le corps de satellite 2. parfois appelé module de service, comporte classiquement une plate-forme principale 2A disposée transversalement et un tube 2B disposé axialement solidaire de cette plate-forme.
A la partie supérieure de ce tube 28 est assujetti ie système d'observation 4 représenté plus en détail aux figures 9 à 11, le baffle 5 traversant ce tube et étant disposé en regard d'une ouverture 3A ménagée dans le générateur solaire. A sa partie supérieure, ce corps de satellite 2 est fermé par une plate-forme supérieure 9 à laquelle est assujettie le jeu d'antennes 7 létaillé aux figures 4 à 7
L'ensemble de cette plate-forme et des antennes constitute un module de télécommunications et de transmis sion images.
L'ensemble de cette plate-forme et des antennes constitute un module de télécommunications et de transmis sion images.
Le leu d'antennes est creux, ayant globalement la forme d'une couronne disposée sur la face NORD du satellitle ; au centre de cette couronne est maintenu dégagé un espace cylindrique noté 14 à la figure 4, adapté à être pénétré par le radIateur 6.
L'ensemble ces eléments électroniques associes aux diverses antennes (notamment éléments de commutation et d'alimentation, dont des répéteurs 7A ...) sont implantés sous la périphérie de ia plate-forme 9, ce qui assure une bonne évacuation vers l'espace des calories qui y sont générées, sans perturber pour autant le régime tnermique du radiateur 6.
Dans l'exemple considéré, le module 7+9 comporte cinq antennes notées 15 à 19, effectuant chacune une mission de transmission ou de réception.
Le long de la plate-forme annulaire 9 est ainsi implantée l'antenne 15 qui est de type toroïdal biconique elie comporte deux parois tronconiques 15A et 158 s'évasant à partir d'une source annulaire 15C constituée d'un guide d'ondes de grand diamètre représenté à la figure 6 : ce guide comporte quatre secteurs à 90 , séparés par des zones ç de court-circuir, et alimentés en parallèle à partir d'un diviseur de puissance 15E.
Cette antenne est adaptée à émettre des images brutes vers ia Terre, vers des stations de retraitement.
Cette mission se fait dans l'exemple considéré dans une gamme d'hyperfréquences dans la bande Ku (par exemple à 18
GHz).
GHz).
La figure 7 correspond à une variante de réalisation de la source annulaire, notée 15'C, adaptée à ia bande (par exemple 7,5 GHz), avec un guide d'onde d'entrée 15'D et une zone de coupure/court-circuit 15'E.
L'amplitude angulaire du faisceau de cette antenne 15 est définie par les parois 15A et 15B. Pour parmettre une fonalisation ontimaie vers a zone au sol comportant les stations terrestres de réception, ces parois
A et 150 peuvent avoir des inclinaisons différentes par rapport à i'axe. Dans i'exempie considéré, l'angle du aisceau est ce ,- environ, decalé vers le NORD pour couvrir de façon séiective l'Europe (cas d'un satellite (ropéen)
En variante non représentée, cette antenne annulaire peut être réalisée selon la technologie des antennes en microruban en réseau.
A et 150 peuvent avoir des inclinaisons différentes par rapport à i'axe. Dans i'exempie considéré, l'angle du aisceau est ce ,- environ, decalé vers le NORD pour couvrir de façon séiective l'Europe (cas d'un satellite (ropéen)
En variante non représentée, cette antenne annulaire peut être réalisée selon la technologie des antennes en microruban en réseau.
L'antenne 15 est protégée par une paroi 15F transparente aux faisceaux émis, par exemple en carbone.
L'antenne 16 est salement biconique bordée par des parois tronconiques 16A et 16B, ici de même conicité, s'évasant à partir d'une source annulaire 16C qui est par exemple similaire à celle de la figure 7. Elle est aussi protégée par une paroi annulaire 16F par exemple en carbone.
Cette antenne 16 est destinée à la réception de connees sa retransmettre ensuite) émises par une station au soi et correspondant à une version traitée des images brutes envoyées par l'antenne 15, et à des données auxiiiaires.
Cette antenne travaille dans la bande S de fréquences tde l'ordre de 2,1 GHz) avec une amplitude angulaire de faisceau ici égale à 20ç.
L'antenne 17 est destinée à retransmettre vers des stations terrestres les images traitées reçues par l'antenne 16. lie est, sauf en ce qui concerne l'implantation des éléments électroniques associés (voir ci-dessus), d'un type connu en soi pour une fonction similaire dans les satellites de première génération. Elle est électroniquemont "déspinée", c'est-à-dire que l'autorotation y est compensée électroniquement.
Elle travaille dans la gamme de fréquences L tde l'ordre de 1,9 GHz) avec un angle de faisceau typiquement égal à 20
Autour de cette antenne 17 est disposée une pluralité annulaire de dipoles en croix 10A constituant i 'antenne 18 : cette derniere est adaptée à travailler dans la gamme UHE (par exemple à environ 402 MHz) et est destinée à ia réception de données émises par des balises météo terrestres.
Autour de cette antenne 17 est disposée une pluralité annulaire de dipoles en croix 10A constituant i 'antenne 18 : cette derniere est adaptée à travailler dans la gamme UHE (par exemple à environ 402 MHz) et est destinée à ia réception de données émises par des balises météo terrestres.
Enfin, l'antenne 19, formee selon la tech noiogie à microrubans en réseau, est montée dans le prolongement axial de l'antenne 17. Elle travaille dans la bande S S approximativement ,1 GHz) et sert à réemettre les données reçues par l'antenne 18, et à échanger avec une station de commence au sol des signaux de servitude (télécommandes, télémesures . . ). Son angle est typiquement de 80 .
La disposition de l'empilement d'antennes de la figure 5 est préférée, mais peut faire l'objet de variantes.
En fait, il a été constaté que la concentricité ces antennes 17 et 18 n'induit pas d'interférences.
Il est préféré de disposer l'antenne 19 en bout car ceia -acilite l'obtention d'un grand angle d'émission.
Il est recommandé de placer l'antenne 15 auprès de la plate-orme 9 puisque la réflexion sur la face NORD que constitue cette plate-forme n'est pas critique.
A titre d'exemple, pour un diamétre de 3,2 m pour le générateur solaire, les parois de protection 15F et 16F ont un diamètre de 2 m, et les antennes 17 et 19 ont un diamètre de 1,3 m, tandis que le dégagement cylindrique centrai 14 a un diamètre d'environ 1 m correspondant au diamétre externe du module d'observation 4.
ainsi qu'il ressort de la figure S, la conception du satellite 1 permet une intégration modulaire de celui-ci
constitution en a) et a2) du module de service et de combustion 2+8, parallèlement à la constitution en b, et bz du module d'antennes 7+9, - assemblage en c) des modules +8. et 7+9, - montage en d) du module d'nbservation 4+5+6, - assemblage en e) du module 4+5+6 avec ies modules 2+8, et +9.
constitution en a) et a2) du module de service et de combustion 2+8, parallèlement à la constitution en b, et bz du module d'antennes 7+9, - assemblage en c) des modules +8. et 7+9, - montage en d) du module d'nbservation 4+5+6, - assemblage en e) du module 4+5+6 avec ies modules 2+8, et +9.
- montage du module de générateur solaire en f) puis assemblage de colui ci en g).
On appréciera que l'ordre d'intégration des modules dj et fj peut être inverse.
Autour du tube 2B (figure 3) est disposé le système de propulsion d'apogée 8. En fait, ce système comporte un circuit d'alimentation en ergols liquides unifié classique en soi également connecté à des tuyères de contrôle d'attitude et de correction d'orbite de tout type connu approprié (non représentées)
Ce système de propulsion 8 comporte notamment des reservoirs d'ergols 10 et 11 maintenus en place dans le corps de satellite par diverses traverses ou cercles de rigldificaclon et de fixation de tout type connu approprié iaot certaines sont représentées aux figures 1 et 3 sous la référence 100) et une tuyère d'apogée centrale 12 classique (poussée de 400 N en pratique).
Ce système de propulsion 8 comporte notamment des reservoirs d'ergols 10 et 11 maintenus en place dans le corps de satellite par diverses traverses ou cercles de rigldificaclon et de fixation de tout type connu approprié iaot certaines sont représentées aux figures 1 et 3 sous la référence 100) et une tuyère d'apogée centrale 12 classique (poussée de 400 N en pratique).
Le système d'observation 4 est classique en soi et ce n'est qu'à titre de rappel qu'il est présenté aux figures 9 à 11.
Il comporte principalement un miroir 30 qui renvoie un rayonnement incident S, parallèlement à l'axe, sur un plan de focalisation schématisé en P aux figures 9 à 11 situé dans un logement 31 contenant des détecteurs infrarouges de tout type connu approprié longeant une surface radiative transversale 32, par exemple recouverte d'une peinture Dlanche connue appropriée entourée par le radiateur tronconique 6.
Le positionnement relatif du module d'observation dans le corps de satellite est représente à la fIgure l2.
Les figures 13 à -16 décrivent une variante de réilisation d'un satellite selon l'invention, noté 101 dans ensemble, se distinguant du satellite 1 des figures précodontes par l'existence d'un deuxieme système optique beervation à détecteurs infrarougee
Ce satellite 101 est représenté aux figures 13 et 14 dans une enveloppe A'.
Ce satellite 101 est représenté aux figures 13 et 14 dans une enveloppe A'.
Ce satellite 101 comportant de nombreux éléments similaires a ceux du satellite 1, des numeros de références similaires à ceux utilisés pour le satellite 1 été utillsés sur ces figures 13 à 16. aprés addition d'un indice "prime" en ce qui concerne -les éléments structurels globaux ou du nombre 100 en ce qui concerne le système ce combustion à ergols liquides.
Ainsi que cela est développé à la figure le, ce circuit Q comsoustion comporte de manière classique un etage de pressurisation et deux étages d'alimentation 122 et 123 spécifiques de chacun des ergols.
Pour permettre l'implantation d'un radiateur 106 irisant partie d'un second instrument d'observation 104, 10 tuyére de combustion unique du satellite 1 a été remplacée par une pluralité annulaire de tuyères identiques disposées sur la iace sud en laissant dégagé un espace central pour ledit radiateur 106. Ces tuyères sont décalées par rapport a l'axe d'une distance vaiant au moins la moitiè, si ce n'est les deux tiers, du rayon du générateur solaire 3'.
Ce concept de satellite 101 inclut donc deux solutions au probieme technique vise par l'invention.
Ce deuxiéme concept correspondant à l'implanta io d un radiateur en face SUD fait l'objet d'une demande ce sorevet de même date déposée au meme nom.
Il va de soi que la description qui précède n'a ité 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.
En particulier, les antennes toroïdales biconiques 15 et 16 peuvent être obtenues à l'aide de la cochnologic des miororubane en réseau décrite à propos de l'antenne 19
Claims (16)
1. Satellite d'observation (1) destiné à être stabilisé en autorotation sur une orbite géostationnaire comportant, coaxiaux a un axe d'autorotation (-Z+Z) , un corps de satellite " 2, 1C)Rì entouré d'un générateur solaire
un système d'observation à détecteurs infrarouges 54, 4') comportant un baffle d'entrée (5, 5') disposé sensiblement selon un rayon, et un radiateur (6, 6' ) centré sur l'axe transversalement à celui-ci, un système de manoeuvre d'apogée (8, 108) disposé selon l'axe et un jeu d'antennes (7, 7') comportant au moins une antenne de .ransmission d'images (15, 15'), caractérisé-en ce que le jeu d'antennes a globalement la forme d'une couronne disposée sur la face NORD du satellite, au centre de laquelle un espace cylindrique (14) est laissé dégagé selon l'axe d'autorotation, le radiateur (6, 6') pénétrant dans cet espace cylindrique en étant orienté vers le NORD au travers dudit espace cylindrique.
2. Satellite selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite antenne de transmission d'images (15, 15') est de forme toroïdale biconique comportant une source annulaire (15C) entourant ledit espace cylindrique et formée d'un guide d'ondes.
Satellite selon la revendication 2, caractérisé en ce que cette antenne de transmission d'images (15, 15') a un angle d'ouverture dissymétrique par rapport à un plan transversal à l'axe d'autorotation.
4. Satellite selon la revendication 2 ou la revendication 3, caractérisé en ce que cette antenne de transmission d'images est adaptée à une fréquence comprise dans la bande X ou Ku.
5. Satellite selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que l'antenne de transmission d'images longe la phase NORD du satellite.
6. Satellite selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que le jeu d'antennes comporte en outre une antenne toroïdale soiconique de réception de données (16, 16'). comportant un guiche c-onces annulaire.
7. Satellite selon ia revendication 6, caractérisé en ce que cette antenne ce reception (16, 16') est adaptée à une fréquence comprise dans la bande 5.
Satellite selon l'une quelconque des revendications 2 a 7. caractérisé en ce que ladite antenne toroîdale biconique est fermée par une paroi annulaire de protection C1F 16F).
9. Satellite selon la revendication 8, caractérisé en ce que cette paroi annulaire-de protection est en carbone.
10. Satellite selon i'une quelconque des revendications 6 à 7, caractérisé en ce que cette antenne toroïdale biconique de réception a sensiblement le même diamètre que l'antenne de transmission d'images en lui étant adjacente.
11. Satellite selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, caractérisé en ce que le jeu d'antennes comporte en outre une antenne annulaire (17, 7-) à compensation électronique d'autorotation connue en soi, comportant les éléments électroniques d'alimentation et de commutation *7A) implantés sous une partie périphérique d'une plate-forme supérieure (9) constituant la face NORD.
12. satellite selon la revendication 11.
caracterisé en ce que cette antenne annulaire (17, 17') est adaptée a une fréquence dans la bande L.
13. Satellite selon la revendication 11 ou la revendication 12, caractérisé en ce que cette antenne laire est disposée axialement au-delà de l'antenne de transmission d'images par rapport au corps de satellite.
14. Satellite selon l'une quelconque des revendications 11 à 13, caractérisé en ce que cette antenne annulaire est entourée d'une antenne (18) formée d'une pluralité de dipoles en croix (18A).
15. Satellite selon la revendication 14, caracterise en De que cette antenne (18) est adaptée à la bande UHF.
1. Satellite selon l'une quelconque des revendications 1 à 15. caractérisé en ce que le jeu antennes comporte en outre une antenne annulaire de transmission de signaux ae servitudes (19,l constituée de microrubans en réseau
17. Satellite selon la revendication 16, caractérisé en ce que cette antenne annulaire est adaptée à la bande S.
18. Satellite selon la revendication 16 ou la revendication 17. caractérisé en ce que cette antenne annulaire est disposée axialement en bout du jeu d'anten nes.
19. Satellite selon l'une quelconque des revendications 1 à a8, caractérisé en ce qu'il comporte un deuxième instrument optique d'observation à détecteurs inLrarouges (104) comportant un second baffle d'entrée (105) et un second radiateur (106), le système de manoeuvre d'apogée comportant une pluralité annulaire (112) d'au moins deux tuyères d'apogée identiques régulièrement distribuées de façon angulaire autour de l'axe d'autorotation, sur la face SUD du satellite, ce second radiateur (106) débouchant de cette face SUD à l'intérieur de cette pluralité annulaire de tuyères.
20. Satellite selon la revendication 1S, caractérisé en ce que les tuyères (112) sont au nombre de deux, disposées de façon symétrique de part et d'autre de l'axe d'autorotation.
21. Satellite selon la revendication 19 ou la re-rendication 20, caractérisé en ce que ces tuyères sont décalées par rapport à l'axe d'une distance valant au moins ia moitié du rayon du générateur solaire cylindrique.
22. Satellite selon la revendication 21, caractérisé en ce que ces tuyères sont décalées par rapport à l'axe d'une distance valant au moins les deux tiers du rayon du générateur solaire cylindrique
Priority Applications (7)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9002367A FR2658783B1 (fr) | 1990-02-26 | 1990-02-26 | Satellite d'observation de type geostationnaire a systeme de manóoeuvre d'apogee a ergols liquides et a antennes creuses. |
| US07/659,006 US5169094A (en) | 1990-02-26 | 1991-02-21 | Geostationary earth observation satellite incorporating liquid propellant apogee maneuver system and hollow antennas |
| EP91400488A EP0445010B1 (fr) | 1990-02-26 | 1991-02-22 | Satellite d'observation de type géostationnaire à système de manoeuvre d'apogée à ergols liquides et à antennes creuses |
| ES91400488T ES2044690T3 (es) | 1990-02-26 | 1991-02-22 | Satelite de observacion de tipo geostacionario con sistema de maniobrade apogeo con ergoles liquidos y antenas huecas. |
| DE91400488T DE69100382T2 (de) | 1990-02-26 | 1991-02-22 | Geostationärer Beobachtungssatellit mit einem flüssigtreibstoffgetriebenen Apogäumsmanövriersystem und Hohlantennen. |
| CA002037008A CA2037008A1 (fr) | 1990-02-26 | 1991-02-25 | Satellite d'observation terrestre geostationnaire a systeme de manoeuvre a propergol liquide muni d'antennes creuses |
| JP03030954A JP3122147B2 (ja) | 1990-02-26 | 1991-02-26 | 静止地球観測衛星 |
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| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2658783A1 true FR2658783A1 (fr) | 1991-08-30 |
| FR2658783B1 FR2658783B1 (fr) | 1992-07-03 |
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2019038A1 (fr) * | 2007-07-24 | 2009-01-28 | Thales | Dispositif de protection solaire pour instrument spatial |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1156891A (en) * | 1967-06-20 | 1969-07-02 | Hughes Aircraft Co | Improvements in and relating to Switching and Power Phasing Apparatus for Automatically Forming and Despinning an Antenna Beam for a Spinning Body |
-
1990
- 1990-02-26 FR FR9002367A patent/FR2658783B1/fr not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1156891A (en) * | 1967-06-20 | 1969-07-02 | Hughes Aircraft Co | Improvements in and relating to Switching and Power Phasing Apparatus for Automatically Forming and Despinning an Antenna Beam for a Spinning Body |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| INSTITUTE OF ELECTRICAL AND ELECTRONICS ENGINEERS - NATIONAL TELECOMMUNICATIONS CONFERENCE, Houston, 4-6 décembre 1972, pages 36A-1 - 36A-8; P.T. BURR et al.: "The synchronous meteorological satellite (SMS) system" * |
| INSTITUTE OF ELECTRICAL AND ELECTRONICS ENGINEERS - NATIONAL TELECOMMUNICATIONS CONFERENCE, Houston, 4-6 décembre 1972, pages 36C-1 - 36C-4; F.J. DIETRICH: "An amplitude-steered, electronically despun antenna for the synchronous meteorological satellite" * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2019038A1 (fr) * | 2007-07-24 | 2009-01-28 | Thales | Dispositif de protection solaire pour instrument spatial |
| FR2919270A1 (fr) * | 2007-07-24 | 2009-01-30 | Thales Sa | Dispositif de protection solaire pour instrument spatial |
| US8292233B2 (en) | 2007-07-24 | 2012-10-23 | Thales | Solar protection device for space instrument |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2658783B1 (fr) | 1992-07-03 |
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