FR2661889A1 - Systeme propulsif pour un engin spatial stabilise en rotation et procede de commande de sa mise a feu. - Google Patents
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Abstract
Système propulsif pour un engin spatial stabilisé en rotation autour de son axe de roulis (20) du type comprenant une première paire de micro-propulseurs (30) maintenus par des supports de fixation (70) à la périphérie dudit angle, en position radiale symétrique par rapport à un axe transversal (60) de l'engin sécant avec ledit axe de roulis (20), les axes de roulis (40) desdits micro-propulseurs étant orientés vers l'extérieur de la périphérie dudit engin dans une direction décalée par rapport aux positions radiales respectives de ces derniers d'un angle de décalage (alpha) égal et opposé. Selon l'invention, les positions radiales desdits micro-propulseurs sont sensiblement confondues avec ledit axe transversal de l'engin de façon à minimiser les effets néfastes des jets de gaz formant un panache en sortie des micro-propulseurs. L'invention s'étend à un procédé de commande de la mise à feu du système propulsif.
Description
SYSTEME PROPULSIF POUR UN ENGIN SPATIAL
STABILISE EN ROTATION ET PROCEDE DE COMMANDE DE SA MISE
A FEU.
STABILISE EN ROTATION ET PROCEDE DE COMMANDE DE SA MISE
A FEU.
L'invention concerne un système propulsif équipant les engins spatiaux stabilisés en rotation autour de leur axe de roulis, tels que les satellites en orbite autour de la terre.
L'invention s'étend à un procédé de commande de la mise à feu du système propulsif d'un engin spatial en vue d'augmenter sa vitesse de révolution orbitale pendant sa rotation autour de son axe de roulis.
Un système propulsif peut comprendre huit micro-propulseurs de pilotage par réaction pour manoeuvrer l'engin spatial en lui appliquant une force de réaction dans un plan convenable afin de régler sa position orbitale, sa trajectoire, ou son attitude.
Traditionnellement, quatre micro-propulseurs sont montés séparément sur la périphérie de l'engin spatial, notamment sur sa circonférence, dans un plan perpendiculaire à l'axe de roulis de l'engin pour corriger sa vitesse de rotation propre et sa vitesse de révolution orbitale. De façon connue, les quatre micropropulseurs sont positionnés selon une configuration de base dite en rectangle", chaque micro-propulseur occupant un coin du rectangle pour former deux paires de micro-propulseurs en opposition radiale.
Dans un agencement connu de système propulsif tel que représenté en figure 1, les micro-propulseurs d'une paire de micro-propulseurs sont orientés selon une position décalée par rapport à une position radiale et sont mis à feu simultanément pendant une fraction de la période de révolution propre de l'engin sur une pluralité de révolutions pour effectuer une manoeuvre d'augmentation de la vitesse de révolution orbitale de celui-ci. Les axes de poussée 40 des micro-propulseurs 30 d'une paire de micro-propulseurs sont orientés de manière telle que pendant la fraction de la période de révolution propre de l'engin spatial 10, les axes de poussée des micro-propulseurs d'une paire de micropropulseurs sont parallèles entre eux et à la direction de la manoeuvre selon le vecteur vitesse orbitale.
Les micro-propulseurs d'une paire de micro-propulseurs sont sollicités simultanément pour effectuer la manoeuvre du fait que chaque micro-propulseur, lorsqu'il est sollicité individuellement engendre un moment angulaire modifiant la vitesse de rotation propre de l'engin spatial.
Cet agencement du système propulsif présente de nombreux inconvénients et notamment on a trouvé que le jet de gaz (ergol) formant un panache en sortie des micro-propulseurs à tendance à souiller les appareils expérimentaux et notamment la surface optique des dispositifs d'observation placés à la périphérie de l'engin spatial. Par ailleurs, les températures élevées dégagées par les jets de gaz affectent considérablement les performances des instruments transportés ainsi que le fonctionnement des bras articulés porteurs d'instruments et fixés eux-mêmes à la périphérie de l'engin. Enfin l'agencement des micro-propulseurs selon une configuration en rectangle est coûteuse et complexe du fait qu'elle nécessite des arrivées en carburant séparées pour chaque micro-propulseur.
Il est par conséquent nécessaire d'optimiser le positionnement des micro-propulseurs de manière à minimiser les effets néfastes des jets de gaz sur les appareillages embarqués sans toutefois pénaliser les performances du système propulsif, à savoir sa consommation en carburant et sa complexité.
L'objectif de l'invention est de remédier aux inconvénients décrits des systèmes propulsifs de l'art antérieur et notamment de fournir un système propulsif pour un engin spatial stabilisé en rotation qui permet de réduire au minimum la nuisance des effets de panache sur les instruments expérimentaux fixés à l'extérieur de l'engin spatial, tout en maintenant une consommation en carburant réduite pendant les manoeuvres de l'engin spatial.
A cet effet, l'invention concerne un système propulsif pour un engin spatial stabilisé en rotation autour de son axe de roulis du type comprenant au moins une première paire de micro- propulseurs maintenus par des supports de fixation à la périphérie dudit engin, en position radiale symétrique par rapport à un axe transversal de l'engin sécant avec ledit axe de roulis, les axes de poussée desdits micro-propulseurs étant orientés vers l'extérieur de la périphérie dudit engin dans une direction décalée par rapport aux positions radiales respectives de ces derniers d'un angle de décalage égal et opposé, caractérisé en ce que les positions radiales desdits micro-propulseurs sont sensiblement confondus avec ledit axe transversal de l'engin.
Grâce à cet agencement, on réduit les effets de panache sur l'engin spatial en rassemblant les micro-propulseurs d'une paire de micro-propulseurs en un endroit de la périphérie de l'engin.
Selon une autre caractéristique de l'invention, lesdits micro-propulseurs d'une paire de micro-propulseurs sont maintenus par un support de fixation commun.
De cette manière, le réseau d'alimentation en carburant des micro-propulseurs ainsi que la distribution électrique sont simplifiés.
L'invention s'étend à un procédé de commande de la mise à feu des micro-propulseurs dans un système propulsif pour augmenter la vitesse de révolution orbitale de l'engin spatial dans une direction de manoeuvre selon le vecteur vitesse orbitale caractérisé en ce qu'on commande séparément et alternativement la mise à feu de chaque micropropulseur quand son axe de poussée est sensiblement parallèle à ladite direction de manoeuvre pendant la rotation de l'engin spatial autour de son axe de roulis.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront encore mieux à lecture de la description qui va suivre d'un mode de réalisation préférentiel de l'invention donné à titre d'exemple non limitatif et des dessins annexés dans lesquels
- la figure 1 représente de façon schématique un engin spatial équipé d'un système propulsif de l'art antérieur,
- la figure 2 représente sous forme schématique un engin spatial équipé d'un système propulsif selon l'invention,
- la figure 3 représente les pénalités en carburant (ergol) du système propulsif représenté en figure 2 en fonction de l'angle de décalage des micropropulseurs pour différentes manoeuvres de l'engin spatial par rapport à une configuration de base telle que décrite précédemment.
- la figure 1 représente de façon schématique un engin spatial équipé d'un système propulsif de l'art antérieur,
- la figure 2 représente sous forme schématique un engin spatial équipé d'un système propulsif selon l'invention,
- la figure 3 représente les pénalités en carburant (ergol) du système propulsif représenté en figure 2 en fonction de l'angle de décalage des micropropulseurs pour différentes manoeuvres de l'engin spatial par rapport à une configuration de base telle que décrite précédemment.
Sur les figures, les mêmes références numériques désignent les mêmes éléments.
Comme représenté en figure 2, l'engin spatial 10 selon l'invention est équipé d'une paire de micropropulseurs 301, 302 maintenus par des supports de fixation à la périphérie 50 de l'engin spatial. Les micro-propulseurs sont disposés en position radiale symétrique par rapport à l'axe transversal 60 de l'engin, cet axe transversal étant sécant avec l'axe de roulis 20 de l'engin. Comme visible sur cette figure, les deux micro-propulseurs sont juxtaposés de sorte que leurs positions radiales sont sensiblement confondues avec l'axe transversal 60, leur fixation sur l'engin spatial étant assurée par un support commun 70.Ainsi, les micro-propulseurs d'une paire de micro-propulseurs sont rassemblés en un point commun de la périphérie de l'engin spatial ce qui permet de choisir des points d'ancrage des appareils expérimentaux suffisamment éloignés des micro-propulseurs pour éviter les inconvénients de l'art antérieur. Une seconde paire de micro-propulseurs 30 peut venir se placer de la même façon sur la périphérie de l'engin en opposition radiale par rapport à la paire de micro-propulseurs 301, 302. Comme visible sur cette figure les axes de poussée 401, 402 des micro-propulseurs 301, 302 sont décalés d'un angle e fixe égal et opposé o( par rapport aux positions radiales respectives de ces derniers.
La figure 3 montre les pénalités en ergol (carburant supplémentaire) engendrées par l'agencement du système propulsif selon l'invention par rapport à la configuration de base dite en rectangle de l'art antérieur décrite ci-dessus, pour une manoeuvre de correction de la vitesse angulaire de l'engin, une manoeuvre de correction de la vitesse de révolution orbitale de l'engin et un cumul des deux, en fonction de l'angle de décalage . Sur cette figure, ct O représente la valeur d'angle de décalage de la configuration de base. La pénalité en ergol pour une manoeuvre de correction de la vitesse angulaire de l'engin dépend uniquement de l'angle de décalage i . On considérera que cette pénalité est nulle pour une valeur d'angle de décalage correspondant à ol O.On remarquera sur cette figure et notamment sur la courbe intitulée pénalité selon le vecteur vitesse angulaire que la consommation en carburant pour une telle manoeuvre diminue au-delà de ck O et devient minimum pour un angle de décalage égal à 90 .
Par ailleurs, la pénalité en ergol pour une manoeuvre de correction de la vitesse de révolution orbitale de l'engin dépend aussi de l'angle de décalage d . Cette pénalité en ergol est nulle pour une valeur d'angle de décalage égale åi0 comme visible sur la courbe intitulée pénalité selon le vecteur vitesse orbitale.
Selon un premier mode opératoire de l'invention, pour une manoeuvre de correction de la vitesse de révolution orbitale de l'engin, le sens et la direction de cette manoeuvre étant représentés par I? sur la figure 2, les deux micro-propulseurs 301, 302 sont mis à feu simultanément pendant la rotation de l'engin, de manière à communiquer sur l'engin une force de réaction parallèle et dans le même sens que le vecteur D.
Comme représenté sur la figure 3 et notamment sur la courbe intitulée pénalité globale, la pénalité globale en ergol pour le système propulsif selon l'invention par rapport à une configuration de base et selon ce mode opératoire est minimum pour une valeur d'angle de décalage égale à 25". Cette pénalité mesurée est d'environ 6,259 kilogrammes d'ergol par micropropulseur.
Selon un second mode opératoire de l'invention, pour une manoeuvre de correction de la vitesse de révolution orbitale de l'engin, on commande sélectivement et alternativement la mise à feu des micro-propulseurs 3 1 302 lorsque leur axe de poussée 401, 402 respectif est sensiblement parallèle à la direction D de la manoeuvre selon le vecteur vitesse orbitale pendant la rotation de l'engin spatial 10 autour de son axe de roulis. Ainsi la mise à feu du micro-propulseur 301 à lieu sensiblement au moment ou le support commun 70 de la paire de micro-propulseur 301 se trouve dans la position A, soit au moment ou l'axe de symétrie 60 fait un angle o avec la direction de la manoeuvre selon le vecteur vitesse orbitale.Puis la mise à feu du micro-propulseur 302 a lieu sensiblement au moment où le support commun 15 de la paire de micro-propulseurs, ayant effectué une rotation d'un angle d'une valeur de 2 0( par rapport à l'axe de roulis 20, se trouve dans la position B. Chaque micropropulseur 301, 302 est mis à feu pendant une fraction de temps de la période de révolution propre de l'engin spatial, correspondant à l'instant ou les axes de poussée 401, 402 des micro-propulseurs 301, 302 respectivement sont parallèles à la direction du vecteur vitesse orbitale.
Selon ce procédé, la pénalité en ergol pour la manoeuvre de correction de la vitesse de révolution orbitale de l'engin est nulle par rapport à la configuration de base du fait qu'il est identique à la méthode utilisée pour cette configuration exceptée la mise à feu non simultanée des micro-propulseurs.
Bien entendu l'invention n'est pas limitée à l'exemple de réalisation ci-dessus décrit et on pourra prévoir d'autres variantes sans pour cela sortir du cadre de l'invention.
Claims (5)
1) Système propulsif pour un engin spatial (10) stabilisé en rotation autour de son axe de roulis (20) du type comprenant au moins une première paire de micro- propulseurs (30) maintenus par des supports de fixation (70) à la périphérie dudit engin, en position radiale symétrique par rapport à un axe transversal (60) de l'engin sécant avec ledit axe de roulis (20), les axes de poussée (40) desdits micro-propulseurs étant orientés vers l'extérieur de la périphérie dudit engin dans une direction décalée par rapport aux positions radiales respectives de ces derniers d'un angle de décalage ( ) égal et opposé, caractérisé en ce que les positions radiales desdits micro-propulseurs (30) sont sensiblement confondus avec ledit axe transversal de l'engin.
2) Système propulsif selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits micro-propulseurs (30) d'une paire de micro-propulseurs sont maintenus par un support de fixation commun.
3) Système propulsif selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend une seconde paire de micro-propulseurs (30) en opposition radiale avec ladite premiere paire de micropropulseurs (30).
4) Système propulsif selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce- que ledit angle de décalage (o( ) est sensiblement égal à 25".
5) Procédé de commande de la mise à feu des micro-propulseurs dans un système propulsif selon l'une quelconque des revendications précédentes pour augmenter la vitesse de révolution orbitale de l'engin spatial dans une direction (D) de manoeuvre selon le vecteur vitesse orbitale caractérisé en ce qu'on commande séparément et alternativement la mise à feu de chaque micro-propulseur quand son axe de poussée est sensiblement parallele à la direction (D) de manoeuvre pendant la rotation de l'engin spatial autour de son axe de roulis.
Priority Applications (4)
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|---|---|---|---|
| FR9005769A FR2661889B1 (fr) | 1990-05-09 | 1990-05-09 | Systeme propulsif pour un engin spatial stabilise en rotation et procede de commande de sa mise a feu. |
| JP3131966A JPH05112299A (ja) | 1990-05-09 | 1991-05-08 | 宇宙船の推進装置におけるスラスタ作動方法 |
| CA 2042110 CA2042110A1 (fr) | 1990-05-09 | 1991-05-08 | Methode d'allumage de propulseur spatial |
| US07/995,520 US5251855A (en) | 1990-05-09 | 1992-12-22 | Spacecraft propulsion system thruster firing system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9005769A FR2661889B1 (fr) | 1990-05-09 | 1990-05-09 | Systeme propulsif pour un engin spatial stabilise en rotation et procede de commande de sa mise a feu. |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2661889A1 true FR2661889A1 (fr) | 1991-11-15 |
| FR2661889B1 FR2661889B1 (fr) | 1994-09-09 |
Family
ID=9396425
Family Applications (1)
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Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH05112299A (fr) |
| CA (1) | CA2042110A1 (fr) |
| FR (1) | FR2661889B1 (fr) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| EP0654403A1 (fr) * | 1993-11-17 | 1995-05-24 | Hughes Aircraft Company | Méthode et appareil pour le maintien en position d'un satellite |
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| US9764858B2 (en) * | 2015-01-07 | 2017-09-19 | Mitsubishi Electric Research Laboratories, Inc. | Model predictive control of spacecraft |
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- 1990-05-09 FR FR9005769A patent/FR2661889B1/fr not_active Expired - Lifetime
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1991
- 1991-05-08 JP JP3131966A patent/JPH05112299A/ja active Pending
- 1991-05-08 CA CA 2042110 patent/CA2042110A1/fr not_active Abandoned
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Non-Patent Citations (1)
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| NEC - RESEARCH & DEVELOPMENT, no. 83, octobre 1986, pages 82-91, Tokyo, JP; N. NINOMIYA et al.: "Attitude and orbit control system of the Japanese Halley's comet explorers "SAKIGAKE" and "SUISEI"" * |
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Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2661889B1 (fr) | 1994-09-09 |
| CA2042110A1 (fr) | 1991-11-10 |
| JPH05112299A (ja) | 1993-05-07 |
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