FR2713593A1 - Ensemble à satellite réutilisable par retour en vol et procédé de transport spatial. - Google Patents

Abstract

L'invention concerne un ensemble à satellite réutilisable par retour en vol. Elle se rapporte à un ensemble qui comprend un dispositif (16) réutilisable par retour en vol, destiné à assurer l'accélération et la mise en orbite, puis l'éjection de l'orbite, la rentrée en atmosphère et l'atterrissage sur une piste, ce dispositif comprenant des ailes (60), des doubles queues inclinées (62), et un panneau solaire. Un dispositif (14) d'accélération et de positionnement fixé à un aéronef de transport déplace le dispositif (16) réutilisable par retour en vol d'une position de largage de l'aéronef à une position de séparation du dispositif (16) réutilisable par retour en vol. Application à la mise en orbite de satellites.

Description

i La présente invention concerne les véhicules à ailes et à fusées, et

elle concerne plus précisément un satellite réutilisable qui atterrit sur une piste. L'infrastructure internationale de transport et d'utilisation de l'espace présente quelques inconvénients. Il n'existe actuellement aucune possibilité de mise de petites charges utiles en orbite d'une manière souple, peu coûteuse et en temps voulu, d'entretien des charges utiles lorsqu'elles sont en orbite, et de retour, avec les données qu'elles contiennent, sur terre avec un ensemble analogue à un avion. Ces inconvénients deviennent de plus en plus évidents. Les petites charges utiles présentent de plus

grandes capacités étant donné les perfectionnements pro-

gressifs des technologies de l'électronique et des cap-

teurs. Les technologies des charges renforçatrices et des véhicules de retour qui sont à maturité dans divers domaines rendent rentables ces solutions réalisables en pratique. Les dispositifs existants de retour de charges utiles depuis l'espace comprennent la navette spatiale américaine, les véhicules russes Soyuz et Buran, et les capsules chinoises de retour. La navette et le véhicule Soyuz sont des véhicules- pilotés de grande dimension ayant des coûts élevés par vol étant donné leur dimension et les précautions rigoureuses de sécurité associées aux vols spatiaux habités. Ces véhicules ne volent que très rarement et, en conséquence, les listes d'inscription pour des lancements sont longues et de nombreuses charges utiles ne volent jamais. Le véhicule Buran a la dimension de la navette spatiale et est destiné à un vol habité, mais il

n'a encore volé qu'en mode non habité. Les capsules chi-

noises de retour mettent en oeuvre la technologie russe des années 1960. Elles imposent des forces élevées lors de l'accélération des charges utiles pendant l'entrée, elles sont incontrôlables et leur point d'atterrissage est imprévisible. Les dispositifs existants de mise en orbite de charges utiles comprennent divers véhicules internationaux de lancement ayant des possibilités de gestion de charges utiles allant de centaines à des centaines de milliers de5 kilogrammes sur orbite terrestre basse. A une exception près, tous ces véhicules sont lancés à partir du sol, et ne permettent pas une stimulation indépendante de l'incli- naison et de la longitude du noeud ascendant. En consé- quence, il faut une constellation de quinze ou seize10 satellites pour observer une région de la surface terrestre au cours de chaque période d'orbite terrestre basse. Les

coûts de lancement et du satellite empêchent l'établis-

sement de telles configurations orbitales et l'observation opportune d'une région particulière de la Terre. Les fenêtres de lancement disponibles pour un rendez-vous, un

accostage des plates-formes et leur mise en orbite pré-

sentent aussi des contraintes très sévères pour les fusées de lancement à partir du sol. La plus faible inclinaison qui peut être obtenue sans pénalisation très importante sur les charges utiles est limitée par le lancement au sol à

une valeur supérieure ou égale à la latitude de l'emplace-

ment de lancement.

La seule exception est connue sous le nom de "Pégase". Le lanceur "Pégase" est décrit dans le brevet des Etats-Unis d'Amérique n 4 901 949 de A.L. Elias intitulé "Rocket-Powered, Air-Deployed, Lift- Assisted Booster

Vehicle for Orbital, Supraorbital and Suborbital Flight".

Il s'agit d'un véhicule à plusieurs étages lancé à partir

de l'atmosphère et qui peut placer des centaines de kilo-

grammes en orbite terrestre basse. Le lancement aérien permet une sélection indépendante du point de lancement et

de l'azimut de lancement, et donc la spécification indépen-

dante de l'inclinaison orbitale et de la longitude du noeud ascendant. Ces orbites sont appelées "orbites adaptées" et elles permettent un survol répété de régions de la surface de la Terre. Des survols pouvant atteindre quatre orbites successives sont possibles. A la place de quinze ou seize satellites nécessaires pour l'observation d'une région de

surface terrestre à chaque période en orbite terrestre basse, il suffit de quatre satellites. Cependant, le lanceur "Pégase" est simplement un véhicule de lancement et5 il n'est donc pas capable d'entretenir une charge utile en orbite ni de ramener une charge utile à terre.

Etant donné les coûts élevés de lancement et les dispositifs non adaptés de retour des charges utiles de l'espace, les satellites et leurs charges utiles sont réalisés afin qu'ils aient une fiabilité élevée, une longue durée d'utilisation et des possibilités de communication robustes. Les temps et coûts de mise au point de production des satellites et des charges utiles sont élevés dans ces conditions. La transmission des données par des réseaux élaborés de communication par satellites et au sol ne permet pas souvent aux données d'atteindre les usagers de

manière opportune. De nombreuses charges utiles poten-

tielles des satellites n'ont jamais été mises au point étant donné l'absence d'une possibilité de retour en temps opportun, avec une faible décélération et d'une manière

suffisamment peu coûteuse.

Ces inconvénients limitent notre utilisation de

l'espace et, pour y remédier, la présente invention con-

cerne un appareil qui permet le retour d'orbites avec un ensemble analogue à un avion, qui supporte les charges utiles lorsqu'elles sont en orbite et qui est lancé à

partir de l'atmosphère pour permettre l'obtention conve-

nable d'orbites avec une inclinaison spécifiée et une longitude spécifiée du noeud ascendant. Ces possibilités sont obtenues par l'intégration pour la première fois des technologies qui sont arrivées à maturité dans divers domaines. Ces technologies comprennent le lanceur "Pégase" travaillant à partir de l'atmosphère, les structures composites à température faible à modérée, les systèmes durables de protection thermique, l'avionique fiable, légère et à faible consommation d'énergie, les batteries à densité élevée d'énergie et les panneaux solaires qui peuvent être déployés et rangés, et les moteurs- fusées à

propergol de faible poids et de grand rendement qui peuvent être stockés.

L'ensemble à satellite réutilisable par retour de vol selon la présente invention comprend un dispositif de

remise en vol et un dispositif d'accélération et de posi-

tionnement. Le dispositif de remise en vol assure l'accélé-

ration et la mise en orbite, les fonctions et services en orbite pour l'entretien d'une charge utile, la sortie d'orbite, la rentrée et l'atterrissage sur une piste. Le dispositif d'accélération et de positionnement est fixé à un aéronef de transport, le dispositif d'accélération et de positionnement supportant temporairement le dispositif de

remise en vol. L'aéronef de transport positionne le dispo-

sitif d'accélération et de positionnement à une première position voulue dans laquelle le dispositif d'accélération

et de positionnement est séparé de l'aéronef de transport.

Ensuite, le dispositif d'accélération et de positionnement positionne le dispositif de remise en vol dans une seconde position dans laquelle le dispositif de remise en vol peut

être séparé du dispositif d'accélération et de position-

nement. La seconde position est telle que le dispositif de

remise en vol peut atteindre une orbite voulue.

Le dispositif de remise en vol comporte de préfé-

rence un véhicule de remise en vol comprenant un fuselage médian et un fuselage arrière ayant un axe central et une base émoussée, un tronçon avant conique ayant un axe de symétrie incliné vers le bas par rapport à l'axe central, et plusieurs ailes et queues inclinées dépassant sous le fuselage pour le logement, par une fixation ne constituant pas d'obstacle, du véhicule de remise en vol près de

l'aéronef de transport.

Dans le présent mémoire, les expressions "véhicule de remise en vol" ou "véhicule réutilisable par retour en vol" sont utilisées pour désigner un véhicule qui peut effectuer une insertion sur une orbite voulue avec une charge utile, supporter la charge utile en orbite, quitter l'orbite, rentrer dans l'atmosphère et atterrir sur une

piste à la manière d'un aéronef.

Le dispositif d'accélération et de positionnement comprend de préférence un véhicule à moteur-fusée, de préférence du type "Pégase".

D'autres caractéristiques et avantages de l'inven-

tion ressortiront mieux de la description qui va suivre

d'exemples de réalisation, faite en référence aux dessins annexés sur lesquels: la figure la est une vue en élévation frontale du véhicule réutilisable par retour en vol et d'un véhicule à

moteur-fusée monté sur un aéronef de transport, représen-

tant l'ensemble à satellite réutilisable par retour en vol selon la présente invention; la figure lb est une vue divisée en plan et de dessous de l'appareil de la figure 1, la moitié de la figure étant une vue de dessous et l'autre une vue de dessus; la figure lc est une vue en élévation latérale de l'appareil de la figure la; la figure 2a est une vue schématique illustrant le procédé de lancement du véhicule réutilisable par retour en vol selon la présente invention; la figure 2b est un schéma illustrant la rentrée

dans l'atmosphère et l'atterrissage du véhicule réutili-

sable par retour en vol selon la présente invention; la figure 3 est une vue en perspective représentant le véhicule de lancement selon l'invention, comportant le véhicule réutilisable par retour en vol et un véhicule de lancement ou lanceur "Pégase";

la figure 4a est une vue en plan du véhicule réuti-

lisable par retour en vol selon la présente invention, les traits interrompus représentant des éléments internes importants; la figure 4b est une vue de l'arrière du véhicule réutilisable par retour en vol de la figure 4a; la figure 4c est une vue en élévation latérale du véhicule de la figure 4a; la figure 5 est une vue éclatée en perspective des éléments de la structure du véhicule réutilisable par retour en vol; la figure 6 est une vue en perspective de dessous du véhicule réutilisable par retour en vol, représentant des panneaux solaires sortis, représentatifs d'un fonction- nement en orbite; et10 la figure 7 est une vue schématique illustrant les étapes préférées du procédé mis en oeuvre selon l'invention. Sur les diverses figures, les références identiques

désignent des éléments ou parties analogues.

Un ensemble selon la présente invention, dans un mode de réalisation préféré, porte la référence générale , comme indiqué sur les figures la à lc. L'ensemble à satellite réutilisable par retour en vol (remise en vol) comprend par exemple un aéronef 12 de transport de type L-1011 (ou un autre aéronef convenable), les deux premiers étages du lanceur "Pégase" 14, et un véhicule 16 de remise en vol. Dans le présent mémoire, le terme "Pégase" peut

désigner soit le véhicule normal "Pégase", soit les véhi-

cules "Pégase XL", avec ou sans éléments auxiliaires, et tout véhicule dérivé de "Pégase". Le véhicule 16 de remise en vol est fixé au lanceur "Pégase" 14 qui est fixé à la

face inférieure de l'aéronef 12 de transport.

La figure 2a représente le fonctionnement de l'ensemble lors de la montée en orbite. Une fois atteint le point 24 de lancement et après l'exécution des tests convenables de vérification et des autres fonctions, au temps t = 0 s, le véhicule 14, 16 de lancement est lancé dans l'atmosphère à des vitesses inférieures à la vitesse du son (nombre de Mach d'environ 0,80) à une altitude

d'environ 12 000 m, avec une attitude pratiquement horizon-

tale. Après une séparation sûre de l'aéronef interne 12, il existe une phase en chute libre (désignée par la flèche 18) alors que le véhicule 14, 16 de lancement établit sa propre

attitude de vol puis, au point 26 (par exemple au temps t = 5 s), le moteur 20 du premier étage est allumé. L'allu- mage du premier étage 20 provoque l'accélération du véhi-5 cule 14, 16 de lancement au cours d'une manoeuvre de passage à une accélération élevée (d'environ 2,5 G).

Au point 28 (par exemple pour t = 30 s, V = Mach 3,0, à 23 800 m d'altitude), les gouvernes du véhicule de lancement 14, 16 sont mises à une configuration telle que le véhicule 14, 16 présente un changement de tangage qui réduit sa trajectoire de vol ascendant. Le point 28 est

déterminé afin qu'il corresponde à l'endroit o le para-

mètre pV2 a atteint sa valeur maximale et correspond au point de la charge aérodynamique maximale appliquée au véhicule de lancement 14, 16 (par exemple d'environ

4,8.10 Pa).

Au point 30 (par exemple pour t = 78 s, V = 2 420 m/s, altitude = 48 000 m), la fin de combustion du premier étage et l'éjection se produisent. Les points 2620 à 30 représentent une première phase 32 du vol du véhicule de lancement 14, 16 pendant laquelle la trajectoire est

réglée de manière exclusivement aérodynamique.

Après la fin de la combustion du premier étage (point 30), l'allumage du second étage se produit au point 34 (par exemple à t = 94 s, à une altitude de 63 000 m)

après une période optimale de déplacement inertiel.

L'allumage du troisième étage se produit après la fin de la combustion du second étage, au point 36 (par exemple pour t = 161 s, à une altitude de 122 000 m et à une vitesse de 4 310 m/s), avant la fin de la combustion du troisième étage au point 38 (par exemple à t = 558 s, à une altitude de 215 000 m et à une vitesse de 7 588 m/s). Après

la montée par inertie jusqu'à l'apogée de l'orbite ellip-

tique résultante, le véhicule 16 allume ses moteurs pour circulariser l'orbite au point 40 (par exemple à

t = 53 min, à une altitude de 370 000 m, avec une trajec-

toire de 22 200 km).

Jusqu'à présent, le lanceur "Pégase" a contenu un troisième étage et parfois un quatrième étage provoquant une accélération du satellite vers l'orbite. Le satellite comprend une centrale et une charge utile, et il ne fait5 pas partie du véhicule de lancement. Selon l'invention, comme l'indique la figure 3 et comme décrit plus en détail dans la suite, le véhicule 16 de remise en vol constitue le troisième étage du véhicule de lancement 14, 16 et donne environ 41 % de la vitesse nécessaire à la mission. Il a10 les fonctions de la centrale du satellite et peut traiter

une charge utile de centaines de kilogrammes et plus.

Le fonctionnement du véhicule de remise en vol pendant la rentrée dans l'atmosphère, l'approche et l'atterrissage, est représenté sur la figure 2b. Après la combustion 42 de sortie d'orbite (t = 0 s), le véhicule 16

est orienté pour une rentrée dans l'atmosphère (point 43).

Le vol dans l'atmosphère commençant au point 44 (par exemple au temps t = 27 min à une altitude de 122 000 m avec un angle d'attaque de 40 ) est réglé afin que la température de la surface, la charge thermique et les accélérations subies par le véhicule et la charge utile soient limitées. L'opération est réalisée à l'aide d'une combinaison de forces aérodynamiques et de tuyères de

réglage d'attitude. Le véhicule règle lui-même ses déplace-

ments verticaux et horizontaux pour atteindre la piste. Au point 46 (par exemple au temps t = 32 min, à une altitude de 81 000 m), le véhicule de remise en vol quitte la position cabrée pour réduire la vitesse de dégagement de

chaleur, l'accélération et le déplacement horizontal.

Les manoeuvres de gestion d'énergie dans la région terminale commencent au point 48 (par exemple à un nombre de Mach d'environ 1,5 à une altitude d'environ 27 500 m)

assurant l'alignement du véhicule sur la piste. L'intercep-

tion de la trajectoire initiale de vol se produit au point

50 (par exemple au temps t = 51 min, à une vitesse corres-

pondant à un nombre de Mach d'environ 1,0). Finalement, le contact avec la piste se produit au point 52 (par exemple au temps t = 53 min, à une vitesse inférieure à 285 km/h, avec une vitesse maximale de descente de 2,4 m/s). Ces opérations sont analogues à celles de la navette spatiale. Cependant, la navette spatiale est un véhicule habité qui atterrit sous la commande d'un pilote. Le véhicule 16 de remise en vol est de préférence un véhicule non habité qui atterrit automatiquement par utilisation d'un système de navigation qui met en oeuvre le système global de positionnement (GPS) 56 en mode de fonctionnement10 différentiel et un altimètre radar 58. (Le véhicule russe Buran a atterri automatiquement, mais il a utilisé un

système d'atterrissage plus complexe). La solution du véhicule de remise en vol selon la présente invention permet au véhicule d'atterrir sur des pistes relativement15 peu préparées, n'importe o dans le monde. Un émetteur-

récepteur GPS 54 est placé à l'endroit d'une piste de surveillance qui détermine les informations de correction de position transmises au véhicule 16. Ce véhicule 16 combine sa propre position déterminée par le système GPS, l'information de correction du système GPS au sol, et

l'information de l'altimètre radar pour obtenir la préci-

sion nécessaire à l'atterrissage.

On se réfère à nouveau à la figure 3 qui représente deux caractéristiques importantes du véhicule 16 de remise en vol. Les ailes 60 du véhicule 16 donnent des forces de portance et des moments de réglage permettant le support et la stabilisation du véhicule de lancement lors d'une manoeuvre ascendante avec accélération élevée. En outre, les ailes 60 et les queues 62 du véhicule 16 appliquent des moments de réglage à la fin de la combustion du premier étage afin qu'une trajectoire ascendante plus efficace que celle du seul véhicule "Pégase" 14 puisse être obtenue. Un meilleur rendement permet la mise en orbite d'une charge utile plus importante. Finalement, les deux ailes inclinées 62 du véhicule 16 sont destinées à permettre la fixation

des véhicules 14, 16 à la face inférieure de l'aéronef 12.

On se réfère maintenant aux figures 4a à 4c qui représentent plus en détail le véhicule 16 de remise en vol. Pour un vol atmosphérique, les ailes 60 comportent des gouvernes articulées 64 (analogues à des volets) permettant le réglage du roulis et accroissant la portance aérodynamique. L'envergure des ailes est limitée de préférence à 3 m environ pour permettre le transport du véhicule 16 par un aéronef facilement disponible, par exemple un avion de transport "Lockheed" C-130. Les queues inclinées mobiles 62

(formant des gouvernes latérales et de profondeur) per-

mettent le réglage du tangage et du lacet et sont destinées à stabiliser statiquement le véhicule dans les régimes de vol dans l'atmosphère. La réalisation de queues inclinées 62 permet au véhicule 16 d'être adapté à la face inférieure de l'avion de transport sans créer d'obstacle. Un frein aérodynamique 66 placé le long du véhicule 16 est utilisé

pour la gestion de l'énergie pendant l'approche et l'atter-

rissage. Un système de réglage d'attitude comprenant des tuyères 68 de réglage d'attitude et des roues de réaction (non représentées) est utilisé pour la commande du véhicule

en vol à l'extérieur de l'atmosphère.

Le fuselage 70 du véhicule donne une forme aérodyna-

mique nécessaire à la rentrée de manière réglable. Ce résultat est obtenu avec un tronçon avant conique incliné 71 et un fuselage médian et arrière cylindrique 73 ayant une base non profilée 75. Le tronçon conique avant incliné est obtenu par rotation de l'axe de symétrie vers le bas par rapport à l'axe central du fuselage cylindrique médian

et arrière.

Le fuselage 70 du véhicule contient un compartiment avant 72 pour l'appareillage et l'avionique, auquel un couvercle amovible 74 donne accès, un réservoir avant 76 de propergol, un compartiment 78 pour la charge utile, auquel des portes 80 donnent accès, un compartiment médian pour l'appareillage, le train d'atterrissage et l'avionique, auquel on a accès par la face inférieure, un réservoir arrière 84 de propergol, et un compartiment arrière 86 comprenant un moteur-fusée principal 88 et des réservoirs de propergol de réglage d'attitude (non représentés). De l'espace est prévu pour des panneaux solaires, l'accès s'effectuant par l'arrière du véhicule 16. Une structure 905 d'interface est réalisée pour la fixation du véhicule 16 au lanceur "Pégase" 14. Le compartiment 78 de la charge utile est placé au-dessus des ailes 60 afin qu'il permette un vol maîtrisé avec ou sans charge utile. On se réfère maintenant à la figure 5 qui est une vue éclatée en perspective du véhicule 16 de remise en vol. La plus grande partie du fuselage est de préférence formée d'une matière à base de résine époxyde et de graphite avec une construction sandwich en nid d'abeilles. Le train d'atterrissage avant 92 est fixé au fuselage au niveau du châssis avant 94. Les portes d'accès avant 74 qui sont fixées de façon amovible et les portes 80 d'accès au compartiment de la charge utile ont une construction sandwich de résine époxyde et de graphite en nid d'abeilles. Les portes 80 sont fixées à la structure du fuselage médian 96 par des charnières. Une structure 96 de

poussée et un compartiment arrière 86 ont aussi de préfé-

rence une construction formée de résine époxyde et de graphite. Les réservoirs 76, 84 de propergol forment une structure solidaire ayant de préférence une construction renforcée par une grille homogène d'aluminium 2219-T87. La structure 96 du fuselage médian est aussi utilisée comme structure du compartiment pour la charge utile et pour le

support des ailes. La réalisation correspond à une cons-

truction légère et efficace. Les ailes 60, les volets 64 et les queues 62 sont de préférence formés en panneaux pleins de graphite et de bismaléimide (BMI). A 260 C, cette matière BMI a une température d'utilisation supérieure de 56 C à celle de la résine époxyde si bien que le poids de l'ensemble de protection thermique, décrit dans la suite,

placé sur les ailes 60, 64 et les queues 62, est réduit.

Une résine époxyde et du graphite sont utilisés dans le fuselage car la température de la charge utile et des

éléments internes doit être maintenue à moins de 205 Oc.

Un carénage du fuselage à la surface inférieure du véhicule 16 est formé d'éléments 100, 102, 104 et 106. Le carénage est placé sur toute la longueur du fuselage et a de multiples fonctions, notamment la protection thermique

du fuselage latéral avant pendant l'entrée, la fixation des ailes et le logement des panneaux solaires. Le carénage est aussi de préférence formé avec une construction sandwich de10 résine époxyde et de graphite en nid d'abeilles.

La caractéristique de réutilisation du véhicule 16 de remise en vol est obtenue en partie par utilisation d'un ensemble de protection thermique réutilisable. Les éléments principaux de cet ensemble sont un revêtement souple15 perfectionné réutilisable d'isolement de surface (AFRSI) et

des carreaux ayant de hautes performances thermiques (HTP).

Ce revêtement AFRSI est utilisé dans les régions à tempé-

rature relativement basse du véhicule 16. Ce revêtement est formé d'un revêtement isolant fabriqué à partir de fibres de quartz, de fibres "Nextel" ou de fibres "Nicalon", ayant une étoffe matelassée à la surface de la ligne de moulage externe lors de la mise en oeuvre de la technique de construction ou du procédé de fabrication. (Cette matière a été mise au point dans le cadre du programme de la navette

spatiale des Etats-Unis d'Amérique).

Les régions à la plus grande température, y compris le nez et les bords d'attaque des surfaces aérodynamiques, portent des carreaux de hautes performances thermiques,

ayant un revêtement isolant renforcé de fibres unidirec-

tionnelles (TUFI). Ces carreaux sont des carreaux de céramique mis au point au cours du programme de la navette spatiale des Etats-Unis d'Amérique. Le revêtement isolant lui-même est un revêtement protecteur qui a été aussi mis au point dans le cadre du programme de la navette spatiale des Etats-Unis d'Amérique et qui comporte un matériau à base de silicium ayant des adjuvants donnant les propriétés optiques optimales. Le rayon du nez du véhicule 16 et les

rayons de bords d'attaque des ailes et des queues per-

mettent l'utilisation de tels carreaux à ces emplacements. Cette solution élimine l'utilisation des structures de nez et de bords d'attaque formées de matières composites5 réfractaires du type carbone- carbone utilisées sur la navette spatiale (l'utilisation n'étant cependant pas

interdite sur le véhicule de remise en vol selon l'inven- tion). Les structures carbone-carbone sont complexes et coûteuses et risquent plus d'être détériorées par choc que10 les carreaux ayant le revêtement précité.

La navette spatiale utilise son ensemble de protec-

tion thermique avec une structure d'aluminium. D'autre part, l'invention associe l'utilisation de l'ensemble de protection à une structure composite de graphite. Le nombre d'éléments de l'ensemble de protection est alors réduit considérablement par rapport à la navette spatiale. Cette réduction est due en partie à l'élimination du tampon d'isolement des déformations entre la structure et l'ensemble de protection. Ceci est rendu possible par les20 similitudes entre les coefficients de dilatation thermique de la structure composite de graphite et de l'ensemble de

protection. Cette réduction du nombre d'éléments de l'en-

semble de protection permet la fabrication d'un véhicule

beaucoup moins coûteux.

Comme indiqué précédemment, le moteur principal 108 du véhicule 16 de remise en vol est de préférence le moteur XLR-132. Ce dernier est un moteur à propergol stockable donnant une poussée d'environ 16 700 à 23 400 N. Par

rapport aux autres possibilités d'utilisation d'un pro-

pergol stockable, il présente une impulsion spécifique relativement élevée (344,7 s), un faible poids (61 kg) et une petite dimension le rendant idéal pour le véhicule 16 de remise en vol. Sur la figure 6, la couverture souple du panneau solaire rétractable 108 est représentée fixée au véhicule 16. Le panneau solaire 108 peut être sorti et plié en orbite afin qu'il transmette de l'énergie et permette la préparation de la rentrée. Son emplacement de stockage est choisi dans le carénage 106 du fuselage arrière afin qu'il ne gêne pas les opérations de la charge utile. Le panneau solaire 108 charge des batteries d'accumulateurs de type5 nickel-hydrogène récemment disponibles utilisées pour l'alimentation du véhicule pendant la montée, l'éclipse en

orbite et la rentrée.

La figure 6 représente les carreaux 110 comme

faisant partie de l'ensemble de protection thermique.

On se réfère maintenant à la figure 7 qui illustre un procédé avantageux de mise en oeuvre de l'ensemble selon l'invention, portant la référence générale 120. Un aéronef de transport ayant un véhicule de lancement fixé sur lui et un satellite réutilisable par retour en vol décolle d'une piste classique 122. L'aéronef positionne le véhicule lanceur et le satellite dans le plan de l'orbite voulue 124 déterminé par l'inclinaison 130 et lalongitude du noeud ascendant 136. L'inclinaison est définie par l'angle formé par le plan de l'orbite 132 et l'équateur 134. Le satellite et son lanceur sont libérés au point 126. Après combustion

et séparation des étages du lanceur, le satellite réutili-

sable par retour en vol allume son propre moteur intégré pour l'étape finale de montée. Le satellite réutilisable

termine l'insertion en orbite au point 128.

Le satellite réutilisable survole la région géogra-

phique intéressante 138 sur l'orbite de la mission initiale et, suivant la mission, pendant trois orbites consécutives supplémentaires. Le satellite change alors de sens et allume son moteur-fusée pour décélérer avant la rentrée au point 140. Il exécute une gestion d'énergie et suit un profil horizontal de rentrée portant la référence générale

142 afin qu'il s'aligne sur la piste 144 de récupération.

Evidemment, de nombreuses modifications et variantes

sont possibles dans le cadre des enseignements qui pré-

cèdent. L'invention peut donc être mise en oeuvre autrement que de la manière spécifiquement décrite, dans le cadre des

revendications annexées. Par exemple, bien qu'on ait

représenté un aéronef L-1011, il faut noter que d'autres

possibilités sont par exemple les aéronefs B-52 et KC-10.

En outre, bien qu'on ait décrit l'invention dans le cas d'un lanceur "Pégase", d'autres lanceurs peuvent être mis au point, afin qu'ils aient une fonction analogue à celle

des lanceurs "Pégase". Il faut noter que différents maté-

riaux de construction, par exemple l'aluminium, peuvent être utilisés avec un autre ensemble de protection, par exemple des matériaux carbonecarbone. Il faut en outre noter que, bien qu'on ait décrit le véhicule de remise en vol dans son utilisation avec un lanceur à moteur-fusée, il

peut être intégré à un aéronef ou à un ensemble superso-

nique à aspiration d'air.

Il est bien entendu que l'invention n'a été décrite et représentée qu'à titre d'exemple préférentiel et qu'on pourra apporter toute équivalence technique dans ses

éléments constitutifs sans pour autant sortir de son cadre.

Claims (7)

REVENDICATIONS

1. Ensemble à satellite réutilisable par retour en vol, caractérisé en ce qu'il comprend: a) un dispositif (16) réutilisable par retour en vol, destiné à assurer l'accélération et la mise en orbite, les fonctions et services en orbite pour le support d'une charge utile, l'éjection de l'orbite, la rentrée en atmosphère et l'atterrissage sur une piste, le dispositif de remise en vol comprenant: i) des ailes (60) permettant un meilleur

réglage de la trajectoire sous l'action des forces aérody-

namiques, du chauffage aérodynamique, de l'accélération et des déplacements verticaux et horizontaux, ii) des doubles queues inclinées (62) destinées à permettre la fixation à la face inférieure d'un aéronef de transport, sans créer d'obstacle, et iii) un panneau solaire (108) qui peut être déployé au cours des opérations en orbite sans perturbation des opérations de la charge utile, le panneau solaire (108) pouvant être plié avant la rentrée dans l'atmosphère et pouvant être utilisé lors de vols ultérieurs, et

b) un dispositif (14) d'accélération et de position-

nement fixé à un aéronef de transport, le dispositif (14)

d'accélération et de positionnement supportant temporai-

rement le dispositif réutilisable par retour en vol, l'aéronef de transport étant destiné à positionner le dispositif (14) d'accélération et de positionnement dans une première position voulue dans laquelle le dispositif (14) d'accélération et de positionnement est séparé de l'aéronef de transport, le dispositif (14) d'accélération et de positionnement assurant ensuite le positionnement du dispositif (16) réutilisable par retour en vol à une

seconde position dans laquelle le dispositif (16) réutili-

sable par retour en vol peut être séparé du dispositif (14) d'accélération et de positionnement, la seconde position étant telle que le dispositif (16) réutilisable par retour

en vol peut prendre une orbite voulue.

2. Ensemble selon la revendication 1, caractérisé en ce que le dispositif (14) d'accélération et de position-

nement comprend un véhicule à moteur-fusée.

3. Ensemble selon la revendication 2, caractérisé en ce que le véhicule (14) à moteur- fusée est un lanceur "Pégase".

4. Véhicule réutilisable par retour en vol, destiné à être fixé à un dispositif (14) d'accélération et de positionnement, le dispositif (14) d'accélération et de positionnement étant destiné à être fixé à un aéronef de transport afin qu'il remplisse une partie d'une fonction de positionnement destinée à donner une orbite voulue, le véhicule réutilisable par retour en vol étant caractérisé en ce qu'il comprend: a) un fuselage médian et arrière (73) ayant un axe

central et une base non profilée, le fuselage ayant plu-

sieurs ailes (60) qui dépassent au-dessous de lui, b) un tronçon avant conique (71) ayant un axe de symétrie incliné vers le bas par rapport à l'axe central, et c) plusieurs queues inclinées (62) dépassant sous le fuselage afin qu'elles permettent une fixation sans obstacle du véhicule (16) réutilisable par retour en vol à l'atmosphère près de l'aéronef de transport, le véhicule (16) réutilisable par retour en vol pouvant être séparé du dispositif (14) d'accélération et de positionnement et pouvant assurer l'accélération et la mise en orbite, les fonctions et services en orbite pour le support d'une charge utile, la sortie de l'orbite et la rentrée dans l'atmosphère et l'atterrissage sur une piste, et d) un panneau solaire (108) qui peut être déployé lors du fonctionnement en orbite sans perturbation des opérations de la charge utile, le panneau solaire (108) pouvant être plié dans le véhicule avant la rentrée atmosphérique et pouvant être utilisé pour des vols successifs.

5. Procédé de transport spatial en orbite terrestre et de retour par utilisation d'un satellite (16) réutili-

sable par retour en vol, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes:5 a) le positionnement d'un satellite (16) réutili-

sable par retour en vol à un point voulu de libération qui permet au satellite d'atteindre une orbite voulue, b) le déploiement du satellite à partir du point de libération, c) la mise du satellite en orbite, d) l'exécution des fonctions et services en orbite pour une charge utile du satellite, et e) l'expulsion de l'orbite, la rentrée dans l'atmosphère et l'atterrissage du satellite avec des

fonctions et possibilités analogues à celles d'un avion.

6. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en

ce que l'étape de positionnement du satellite (16) réutili-

sable par retour en vol à un point voulu de libération comprend les étapes suivantes: a) le positionnement du satellite (16) réutilisable par retour en vol à une première position voulue à l'aide d'un aéronef de transport, le satellite, auquel est fixé un dispositif (14) d'accélération et de positionnement, étant séparé de l'aéronef porteur, et b) l'accélération du satellite (16) réutilisable par

retour en vol au point voulu de libération par l'intermé-

diaire du dispositif d'accélération et de positionnement,

si bien que le satellite est séparé du dispositif d'accélé-

ration et de positionnement.

7. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce que l'étape d'atterrissage du satellite comprend

l'atterrissage du satellite sur une piste.