FR2725331A1 - Procede d'exploitation de satellites stabilises et places sur orbite terrestre - Google Patents
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Abstract
Le procédé d'exploitation est applicable aux satellites placés sur une orbite terrestre équatoriale et stabilisés autour d'axes de roulis X, de lacet Z, et de tangage Y, portant une charge utile susceptible d'être pointée vers la terre quelle que soit l'altitude du satellite. On donne au radiateur porté par une des faces nord-sud une émissivité supérieure à celle du radiateur porté par la face opposée et l'on tourne le satellite de 180 deg. autour de son axe de lacet lorsque l'angle entre la direction du rayonnement solaire et le plan de l'orbite du satellite passe par une valeur sensiblement nulle.
Description
PROCEDE D'EXPLOITATION DE SATELLITES STABILISES ET PLACES SUR
ORBITE TERRESTRE
La présente invention concerne les procédés d'exploitation de satellites placés sur une orbite terrestre et stabilisés autour d'axes de roulis, de lacet et de tangage, portant une charge utile susceptible de rester pointée ou d'être repointée vers une zone de couverture même en cas de certaines variations d'attitude du satellite.
ORBITE TERRESTRE
La présente invention concerne les procédés d'exploitation de satellites placés sur une orbite terrestre et stabilisés autour d'axes de roulis, de lacet et de tangage, portant une charge utile susceptible de rester pointée ou d'être repointée vers une zone de couverture même en cas de certaines variations d'attitude du satellite.
L'invention trouve une applIcation dans le domaine des satellites géostationnalres placés sur une orbite équatoriale, tels que les satellites de télécommunication portant des antennes dont le lobe d'émission ou de réception est pointé vers une zone déterminée de la terre ou est de révolution autour de l'axe de lacet. Elle est également applicable à des satellites placés sur des orbites terrestres, orbites dites intermédiaires, généralement circulaires, à une altitude supérieure à celle des ceintures de Van Allen, comprise entre 8000 Km et l'altitude de l'orbite géostationnaire.Parmi les satellites placés sur de telles orbites intermédiaires, on peut citer ceux appartenant à une constellation de satellites destinés à assurer la cormunication avec des mobiles, et dont le plan d'orbite a une inclinaison par rapport à l'équateur comprise entre 300 et 70.
La chaleur dégagée par les éléments actifs portés par les satellites doit être évacuée. Classiquement, les satellites géostationnaires sont refroidis par des radiateurs placés sur les faces orientées perpendiculairement à l'axe de tangage (faces nord et sud). La figure 1 montre un tel satellite comportant une structure 14 sur laquelle des panneaux solaires 16 peuvent tourner autour de llaxe de tangage Y (parallèle à l'axe de rotation de la terre 12) de façon à rester orientés vers le soleil 18.Sur les faces de la structure orthogonales à l'axe de tangage Y (habituellement appelés faces nord et sud) sont placés des radiateurs 22 destinés à évacuer la chaleur par rayonnement vers l'espace noir, constitués par des plaques rectangulaires qui peuvent appartenir à la structure ou en être séparées, en étant alors reliées par des moyens conducteurs, tels que des caloducs, aux organes à refroidir.
La capacité de éjection thermique des radiateurs 22 dépend de leur température absolue T et du flux solaire qu'absorbe le radiateur lorsqu'il est exposé au soleil 18.
Le flux solaire absorbé par un radiateur de surface S est proportionnel au sinus de l'incidence du rayonnement solaire par rapport au plan du radiateur et il est maximal au solstice pour celui des radiateurs qui est alors exposé.
Lors du solstice d'été, c'est le radiateur placé sur la face nord qui est exposé, avec une incidence e qui est l'élévation du soleil par rapport au plan du radiateur (23,450 si l'orbite est strictement équatoriale). La puissance dissipée par le radiateur par unité de la surface S est alors
où: e émissivité du radiateur dans l'infrarouge a constante de Stefan-Boltzmann : C = 5.67 x 10-8 W/m2K4 s coefficient d'absorption solaire du radiateur flux solaire incident
SA flux thermique absorbé, dû à l'émission infrarouge du
panneau solaire 16 correspondant au radiateur.
où: e émissivité du radiateur dans l'infrarouge a constante de Stefan-Boltzmann : C = 5.67 x 10-8 W/m2K4 s coefficient d'absorption solaire du radiateur flux solaire incident
SA flux thermique absorbé, dû à l'émission infrarouge du
panneau solaire 16 correspondant au radiateur.
Au solstice d'hiver, la même situation existe pour le radiateur porté par la face sud, le flux solaire incident ,.
étant simplement un peu plus faible, 1332 W/m2 au lieu de 1418 W/m2.
L'émissivité infrarouge c des radiateurs habituellement utilisés à l'heure actuelle est d'environ 0,81 ; le coefficient s est d'environ 0,23 en fin de vie du satellite. Le flux thermique absorbé provenant du panneau solaire est d'environ 20 W/m2. Dans ces conditions, avec une température de radiateur égale à 400 C, la capacité de réjection du radiateur nord est minimale au solstice d'été et d'environ
P/S = 299 W/m2. Celle du radiateur sud est minimale au solstice d'hiver et égale à 291 W/m'. La capacité moyenne de réjection thermique du satellite est donc de 295 W/m' si les deux radiateurs ont la même constitution.
P/S = 299 W/m2. Celle du radiateur sud est minimale au solstice d'hiver et égale à 291 W/m'. La capacité moyenne de réjection thermique du satellite est donc de 295 W/m' si les deux radiateurs ont la même constitution.
On a déjà proposé d'accroître la capacité moyenne de réjection thermique en couplant thermiquement les radiateurs nord et sud par des caloducs. Mais cette solution n'est guère satisfaisante. Elle complique l'intégration du satellite.
Elle impose l'adoption de réseaux de caloducs tridimensionnels. Elle alourdit le satellite. Enfin, le gain à espérer ne dépasse guère 20 %.
La présente invention vise à fournir un procédé d'exploitation de satellite répondant mieux que ceux antérieurement connus aux exigences de la pratique, du point de vue de la réjection de chaleur. Elle vise particulièrement à améliorer, à surface égale de radiateurs et sans adjonction d'éléments supplémentaires, la capacité de réjection.
Dans ce but l'invention propose notamment un procédé d'exploitation de satellite placé sur une orbite terrestre, stabilisé suivant les axes de roulis, tangage et lacet, portant un radiateur sur chacune des faces orthogonales à l'axe de rotation du générateur solaire, caractérisé en ce qu'on donne au radiateur porté par une des faces une émissivité supérieure à celle du radiateur porté par l'autre face et en ce que l'on tourne le satellite de 180 autour de son axe de lacet lorsque l'angle entre la direction du rayonnement solaire et le plan de l'orbite du satellite passe par une valeur sensiblement nulle.
Dans le cas d'un satellite placé sur une orbite circulairestrictement équatoriale, le satellite sera retourné de 180 aux équinoxes.
Dans le cas d'un satellite placé sur une orbite intermédiaire, c'est-à-dire pratiquement d'altitude comprise entre 8000 kms et l'altitude de l'orbite géostationnaire, on associe la manoeuvre de retournement à une loi de contrôle en lacet permettant de maintenir en permanence à l'ombre une des faces du satellite portant des panneaux solaires, tout en évitant des vitesses angulaires élevées en lacet.
La différence d'émissîvité entre les radiateurs peut être obtenue de diverses manières. Une solution avantageuse, notamment lorsque des critères d'encombrement conduisent à donner sensiblement la même surface aux deux radiateurs, consiste à donner à l'un des radiateurs un coefficient d'émission E aussi élevé que possible, au prix d'une absorption plus élevée du flux infrarouge. Souvent, on sera amené à revêtir l'ensemble de la face maintenue à l'ombre d'une peinture blanche, permettant dlatteindre un coefficient d'émission dans l'infrarouge d'environ 0,88 en début de vie et de 0,5 en fin de vie, alors que l'autre face aura une valeur initiale d'environ 0,80.
D'autres caractéristiques encore de l'invention apparaîtront mieux à la lecture de la description qui suit d'un mode particulier de réalisation, donné à titre d'exemple non limitatif. La description se réfère aux dessins, dans lesquels
- la figure 1, déjà mentionnée, est un schéma de principe montrant les caractéristiques principales d'un satellite stabilisé suivant les axes de roulis X, de tangage Y et de lacet Z, placé sur une orbite géostationnaire
- la figure 2 montre l'éclairement d'un satellite par le rayonnement solaire fs lors du solstice d'été
- la figure 3 montre la position du satellite par rapport au flux solaire fs lors de l'équinoxe.
- la figure 1, déjà mentionnée, est un schéma de principe montrant les caractéristiques principales d'un satellite stabilisé suivant les axes de roulis X, de tangage Y et de lacet Z, placé sur une orbite géostationnaire
- la figure 2 montre l'éclairement d'un satellite par le rayonnement solaire fs lors du solstice d'été
- la figure 3 montre la position du satellite par rapport au flux solaire fs lors de l'équinoxe.
Le procédé qui sera décrit est mis en oeuvre sur un satellite geostationnaire du genre montré en figure 2, dont la charge utile est prévue pour que la couverture terrestre quelle fournit ne soit pas affectée par un retournement autour de l'axe de lacet Z. Lors du solstice d'été lune des faces orthogonales à l'axe de tangage Y voit le soleil sous un angle Q = 23,450 tandis que l'autre face est à l'ombre.
A l'équinoxe, l'incidence du flux solaire est rasante sur les deux faces, comme le montre la figure 3.
Conformément à l'invention, on donne au radiateur 22b porté par l'une des faces, qui sera celle maintenue en permanence à l'ombre, une émissivité supérieure à celle de 1 'autre radiateur.
Ce résultat sera généralement obtenu par un traitement de surface différent, par exemple par un revêtement de peinture blanche. Si des contraintes de construction obligent à donner à un des radiateurs une surface S supérieure à celle de l'autre, ce sera le panneau 22b constamment maintenu à l'ombre qui aura la surface la plus élevée.
Le satellite est alors retourné de 1800 deux fois par an, à proximité des équinoxes, autour de son axe de lacet Z.
Cette manoeuvre peut être effectuée en utilisant les moyens de pilotage du satellite, tel que les roues d'inertie et/ou les tuyères de désactivation des roues. La manoeuvre peut être étalée dans le temps pour éviter des accélérations trop importantes. Par exemple, le satellite est tourné de 1800 à partir de la position montrée en figure 3 lors de l'équinoxe d'automne.
A titre d'exemple, les caractéristiques suivantes peuvent être utilisées pour un satellite dont les radiateurs ont la même surface S.
Radiateur 22b (maintenu à l'ombre) : revêtement émissif, ayant un coefficient d'émission dans l'infrarouge de e = 0,88 en début de vie : P/S = 458 W/m2 aux solstices.
Radiateur 22a : E = 0,81, P/S = 291 W/m2 aux solstices.
La capacité moyenne de réjection dans le cas le plus défavorable, celui des solstices, est de 374 W/m2, à comparer aux 295 W/m' du montage traditionnel.
Claims (3)
1. Procédé d'exploitation de satellite placé sur une orbite terrestre, stabilisé suivant les axes de roulis, tangage et lacet, portant un radiateur sur chacune des faces orthogonales à l'axe du générateur solaire, caractérisé en ce qu'on donne au radiateur porté par une des faces une émissivité supérieure à celle du radiateur porté par l'autre face et en ce que l'on fait tourner le satellite de 180 0 autour de son axe de lacet lorsque l'angle entre la direction du rayonnement solaire et le plan de l'orbite du satellite passe par une valeur sensiblement nulle.
2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que, le satellite étant sur une orbite équatoriale, il est retourné de 1800 aux équinoxes.
3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce qu'on donne au radiateur (22b) maintenu à l'ombre un coefficient d' émissivité dans llinfra-rouge supérieur à celui de l'autre radiateur (22a).
Priority Applications (1)
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|---|---|---|---|
| FR9411789A FR2725331B1 (fr) | 1994-10-03 | 1994-10-03 | Procede d'exploitation de satellites stabilises et places sur orbite terrestre |
Applications Claiming Priority (1)
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| FR9411789A FR2725331B1 (fr) | 1994-10-03 | 1994-10-03 | Procede d'exploitation de satellites stabilises et places sur orbite terrestre |
Publications (2)
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| FR2725331A1 true FR2725331A1 (fr) | 1996-04-05 |
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ID=9467510
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| FR (1) | FR2725331B1 (fr) |
Families Citing this family (1)
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|---|---|---|---|---|
| CN111086655B (zh) * | 2019-12-16 | 2021-08-24 | 上海卫星工程研究所 | 非测控弧段阴影期热控补偿功率节约方法及系统 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3422636A (en) * | 1966-06-17 | 1969-01-21 | Melpar Inc | Radiation cooled cryostat |
| US3603530A (en) * | 1969-10-03 | 1971-09-07 | Us Navy | Passive temperature control for satellite |
| US3817320A (en) * | 1971-03-02 | 1974-06-18 | Rca Corp | Passive cooler |
| EP0271370A1 (fr) * | 1986-10-16 | 1988-06-15 | Centre National D'etudes Spatiales | Dispositif pare-soleil pour satellite géostationnaire |
-
1994
- 1994-10-03 FR FR9411789A patent/FR2725331B1/fr not_active Expired - Fee Related
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3422636A (en) * | 1966-06-17 | 1969-01-21 | Melpar Inc | Radiation cooled cryostat |
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| FR2725331B1 (fr) | 1996-12-13 |
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