FR2735227A1 - Procede de mesure de la quantite de carburant dans un reservoir d'un engin spatial tel qu'un satellite - Google Patents
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Abstract
L'invention concerne un procédé de mesure de la quantité de carburant dans un réservoir (1) d'un engin spatial (S). Il comporte une étape de mesure du niveau du carburant (3) dans le réservoir (1) lors d'au moins une phase d'accélération de l'engin spatial (S). La mesure du niveau de carburant peut être réalisée par détection du niveau (3) du carburant dans un tube (14) dont une première extrémité (11) est en communication avec une première région (7) du réservoir (1) constituant un fond du réservoir par rapport à une direction d'accélération, et dont une deuxième extrémité (18) est en communication avec une deuxième région du réservoir espacée de la première région.
Description
L'évolution de la technique des engins spatiaux, et en particulier les exigences de décrochage d'orbite des satellites géostationnaires, fait qu'il est de plus en plus nécessaire de mesurer avec précision la quantité de carburant disponible dans le réservoir d'un engin spatial tel qu'un satellite.
En particulier, dans l'état actuel de la technique, la quantité de carburant qui est nécessaire pour assurer le contrôle de l'orbite et de l'attitude d'un satellite pendant une durée d'un an, est généralement du même ordre de grandeur que l'erreur de mesure sur la quantité de carburant disponible.
L'imprécision avec laquelle est connue la masse de carburant qui reste disponible peut conduire soit à une fin de vie prématurée pour le satellite, soit à une initialisation prématurée de la manoeuvre de décrochage d'orbite. Dans ce dernier cas, on aboutit alors à une perte inacceptable du point de vue de la durée de la mission et, dans le cas d'un satellite commercial, de la rentabilité du satellite. D'autre part, si on connaît avec précision le temps de mission restant, il est possible de planifier correctement la fabrication et le lancement d'un satellite de remplacement. La planification des missions des satellites scientifiques requiert de même de la flexibilité et dépend elle aussi de la connaissance que l'on a de la masse de carburant restant.
La condition d'apesanteur qui règne dans l'espace fait que les mesures de la quantité de liquide disponible dans le réservoir de l'engin spatial nécessite la mise en oeuvre de techniques de jaugeage qui sont en général très différentes des techniques utilisées au sol.
Les techniques qui sont actuellement utilisées, notamment la technique basée sur "la loi des gaz", la technique dite "du choc thermique" et la technique consistant à tenir un relevé de la consommation conduisent à une précision qui est de l'ordre de 5 à 15% du volume total du réservoir. Ceci correspond à un incertitude variant entre 20 et 60% de la durée de la mission pour un satellite géostationnaire qui utilise un système bipropulseur unifié dans lequel environ 75% du carburant est déjà consommé pour la mise sur orbite. En outre, certaines méthodes ne tiennent pas compte des incidents au cours desquels se produit une fuite de carburant, donc une incertitude encore accrue.
Les techniques de mesure connues ou à l'étude sont recensées ci-après et leurs avantages et leurs inconvénients sont brièvement discutés.
Lors de la mise sur orbite, on peut utiliser les techniques suivantes
- soit une mesure accélérométrique de l'accélération lors de la mise sur orbite, la valeur de cette accélération étant transformée en consommation de carburant en mettant en oeuvre les données de calibration des fusées. Cette méthode présente les inconvénients d'une faible précision et de ne pas tenir compte des fuites éventuelles
- soit on utilise un débitmètre (actuellement en cours de développement) lors de la mise sur orbite.
- soit une mesure accélérométrique de l'accélération lors de la mise sur orbite, la valeur de cette accélération étant transformée en consommation de carburant en mettant en oeuvre les données de calibration des fusées. Cette méthode présente les inconvénients d'une faible précision et de ne pas tenir compte des fuites éventuelles
- soit on utilise un débitmètre (actuellement en cours de développement) lors de la mise sur orbite.
Bien qu'il soit attendu de ce système qu'il procure une très bonne précision, il n'en restera pas moins coûteux et complexe à mettre en oeuvre.
Lorsque le satellite est sur orbite, les techniques suivantes sont envisageables
- la mesure mettant en oeuvre la "loi des gaz" : on mesure la température et la pression du réservoir et on en déduit le volume du réservoir qui n'est pas occupé par le carburant et donc la masse de carburant restant dans le réservoir. La précision de cette mesure est faible puisqu'elle est située dans la gamme de 5 à 15% du volume total du réservoir.
- la mesure mettant en oeuvre la "loi des gaz" : on mesure la température et la pression du réservoir et on en déduit le volume du réservoir qui n'est pas occupé par le carburant et donc la masse de carburant restant dans le réservoir. La précision de cette mesure est faible puisqu'elle est située dans la gamme de 5 à 15% du volume total du réservoir.
- la technique de relevé de consommation : il s'agit de calculer la consommation de carburant lors de chaque manoeuvre en tenant compte des données enregistrées au cours de chaque manoeuvre (durée, mode de propulsion, température des fusées, etc...) et en tenant compte des tests de calibration de chacun des réacteurs qui ont été réalisés au sol préalablement à la mission.
Cette méthode présente intrinsèquement une bonne précision qui est de l'ordre de + 2% de la consommation en carburant, mais il s'y ajoute l'incertitude initiale sur la quantité de carburant disponible au moment de la mise sur orbite. C'est donc l'accumulation des imprécisions qui rend cette méthode actuellement incertaine - la méthode dite du "choc thermique" : on chauffe tout ou partie du réservoir de carburant et on mesure sa capacité thermique qui dépend de la quantité de carburant. Cette méthode peut permettre, au prix d'une modélisation mathématique compliquée, une précision qui n'est pas meilleure que 10% de la quantité de carburant restant.En outre, de par son principe même, la mesure prend un temps non négligeable,
- une autre technique, actuellement en cours de développement, est celle dite "d'injection d'un gaz étranger" elle consiste à transférer une quantité connue de gaz de pressurisation dans le réservoir et à mesurer l'augmentation de pression et de température pour déterminer le volume non occupé par le carburant et donc la masse de carburant qui reste dans le réservoir. On attend de cette mesure une précision meilleure que + 0,5 % du volume total du réservoir, mais au prix d'une calibration compliquée, d'une complexité de mise en oeuvre et d'un coût élevé.
- une autre technique, actuellement en cours de développement, est celle dite "d'injection d'un gaz étranger" elle consiste à transférer une quantité connue de gaz de pressurisation dans le réservoir et à mesurer l'augmentation de pression et de température pour déterminer le volume non occupé par le carburant et donc la masse de carburant qui reste dans le réservoir. On attend de cette mesure une précision meilleure que + 0,5 % du volume total du réservoir, mais au prix d'une calibration compliquée, d'une complexité de mise en oeuvre et d'un coût élevé.
I1 résulte de l'analyse qui a été faite cidessus que, si on peut attendre des procédés existants ou en cours de développement une précision meilleure que 1% du volume total du réservoir, une telle précision ne peut être obtenue qu'à un coût élevé étant donné que le coût d'un système est, dans l'état actuel des choses, généralement proportionnel au degré de précision recherché.
Le besoin se fait donc sentir d'un système qui puisse combiner à la fois une précision élevée et un coût raisonnable.
L'invention concerne dans ce but un procédé de mesure de la quantité de carburant dans un réservoir d'un engin spatial caractérisé en ce qu'il comporte une étape de mesure du niveau du carburant dans le réservoir lors d'au moins une phase d'accélération de l'engin spatial.
Cette accélération peut être fournie par des réacteurs de l'engin spatial, notamment lors de la mise sur orbite de celui-ci, ou bien cette accélération peut être constituée par la force centrifuge résultant de la rotation de l'engin spatial sur lui-même.
De manière préférentielle, le procédé est caractérisé en ce que la mesure du niveau de carburant est réalisée par détection du niveau de carburant dans un tube dont une première extrémité est en communication avec une première région de réservoir constituant un fond du réservoir par rapport à une direction d'accélération, et dont une deuxième extrémité est en communication avec une deuxième région du réservoir espacée de la première région.
La mesure du niveau de carburant dans le tube peut être en particulier réalisée par une méthode capacitive.
Le tube peut être disposé à l'intérieur ou bien à l'extérieur du réservoir. I1 peut présenter une zone de mesure ayant un axe sensiblement parallèle à ladite direction d'accélération.
La mesure du niveau de carburant peut être obtenue avec une meilleure précision après correction due à l'écart angulaire entre la direction nominale d'accélération et l'axe selon lequel ladite accélération est effectivement appliquée.
La précision peut être également améliorée en corrigeant la mesure de niveau de carburant par un facteur dû à la capillarité dans le tube.
I1 est avantageux de disposer un écran dans le réservoir au voisinage de la première extrémité du tube pour éviter l'introduction de gaz dans le tube au début d'une étape d'accélération, avant que le niveau du carburant dans le réservoir ne se soit stabilisé après application de ladite accélération.
Une dite phase d'accélération peut être constituée par la mise sur orbite de l'engin spatial.
Etant donné la précision de la mesure de niveau, il est alors possible, postérieurement à la mise sur orbite de l'engin spatial, d'effectuer la mesure résiduelle de quantité de carburant en tenant compte de la consommation effective de l'engin spatial depuis sa mise sur orbite.
L'invention concerne également un dispositif pour la mise en oeuvre du procédé tel que défini cidessus caractérisé en ce qu'il comporte
- un réservoir de carburant embarqué dans un engin spatial,
- un tube ayant une première extrémité en communication avec une première région du réservoir constituant un fond du réservoir par rapport à une direction d'accélération, et dont une deuxième extrémité est en communication avec une deuxième région du réservoir espacée de la première région,
- un dispositif de mesure du niveau de carburant dans le tube.
- un réservoir de carburant embarqué dans un engin spatial,
- un tube ayant une première extrémité en communication avec une première région du réservoir constituant un fond du réservoir par rapport à une direction d'accélération, et dont une deuxième extrémité est en communication avec une deuxième région du réservoir espacée de la première région,
- un dispositif de mesure du niveau de carburant dans le tube.
Le tube est avantageusement disposé à l'extérieur du réservoir et présente une zone de mesure ayant un axe sensiblement parallèle à ladite direction d'accélération du satellite.
Il est avantageux que le dispositif comporte un écran disposé dans le réservoir au voisinage de la première extrémité du tube pour éviter l'introduction de gaz dans le tube.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront mieux à la lecture de la description qui va suivre, donnée à titre d'exemple non limitatif, en liaison avec les dessins ci-annexés dans lesquels
- la figure 1 illustre le procédé selon l'invention dans le cas d'une accélération fournie par les réacteurs d'un satellite
- la figure 2a et 2b représentent respectivement, hors d'une phase d'accélération et au cours d'une phase d'accélération, un dispositif selon un mode de réalisation préféré de la figure 1
- la figure 3 représente un dispositif selon l'invention dans le cas d'un satellite en rotation sur lui-même
- la figure 4 représente schématiquement les mesures capacitives de niveau réalisées dans le tube selon l'invention ;;
- la figure 5 illustre une mesure de niveau par ultrasons effectuée dans le tube selon l'invention.
- la figure 1 illustre le procédé selon l'invention dans le cas d'une accélération fournie par les réacteurs d'un satellite
- la figure 2a et 2b représentent respectivement, hors d'une phase d'accélération et au cours d'une phase d'accélération, un dispositif selon un mode de réalisation préféré de la figure 1
- la figure 3 représente un dispositif selon l'invention dans le cas d'un satellite en rotation sur lui-même
- la figure 4 représente schématiquement les mesures capacitives de niveau réalisées dans le tube selon l'invention ;;
- la figure 5 illustre une mesure de niveau par ultrasons effectuée dans le tube selon l'invention.
La figure 1 illustre le cas d'un procédé adapté à la mesure du niveau de carburant effectué lors d'une manoeuvre impliquant une mise à feu des fusées d'un satellite S. Un réservoir 1 ayant la forme générale d'une sphère de centre O contient une certaine quantité d'un carburant 2 et est soumis à une accélération due à la poussée des réacteurs parallèlement à une direction d'accélération qui est nominalement la direction indiquée par la flèche F. Un tube désigné par le repère général 10 est relié à ses deux extrémités 11 et 18, d'une part, à un fond 7 du réservoir et, d'autre part, à la partie supérieure de celui-ci.La notion de fond du réservoir est relative à la direction d'accélération F, c'est-àdire que la première extrémité 11 du tube débouche dans le réservoir 1 dans une région 7 située sensiblement au voisinage de l'intersection du rayon 6, tracé depuis le centre O parallèlement à la flèche F et dans le sens opposé à celle-ci, avec le bord du réservoir 1. De la même façon, la deuxième extrémité 18 débouche sensiblement à l'intersection avec le bord du réservoir du rayon 8 opposé au rayon précédent, c'est-à-dire tracé depuis le centre O parallèlement à la flèche F et dans le même sens que celle-ci.
Le tube comporte deux sections 12 et 16 s'étendant, par exemple perpendiculairement à la flèche
F, à partir respectivement des extrémités 11 et 18 précitées, et dont les autres extrémités sont raccordées par un tube de mesure 14 s'étendant parallèlement à la direction nominale d'accélération F.
F, à partir respectivement des extrémités 11 et 18 précitées, et dont les autres extrémités sont raccordées par un tube de mesure 14 s'étendant parallèlement à la direction nominale d'accélération F.
On désigne par h la hauteur de carburant 2 dans le réservoir 1, par h* la hauteur dans le tube 14 correspondant au prolongement de la surface 3 du carburant, c'est-à-dire la hauteur que l'on aurait dans le tube 14 en l'absence de capillarité, et par h + Sh la hauteur effective dans le tube 14 qui est mesurée par un capteur 20.
On désigne par d la distance entre l'axe du tube 14 et le centre O du réservoir 1, par Rt le rayon du réservoir 1, par T la température absolue du carburant exprimée en degrés Kelvin, et par q l'accélération à laquelle est soumise le satellite.
On désigne par a le désalignement de l'axe du satellite, c'est-à-dire l'écart angulaire entre la direction d'accélération réelle et la direction nominale
F.
F.
h représente donc la hauteur dans le réservoir 1 corrigée du désalignement a et de la capillarité Ah.
La force de poussée de la fusée principale du satellite est désignée par Flam, ss désignant le désalignement de cette fusée par rapport à la direction théorique F. Frics désigne la force de poussée de la fusée de contrôle d'attitude.
La détermination de la quantité de liquide disponible dans le réservoir 1 nécessite trois mesures réalisées sur orbite, à savoir le niveau h + Ah dans le tube 14, la température absolue T du carburant, et l'accélération q du satellite.
La valeur de h permettant de calculer ensuite la quantité de carburant disponible est obtenue à l'aide des formules 1 à 4 ci-après
2.d (T) (1 > h* = (Ah + h*) - cos (4 > )
Rtg (pl(T) - Pvap(T)) (2) h = Rt(p,T) - cos(a)(Rt(p,T) - h + tg(a)Rt(p,T)) It (3) V = - h2(3Rt(p,T) - h)
3 (4) mp = p1 (T) V a désigne la tension de surface du carburant, P1 désigne la densité du carburant liquide,
Pvap désigne la densité du carburant vaporisé, p désigne la pression dans le réservoir, mp désigne la masse de carburant dans le réservoir.
2.d (T) (1 > h* = (Ah + h*) - cos (4 > )
Rtg (pl(T) - Pvap(T)) (2) h = Rt(p,T) - cos(a)(Rt(p,T) - h + tg(a)Rt(p,T)) It (3) V = - h2(3Rt(p,T) - h)
3 (4) mp = p1 (T) V a désigne la tension de surface du carburant, P1 désigne la densité du carburant liquide,
Pvap désigne la densité du carburant vaporisé, p désigne la pression dans le réservoir, mp désigne la masse de carburant dans le réservoir.
Les formules ci-dessus montrent que la hauteur capillaire Ah est fonction de la température T du carburant, de l'accélération 2 et de l'angle de mouillabilité. Cet angle Q est défini par la pente de la surface du liquide à sa jonction avec les parois du tube 14. Cet angle est fonction des constantes de capillarité entre le liquide et la vapeur, entre le liquide et la paroi et entre la vapeur et la paroi. Dans le cas d'un mouillage complet de la paroi du tube 14, la valeur de est égale à 0. En pratique, on peut considérer que l'angle Q est égal à 0, soit cos(4 > ) = 1.
En pratique, le tube 14 présente un diamètre intérieur compris entre 6 et 12 mm. Une accélération de 0,4 m/s est courante pour la mise sur orbite d'un satellite utilisant un moteur d'une poussée de 400 à 500N, alors qu'une accélération de 0,02 m/s2 est usuelle pour les manoeuvres réalisées sur orbite qui mettent en oeuvre des fusées d'une poussée de l'ordre de 10 à 20N.
Si, dans le premier cas la hauteur capillaire Ah pourrait éventuellement être négligée, par contre, dans le deuxième cas, cette compensation est nécessaire, la hauteur capillaire Ah étant inversement proportionnelle à l'accélération g.
En pratique, la mesure de la hauteur dans le tube 14 peut être effectuée avec une précision de l'ordre de + 0,5 mm. La mesure de température du carburant 2 peut être effectuée avec une précision de l'ordre de + 1,5 K, l'accélération 2 du satellite peut être connue à + 0,5%, le rayon Rt du réservoir 1 peut être connu avec une précision de + 0,5 mm et l'angle a de désalignement peut être de l'ordre de 0,1".
En pratique, il se produit, lors de l'application de l'accélération un phénomène de ballottement à la surface 3 du carburant.
Le comportement dynamique des fluides est gouverné par trois forces les forces capillaires, les forces d'inertie et les forces visqueuses. Dans la plupart des cas, lune de ces forces peut être négligée et l'analyse du mouvement du fluide en est d'autant simplifiée. Trois paramètres sans dimensions sont utilisés pour caractériser les régimes de comportement hydrodynamique
p . g . L2 - le Nombre de Bond Bo =
a
p . L . V2 - le Nombre de Weber We = a
V2 - le nombre de Froude Fr =
L.g
p désigne la densité du fluide (en kg/m3),
L la longueur du réservoir (en m),
V la vitesse du fluide (en m/s)
a la tension de surface du fluide (en N/m),
g le niveau d'accélération (en m/s2).
p . g . L2 - le Nombre de Bond Bo =
a
p . L . V2 - le Nombre de Weber We = a
V2 - le nombre de Froude Fr =
L.g
p désigne la densité du fluide (en kg/m3),
L la longueur du réservoir (en m),
V la vitesse du fluide (en m/s)
a la tension de surface du fluide (en N/m),
g le niveau d'accélération (en m/s2).
Le carburant utilisé pour la propulsion d'un satellite est en général le monométhylhydrazine et les valeurs sont les suivantes
p = 875 kg/m3
a = 0,0339 N/m
L = 0,25 m (rut)
Dans le cas d'espèce, le nombre de Bond est le paramètre le plus approprié.
p = 875 kg/m3
a = 0,0339 N/m
L = 0,25 m (rut)
Dans le cas d'espèce, le nombre de Bond est le paramètre le plus approprié.
1) Mise sur orbite
F = 400 N, g = 0,4 m/s2
masse du satellite = 1000 kg Bo = 644 2) Manoeuvre sur orbite
F = 2 x 10N, g = 0,02 m/s2
masse du satellite = 1000 kg Bo = 32
Dans les deux cas, la surface d'équilibre en régime permanent est située avec une bonne précision dans un plan perpendiculaire à l'orientation du vecteur d'accélération. Les effets de tension de surface sont en effet négligeables pour ce paramètre (Bo > 10). En d'autres termes, quelle que soit la position du fluide dans un état de gravité nulle, une accélération le long d'une direction spécifique conduira à une surface libre du fluide 3 perpendiculaire à la direction effective d'accélération.
F = 400 N, g = 0,4 m/s2
masse du satellite = 1000 kg Bo = 644 2) Manoeuvre sur orbite
F = 2 x 10N, g = 0,02 m/s2
masse du satellite = 1000 kg Bo = 32
Dans les deux cas, la surface d'équilibre en régime permanent est située avec une bonne précision dans un plan perpendiculaire à l'orientation du vecteur d'accélération. Les effets de tension de surface sont en effet négligeables pour ce paramètre (Bo > 10). En d'autres termes, quelle que soit la position du fluide dans un état de gravité nulle, une accélération le long d'une direction spécifique conduira à une surface libre du fluide 3 perpendiculaire à la direction effective d'accélération.
Le temps nécessité pour l'arrêt du ballottement de la surface 3 du fluide et l'obtention d'un état stable est aussi directement en relation avec le Nombre de Bond.
Les causes principales d'incertitude des mesures réalisées lors des manoeuvres de mise sur orbite sont l'incertitude sur le rayon Rt du réservoir 1 et sur la mesure du niveau du liquide, alors que l'erreur de mesure sur la température T du carburant et sur l'accélération q sont des causes d'incertitude secondaires.
En ce qui concerne la mesure réalisée au cours des manoeuvres sur orbite, la cause principale d'imprécision est l'erreur de mesure sur l'accélération dont dépend la correction de la hauteur Ah ainsi que sur la température T du carburant 2.
En tout état de cause, la précision du procédé de mesure proposé augmente lorsque la quantité de carburant présente dans le réservoir 1 diminue. Ceci est dû à la forme du réservoir 1 qui fait que la variation de volume du carburant 2 devient plus importante en fonction de la variation de hauteur dans le réservoir au fur et à mesure que celui-ci se vide.
I1 est possible d'obtenir une précision de l'ordre de + 0,1% du volume nominal du réservoir 1 à la fin de manoeuvres de mise sur orbite. Cette précision très élevée conduit à une estimation très précise de la masse disponible au début des opérations sur orbite. La méthode relativement simple des relevés de consommation peut alors prendre le relais et peut être utilisée pendant la vie du satellite sur orbite puisqu'elle procure une précision qui est intrinséquement meilleure que 2% de la consommation du satellite.Etant donné qu'environ 80% du carburant 2 est consommé pendant la mise sur orbite et que la précision initiale qui est de l'ordre de 0,1% est relativement élevée, la précision résultante en fin d'opération et peu de temps avant la manoeuvre de décrochage d'orbite est de l'ordre de + 0,4% de la charge nominale du réservoir 1.
De même, la précision de mesure obtenue par mesure directe réalisée au cours des manoeuvres sur orbite est quant à elle, à la fin de la mission et avant la manoeuvre de décrochage d'orbite, de l'ordre de + 0,5% de la quantité totale du carburant embarqué dans le réservoir 1.
Les deux procédés de mesure sont donc pratiquement équivalents en ce qui concerne la précision avec laquelle la quantité de carburant est connue au moment de prendre la décision de décrochage d'orbite.
Les figures 2a et 2k représentent une variante préférée de l'invention dans laquelle un écran 5 de forme générale conique et disposé au voisinage de l'extrémité 11 du tube 12 de manière à longer la paroi interne du réservoir 1. Ceci permet d'éviter que du gaz 4 ne pénètre dans le tube de mesure au moment où l'accélération est appliquée selon la flèche F (figure 2~).
En outre, un filtre 15 peut être disposé dans la section de tube 12.
La figure 3 illustre le cas de la mesure effectuée sur orbite pour un satellite tournant autour d'un axe de révolution nominale y. Le fond 7 du réservoir est choisi en fonction d'une direction d'accélération qui peut être n'importe quelle direction radiale par rapport à l'axe y, le rayon 6 étant aligné avec cette direction radiale, c'est-à-dire qu'il intercepte l'axe y et lui est perpendiculaire. cn désigne l'axe de rotation réelle du satellite, qui forme un angle de désalignement a avec l'axe y. Rp désigne la distance entre le centre O du réservoir 1 et l'axe y. Les autres repères ont la même signification que pour la figure 1. On remarquera qu'étant donné que les mesures sont réalisées sur orbite après donc une consommation importante de carburant, de l'ordre de 75 à 80% du volume initial, le débouché du 18 du tube 16 s'effectue non plus à l'opposé de l'extrémité 11 mais dans une région centrale du réservoir à l'extrémité d'un rayon 8' perpendiculaire au rayon 6.
L'axe du tube 14 est disposé radialement par rapport à l'axe y.
Le calcul de la hauteur h est donné par les formules 5, 6 et 7 ci-après (5) h = Rt(p,T) - cos (a')(Rt(p,T) - h + tan(a')Rt(p,T) (6) V = f(h,T,p,Rp,Rt) (7) mp = p(T)V
Ce procédé permet une mesure permanente du niveau du liquide dans le réservoir 1 lorsque le satellite est sur orbite.
Ce procédé permet une mesure permanente du niveau du liquide dans le réservoir 1 lorsque le satellite est sur orbite.
La figure 4 représente le cas d'une mesure capacitive qui représente un mode de réalisation préféré de mesure de niveau dans le tube 14. Le tube 14 forme le diélectrique de deux condensateurs 31 et 32 espacés l'un de l'autre et on mesure la capacité entre les électrodes de chacun des condensateurs 31 et 32.
La figure 5 représente une variante de mesure mettant en oeuvre un émetteur à ultrasons 40 qui renvoie un signal ultrasonique en direction de l'interface 19 entre les carburants 2 et le reste du tube 14. La détection de niveau correspond à une mesure du temps d'aller-retour d'un signal émis par l'émetteur à ultrasons 40.
Claims (16)
1. Procédé de mesure de la quantité de carburant dans un réservoir d'un engin spatial caractérisé en ce qu'il comporte une étape de mesure du niveau du carburant dans le réservoir lors d'au moins une phase d'accélération de l'engin spatial.
2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite accélération est fournie par des réacteurs de l'engin spatial.
3. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'engin spatial mis sur orbite est soumis à une rotation autour d'un axe et en ce que ladite accélération est constituée par la force centrifuge résultant de cette rotation.
4. Procédé selon une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la mesure du niveau de carburant est réalisée par détection du niveau du carburant dans un tube (14) dont une première extrémité (11) est en communication avec une première région (7) du réservoir constituant un fond du réservoir (1) par rapport à une direction d'accélération, et dont une deuxième extrémité (18) est en communication avec une deuxième région du réservoir espacée de la première région (7).
5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que ladite mesure du niveau de carburant dans le tube (14) est réalisée par une méthode capacitive.
6. Procédé selon une des revendications 4 ou 5, caractérisé en ce que le tube (14) est disposé à l'extérieur du réservoir et présente une zone de mesure ayant un axe sensiblement parallèle à ladite direction d'accélération.
7. Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce qu'il comporte un écran (5) disposé dans le réservoir au voisinage de la première extrémité (11) du tube pour éviter l'introduction de gaz dans le tube au début d'une étape d'accélération, avant que le niveau (3) du carburant dans le réservoir (1) ne se soit stabilisé après application de ladite accélération.
8. Procédé selon une des revendications 4 ou 5, caractérisé en ce que le tube (14) est disposé à l'intérieur du réservoir.
9. Procédé selon une des revendications 6 à 8, caractérisé en ce que la mesure du niveau du carburant est obtenue après correction due à l'écart angulaire entre la direction nominale d'accélération et l'axe de ladite accélération.
10. Procédé selon une des revendications 4 à 9, caractérisé en ce que la mesure du niveau du carburant est obtenue après correction du niveau détecté dans le tube (14) d'un facteur dû à la capillarité dans le tube (14).
11. Procédé selon une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'une dite phase d'accélération est la mise sur orbite du satellite.
12. Procédé selon la revendication 11, caractérisé en ce que, postérieurement à la mise sur orbite du satellite, la mesure de la quantité de carburant est effectuée en tenant compte de la consommation du satellite depuis sa mise sur orbite.
13. Dispositif pour la mise en oeuvre du procédé selon une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte
- un réservoir de carburant embarqué dans un satellite,
- un tube dont une première extrémité (11) est en communication avec une première région (7) du réservoir (1) constituant un fond du réservoir par rapport à une direction d'accélération, et dont une deuxième extrémité (18) est en communication avec une deuxième région du réservoir (1) espacée de la première région,
- un dispositif (20) de mesure du niveau du carburant dans le tube.
14. Dispositif selon la revendication 13, caractérisé en ce que le tube (14) est disposé à l'extérieur du réservoir et présente une zone de mesure ayant un axe sensiblement parallèle à ladite direction d'accélération du satellite.
15. Dispositif selon la revendication 14, caractérisé en ce qu'il comporte un écran (5) disposé dans le réservoir au voisinage de la première extrémité (11) du tube (14) pour éviter l'introduction de gaz dans le tube (14).
16. Dispositif selon la revendication 13, caractérisé en ce que le tube (14) est disposé à l'intérieur du réservoir.
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