FR2784352A1 - Architecture de satellite avec equipement electrique pouvant etre deploye - Google Patents
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Abstract
Un engin spatial comprend un premier module d'un premier montage de composants et un second module d'un second montage de composants et d'un radiateur thermique. Le second module est mobile entre une position rangée proche du premier où le radiateur thermique n'est que partiellement fonctionnel et une position déployée où le radiateur est complètement fonctionnel pour dissiper de la chaleur des premier et second montages. Le premier module comprend un logement définissant une cavité et le second module comprend une gaine reçue dans la cavité du premier, en se déplaçant sur un axe entre les positions rangée et déployée sans pouvoir tourner autour de l'axe. Dans un autre aspect, l'engin comprend plusieurs faces discrètes et un panneau d'équipement, un radiateur thermique et une articulation du panneau d'équipement pour un pivotement entre les positions rangée et déployée.
Description
ARCHITECTURE DE SATELLITE AVEC EQUIPEMENT ELECTRIQUE
POUVANT ETRE DEPLOYE
La présente invention se rapporte d'une façon générale à un système destiné à dissiper la chaleur perdue à partir d'un équipement générant de la chaleur tel que des composants électroniques portés par des satellites lorsqu'ils sont en orbite. Bien que l'invention soit décrite dans le contexte d'un satellite géosynchrone, il sera compris que les enseignements de l'invention sont applicables à tout type de satellite, qu'il soit en orbite terrestre ou sur une certaine autre orbite.
POUVANT ETRE DEPLOYE
La présente invention se rapporte d'une façon générale à un système destiné à dissiper la chaleur perdue à partir d'un équipement générant de la chaleur tel que des composants électroniques portés par des satellites lorsqu'ils sont en orbite. Bien que l'invention soit décrite dans le contexte d'un satellite géosynchrone, il sera compris que les enseignements de l'invention sont applicables à tout type de satellite, qu'il soit en orbite terrestre ou sur une certaine autre orbite.
Les exigences en puissance de charge utile des satellites de communications continuent à augmenter.
L'augmentation de la charge utile du satellite nécessite à son tour que le satellite permette (a) une surface de montage d'équipement accrue, et (b) une dissipation thermique accrue de la chaleur perdue. En outre, il est fortement souhaitable que cette possibilité accrue soit prise en compte avec une augmentation minimum de la masse et de la taille du satellite. La première exigence est évidente dans la mesure où le coût du lancement tend à tre proportionnel à la masse. La seconde exigence est fondée sur le mme élément en ce qu'un satellite plus grand nécessite à son tour des carénages plus grands qui sont plus lourds, présentent une traînée aérodynamique plus importante (possibilité d'élévation réduite) et sont plus coûteux.
Les deux approches classiques pour traiter les points ci-dessus sont
1. l'augmentation de la taille de la structure du satellite en augmentant ainsi sa surface de montage d'équipement et la surface de rayonnement thermique qui à son tour augmente la possibilité de dissipation. Le problème avec cette approche est que le satellite plus grand nécessite un carénage plus grand en réduisant ainsi la masse au lancement conformément à l'explication cidessus, et
2. l'utilisation de radiateurs thermiques pouvant tre déployés pour augmenter la surface de rayonnement totale du satellite. Cette approche ne prend pas en compte les exigences en surface de montage et ajoute de la masse pour le radiateur pouvant tre déployé.
1. l'augmentation de la taille de la structure du satellite en augmentant ainsi sa surface de montage d'équipement et la surface de rayonnement thermique qui à son tour augmente la possibilité de dissipation. Le problème avec cette approche est que le satellite plus grand nécessite un carénage plus grand en réduisant ainsi la masse au lancement conformément à l'explication cidessus, et
2. l'utilisation de radiateurs thermiques pouvant tre déployés pour augmenter la surface de rayonnement totale du satellite. Cette approche ne prend pas en compte les exigences en surface de montage et ajoute de la masse pour le radiateur pouvant tre déployé.
La solution idéale serait celle dans laquelle les surfaces de montage d'équipement et de dissipation thermique sont augmentées dans un satellite de petite taille de structure. Le problème est l'identification de l'aire de la surface disponible. Dans les satellites actuels, environ 80 % de la surface du panneau nord-sud est déjà occupé par un équipement de charge utile. Les faces est-ouest sont habituellement divisées entre le radiateur de la batterie et le multiplexeur de sortie (OMUX) pour un satellite de communications, qui est un composant non électronique capable de fonctionner à haute température et capable de dissiper de façon utile de la chaleur, mme lorsque sa surface de montage est soumise à une illumination solaire directe. La platine du côté de la terre est de plus en plus remplie d'équipement de réception de communications. Seule la platine à l'opposé de la terre reste largement inoccupée, cependant, comme cette surface est soumise à 12 heures d'illumination solaire directe tous les jours, elle n'est pas généralement utile de ce fait à elle seule en tant que radiateur thermique.
C'est avec la connaissance de l'état qui précède de la technologie que la présente invention a été conçue et est maintenant mise en pratique.
La présente invention se rapporte à un satellite comprenant des premier et second modules. Le premier module comprend un premier montage de composants et le second module comprend un second montage de composants et un radiateur thermique. Le second module peut tre déplacé entre une position rangée à proximité du premier module, à laquelle le radiateur thermique n'est que partiellement fonctionnel et une position déployée à distance du premier module à laquelle le moyen de radiateur thermique est complètement fonctionnel pour dissiper la chaleur perdue vers l'espace lointain pour au moins l'un des premier et second montages de composants.
Dans un mode de réalisation, le premier module comprend un logement définissant une cavité intérieure, le second module comprenant une gaine de forme et de dimension telles qu'elle soit reçue de façon télescopique à l'intérieur de la cavité interne du premier module et le second module étant mobile en translation le long d'un axe de déploiement entre la position rangée et la position déployée mais ne permettant pas une rotation mutuelle autour de l'axe de déploiement. Dans un autre mode de réalisation, un satellite comprend une pluralité de faces discrètes et comprend un panneau d'équipement comprenant un montage de composants générant de la chaleur qui nécessitent un refroidissement, un radiateur thermique, et une articulation de liaison recevant le panneau d'équipement en vue d'un mouvement de pivotement entre une position rangée à proximité de l'une des faces au niveau de laquelle le radiateur thermique n'est que partiellement fonctionnel et une position déployée à distance de la face au niveau de laquelle le moyen de radiateur thermique est complètement fonctionnel pour dissiper la chaleur perdue provenant du montage, vers l'espace lointain.
Le concept de base de la présente invention est alors de combiner un équipement électrique en modules qui sont rangés à l'intérieur du satellite durant le lancement et déployés du satellite après le lancement. Ce concept est le plus applicable à l'équipement de bus de satellite dans'la mesure où les connexions entre cet équipement et le satellite ne sont pas rigides, en général sous forme de câbles ou analogues. Un concept similaire est également décrit pour la connexion entre le convertisseur EPC (convertisseur d'énergie électrique) et l'amplificateur TWTA (amplificateur à tube à onde progressive) qui est, une fois encore, non rigide.
Les satellites à structure stabilisée sont habituellement des prismes rectangulaires droits comportant un équipement monté sur les surfaces de la face intérieure. Le volume intérieur du satellite est principalement occupé par les réservoirs de combustible, cependant, une telle utilisation n'est habituellement pas complète. Conformément à la présente invention, l'aire de la surface déployée du satellite est augmentée en imbriquant un ou plusieurs modules internes à l'intérieur du corps principal du satellite. Ces modules internes sont rangés durant le lancement mais déployés en orbite.
Le concept est permis par (a) le profil bas de l'équipement monté sur les surfaces du satellite, (b) l'utilisation volumétrique partielle du satellite actuel, et (c) le fait que la connexion entre l'équipement de bus monté sur le module pouvant tre déployé et le satellite est suffisamment souple. En outre, comme les composants du bus tendent à tre séparables individuellement, le concept peut tre adapté sur mesure au satellite entier, c'est-à-dire que si un volume interne insuffisant est disponible pour le rangement du bus entier, une réalisation partielle est alors possible où seuls des éléments sélectionnés du bus (par exemple la batterie) sont configurés sur le module pouvant tre déployé.
Un exemple du concept est illustré sur les 1 et 2. Les figures 1 et 2 illustrent un satellite après déploiement d'un module de bus qui comprend une batterie et une platine d'équipement logeant la plupart de l'équipement de bus électronique. Dans ce mode de réalisation, le module de bus prismatique est fixé par l'intermédiaire de rails de déploiement au cylindre central du satellite. Le centre du module est un cylindre creux qui lui permet d'tre rangé suivant une configuration imbriquée avec le cylindre central. Une fois que le satellite a atteint son orbite fonctionnelle, le module est abaissé par l'intermédiaire des rails de déploiement au-delà de la face opposée à la terre de la structure principale du satellite en augmentant ainsi l'aire de la surface totale et donc la dissipation thermique du satellite. L'aire de la surface requise du module de bus peut tre plus ou moins librement réglée en modifiant la hauteur du module et/ou ses panneaux d'extension de radiateur. La longueur et la largeur du module sont relativement plus limitées par le besoin de permettre le montage d'équipement sur les surfaces intérieures de la structure principale du satellite. Le résultat est une augmentation de la possibilité de rejet de chaleur du satellite et donc de la charge utile en proportion directe avec l'augmentation obtenue de la surface du radiateur en tant que résultat du déploiement du module de bus monté de façon interne.
Un exemple en variante d'un module de bus pouvant tre déployé est donné sur la figure 3. Dans ce cas, le module est destiné à une architecture de satellite dans laquelle le combustible est stocké dans un ensemble de réservoirs situés à proximité de l'extrémité arrière du satellite, en abaissant ainsi le centre CG (centre de gravité) du satellite par opposition aux réservoirs empilés à l'intérieur du cylindre central. Le module pouvant tre déployé contenant les batteries très lourdes du satellite et l'équipement du bus est rangé immédiatement en-dessous des réservoirs de combustible en améliorant ainsi davantage l'abaissement du centre de gravité du satellite.
Comme illustré sur la figure 4, l'approche de déploiement du module du cylindre non central consiste à articuler le module à partir des bords inférieurs des faces nord et sud du satellite. Dans ce cas, la surface du radiateur du module semble tre imposée par la longueur et l'épaisseur de la structure principale du satellite. En fait, ceci n'est pas strictement le cas dans la mesure où les modules articulés peuvent en fait tre à double face et peuvent à la limite doubler efficacement la possibilité de rayonnement relativement à l'aire de la surface du panneau arrière, suivant les conceptions spécifiques du panneau et du déploiement, le degré auquel les facteurs d'exposition des deux surfaces des panneaux articulés intérieurs interfèrent l'un avec l'autre, le blocage du facteur d'exposition par la structure principale du satellite, et le facteur de réflexion solaire à partir de la structure principale du satellite. La présente invention exploite le radiateur à double face par :
3. L'utilisation d'un manchon de batterie à double extrémité entourant chaque élément (voir les détails fournis sur les figures 5 et 6) qui agit pour conduire la chaleur vers les deux faces du radiateur. Cette approche présente le bénéfice supplémentaire d'éliminer le besoin de matériel de raidissement de la batterie dans la mesure où les deux panneaux de radiateur agissent eux-mmes en tant qu'éléments de raidissement.
3. L'utilisation d'un manchon de batterie à double extrémité entourant chaque élément (voir les détails fournis sur les figures 5 et 6) qui agit pour conduire la chaleur vers les deux faces du radiateur. Cette approche présente le bénéfice supplémentaire d'éliminer le besoin de matériel de raidissement de la batterie dans la mesure où les deux panneaux de radiateur agissent eux-mmes en tant qu'éléments de raidissement.
4. Le montage sélectif de l'équipement du bus sur les deux faces, ce qui à la fois répartit la chaleur de l'équipement du bus et augmente la surface de montage totale (se reporter aux figures 5 et 6).
Est également illustrée sur la figure 4 une réalisation supplémentaire du concept de déploiement de l'invention. Les convertisseurs EPC (convertisseurs d'énergie électrique) qui fournissent une alimentation à haute tension aux amplificateurs TWTA (amplificateurs à tube à onde progressive) de la charge utile sont déployés à partir de panneaux articulés verticaux pour tre face au nord et au sud durant le fonctionnement du satellite.
Durant le lancement, ces panneaux de charge utile peuvent tre rangés soit sur les faces est/ouest, soit sur les faces nord/sud. Une fois que le poste de fonctionnement est obtenu et que les panneaux et les réflecteurs solaires sont déployés, les panneaux du module de convertisseurs EPC sont déployés. En plus de donner des possibilités de rayonnement supplémentaires pendant le déploiement du satellite des composants reliés par câbles (soit le bus, soit la charge utile), l'invention permet l'avantage supplémentaire d'augmenter la surface de montage de l'équipement sur le satellite. Ceci, à son tour, conduit à des satellites construits plus aisément et donc à plus faible coût.
Une caractéristique principale de la présente invention est donc de fournir un système destiné à dissiper la chaleur perdue provenant de l'équipement générant de la chaleur porté par les satellites lorsqu'ils sont en orbite.
Une autre caractéristique de la présente invention est de fournir une architecture de bus de batterie de satellite qui est logée de façon interne dans le satellite durant le lancement et déployée du satellite une fois en orbite.
Encore une autre caractéristique de la présente invention est de fournir une telle architecture de satellite qui augmente la surface de radiateur disponible et la surface de montage pour un équipement de charge utile non souple tel que les amplificateurs TWTA, les guides d'onde, les multiplexeurs OMUX, les sources primaires et les réflecteurs.
Encore une autre caractéristique de la présente invention est de fournir une telle architecture de satellite dans laquelle les modules sont montés de façon articulée sur les extrémités arrière du satellite.
Encore une autre caractéristique de la présente invention est de fournir une telle architecture de satellite dans laquelle le module est monté sur des rails sur un cylindre central.
Encore une autre caractéristique de la présente invention est de fournir une telle architecture de satellite dans laquelle une partie ou la totalité de l'équipement électrique du sous-système d'alimentation est montée en mme temps sur la structure de batterie de manière telle que les deux soient déployées en orbite.
Encore une autre caractéristique de la présente invention est de fournir une telle architecture de satellite selon laquelle l'équipement du bus est monté sur les deux radiateurs tournés vers l'extérieur et tournés vers l'intérieur d'un module déployé de sorte que les deux surfaces des radiateurs dissipent la chaleur perdue de l'équipement du bus.
Encore une autre caractéristique de la présente invention est de fournir une architecture de satellite telle que l'équipement de batterie/bus soit monté au niveau de l'extrémité arrière du satellite en abaissant ainsi le centre de gravité du satellite une fois déployé et en facilitant la commande de l'attitude.
Encore une autre caractéristique de la présente invention est de fournir une telle architecture de satellite dans laquelle les extrémités est et ouest du radiateur extérieur s'étendent jusqu'au bord du carénage au niveau de la ligne médiane du satellite.
Encore une autre caractéristique de la présente invention est de fournir une telle architecture de satellite dans laquelle la batterie est une batterie à nickel-hydrogène.
Encore une autre caractéristique de la présente invention est. de fournir une telle architecture de satellite dans laquelle les manchons de batterie montent les radiateurs tournés vers l'intérieur et tournés vers l'extérieur d'un module déployé de telle manière que la batterie soit refroidie par les deux surfaces.
Encore une autre caractéristique de la présente invention est de fournir une telle architecture de satellite dans laquelle la batterie est une batterie à l'ion lithium.
Encore une autre caractéristique de la présente invention est de fournir une telle architecture de satellite dans laquelle les panneaux d'équipement de charge utile sont repliés durant le lancement du satellite et dépliés une fois que le satellite est en fonctionnement.
D'autres caractéristiques, avantages et bénéfices supplémentaires de l'invention seront mis en évidence dans la description suivante prise conjointement aux dessins suivants. Il doit tre compris que la description générale qui précède et la description détaillée qui suit constituent des exemples et une explication mais ne sont pas restrictifs pour l'invention. Les dessins annexés qui sont incorporés dans cette invention et en font partie, illustrent l'un des modes de réalisation de l'invention, et servent, de mme que la description, à expliquer les principes de l'invention en termes généraux. Des références numériques identiques se réfèrent à des parties identiques dans toute la description.
La figure 1 est une vue en perspective d'un satellite mettant en oeuvre l'invention, comportant des premier et second modules dans leur configuration rangée.
La figure 2 est une vue en perspective d'un satellite mettant en oeuvre l'invention, similaire à la figure 1, mais les premier et second modules étant dans leur configuration déployée.
La figure 2A est une vue de détail, en coupe, des composants illustrés sur les figures 1 et 2.
La figure 2B est une vue en perspective d'un satellite similaire à la figure 2, mais illustrant un autre mode de réalisation de l'invention.
La figure 3 est une vue en perspective du satellite des figures 1 et 2 sur orbite, son panneau solaire et ses antennes de communications étant complètement déployés.
La figure 4 est une vue en perspective d'un satellite, similaire à celui illustré sur les figures 1 à 3, mais présentant un autre mode de réalisation de l'invention, et comportant des premier et second modules dans leur configuration rangée.
La figure 5 est une vue en perspective, des panneaux étant retirés pour plus de clarté, du satellite illustré sur la figure 4, mais les premier et second modules étant dans leur configuration déployée.
La figure 6 est une vue en perspective du satellite illustré sur les figures 4 et 5, mais présentant des détails supplémentaires.
La figure 7 est une vue de détail, en coupe, d'un composant de l'invention, et
La figure 8 est une vue en perspective d'un satellite, similaire à ceux illustrés sur les figures 1 à 3 et les figures 4 à 6, mais présentant encore un autre mode de réalisation de l'invention.
La figure 8 est une vue en perspective d'un satellite, similaire à ceux illustrés sur les figures 1 à 3 et les figures 4 à 6, mais présentant encore un autre mode de réalisation de l'invention.
En se reportant maintenant aux dessins, et initialement aux figures 1 et 2 qui illustrent d'une façon générale un engin spatial ou satellite 20 comprenant un premier module 22 comportant un premier montage de composants et un second module 24 comportant un second montage de composants et une paire de panneaux de radiateurs thermiques opposés 26,28, respectivement.
Ceux-ci peuvent tre les panneaux de radiateurs de batterie nord et sud pour le satellite 20. Le second module 24 peut tre déplacé entre une position rangée (figure 1) à proximité du premier module 22, à laquelle les panneaux de radiateurs thermiques 26 ne sont que partiellement fonctionnels, et une position déployée (figure 2) éloignée du premier module au niveau de laquelle les panneaux de radiateurs thermiques 26,28 sont complètement fonctionnels en vue de dissiper de la chaleur perdue vers l'espace lointain pour au moins l'un des premier et second montages de composants.
On se rendra compte que les expressions"premier montage de composants"et"second montage de composants" peuvent définir des regroupements différents de composants dans des cas différents. Par exemple, dans un premier cas, le premier montage de composants peut comprendre une charge utile, comportant des amplificateurs à haute puissance tels que les amplificateurs TWT 59, des récepteurs, des multiplexeurs d'entrée et de sortie, des émetteurs, des commutateurs d'entrée et de sortie, des circuits hybrides, et analogue, de mme que des éléments utiles tels que ceux qui sont concernés directement par la mission programmée du satellite 20 comme les panneaux solaires 30 constitués de panneaux solaires multiples 32 et les antennes de communications 34 (se reporter à la figure 3), alors que le second montage de composants peut comprendre un ensemble de réservoirs de combustible 36, des dispositifs d'impulseurs 38 destinés à repositionner sélectivement le satellite dans l'espace, des conduites 40 destinées à délivrer du combustible depuis l'ensemble de réservoirs de combustible aux dispositifs d'impulseurs, un équipement de bus électronique 42, et une pluralité de batteries 44 destinées à alimenter les premier et second montages de composants.
Dans un autre cas, le premier montage de composants peut comprendre les éléments de charge utile mentionnés ci-dessus, un ensemble de réservoirs de combustible 36, des dispositifs d'impulseurs 36, et des conduites 40 alors que le second montage de composants comprend un équipement de bus électronique 42 et une pluralité de batteries 44.
Encore dans un autre cas, le premier montage de composants peut à nouveau comprendre les éléments de charge utile mentionnés ci-dessus, un ensemble de réservoirs de combustible 36, des dispositifs d'impulseurs 38, des conduites 40, et un équipement de bus électronique 42, alors que le second montage de composants comprend une pluralité de batteries 44.
Dans encore un autre cas, en observant la figure 2B, le premier montage de composants peut à nouveau comprendre les éléments de charge utile mentionnés cidessus, un ensemble de réservoirs de combustible 36, des dispositifs d'impulseurs 38, des conduites 40 et un premier ensemble 46 d'équipements de bus électronique alors que le second montage de composants comprend un second ensemble 48 d'équipements de bus électronique, et une pluralité de batteries 44 destinées à alimenter les premier et second montages de composants. Dans ce cas, les fonctions du bus électronique peuvent tre partagées entre les premier et second modules 22,24. Le premier ensemble 46 peut tre mis en oeuvre pour exécuter une première partie des fonctions du sous-système d'alimentation telles que la régulation de décharge des batteries et le second ensemble 48 peut tre mis en oeuvre pour exécuter d'autres fonctions du sous-système d'alimentation telles que la régulation de charge des batteries.
En continuant à observer les figures 1 et 2, le premier module 22 comprend un logement tubulaire 50 destiné à supporter structurellement des éléments tels que les panneaux de communications nord et sud 52,54, les panneaux de communications est et ouest 56,58 et les tubes à ondes progressives 59 sur ceux-ci, des réservoirs à combustible 36, des dispositifs d'impulseurs 38, une platine de sous-système ACS (sous-système de commande d'attitude) 60 et des roues inertielles 62 sur celui-ci, un groupe d'impulseurs 64 et ses supports, et des bras 66 pour les antennes 34 (figure 3). Le logement 50 peut tre cylindrique, ovale, polygonal, ou d'une autre forme en section transversale appropriée définissant une surface extérieure 67. Le second module 24 comprend une gaine tubulaire 68 de forme et de dimension telles qu'elle définisse une surface intérieure 69 qui est reçue de façon télescopique sur la surface extérieure 67 du logement 50 du premier module 22 et en étroite conformité avec le logement. Comme avec le logement 50, la gaine 68 sert à supporter structurellement des éléments tels que les radiateurs de bus est et ouest 70,72 configurés avec une fente de passage de bras 74, les panneaux de radiateurs thermiques 26,28, les platines d'équipement 60, 64 et, comme illustré sur la figure 2, l'équipement de bus électronique 42 et les batteries 44. Le second module 24 est mobile en translation relativement au premier module 22 le long d'un axe de déploiement entre la position rangée (figure 1) et la position déployée (figure 2) mais ne permettant pas une rotation mutuelle autour de l'axe de déploiement. Ceci est obtenu au moyen d'un mécanisme 76 à clavettes pouvant tre mutuellement engagées par coulissement (figure 2A) partagé par le logement 50 et la gaine 68. A cette fin, le mécanisme à clavettes 76 comprend, par exemple, une nervure s'étendant longitudinalement 78 faisant saillie à partir de la surface intérieure 69 de la gaine 68 en engagement coulissant avec l'élément 80 de canal s'étendant longitudinalement dépassant de la surface extérieure 67 du logement 50. D'autres conceptions appropriées du mécanisme à clavettes 76 pourraient également tre envisagées.
Comme cela est décrit de façon schématique sur la figure 2, un actlorineur approprié 82, monté sur le premier module. 22, est relié au second module 24 en vue de déplacer le second module entre les positions rangée et déployée.
On se réfère maintenant aux figures 4,5 et 6 qui illustrent un autre mode de réalisation de l'invention.
Dans ce cas, un satellite 90 comprend une paire de panneaux d'équipement 92, bien qu'il puisse y avoir un seul ou plus de deux tels panneaux d'équipement en restant dans le contexte de l'invention. Comme avec le satellite 20, le satellite 90 comporte une pluralité de faces discrètes définies par les panneaux de communications nord et sud 94,96, respectivement, et par les panneaux de communications est et ouest 98,100, respectivement. Les antennes de communications 34 sont également illustrées, de façon caractéristique, montées d'une manière appropriée pour un déplacement entre une position rangée (figure 4) et une position déployée (figure 5). Chaque panneau d'équipement 92 comprend un montage de composants générant de la chaleur qui nécessitent un refroidissement, illustrés ici par des batteries 44, et comprend également des plaques de radiateurs thermiques 104. Des connecteurs d'un certain type 106, tels que des articulations, en emplacement et nombre appropriés, sont prévus pour le montage de chaque panneau d'équipement 92 en vue d'un déplacement entre une position rangée (figure 4) à proximité de l'une des faces du satellite, telle que la face opposée à la terre 108, de sorte que les plaques de radiateurs thermiques 104 ne sont que partiellement fonctionnelles, et une position déployée éloignée de la face 108, à laquelle position, chaque plaque de radiateur thermique est complètement fonctionnelle pour dissiper de la chaleur perdue vers l'espace lointain depuis le montage de composants générant de la chaleur tels que les batteries 44.
En observant la figure 7, on voit que chaque plaque de radiateur thermique 104 comprend au moins une surface de rayonnement,. thermique 110 destinée à rayonner la chaleur depuis celle-ci vers l'espace lointain, lorsque le panneau d'équipement 92 est déplacé vers la position déployée. Les batteries 44 sont montées de façon caractéristique dans des manchons 111 qui s'étendent entre les plaques 104 et sont liés à celles-ci. De préférence, chaque panneau d'équipement 92 comprend une paire de surfaces de rayonnement thermique 110 destinées à rayonner de la chaleur à partir de celles-ci vers l'espace lointain dans des directions opposées lorsqu'elles sont dans la position déployée, se reporter en particulier à la figure 5. Selon la conception des figures 4,5 et 6, un actionneur approprié 112 est indiqué de façon schématique sur la figure 4 pour le déplacement des panneaux d'équipement 92 entre les positions rangée et déployée. Comme on l'a mentionné précédemment, les connecteurs 116 comprennent une ou plusieurs articulations de montage de chaque panneau d'équipement en vue d'un mouvement autour d'un axe de pivotement 107 entre une position rangée (figure 4) à laquelle les plaques de radiateurs 104 ne sont que partiellement fonctionnelles et une position déployée (figures 5 et 6) à laquelle les plaques de radiateurs thermiques sont complètement fonctionnelles pour dissiper de la chaleur perdue vers l'espace lointain depuis l'ensemble des composants générant de la chaleur. Comme on peut le voir sur la figure 6, les panneaux d'équipement 92 basculent en réalité autour des axes de pivotement 107 qui sont espacés et mutuellement parallèles.
On se reporte maintenant cependant à la figure 8, qui illustre encore un autre mode de réalisation de l'invention. Dans cet exemple, un satellite 120, comprenant à nouveau une pluralité de faces discrètes 122,124 définies, respectivement, par des panneaux de communications nord et est 126,128, respectivement. Le satellite 120 comprend des panneaux d'équipement opposés 130,132, comprenant chacun un montage de composants générant de la chaleur tels que des batteries 44, qui nécessitent un refroidissement. Suivant la manière illustrée sur la figure 7, les batteries 44 sont prises en sandwich entre des plaques de radiateurs thermiques 104. De mme, les panneaux d'équipement sont montés, par exemple par des articulations 134, en vue d'un mouvement de pivotement autour des axes de pivotement 144,146, parallèles et espacés, entre une position rangée à proximité de l'une des faces 140, une face opposée à la terre, par exemple, au niveau de laquelle les plaques de radiateurs thermiques ne sont que partiellement fonctionnelles, et une position déployée éloignée de la face 140 à laquelle les plaques de radiateurs thermiques sont complètement fonctionnelles en vue de dissiper la chaleur perdue vers l'espace lointain à partir de l'ensemble des composants générant de la chaleur.
Sur la figure 8, on verra que le panneau d'équipement 132 (le panneau le plus proche du lecteur) est décrit comme étant rangé alors que le panneau d'équipement 130 (le panneau le plus éloigné du lecteur) est décrit comme étant complètement déployé. Ce dernier panneau est ég d'équipement 132 lorsqu'ils sont complètement déployés en maximisant ainsi efficacement leurs performances.
Bien que des modes de réalisation préférés de l'invention aient été décrits en détail, l'homme de l'art comprendra que diverses autres modifications peuvent tre apportées aux modes de réalisation illustrés sans s'écarter de la portée de l'invention telle qu'elle est décrite dans la description et définie dans les revendications annexées.
Claims (28)
1-Engin spatial (20), caractérisé en ce qu'il comporte :
un premier module (22) comprenant un premier montage de composants, et
un second module (24) comprenant un second montage de composants et des moyens radiateurs thermiques (26, 28), ledit second module (24) pouvant tre déplacé entre une position rangée à proximité dudit premier module (22) à laquelle lesdits moyens radiateurs thermiques (26,28) ne sont que partiellement fonctionnels et une position déployée éloignée dudit premier module à laquelle lesdits moyens radiateurs thermiques (26,28) sont complètement fonctionnels pour dissiper de la chaleur perdue vers l'espace lointain pour au moins l'un desdits premier et second montages de composants.
2-Engin spatial selon la revendication 1, caractérisé en ce que :
ledit premier module (22) comprend un logement (50) définissant une cavité intérieure,
et en ce que ledit second module (24) comprend une gaine (68) de forme et de dimension telles qu'elle soit reçue de façon télescopique à l'intérieur de la cavité interne dudit premier module, de telle sorte que
ledit second module soit mobile en translation le long d'un axe de déploiement entre la position rangée et la position déployée.
3-Engin spatial selon la revendication 2, caractérisé en ce que :
ledit logement (50) présente une section en coupe transversale polygonale, et
dans lequel ladite gaine (68) présente une section en coupe transversale polygonale.
4-Engin spatial selon la revendication 3, caractérisé en ce que
ledit logement et ladite gaine sont de forme et de dimension similaires de manière à pouvoir tre translatés mutuellement lorsque ledit second module se déplace entre une position rangée et une position déployée, mais ne pouvant pas tourner mutuellement autour de l'axe de déploiement.
5-Engin spatial selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'il comprend :
un moyen d'actionnement sur ledit premier module afin de déplacer ledit second module entre les positions rangée et déployée.
6-Engin spatial selon la revendication 1, caractérisé en ce que :
ledit premier montage de composants comprend une charge utile, et en ce que :
dans lequel ledit second montage de composants comprend un ensemble de réservoirs de combustible, des moyens propulseurs destinés à repositionner sélectivement ledit engin spatial dans l'espace, des moyens de conduites destinés à délivrer du combustible depuis ledit ensemble de réservoirs de combustible vers lesdits moyens propulseurs, un équipement de bus électronique, et une pluralité de batteries destinées à alimenter lesdits premier et second montages de composants.
7-Engin spatial selon la revendication 6, caractérisé en ce que :
ledit second montage de composants comprend un équipement de bus électronique et une pluralité de batteries destinées à alimenter lesdits premier et second montages de composants.
8-Engin spatial selon la revendication 7, caractérisé en ce que :
ledit second montage de composants comprend une pluralité de batteries destinées à alimenter lesdits premier et second montages de composants.
9-Engin spatial selon la revendication 8, caractérisé en ce que :
ledit second montage de composants comprend un second ensemble d'équipements de bus électronique et une pluralité de batteries destinées à alimenter lesdits premier et second montages de composants.
10-Engin spatial selon la revendication 1, caractérisé en ce que :
ledit premier module comprend un premier élément tubulaire central présentant une surface extérieure, et en ce que :
ledit second module comprend un second élément tubulaire central présentant une surface intérieure reçue par coulissement télescopique sur ladite surface extérieure dudit premier élément tubulaire central,
lesdits premier et second éléments tubulaires centraux comprenant des moyens de clavettes pouvant tre engagés mutuellement par coulissement, de telle sorte que
ledit second module soit mobile en translation le long d'un axe de déploiement entre la position rangée et la position déployée, sans pouvoir tourner mutuellement autour de l'axe de déploiement.
11-Engin spatial selon la revendication 10, caractérisé en ce que :
lesdits premier et second éléments tubulaires centraux présentent chacun une section en coupe transversale pratiquement circulaire.
12-Engin spatial comprenant une pluralité de faces discrètes caractérisé en ce qu'il comprend :
un panneau d'équipement comportant :
un montage de composants générant de la chaleur qui nécessitent un refroidissement,
des moyens radiateurs thermiques, et
un moyen de connexion fixant ledit panneau d'équipement en vue d'un déplacement entre une position rangée à proximité de l'une desdites faces au niveau de laquelle lesdits moyens radiateurs thermiques ne sont que partiellement fonctionnels et une position déployée distante de ladite face au niveau de laquelle lesdits moyens radiateurs thermiques sont complètement fonctionnels en vue de dissiper de la chaleur perdue vers l'espace lointain depuis ledit montage de composants générant de la chaleur.
13-Engin spatial selon la revendication 12, caractérisé en ce que :
ledit panneau d'équipement comprend au moins une surface radiatrice thermique destinée à rayonner de la chaleur vers l'espace lointain lorsqu'il est dans la position déployée.
14-Engin spatial selon la revendication 12, caractérisé en ce que :
ledit panneau d'équipement comprend une paire de surfaces radiatrices thermiques opposées destinées à rayonner de la chaleur vers l'espace lointain dans des directions opposées lorsqu'il est dans la position déployée.
15-Engin spatial selon la revendication 12, caractérisé en ce qu'il comprend :
un moyen d'actionnement sur ledit engin spatial destiné à déplacer ledit panneau d'équipement entre les positions rangée et déployée.
16-Engin spatial selon la revendication 12, caractérisé en ce que :
ledit moyen de connexion comprend un montage articulé dudit panneau d'équipement en vue d'un mouvement autour d'un axe de pivotement entre une position rangée à laquelle lesdits moyens radiateurs thermiques ne sont que partiellement fonctionnels et une position déployée à laquelle lesdits moyens radiateurs thermiques sont complètement fonctionnels en vue de dissiper de la chaleur perdue vers l'espace lointain depuis ledit montage de composants générant de la chaleur.
17-Engin spatial comprenant une pluralité de faces discrètes caractérisé en ce qu'il comporte :
un premier panneau d'équipement comprenant :
un montage de composants générant de la chaleur qui nécessitent un refroidissement,
des moyens radiateurs thermiques, et
un premier moyen d'articulation de montage dudit premier panneau d'équipement en vue d'un mouvement autour d'un premier axe de pivotement entre une position rangée à proximité de l'une desdites faces à laquelle lesdits moyens radiateurs thermiques ne sont que partiellement fonctionnels et une position déployée éloignée de ladite première face à laquelle lesdits moyens radiateurs thermiques sont complètement fonctionnels en vue de dissiper de la chaleur perdue vers l'espace lointain depuis ledit montage de composants générant de la chaleur, et
un second panneau d'équipement comprenant :
un montage de composants générant de la chaleur qui nécessitent un refroidissement,
des moyens radiateurs thermiques, et
un second moyen d'articulation de montage dudit second panneau d'équipement en vue d'un mouvement autour d'un second axe de pivotement parallèle au et espacé dudit premier axe de pivotement entre une position rangée à proximité d'une autre desdites faces, à laquelle lesdits moyens radiateurs thermiques ne sont que partiellement fonctionnels, et une position déployée éloignée de ladite autre face, à laquelle lesdits moyens radiateurs thermiques sont complètement fonctionnels en vue de dissiper de la chaleur perdue vers l'espace lointain depuis ledit montage des composants générant de la chaleur.
18-Engin spatial selon la revendication 17, caractérisé en ce que :
chacun desdits premier et second panneaux d'équipement comprend une paire de surfaces radiatrices thermiques opposées destinées à rayonner de la chaleur vers l'espace lointain dans des directions opposées, lorsqu'il est dans la position déployée.
19-Engin spatial selon la revendication 17, caractérisé en ce que
chacun desdits premier et second panneaux d'équipement comprend au moins une surface radiatrice thermique destinée à rayonner de la chaleur vers l'espace lointain, lorsqu'il est dans la position déployée.
20-Engin spatial selon la revendication 17, caractérisé en ce qu'il comprend :
des moyens d'actionnement sur ledit engin spatial destinés à déplacer chacun desdits premier et second panneaux d'équipement entre les positions rangée et déployée.
21-Engin spatial comprenant une pluralité de faces discrètes caractérisé en ce qu'il comprend :
un premier panneau d'équipement comportant :
un montage de composants générant de la chaleur qui nécessitent un refroidissement,
des moyens radiateurs thermiques, et
un premier moyen d'articulation de montage dudit premier panneau d'équipement en vue d'un mouvement autour d'un premier axe de pivotement entre une position rangée à proximité de l'une desdites faces, à laquelle lesdits moyens radiateurs thermiques ne sont que partiellement fonctionnels, et une position déployée éloignée de ladite une face, à laquelle lesdits moyens radiateurs thermiques sont complètement fonctionnels en vue de dissiper de la chaleur perdue vers l'espace lointain depuis ledit montage de composants générant de la chaleur, et
un second panneau d'équipement comprenant :
un montage de composants générant de la chaleur qui nécessitent un refroidissement,
des moyens radiateurs thermiques, et
un second moyen d'articulation de montage dudit second panneau d'équipement en vue d'un mouvement autour d'un second axe de pivotement parallèle audit premier axe de pivotement et espacé de celui-ci, entre une position rangée à proximité de ladite une face, à laquelle lesdits moyens radiateurs thermiques ne sont que partiellement fonctionnels, et une position déployée éloignée de ladite une autre face, à laquelle lesdits moyens radiateurs thermiques sont complètement fonctionnels en vue de dissiper de la chaleur perdue vers l'espace lointain depuis ledit montage de composants générant de la chaleur.
22-Engin spatial selon la revendication 21, caractérisé en ce que :
chacun desdits premier et second panneaux d'équipement comprend une paire de surfaces radiatrices thermiques opposées destinées à rayonner de la chaleur vers l'espace lointain dans des directions opposées, lorsqu'il est dans la position déployée.
23-Engin spatial selon la revendication 21, caractérisé en ce que :
chacun desdits premier et second panneaux d'équipement comprend au moins une surface radiatrice thermique destinée à rayonner de la chaleur vers l'espace lointain lorsqu'il est dans la position déployée.
24-Engin spatial selon la revendication 21, caractérisé en ce que :
lesdits premier et second panneaux d'équipement sont espacés latéralement dans la direction des premier et second axes de pivotement.
25-Engin spatial selon la revendication 1, caractérisé en ce que :
ledit premier montage de composants comprend une charge utile, un ensemble de réservoirs de combustible, des moyens propulseurs destinés à repositionner sélectivement ledit engin spatial dans l'espace, et des conduits destinés à délivrer du combustible depuis ledit ensemble de réservoirs de combustible vers lesdits moyens propulseurs, et
en ce que ledit second montage de composants comprend un équipement de bus électronique et une pluralité de batteries destinées à alimenter lesdits premier et second montages de composants, et un moyen d'articulation de montage dudit second module sur ledit premier module en vue d'un mouvement entre une position rangée à proximité de l'une desdites faces, à laquelle lesdits moyens radiateurs thermiques ne sont que partiellement fonctionnels, et une position déployée éloignée de ladite face, à laquelle lesdits moyens radiateurs thermiques sont complètement fonctionnels en vue de dissiper de la chaleur perdue vers l'espace lointain depuis au moins l'un desdits premier et second montages de composants.
26-Engin spatial selon la revendication 1, caractérisé en ce que :
ledit premier montage de composants comprend une charge utile, un ensemble de réservoirs de combustible, des moyens propulseurs destinés à repositionner sélectivement ledit engin spatial dans l'espace, des conduits destinés à délivrer du combustible depuis ledit ensemble de réservoirs de combustible vers lesdits moyens propulseurs, et un équipement de bus électronique, et
en ce que lequel ledit second montage de composants comprend une pluralité de batteries destinées à alimenter lesdits premier et second montages de composants, et un moyen d'articulation de montage dudit second module sur ledit premier module en vue d'un déplacement entre une position rangée à proximité de l'une desdites faces, à laquelle lesdits moyens radiateurs thermiques ne sont que partiellement fonctionnels, et une position déployée éloignée de ladite face, à laquelle lesdits moyens radiateurs thermiques sont complètement fonctionnels en vue de dissiper de la chaleur perdue vers l'espace lointain depuis au moins l'un desdits premier et second montages de composants.
27-Engin spatial selon la revendication 1, caractérisé en ce que :
ledit premier montage de composants comprend une charge utile, un ensemble de réservoirs de combustible, des moyens propulseurs destinés à repositionner sélectivement ledit engin spatial dans l'espace, des conduits destinés à délivrer du combustible depuis ledit ensemble de réservoirs de combustible vers lesdits moyens propulseurs, et un premier ensemble d'équipement de bus électronique, et
en ce que ledit second montage de composants comprend un second ensemble d'équipements de bus électronique et une pluralité de batteries destinées à alimenter lesdits premier et second montages de composants, et un moyen d'articulation de montage dudit second module sur ledit premier module en vue d'un déplacement entre une position rangée à proximité de l'une desdites faces, à laquelle lesdits moyens radiateurs thermiques ne sont que partiellement fonctionnels, et une position déployée éloignée de ladite face, à laquelle lesdits moyens radiateurs thermiques sont complètement fonctionnels en vue de dissiper de la chaleur perdue vers l'espace lointain depuis au moins l'un desdits premier et second montages de composants.
28-Engin spatial comprenant une pluralité de faces discrètes caractérisé en ce que :
ledit panneau d'équipement comprend une paire de plaques radiatrices thermiques espacées présentant des surfaces destinées à rayonner de la chaleur vers l'espace lointain, et
en ce que lesdits composants générant de la chaleur comprennent une pluralité de batteries disposées entre les plaques de ladite paire de plaques radiatrices thermiques espacées, et un manchon entourant chacune desdites batteries et s'étendant entre lesdites plaques radiatrices thermiques et lié à celles-ci.
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