FR2833242A1 - Methodes et systemes pour diriger des satellites a energie de propulsion electrique pour les maintenir sur orbite stationnaire - Google Patents
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Abstract
Méthodes et systèmes pour diriger des satellites à énergie de propulsion électrique pour les maintenir sur orbite stationnaire. Un dispositif à propulsion électrique (PE) est utilisé pour permettre à un satellite d'effectuer un trajet suivant une orbite terrestre stationnaire prédéterminée. La puissance propulsive et électrique du PE sont réglées pour faire varier la poussée et l'impulsion spécifique du dispositif PE. Un réseau solaire fournit l'énergie électrique pendant chaque cycle d'un jour terrestre avec un excès de puissance au-delà de celle nécessaire par l'engin spatial stockée dans une batterie. Une commande informatique gère la tension, le courant et la durée de fonctionnement pour minimiser la consommation d'énergie de propulsion et l'impact à l'égard du système.
Description
compound une ouverture de passage de conduit.
ARRIERE PLAN DE L'INVENTION
1. Domaine de l'invention
La présente description concerne des méthodes et des systèmes nouveaux
et perfectionnés pour diriger les orbites de satellites et analogues qui utilisent des
systèmes de propuision électrique (" PE ") pour les maintenir à l'état stationnaire.
s 2. Arrière plan des développements proches de l'invention Les systèmes PE procurent un avantage substantiel concernant la masse par rapport aux systèmes de propuision chimique. Les systèmes PE fonctionnent en convertissant l'énergie électrique en moment, typiquement en chauffant ou en to ionisant un gaz et en l'accélérant. L'efficacité de la masse de propuision d'un dispositif de propuision électrique est caractérisée par son impuision spécifique (" Isp "). Un dispositif PE ayant une Isp plus importante exige une masse de propuision inférieure pour obtenir une impuision totale donnée. Cependant, un dispositif ayant une Isp plus importante exige également plus d'énergie pour s obtenir une impuision totale donnée. Ceci veut dire que le dispositif exigera plus
de puissance et / ou plus de temps pour accomplir une mission donnée.
En raison de la nécessité d'équilibrer la masse de propuision et la capacité de puissance, il existe une Isp optimale (et par conséquent un niveau de puissance optimal) pour chaque mission de propuision électrique. En général, I'lsp optimale dépend de la quantité de puissance disponIble pour l'utilisation par le dispositif PE. Plus la puissance disponible pour le dispositif PE est élevée, plus
l'impuision spécifique optimale est élevée.
RESUME DE L'INVENTION
Des méthod es et d es systèmes nouveaux et perfection nés sont d écrits pou r diriger un système PE d'un satellite nocessitant d'être maintenu de façon s stationnaire. Les méthodes et systèmes maintiennent une orbite terrestre prescrite en utilisant les étapes et éléments de dispositif référencés ci-après qui sont à
considérer en combinaison les uns avec les autres.
(a) Une analyse d'orbite est utilisée pour calculer la durée de fonctionnement o d'un dispositif PE et la durée de stockage de la recharge d'une bafferie requise pour décrire une orbite prédéterminée maintenue à l'état stationnaire. (b) Une analyse de la puissance est utilisée pour calculer la chute de puissance due à une
éclipse solaire et la puissance d'entrée d'une recharge de bafferie.
s La tension du propuiseur d'un dispositif PE, le courant et la chute de puissance maximum admissible de la batterie du propuiseur sont (c) fixés et le dispositif PE est (d) initié pour démarrer le fonctionnement d'un dispositif PE simultanément avec le démarrage d'une horloge de satellite. Le temps (e) de l'horloge de satellite est comparé avec la durée de fonctionnement du dispositif PE o et le fonctionnement du dispositif PE est (f) terminé lorsque le temps de l'horloge
est supérieur à la durée de fonctionnement.
(9) On détermine que la chute de puissance est supérieure à / ou inférieure à la chute de puissance maximum lorsque le temps d'horloge est inférieur à la durée de fonctionnement. Lorsque (h) la chute de puissance est supérieure à la chute de puissance maximum le courant de propuision du PE est augmenté et la tension de propuision est diminuée. Lorsque la chute de puissance est inférieure à la chute de puissance maximale, (i) on diminue le courant de propuision et on augmente la tension de propuision et on répète les étapes ou éléments (e) à (i) jusqu'à l'étape so ou dispositif (f), lorsque le temps d'horloge est supérieur à la durée de fonctionnement.
BREVE DESCRIPTION DES FIGURES
La figure 1 est un diagramme en blocs des composants majeurs du présent
maintien sur orbite stationnaire d'un satellite utilisant un système PE.
La figure 2 est un diagramme fonctionnel à blocs d'un programme de contrôle informatique installé sur l'ordinateur à bord de l'engin spatial maintenu à
l'état stationnaire pour diriger le vol orbital stationnaire d'un satellite.
DESCRIPTION DETAILLEE DE(S) REALISATION(S) PREFERE(ES)
Depuis plusieurs années, des dispositifs PE ont été utilisés pour maintenir à l'état stationnaire des satellites de communications géostationnaires. La puissance utilisée pour la propuision électrique est typiquement l'excès de puissance du réseau solaire qui reste après que les exigences du bus et de la charge payante s de l'engin spatial ont été remplies. La puissance disponible varie en fonction d'une variété de facteurs comprenant l'age du réseau solaire, la saison dans l'année, la température de l'engin spatial et la fraction de ia charge payante qui est en " service ". Une puissance additionnelle est fournie par des batteries qui sont elles-mêmes chargées en utilisant la puissance en excès fournie par le réseau o solaire. Des dispositifs antérieurs ont été optimisés pour fonctionner dans la condition du " pire cas " lorsqu'une puissance minimale est disponible du réseau (typiquement à la fin de l'été de l'hémisphère nord). Ces dispositifs fonctionnent à
un niveau de puissance constant pendant toute la durée de vie de l'engin spatial.
Dans le cas de satellites géostationnaires, pour la plupart des durées de vie du satellite, les réseaux solaires produisent une puissance significativement supérieure à celle de la condition du a pire cas ". Un réseau qui génère 15 kW dans les conditions du " pire cas " pourrait générer 17 kW à un point différent de la durée de vie du satellite. Lorsqu'un excès de puissance est disponible, o l'intégration de l'excès de puissance (c'est-à-dire la puissance disponible du réseau solaire du satellite au-delà de celle requise pour la charge payante, le bus et la recharge de la batterie) au-delà d'un jour donné est effectivement de l'énergie a libre ". Lorsque cette énergie libre existe dans un jour donné, elle peut être
stockée dans une batterie ou dans un système similaire de stockage d'énergie.
Cette énergie stockée peut être utilisée pour augmenter la puissance du système PE en augmentant l'impuision spécifique du propuiseur. En conséquence, la charge propuisive totale du satellite pour le maintenir à l'état stationnaire peut être
réduite sans augmenter le coût ou la masse du système de puissance.
Le système PE nouveau selon l'invention nécessite en premier lieu un propuiseur électrique et une unité de gestion de la puissance capables de o fonctionner à des modes de propuision et d'impuision spécifiques différents. Dans le cas de propuiseurs ioniques ou du type Hall, ceci nécessite un fonctionnement à des faisceaux ou des courants de décharge différents et des tensions d'accélération et de décharge différentes. A puissance constante, I'augmentation de la tension entrarne une augmentation de l'impuision spécifique au dépens de la propuision et l'augmentation du courant entrane une augmentation de la
propuision au dépens de l'impuision spécifique.
Ce système peut avoir des points de réglage de la tension et du courant continuellement réglables ou discrets. Au niveau du satellite, cette caractéristique o peut être utilisée pour augmenter la tension et par conséquent l'impuision spécifique dans la combinaison des deux méthodes suivantes: le maintien de la puissance constante ou l'ailongement de la durée de fonctionnement ou en maintenant constante la durée de fonctionnement et l'augmentation du niveau de la puissance. La première méthode permettra de maintenir constante l'énergie s tirée sur la batterie mais réduira la durée disponible de la recharge tandis que la seconde méthode maintiendra la durée de recharge disponible constante mais augmentera l'énergie tirée de la batterie. Dans tous les cas, I'énergie en excès disponible pour le satellite pendant un jour donné est utilisoe pour réduire la
consommation de la propuision.
Dans le cas de la mission (Deep Space 1) le satellite surveille la puissance disponible et augmente la poussée du système PE jusqu'à ce qu'une chute de la puissance de la batterie soit observée. Le système PE règle alors la puissance à un niveau plus faible jusqu'à ce que la chute de la puissance de la batterie ne soit plus observoe. Les systèmes et méthodes selon l'invention diffèrents du système " Deep Space 1 " suivant deux voies essentielles. Premièrement les méthodes et s systèmes selon l'invention utilisent l'excès d'énergie disponible durant un cycle de puissance donné, tel qu'un jour, tandis que le système PE du Deep Space 1 règle instantanément vers le haut la puissance de la poussée pour utiliser immédiatement la puissance disponible. En second lieu bien que l'impuision spécifique varie quelque peu au-delà de l'intervalle de réglage du Deep Space 1, o le système utilise principalement de la puissance en excès pour augmenter la puissance tandis que les méthodes et systèmes de l'invention utilisent un excès
de puissance pour augmenter l'impulsion spécifique.
En référence à la figure 1, le composant principal pour produire de la s puissance du satellite 30 maintenu stationnaire selon l'invention est constitué par un ou plusieurs réseaux solaires 31 qui génèrent de la puissance électrique à partir du rayonnement solaire. L'énergie issue du réseau solaire est dirigée vers une unité de distribution de puissance 34 qui utilise une bafferie 32 pour le stockage de l'énergie et fournit de la puissance à une charge payante 35 et un dispositif PE 36. L'unité de distribution de puissance dirige la puissance électrique vers un mélange d'échange de charges individuelles, comprenant une charge d'un système PE. Sous la direction d'un contrôleur de l'engin spatial il peut diriger de la puissance en excès du réseau solaire vers la bafferie pour stocker ou tirer de la
puissance de la batterie à utiliser dans l'engin spatial.
La batterie 32, I'unité de distribution de puissance 34, la charge payante 35 et le dispositif PE 36 sont reliés à un ordinateur 38 de l'engin spatial par des lignes 37 représentant à la fois des lignes de télémétrie et de signal de l'engin spatial pour permettre une communication de la station au sol et du sateilite avec un so dispositif de commande du dispositif PE, de la charge payante, de la bafferie et
des réseaux solaires.
Le diagramme informatique de la figure 1 représente les étapes majeures du procédé et des éléments de système mis en _uvre dans les procédés et systèmes de la présente invention. De façon spécifique, les lettres de référence ta) à (i) décrivent de façon distincte un système de contrôle complet d'ordinateur s capable d'accomplir les fonctions nécessaires d'un satellite maintenu à l'état stationnaire.
Bien entendu la description ci-dessus ne sert qu'à illustrer l'invention.
Différentes variantes et modifications peuvent être envisagées par l'homme du o métier sans s'écarter de l'invention. Par conséquent, la présente invention englobe également toutes ces variantes et modifications qui sont comprises dans la portée
de la présente invention.
Claims (3)
1) Un système pour diriger un dispositif de propuision électrique " PE " d'un satellite pour maintenir une orbite terrestre donnée à l'état stationnaire, le système comprenant au moins les éléments suivants à considérer en combinaison les uns avec les autres: un dispositif EP capable d'utiliser une puissance de propuision et électrique pour produire une poussée variable et une impuision spécifique qui supporte la mission du satellite, un réseau solaire pour produire de 1'énergie électrique à partir du soleil pendant chacun des cycles de puissance du satellite, un dispositif de stockage pour stocker l'énergie électrique générée par le réseau solaire, un contrôleur capable de faire varier la tension du dispositif PE, son courant, et la durée de fonctionnement pour utiliser l'énergie stockée d'une manière optimale en minimisant l'utilisation de la propuision et en minimisant
l'impact par rapport au système de puissance.
2) Une méthode pour diriger un dispositif de propuision électrique (" PE ") d'un satellite pour maintenir une orbite terrestre à l'état stationnaire, la méthode comprenant au moins les étapes de procédé suivantes à considérer en combinaison les unes avec les autres: un dispositif PE utilisant une puissance de propuision et électrique pour produire une poussée et une impuision spécifique variable, utilisant un réseau solaire pour produire de l'énergie électrique à partir du soleil pendant chacun des cycles de puissance du satellite, le stockage de l'énergie électrique produite par le réseau solaire dans un dispositif de stockage tel qu'une batterie, I'utilisation d'un contrôleur programmé pour minimiser la chute de la s tension PE, la chute de courant et la longueur de la durée de fonctionnement du PE pour minimiser la consommation de l'énergie de propuision sans affecter d'une manière négative la mission de l'engin spatial. o
3) Une méthode pour diriger un dispositif à propuision électrique (" PE ") d'un satellite à maintien géostationnaire pour maintenir une orbite terrestre selon un état stationnaire prescrit, la méthode comprenant les étapes suivantes considérées en combinaison les unes avec les autres: s (a) I'utilisation d'une analyse d'orbite pour calculer la durce de fonctionnement d'un dispositif PE et une durée de stockage de la recharge de la batterie requises pour le trajet suivant une orbite stationnaire prédétermince, (b) I'utilisation d'une analyse de puissance pour calculer la chute de puissance lors d'une éclipse solaire et la puissance d'entrée de recharge d'une batterie, (c) le réglage de la tension et du courant du propuiseur du dispositif PE et la chute maximale admissible de la puissance de la batterie du propuiseur, (d) I'allumage du dispositif PE pour démarrer le fonctionnement du dispositif PE et simultanément le démarrage d'une horloge du satellite, (e) la comparaison de la durée de l'horloge du satellite et du temps de fonctionnement du PE, l'arrêt du fonctionnement du dispositif PE lorsque la durée de l'horloge est supérieure à celle de la durée de fonctionnement, (g) la détermination que la chute de puissance est supérieure à ou inférieure à la chute de puissance maximale lorsque la durée de 1'horloge est inférieure à la durée de fonctionnement, (h) I'augmentation du courant de propuision du PE et la diminution de la tension de propuision du PE lorsque la chute de puissance est supérieure o à la chute de puissance maximale, (i) la diminution du courant de propuision du PE et la diminution de la tension de propuision de l'EP lorsque la chute de puissance est inférieure à la chute de puissance maximale, la diminution du courant de propuision et I'augmentation de la tension de propuision et 0) la répétition des étapes (e) à (i) jusqu'à l'étape (0 lorsque la durée est
supérieure à la durée de fonctionnement.
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