FR2878505A1 - Ensemble pour systeme de propulsion d'un engin spatial et systeme de propulsion comportant au moins un tel ensemble - Google Patents

Abstract

L'invention se rapporte à un ensemble (118a, 118b, 118c) pour système de propulsion (100) d'un engin spatial tel qu'un satellite, l'ensemble comprenant un réseau de canaux (20) apte à être raccordé à deux éléments distincts du système de propulsion, ainsi qu'au moins une vanne d'isolation (122) agencée sur le réseau de canaux de manière à pouvoir autoriser/interdire le passage d'un fluide (4,10,12) entre les deux éléments, l'ensemble comportant en outre au moins une vanne de remplissage/vidange (24) raccordée au réseau de canaux. Selon l'invention, chaque vanne d'isolation (122) est une vanne à actionneur thermodéformable autorisant une pluralité d'ouvertures et de fermetures de cette vanne d'isolation (122).

Description

ENSEMBLE POUR SYSTEME DE PROPULSION D'UN ENGIN SPATIAL

ET SYSTEME DE PROPULSION COMPORTANT AU MOINS UN TEL

ENSEMBLE

DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE

La présente invention se rapporte de façon générale à un système de propulsion d'un engin spatial, du type à liquide, à gaz ou électrique. Le système de propulsion s'applique à tout engin spatial, tel qu'un véhicule spatial, une sonde, ou encore un satellite, par exemple un satellite artificiel géosynchrone.

Par ailleurs, l'invention concerne également un ensemble pour système de propulsion d'un engin spatial, cet ensemble comprenant un réseau de canaux apte à être raccordé à deux éléments distincts du système de propulsion tels qu'un réservoir de gaz neutre sous pression ou des réservoirs d'ergols liquides, ainsi qu'au moins une vanne d'isolation agencée sur le réseau de canaux de manière à pouvoir autoriser/interdire le passage d'un fluide entre ces deux éléments, l'ensemble comportant en outre au moins une vanne de remplissage/vidange raccordée au réseau de canaux.

ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE

En référence à la figure 1, il est 30 représenté schématiquement un système de propulsion 1 de satellite, selon une réalisation classique de l'art antérieur.

Comme on peut l'apercevoir sur cette figure, le système de propulsion 1 comporte principalement un réservoir 2 de gaz neutre 4 sous pression, des réservoirs 6 et 8 d'ergols 10 et 12, ainsi que des moyens propulseurs 14. De cette façon, le système de propulsion 1 est globalement conçu de sorte que le gaz neutre 4 soit en mesure de mettre les ergols 10 et 12 sous pression, afin que ces derniers puissent alimenter les moyens propulseurs 14 du système.

Plus précisément, le réservoir 2 renferme typiquement de l'hélium 4 à une pression d'environ 300 bars, cet hélium 4 ayant pour fonction de mettre les ergols 10 et 12 sous une pression d'environ 20 bars à l'intérieur du système 1.

Pour ce faire, le réservoir 2 est connecté à un régulateur de pression 16, lui-même communiquant directement avec chacun des deux réservoirs 6 et 8 d'ergols 10 et 12. Par ailleurs, un ensemble 18a est agencé entre le réservoir 2 et le régulateur de pression 16, de manière à autoriser ou interdire la communication entre ces deux éléments.

En effet, comme ceci est visible sur la figure 1, l'ensemble 18a comprend un réseau de canaux 20, dont une entrée est reliée au réservoir 2 et une sortie est reliée au régulateur de pression 16. De plus, deux vannes d'isolation 22 sont disposées en série entre les canaux 20. Notons que lorsque le satellite est au sol, l'une des deux vannes d'isolation 22 est dans une position initiale fermée, tandis que l'autre est dans une position initiale ouverte.

A ce titre, il est précisé que la vanne d'isolation 22 en position initiale fermée est conçue de manière à constituer une barrière de sécurité répondant aux règlements de sauvegarde des pas de tir.

Dans ce type de système de propulsion, comme mentionné ci-dessus, la pression de l'hélium 4 dans le réservoir 2 est de l'ordre de 300 bars. Ainsi, pour faire face à ces fortes pressions, la solution d'une vanne d'isolation 22 à actionneur pyrotechnique a rapidement été adoptée, dans la mesure où outre sa capacité à supporter les efforts importants générés par la pression du gaz, celle-ci s'est révélée susceptible de procurer une étanchéité tout à fait compatible avec le niveau de sécurité imposé.

Cependant, la nature même de ces vannes pyrotechniques implique qu'elles sont à fonctionnement unique, à savoir qu'une fois actionnées, elles ne peuvent repasser d'une position ouverte à une position fermée, ou inversement.

C'est la raison pour laquelle une seconde vanne d'isolation 22 est prévue sur l'ensemble 18a, dans une position initiale ouverte.

Effectivement, lorsque le satellite se situe en orbite basse et qu'il doit être acheminé sur une orbite géostationnaire, il est procédé à l'ouverture de la vanne d'isolement 22 initialement fermée, de sorte que l'hélium 4 parvienne à mettre les ergols 10 et 12 sous pression à l'intérieur du système 1. A ce moment, les deux vannes d'isolation 22 à actionneur pyrotechnique de l'ensemble 18a sont en position ouverte, permettant le passage de l'hélium 4 entre le réservoir 2 et le régulateur 16, et autorisant par conséquent l'alimentation des moyens propulseurs 14 en ergols 10 et 12.

Une fois l'opération de mise à poste du satellite terminée, la vanne d'isolement à actionneur pyrotechnique 22 qui était initialement ouverte est fermée, de façon à isoler le réservoir 2 du reste du système 1.

Comme on peut le constater, pour assurer simultanément la barrière de sécurité répondant aux règlements de sauvegarde des pas de tir et l'isolement du réservoir 2 de gaz neutre 4 lorsque le satellite est à poste, il est nécessaire de disposer de deux vannes d'isolement 22, ce qui se traduit directement par une masse et des coûts importants.

De plus, en raison de la nature des vannes d'isolement à actionneur pyrotechnique, ces deux vannes 22 prévues sur l'ensemble 18a sont chacune dans une position figée après avoir été actionnées, ce qui signifie que l'une d'entre elle interdit donc définitivement la communication entre le réservoir 2 de gaz neutre 4 et les réservoirs 6 et 8 d'ergols 10 et 12.

Cette constatation n'est aucunement gênante lorsque le volume de gaz neutre 4 introduit à une pression d'environ 20 bars dans les réservoirs 6 et 8, avant la fermeture de la vanne d'isolement 22 de l'ensemble 18a, est en quantité suffisamment importante pour pouvoir assurer l'alimentation de petits moteurs des moyens propulseurs jusqu'à ce que la totalité des ergols 10 et 12 soit consommée, cette fois-ci afin de réaliser le pilotage du satellite en attitude.

Cependant, lorsque la quantité d'ergols 10 et 12 utilisée pour la mise à poste du satellite a été trop peu importante, le volume de gaz neutre 4 introduit à l'intérieur des réservoirs 6 et 8 peut s'avérer trop faible pour pouvoir constituer une réserve de pression assurant l'épuisement total des ergols 10 et 12.

De cette façon, une fois la réserve de pression entièrement consommée, le pilotage du satellite en attitude ne peut plus être réalisé, alors que les réservoirs 6 et 8 d'ergols 10 et 12 n'ont pas été totalement vidés. Par conséquent, la durée de vie du satellite n'est donc pas toujours correctement optimisée.

Une autre contrainte provenant de la nature même des vannes pyrotechniques 22 de l'ensemble 18a, concerne la nécessité de prévoir deux vannes de remplissage/vidange 24 raccordées au réseau de canaux 20, et disposées respectivement aux deux extrémités de cet ensemble 18a.

En effet, il est indispensable que l'ensemble 18a dispose de moyens permettant d'assurer le remplissage du réservoir 2 en hélium 4, ainsi que de moyens autorisant le fonctionnement du système 1 au sol, dans le but de valider ce système. Cependant, la mise en fonctionnement au sol du système 1 devant être réalisée sans actionner les vannes d'isolation 22 pour que celles-ci restent opérationnelles lors de la mise à poste du satellite, la présence de la vanne d'isolation 22 initialement fermée oblige donc à prévoir une première et une seconde vannes de remplissage/vidange 24, respectivement en amont et en aval de la vanne d'isolation 22 initialement fermée.

Bien entendu, la présence des deux vannes de remplissage/vidange 24 provoque des contraintes de coûts et de masse venant s'ajouter à celles décrites ci-dessus, relatives à la nécessité de prévoir deux vannes d'isolation 22 à actionneur pyrotechnique.

En référence à nouveau à la figure 1 représentant une réalisation classique de l'art antérieur, on voit que le système de propulsion 1 comporte d'autres ensembles similaires à l'ensemble 18a.

Effectivement, un ensemble 18b est situé entre le réservoir 6 d'ergol liquide carburant 10, et une ligne d'alimentation en ergol liquide carburant 26 des moyens propulseurs 14.

Cet ensemble 18b dispose d'une vanne d'isolation 22 à actionneur pyrotechnique agencée entre deux canaux d'un réseau de canaux 20, cette vanne 22 étant initialement en position fermée lorsque le satellite se trouve au sol, afin de constituer une deuxième barrière de sécurité répondant aux règlements de sauvegarde des pas de tir. Notons que cette vanne 22 est ensuite ouverte lors de l'opération de mise à poste du satellite, dans le but d'autoriser la circulation de l'ergol 10 en direction des moyens propulseurs 14.

Notons que l'ensemble 18b ne disposant que d'une seule vanne d'isolation 22, une fois cette dernière actionnée, il autorise donc la circulation de l'ergol 10 vers la ligne d'alimentation 26, et ce durant toute:La durée de vie du satellite.

Par ailleurs, ici encore, l'ensemble 18b requiert deux vannes de remplissage/vidange 24 raccordées au réseau de canaux 20, et disposées respectivement aux deux extrémités de cet ensemble 18b.

De façon similaire à celle rencontrée dans l'ensemble 18a, les vannes de remplissage/vidange 24 permettent respectivement d'assurer le remplissage du réservoir 6 en ergol liquide carburant 10, et d'autoriser le fonctionnement du système 1 au sol, sans procéder à l'actionnement de la vanne d'isolation à actionneur pyrotechnique 22.

En outre, un autre ensemble 18b, identique à celui placé entre le réservoir 6 et la ligne d'alimentation 26, est disposé entre le réservoir 8 d'ergol liquide comburant 12 et une ligne d'alimentation en ergol liquide comburant 28 des moyens propulseurs 14. Cet autre ensemble 18b a donc pour fonction d'autoriser/interdire la communication entre Le réservoir 8 et la ligne d'alimentation 28, suivant que le satellite se trouve au sol ou qu'il doit être propulsé dans l'espace.

Par conséquent, on s'aperçoit qu'au niveau de cette partie du système de propulsion 1, les ensembles 18b génèrent également des contraintes importantes de coûts et de masse, principalement en raison de la présence des deux vannes de remplissage/vidange 24.

Toujours en référence à la figure 1, on voit que les moyens propulseurs 14 sont répartis en une pluralité de sous-groupes propulseurs 30 (deux d'entre eux seulement étant représentés), ces sous-groupes propulseurs 30 étant indifféremment constitués d'un ou plusieurs propulseurs.

Ainsi, pour assurer la propulsion du satellite, chaque sous-groupe propulseur 30 est relié à chacune des deux lignes d'alimentation en ergol 26 et 28.

En outre, entre une ligne d'alimentation donnée 26 ou 28 et un sousgroupe propulseur donné 30, il est prévu un ensemble 18c, identique à l'ensemble 18a décrit précédemment et agencé entre le réservoir 2 et le régulateur de pression 16.

Ainsi, lorsque le satellite est au sol, l'une des deux vannes d'isolation 22 est dans une position initiale fermée afin de constituer une troisième barrière de sécurité répondant aux règlements de sauvegarde des pas de tir, tandis que l'autre est dans une position initiale ouverte.

Notons que la vanne 22 initialement fermée de l'ensemble 18c est ouverte lors de l'opération de mise à poste du satellite et/ou lors du pilotage en attitude de celui-ci, suivant la fonction attachée au sous-groupe propulseur 30 concerné. De cette façon, lorsque les réservoirs 6 et 8 sont pressurisés et que les ensembles 18b sont dans une configuration autorisant le passage des ergols 10 et 12, l'ouverture de la vanne 22 initialement fermée de l'ensemble 18c permet à l'ergol 10 ou 12 d'atteindre le sous-groupe propulseur 30 auquel l'ensemble 18c concerné est rattaché.

La fermeture de la seconde vanne d'isolation à actionneur pyrotechnique 22 d'un ou plusieurs ensembles 18c peut être mise en oeuvre pour deux raisons distinctes.

Il peut tout d'abord s'agir d'une volonté d'isoler le sous-groupe propulseur principal 30 des moyens 14, lorsque l'opération de mise à poste du satellite est terminée. En effet, ce sous-groupe propulseur principal 30 n'étant pas adapté au pilotage en attitude du satellite, il convient de le rendre inopérant lorsque ce satellite a rejoint son orbite géostationnaire.

D'autre part, pour des raisons de sécurité ou de défaillance détectée, il peut être procédé à la fermeture de la seconde vanne d'isolation 22 d'un ou plusieurs ensembles 18c, afin d'isoler un ou plusieurs sous-groupes propulseurs 30.

L'inconvénient majeur de ce type d'ensemble 18c, outre la masse et les coûts importants engendrés par la présence des deux vannes d'isolation 22 et de deux vannes de remplissage/vidange 24, est que lorsqu'un ou plusieurs sous-groupes propulseurs 30 ont été isolés par fermeture de la seconde vanne d'isolation 22 pour des raisons de sécurité ou de défaillance, ces mêmes sous-groupes propulseurs 30 ne peuvent définitivement plus servir à la propulsion du satellite.

Par conséquent, même si un changement de conditions permettait de remettre à nouveau ces sous- 20 groupes propulseurs 30 en fonctionnement, une telle action serait cependant impossible à réaliser en raison de l'actionnement préalable des vannes d'isolation 22 initialement ouvertes, cet actionnement ayant engendré l'interdiction de circulation des ergols 10 et 12 entre les lignes d'alimentation 26 et 28 et les sous-groupes propulseurs 30 concernés.

Ici encore, on s'aperçoit qu'il est possible de rencontrer des situations dans lesquelles le satellite ne peut plus être piloté en attitude, alors que la totalité des ergols 10 et 12 présents dans les réservoirs 6 et 8 n'a pas été consommée.

Bien entendu, les inconvénients mentionnés ci-dessus pour le cas spécifique d'un système de propulsion de satellite se retrouve dans l'ensemble des systèmes de propulsion équipant un engin spatial quelconque, que ce système de propulsion soit à liquide, à gaz, ou encore électrique.

EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a donc pour but de proposer un ensemble pour système de propulsion d'un engin spatial, l'ensemble remédiant au moins partiellement aux inconvénients mentionnés ci-dessus relatifs aux réalisations de l'art antérieur.

Par ailleurs, l'invention a également pour but de proposer un système de propulsion d'un engin spatial, le système comprenant au moins un ensemble tel que celui répondant au but de l'invention exposé ci-dessus.

Pour ce faire, l'invention a tout d'abord pour objet un ensemble pour système de propulsion d'un engin spatial, comprenant un réseau de canaux apte à être raccordé à deux éléments distincts du système de propulsion, ainsi qu'au moins une vanne d'isolation agencée sur le réseau de canaux de manière à pouvoir autoriser/interdire le passage d'un fluide entre les deux éléments, l'ensemble comportant en outre au moins une vanne de remplissage/vidange raccordée à ce réseau de canaux. Selon l'invention, chaque vanne d'isolation est une vanne à actionneur thermodéformable autorisant une pluralité d'ouvertures et de fermetures de cette vanne d'isolation.

Avantageusement, ce type de vanne d'isolation permet d'obtenir un niveau de fiabilité et d'étanchéité sensiblement similaire à celui procuré par les vannes à actionneurs pyrotechniques utilisées antérieurement, avec une particularité supplémentaire consistant à pouvoir être réouverte et refermée une multitude de fois, par exemple par une simple commande électrique modifiant suffisamment la température de l'actionneur pour entraîner un changement de sa configuration.

De plus, ce type de vanne à actionneur thermodéformable, tel qu'un actionneur en alliage à mémoire de forme, un actionneur en cire à changement de phase ou autres, présente habituellement une compacité largement adaptée pour être monté sur un réseau de canaux classique d'un ensemble de système de propulsion d'un engin spatial tel qu'un véhicule spatial, une sonde, ou encore un satellite, par exemple un satellite artificiel géosynchrone.

De façon avantageuse, le type de vanne d'isolation utilisé dans l'ensemble selon l'invention permet tout d'abord de diminuer le nombre nécessaire de ces vannes par rapport à celui parfois requis dans les réalisations de l'art antérieur, tout en conservant les mêmes fonctionnalités. En effet, une vanne d'isolation à actionneur thermodéformable offrant la possibilité d'être réouverte et refermée une multitude de fois, peut aisément, à elle seule, assurer successivement les fonctions de barrière de sécurité, de passage pour le fluide d'un élément à un autre du système, et d'isolation d'un de ces éléments du reste du système.

Par conséquent, le nombre de vannes d'isolation pouvant être nettement réduit, à savoir divisé par deux environ, cela engendre directement des gains en termes de coûts et de masse.

D'autre part, avec de telles vannes d'isolation, la simplification de l'ensemble selon l'invention par rapport à ceux proposés dans l'art antérieur réside également dans la possibilité de supprimer l'une des deux vannes de remplissage/vidange habituellement nécessaires, afin de n'en conserver qu'une seule judicieusement placée. Cela s'explique effectivement par le fait que de simples actionnements de la vanne d'isolement permet, à l'aide de l'unique vanne de remplissage/vidange, d'une part de réaliser le remplissage en fluide de l'un des éléments du système auquel cet ensemble est raccordé, et d'autre part d'assurer le fonctionnement du système au sol, dans le but de le valider.

Comme mentionné précédemment, il est indiqué que le niveau de fiabilité et d'étanchéité fourni par ces vannes d'isolation est similaire à celui d'une vanne d'isolation à actionneur pyrotechnique, de sorte qu'elles peuvent aisément constituer des barrières de sécurité au sens des divers règlements en vigueur.

La fiabilité obtenue s'explique en partie par une grande confiance d'ouverture/fermeture de la vanne d'isolation, procurée par les propriétés physiques du matériau de l'actionneur directement liées à la température de ce dernier. En d'autres termes, avec un tel actionneur thermodéformable, seule une variation de la température de ce dernier est susceptible de provoquer une fermeture ou une ouverture de la vanne d'isolation, ce qui minimise ainsi fortement les risques de disfonctionnement de cette vanne.

D'autre part, il est effectivement possible de permettre un bon fonctionnement de la vanne tout en lui assurant un haut niveau d'étanchéité et donc un haut niveau de sécurité, du fait que ce type de vanne d'isolation à actionneur thermodéformable est capable de générer des efforts très importants, et est par conséquent apte à s'opposer à des efforts élevés nécessaires à l'obtention de l'étanchéité souhaitée.

A titre d'exemple illustratif, dans le cas où l'actionneur thermodéformable retenu est un actionneur en alliage à mémoire de forme, le changement de configuration de l'actionneur du à une hausse de sa température génère des efforts extrêmement importants, largement capables de s'opposer à des efforts soumis à un élément d'obturation de la vanne destiné à assurer une bonne étanchéité de celle-ci. De la même façon, lorsque l'actionneur thermodéformable retenu est un actionneur en cire à changement de phase, les efforts générés par le changement de phase de la cire du à une hausse de sa température sont également extrêmement importants, et permettent donc de remplir la même fonction que celle décrite pour les efforts générés lors d'un changement de configuration d'un actionneur en alliage à mémoire de forme.

Enfin, il est indiqué que l'utilisation de vannes à actionneur thermodéformable ne provoque avantageusement pas de choc pyrotechnique lors des ouvertures et des fermetures de ces vannes, ces chocs rencontrés dans l'art antérieur pouvant pourtant être préjudiciables au bon fonctionnement du système de propulsion.

De préférence, chaque vanne d'isolation est une vanne à actionneur en alliage à mémoire de forme. Néanmoins, il également possible de prévoir que chaque vanne d'isolation est une vanne à actionneur en cire à changement de phase.

Préférentiellement, l'ensemble comprend une unique vanne d'isolation à actionneur thermodéformable, et comporte également une unique vanne de remplissage/vidange, de préférence agencée en amont de l'unique vanne d'isolation à actionneur thermodéformable.

Ainsi, dans une telle configuration, l'ensemble remplit la totalité des fonctionnalités requises, tout en présentant une conception simple lui permettant d'être largement plus légère et moins coûteuse que les réalisations proposées dans l'art antérieur.

Bien entendu, il serait également possible de prévoir que l'unique vanne de remplissage/vidange soit agencée en aval de l'unique vanne d'isolation, sans sortir du cadre de l'invention.

En outre, l'invention a également pour objet un système de propulsion d'un engin spatial, comportant au moins un ensemble tel que celui également objet de l'invention et décrit ci-dessus.

De manière préférentielle, le système de propulsion est muni d'un ensemble disposé entre un réservoir de gaz neutre sous pression, et un régulateur de pression communiquant avec des réservoirs d'ergols.

Par conséquent, il est alors possible de faire face aux situations dans lesquelles le volume de gaz neutre introduit à l'intérieur des réservoirs d'ergols, avant la fermeture de la vanne d'isolation prévue lorsque l'engin spatial tel qu'un satellite est mis à poste, est trop faible pour pouvoir constituer une réserve de pression assurant l'épuisement total des ergols lors du pilotage en attitude de ce satellite.

Effectivement, lorsque la réserve de pression à l'intérieur des réservoirs d'ergols est épuisée, il est facilement possible de réouvrir la vanne d'isolement à actionneur thermodéformable, de sorte que les ergols restant soient repressurisés et permettent par conséquent d'assurer la poursuite du pilotage en attitude du satellite, jusqu'à leur épuisement total. Ainsi, la durée de vie du satellite est donc parfaitement optimisée.

De préférence, le système comporte un ensemble disposé entre un réservoir d'ergol liquide comburant et une ligne d'alimentation en ergol liquide comburant de moyens propulseurs, ainsi qu'un ensemble entre un réservoir d'ergol liquide carburant et une ligne d'alimentation en ergol liquide carburant des moyens propulseurs.

Par ailleurs, toujours de façon préférentielle, le système de propulsion comprend des moyens propulseurs répartis en une pluralité de sous-groupes propulseurs. De cette façon, il est possible de prévoir que ce système comporte en outre un ensemble disposé entre une ligne d'alimentation en ergol liquide comburant et chacun des sous-groupes propulseurs, ainsi qu'un ensemble entre une ligne d'alimentation en ergol liquide carburant et chacun des sous-groupes propulseurs.

Avantageusement, lorsqu'un ou plusieurs sous-groupes propulseurs ont été temporairement isolés par fermeture de la vanne d'isolation pour des raisons de sécurité ou de défaillance, si les conditions le permettent, il est facilement possible de réouvrir ces vannes d'isolation à actionneur thermodéformable, afin de les rendre à nouveau actifs dans la propulsion de l'engin spatial.

D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée 30 non limitative ci-dessous.

17 BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS

Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels; - la figure 1, déjà décrite, représente une vue schématique d'un système de propulsion de satellite, selon une réalisation classique de l'art antérieur, et - la figure 2 représente une vue schématique d'un système de propulsion de satellite, selon un mode de réalisation préféré de la présente invention.

EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION]?RÉFÉRÉS En référence à la figure 2, il est représenté un système de propulsion 100 d'un satellite artificiel géosynchrone (non représenté), selon un mode de réalisation préféré de la présente invention.

Notons que sur cette figure 2, les éléments portant les mêmes références numériques que celles attachées aux éléments représentés sur la figure 1, correspondent à des éléments identiques ou similaires.

Tout comme dans le système de propulsion 1 de l'art antérieur, le système de propulsion 100 comporte un réservoir 2 de gaz neutre 4 sous pression, des réservoirs 6 et 8 d'ergols 10 et 12, ainsi que des moyens propulseurs 14. De cette façon, le système de propulsion 100 est conçu de sorte que le gaz neutre 4, tel que l'hélium, soit en mesure de me-:tre les ergols 10 et 12 sous pression, afin que ces derniers puissent alimenter les moyens propulseurs 14 du système.

Dans ce système de propulsion 100, il est prévu un ensemble 118a agencé entre le réservoir 2 et un régulateur de pression 16, ce dernier communiquant avec chacun des deux réservoirs 6 et 8 d'ergols 10 et 12.

L'ensemble 118a comprend un réseau de canaux 20, dont une entrée est raccordée au réservoir 2 contenant l'hélium 4 à une pression d'environ 300 bars, et dont une sortie est raccordée au régulateur de pression 16. Par ailleurs, l'ensemble 118a dispose également d'une vanne d'isolation 122 à actionneur thermodéformable autorisant une pluralité d'ouvertures et de fermetures de cette vanne d'isolation 122.

Dans ce mode de réalisation préféré de la présente invention, la vanne d'isolation 122 est une vanne d'isolation à actionneur en alliage à mémoire de forme. D'autre part, elle est située entre deux canaux 20 du réseau et agencée de manière à pouvoir autoriser ou interdire le passage de l'hélium 4 entre le réservoir 2 et le régulateur 16.

En outre, l'ensemble 118a comporte une vanne de remplissage/vidange 24 raccordée au réseau de canaux 20, et placée de préférence en amont de la vanne d'isolation 122.

Comme on peut le voir sur la figure 2, à titre d'exemple indicatif, l'ensemble 118a peut être constitué d'un canal amont et d'un canal aval entre lesquels se trouve la vanne d'isolation 122, ainsi que d'un canal d'alimentation dont une extrémité est reliée au canal amont, et dont l'autre extrémité est raccordée à la vanne de remplissage/vidange 24.

De cette façon, à l'aide de la vanne de remplissage/vidange 24, il est possible d'effectuer un remplissage sous pression du réservoir 2 en hélium 4 lorsque la vanne d'isolation 122 est en position fermée, et il est également possible de faire fonctionner le système 100 au sol, cette fois-ci lorsque la vanne d'isolation 122 est en position ouverte.

Il est noté que les caractéristiques techniques de la vanne d'isolation 122 à actionneur thermodéformable en alliage à mémoire Ge forme seront déterminées par l'homme du métier, de préférence afin que cette vanne d'isolation 122 constitue une première barrière de sécurité répondant aux règlements de sauvegarde des pas de tir lorsqu'elle est en position fermée, et dans le but de répondre correctement aux besoins du système de propulsion 100.

En outre, cette vanne d'isolement 122 pourra être conçue pour passer d'une position fermée à une position ouverte, et réciproquement, plusieurs dizaines de fois. Ainsi, les opérations de repressurisation des ergols 10 et 12, durant le pilotage du satellite en attitude, sont facilement envisageables.

Bien entendu, la vanne d'isolation 122 est réalisée de manière à pouvoir autoriser le passage de l'hélium 4 de l'amont vers l'aval, et inversement.

Le régulateur de pression 16, communiquant avec le canal aval 20 de l'ensemble 118a, est relié à chacun des deux réservoirs 6 et 8 d'ergolsliquides 10 et 12. Il a pour but de faire en sorte que la pression de ces ergols 10 et 12 soit d'environ 20 bars, cette pression étant générée par la présence de l'hélium 4 introduit à l'intérieur des réservoirs 6 et 8, lorsque la vanne d'isolation 122 de l'ensemble 118a est en position ouverte.

Toujours en référence à la figure 2, un ensemble 118b est situé entre le réservoir 6 d'ergol liquide carburant 10, et une ligne d'alimentation en ergol liquide carburant 26 des moyens propulseurs 14.

Notons que dans ce mode de réalisation préféré de la présente invention, l'ensemble 118b est identique ou similaire à l'ensemble 118a précédemment décrit. En effet, l'ensemble 118b comprend un canal amont communiquant avec le réservoir 6, un canal aval communiquant avec la ligne d'alimentation en ergol liquide carburant 26, ainsi qu'une vanne d'isolation 122 à actionneur thermodéformable de préférence en alliage à mémoire de forme, cette vanne 122 étant agencée entre le canal amont et le canal aval du réseau de canaux 20. De plus, l'ensemble 118b dispose d'un canal d'alimentation dont une extrémité est reliée au canal amont, et dont l'autre extrémité est raccordée à une vanne de remplissage/vidange 24.

De cette manière, la vanne d'isolation 122 peut être fermée de façon à constituer une seconde barrière de sécurité répondant aux règlements de sauvegarde des pas de tir, puis ouverte pour autoriser le passage de l'ergol liquide carburant 10 en direction des moyens propulseurs 14 du système 100.

D'autre part, à l'aide de la vanne de remplissage/vidange 24 placée ici préférentiellement en amont de la vanne d'isolation 122, il est possible d'effectuer un remplissage du réservoir 6 en ergol carburant 10 lorsque cette vanne d'isolation 122 est en position fermée, et il est également possible de faire fonctionner le système 100 au sol, cette fois-ci lorsque la vanne d'isolation 122 est en position ouverte.

Notons à titre indicatif que la vanne d'isolation 122 de l'ensemble 118b peut être différente de la vanne d'isolation 122 de l'ensemble 118a, cette dernière devant effectivement être conçue de manière à pouvoir supporter une pression de fluide beaucoup plus importante que celle devant être supportée par la vanne 122 de l'ensemble 118b.

Pareillement, un autre ensemble 118b, identique à celui placé entre le réservoir 6 et la ligne d'alimentation 26, est disposé entre le réservoir 8 d'ergol liquide comburant 12 et une ligne d'alimentation en ergol liquide comburant 28 des moyens propulseurs 14. Cet autre ensemble 118b a donc pour fonction d'autoriser ou d'interdire la communication entre le réservoir 8 et la ligne d'alimentation 28, suivant que l'on désire obtenir une barrière de sécurité ou que l'on veuille alimenter les moyens propulseurs 14 en ergols liquide comburant 12.

Tout comme dans le système de propulsion 1 de l'art antérieur, les moyens propulseurs 14 sont répartis en une pluralité de sous-groupes propulseurs 30 (deux d'entre eux seulement étant représentés), ces sous-groupes propulseurs 30 étant indifféremment constitués d'un ou plusieurs propulseurs. A titre d'exemple indicatif, un ou plusieurs sous-groupes propulseurs 30 peuvent être directement destinés à assurer la mise à poste du satellite, tandis que un ou plusieurs autres sous-groupes propulseurs 30, de dimensions inférieures, ont pour but exclusif d'assurer le pilotage en attitude du satellite.

Pour assurer la propulsion du satellite, que ce soit pour effectuer la mise à poste ou le pilotage en attitude de ce dernier, chaque sous-groupe propulseur 30 est relié à chacune des deux lignes d'alimentation en ergol 26 et 28.

A ce titre, pour un sous-groupe propulseur 30 donné, ce dernier est séparé des deux lignes d'alimentation 26 et 28 respectivement par deux ensembles 118c, identiques ou similaires aux ensembles 118a et 118b précédemment décrits.

En effet, chacun des deux ensembles 118c comprend un canal amont communiquant avec la ligne d'alimentation en ergol liquide 26 ou 28, un canal aval communiquant avec le sous-groupe propulseur 30 concerné, ainsi qu'une vanne d'isolation 122 à actionneur thermodéformable de préférence en alliage à mémoire de forme, cette vanne 122 étant agencée entre le canal amont et le canal aval du réseau de canaux 20.

De plus, l'ensemble 118c dispose d'un canal d'alimentation dont une extrémité est reliée au canal amont, et dont l'autre extrémité est raccordée à une vanne de remplissage/vidange 24.

De cette manière,, chacune des deux vannes 30 d'isolation 122 peut être fermée de façon à constituer une troisième barrière de sécurité répondant aux règlements de sauvegarde des pas de tir, puis ouverte pour autoriser la circulation de l'ergol liquide 10 ou 12 jusqu'au sous-groupe propulseur 30, et donc de permettre la propulsion du satellite.

A titre indicatif, il est noté que dans ces deux ensembles 118c, la vanne de remplissage/vidange 24 pourrait se situer en aval de la vanne d'isolation 122, sans sortir du cadre de l'invention.

De plus, avec la présence de la vanne d'isolation 122 à actionneur thermodéformable sur chacun des deux ensembles 118c communiquant avec un sous-groupe propulseur 30 dcnné, une simple fermeture des deux vannes 122 permet d'isoler ce sous-groupe 30.

Il est alors facilement possible d'isoler un sous-groupe propulseur principal 30 afin de le rendre inopérant lorsque le satellite a rejoint son orbite géostationnaire, ou encore d'isoler un ou plusieurs sousgroupes propulseurs 30 servant au pilotage en attitude du satellite, pour des raisons de sécurité ou de défaillance détectée. Notons que dans ce dernier cas, la nature même des vannes d'isolement 122 à actionneur thermodéformable permet une réouverture facile de ces dernières, donc autorise la remise en marche des sous-groupes propulseurs 30 ayant été temporairement isolés. La durée de vie du satellite est donc parfaitement optimisée.

Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier au système de propulsion 100 et aux ensembles 118a, 118b et 118c qui viennent d'être décrits, uniquement à titre d'exemples non limitatifs.

A ce titre, il est indiqué que l'invention ne se rapporte pas uniquement à un système de propulsion à ergols tel que celui décrit ci-dessus dans la mode de réalisation préféré, mais qu'elle concerne tous les types de systèmes de propulsion d'engins spatiaux, que ces systèmes soient à liquide, à gaz ou encore électriques.

De plus, l'invention trouve une application non seulement dans la propulsion des satellites comme cela a été décrit précédemment, mais trouve également des applications dans la propulsion de toutes sortes d'engins spatiaux tels que des véhicules spatiaux, des sondes ou autres.

Enfin, il est à noter que les vannes d'isolation 122 à actionneur thermodéformable ont été décrites comme étant de préférence des vannes à actionneur en alliage à mémoire de forme, mais qu'elles pourraient naturellement être de tout autre type tel qu'à actionneur en cire à changement de phase, bien connues dans l'art antérieur, sans sortir du cadre de l'invention.

Claims (9)

REVENDICATIONS

1. Ensemble (118a,118b,118c) pour système de propulsion (100) d'un engin spatial, ledit ensemble (118a,118b,118c) comprenant un réseau de canaux (20) apte à être raccordé à deux éléments distincts du système de propulsion (100), ainsi qu'au moins une vanne d'isolation (122) agencée sur ledit réseau de canaux (20) de manière passage d'un fluide éléments, l'ensemble (118a,118b,118c) comportant en outre au moins une vanne de remplissage/vidange (24) raccordée audit réseau de canaux (20), caractérisé en ce que chaque vanne d'isolation (122) est une vanne à actionneur thermodéformable autorisant une pluralité d'ouvertures et de fermetures de ladite vanne d'isolation (122).

2. Ensemble (118a,118b,118c) pour système de propulsion (100) selon la revendication 1, caractérisé en ce que chaque vanne d'isolation (122) est une vanne à actionneur en alliage à mémoire de forme.

3. Ensemble (118a,118b,118c) pour système de propulsion (100) selon la revendication 1, caractérisé en ce que chaque vanne d'isolation (122) est une vanne à actionneur en cire à changement de phase.

4. Ensemble (118a,118b,118c) pour système de propulsion (100) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend une unique vanne d'isolation (122) à actionneur thermodéformable.

à pouvoir autoriser/interdire le (4,10,12) entre lesdits deux

5. Ensemble (118a,118b,118c) pour système de propulsion (100) selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'il comprend une unique vanne de remplissage/vidange (24), agencée en amont de l'unique vanne d'isolation (122) à actionneur thermodéformable.

6. Système de propulsion (100) d'un engin spatial, caractérisé en ce qu'il comporte au moins un ensemble (118a,118b,118c) selon l'une quelconque des revendications précédentes.

7. Système de propulsion (100) selon la revendication 6, caractérisé en ce qu'il comporte un ensemble (118a) disposé entre un réservoir (2) de gaz neutre (4) sous pression et un régulateur de pression (16) communiquant avec des réservoirs (6,8) d'ergols (10,12).

8. Système de propulsion (100) selon la revendication 6 ou la revendication 7, caractérisé en ce qu'il comporte un ensemble (118b) disposé entre un réservoir (6) d'ergol liquide comburant (10) et une ligne d'alimentation en ergol liquide comburant (26) de moyens propulseurs (14), ainsi qu'un ensemble (118b) entre un réservoir (8) d'ergol liquide carburant (12) et une ligne d'alimentation en ergol liquide carburant (28) des moyens propulseurs (14).

9. Système de propulsion (100) selon l'une quelconque des revendications 6 à 8, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens propulseurs (14) répartis en une pluralité de sous-groupes propulseurs (30), et en ce qu'il comporte en outre un ensemble (118c) disposé entre une ligne d'alimentation en ergol liquide comburant (26) et chacun des sous-groupes propulseurs (30), ainsi qu'un ensemble (118c) entre une ligne d'alimentation en ergol liquide carburant (28) et chacun des sous-groupes propulseurs (30).