FR3020044A1

FR3020044A1 - Reservoir amovible pour charge utile spatiale et vehicule de transfert orbital, et procede de transfert orbital

Info

Publication number: FR3020044A1
Application number: FR1453515A
Authority: FR
Inventors: Pascal Bultel
Original assignee: Centre National dEtudes Spatiales CNES
Current assignee: Centre National dEtudes Spatiales CNES
Priority date: 2014-04-17
Filing date: 2014-04-17
Publication date: 2015-10-23
Anticipated expiration: 2034-04-17
Also published as: WO2015158932A1; US20170029138A1; US10858124B2; FR3020044B1

Abstract

L'invention concerne un réservoir (1) amovible pour charge utile spatiale (2) et pour véhicule de transfert orbital (3), caractérisé en ce qu'il comprend : - au moins une poche (5) de carburant, - un bâti (4) auquel est fixée la poche (5) de carburant, et comprenant : ○ un premier système de fixation (10) à la charge utile spatiale (2), ○ un second système de fixation (11) au véhicule de transfert orbital (3), le premier et le second systèmes (10, 11) de fixation permettant une fixation amovible du réservoir (1) entre la charge utile spatiale (2) et le véhicule de transfert orbital (3), et - un module de transfert du carburant (13) de la proche (5) vers au moins le véhicule de transfert orbital (3). L'invention concerne également un procédé de transfert d'une charge utile spatiale (2) d'une orbite à une autre.

Description

DOMAINE TECHNIQUE GENERAL La présente invention concerne un réservoir amovible pour charge 5 utile spatiale et pour véhicule de transfert orbital, ainsi qu'un procédé de transfert d'une charge utile spatiale d'une orbite à une autre. ETAT DE L'ART La mise en orbite d'une charge utile spatiale, comme par exemple un 10 satellite ou une cargaison de fret, comprend classiquement les étapes suivantes. Un véhicule, de type lanceur spatial, place sur une orbite intermédiaire la charge utile. Un système propulsif, comme par exemple une baie propulsive ou un véhicule de transfert orbital vient alors capturer la 15 charge utile de l'orbite intermédiaire pour la placer sur son orbite finale. Afin de satisfaire les besoins des opérateurs de satellites et, plus généralement, de clients requérant la mise en orbite de charges utiles spatiales, il est souhaitable de pouvoir augmenter la masse de la charge utile pouvant être amenée à l'orbite finale. 20 Dans le cas général, le véhicule de transfert orbital comprend une réserve en carburant maximisée lui permettant d'assurer sa mission de transfert orbital. La ressource en carburant disponible pour le véhicule de transfert orbital ou la baie propulsive limite alors la masse maximale de la charge 25 utile apte à être transférée vers l'orbite finale. De plus, le transport du carburant en surplus consomme lui-même du carburant, qui ne peut donc être utilisé pour le transfert orbital. Les solutions actuelles doivent donc être améliorées afin d'augmenter leurs performances. 30 PRESENTATION DE L'INVENTION L'invention permet d'améliorer les solutions actuelles, et propose à cet effet un réservoir amovible pour charge utile spatiale et pour véhicule de transfert orbital, caractérisé en ce qu'il comprend au moins une poche de 5 carburant, un bâti auquel est fixée la poche de carburant, et comprenant un premier système de fixation à la charge utile spatiale, un second système de fixation au véhicule de transfert orbital, le premier et le second système de fixation permettant une fixation amovible du réservoir entre la charge utile spatiale et le véhicule de transfert orbital, et un module de transfert du 10 carburant de la proche vers au moins le véhicule de transfert orbital. L'invention est avantageusement complétée par les caractéristiques suivantes, prises seules ou en une quelconque de leur combinaison techniquement possible : le réservoir comprend au moins un générateur solaire 15 électrique recouvrant au moins une partie du bâti ; le réservoir comprend plusieurs poches de carburant, disposées sur l'extérieur du bâti et/ou à l'intérieur du bâti ; le réservoir comprenant une ou plusieurs poches de carburant toutes disposées sur l'extérieur du bâti ; 20 le réservoir comprend au moins un repère visuel pour le guidage de l'accostage du véhicule de transfert orbital au réservoir. L'invention concerne également un ensemble comprenant un réservoir tel que décrit et au moins une charge utile spatiale présentant au 25 moins un dispositif de fixation, le réservoir étant fixé de manière amovible à la charge utile spatiale par coopération du dispositif de fixation de la charge utile spatiale et du premier système de fixation du réservoir. L'invention concerne également un ensemble comprenant un réservoir tel que décrit, au moins une charge utile spatiale présentant au 30 moins un dispositif de fixation, un véhicule de transfert orbital présentant au moins un dispositif de fixation, le réservoir étant fixé de manière amovible entre la charge utile spatiale et le véhicule de transfert orbital, par coopération du dispositif de fixation de la charge utile spatiale et du premier système de fixation du réservoir, et par coopération du dispositif de fixation du véhicule de transfert orbital et du deuxième système de fixation du réservoir.

L'invention concerne également un procédé de transfert d'une charge utile spatiale d'une première orbite vers une seconde orbite, caractérisé en ce que la charge utile spatiale évoluant sur la première orbite est fixée à un réservoir amovible comprenant au moins une poche de carburant, ledit procédé comprenant les étapes de fixation du véhicule de transfert orbital au réservoir, et de transfert de la charge utile spatiale et du réservoir vers la seconde orbite, par l'intermédiaire du véhicule de transfert orbital. L'invention est avantageusement complétée par les caractéristiques suivantes, prises seules ou en une quelconque de leur combinaison 15 techniquement possible : le procédé comprend les étapes de détachement de la charge utile spatiale du réservoir, ou transfert d'un contenu de la charge utile spatiale, et déplacement du véhicule de transfert orbital vers une autre orbite. 20 le procédé comprend l'étape ultérieure de détachement du réservoir du véhicule de transfert orbital. le procédé comprend l'étape de fixation du véhicule de transfert orbital à un nouveau réservoir lui-même fixé à une nouvelle charge utile spatiale. 25 L'invention présente de nombreux avantages. L'utilisation d'un réservoir amovible, externe et modulaire permet de multiplier les missions de transfert inter-orbitales de charges utiles, ce qui constitue un facteur majeur de rentabilité économique. En outre, l'invention permet d'augmenter, dès la première mission, et 30 a fortiori pour les missions ultérieures, la masse de la charge utile spatiale pouvant être transférée.

L'invention permet aussi de faciliter le lancement en réduisant la masse totale à injecter en orbite, et par conséquent, de réduire les coûts associés. En outre l'invention permet d'augmenter la durée de vie du véhicule 5 de transfert inter-orbital en réduisant la durée des transferts, plus courts que dans les cas faisant intervenir un dépôt de carburant spécialisé pour un ravitaillement. L'invention permet aussi de réduire les risques associés à la mise en oeuvre du véhicule en minimisant le nombre d'accostages (deux fois moins 10 nombreux que pour les profils de missions faisant intervenir un dépôt de carburant). PRESENTATION DES FIGURES D'autres caractéristiques, buts et avantages de l'invention 15 ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels : la Figure 1 est une représentation schématique d'un mode de réalisation d'un réservoir selon l'invention. la Figure 2 est une représentation schématique d'un ensemble 20 comprenant un réservoir fixé de manière amovible entre un véhicule de transfert orbital et une charge utile spatiale. la Figure 3 est une représentation schématique d'un autre mode de réalisation d'un réservoir selon l'invention, comprenant une pluralité de poches externes de carburant. 25 la Figure 4 est une représentation schématique de la partie supérieure d'un lanceur comprenant une charge utile spatiale fixée à un réservoir. la Figure 5 est une représentation schématique d'un procédé de transfert selon l'invention. 30 la Figure 6 est une représentation schématique d'un exemple de réalisation de transferts de charges utiles selon l'invention.

DESCRIPTION DETAILLEE Réservoir amovible On a représenté en Figures 1 et 2 un mode de réalisation d'un 5 réservoir 1 amovible pour charge utile spatiale 2 et pour véhicule de transfert orbital 3. La charge utile spatiale 2 est par exemple, mais non limitativement, un satellite, une cargaison de fret, ou un module cargo pour une station spatiale. 10 Le véhicule de transfert orbital 3 est par exemple un véhicule utilisable pour une seule mission (comme l'ATV) ou un véhicule réutilisable pour plusieurs missions, c'est-à-dire pouvant rester en orbite après sa mission afin de réaliser des missions ultérieures. Il s'agit par exemple d'un véhicule comprenant, outre une propulsion de base chimique (notamment 15 pour son contrôle d'attitude), une propulsion principale électrique ou chimique. Le réservoir 1 amovible comprend au moins une poche de carburant 5. Comme explicité par la suite, le réservoir 1 peut comprendre une pluralité de ces poches de carburant 5. Le carburant est destiné à être 20 utilisée en particulier par le véhicule de transfert orbital 3. La poche 5 présente toute forme appropriée, selon le volume disponible dans le bâti ou autour du bâti, et selon le volume de carburant à stocker. La poche 5 est donc étanche et présente une ou plusieurs ouvertures contrôlables, pour la transmission du carburant, comme explicité 25 par la suite. Le réservoir 1 amovible comprend en outre un bâti 4, auquel est fixée la poche de carburant 5. Sur la Figure 1, le bâti 4 comprend une enveloppe 14, par exemple de forme annulaire, entourant un logement 16 pouvant notamment accueillir 30 la poche de carburant 5. La poche de carburant 5 est fixée au bâti 4, par tout système de fixation approprié.

Le cas échéant, la poche 5 comprend un système de refroidissement du carburant. Comme schématisé en Figure 2, le bâti 4 comprend un premier système de fixation 10 à la charge utile 2, et un second système de fixation 5 11 au véhicule de transfert orbital 3. Le premier et le second système de fixation 10,11 permettent une fixation amovible du réservoir 1 entre la charge utile 2 et le véhicule de transfert orbital 3. En général, le premier système de fixation 10 est disposé du côté opposé au second système de fixation 11 sur le bâti 4. 10 Le réservoir 1 peut donc se fixer à la charge utile spatiale 2 et s'en détacher, grâce au premier système de fixation amovible 10. De même, le réservoir 1 peut se fixer au véhicule de transfert orbital 3 et s'en détacher grâce au second système de fixation amovible 11. Le réservoir 1 comprend en outre un module 13 de transfert du 15 carburant de la poche 5 vers au moins le véhicule de transfert orbital 3. Ce module 13 permet, lorsque le véhicule de transfert orbital 3 est fixé au réservoir 1, de lui transmettre du carburant nécessaire notamment à sa propulsion. Le module 13 peut notamment comprendre une ou plusieurs vannes, 20 et un ou plusieurs conduits 36 connectés à la poche 5 de carburant, ou à la pluralité de poches 5 de carburant, ces conduits étant connectables à des conduits 37 en carburant du véhicule de transfert orbital 3 pour son alimentation. Le cas échéant, une unité de traitement du réservoir 1 contrôle le débit transféré par l'intermédiaire des vannes, de type à ouverture 25 contrôlée. Comme explicité par la suite, cette unité de traitement peut contrôler d'autres fonctions du réservoir 1. Le module 13 peut également, le cas échéant, alimenter en carburant la charge utile spatiale 2. L'alimentation en carburant s'effectue de manière identique, par communication des conduits du module 13 avec 30 des conduits en carburant de la charge utile spatiale 2. Afin de fixer le réservoir 1 à la charge utile spatiale 2, le premier système de fixation 10 coopère avec un dispositif de fixation 23 de la charge utile spatiale 2.

Dans un exemple de réalisation, le premier système de fixation 10 est un élément mâle, femelle ou plan, et le dispositif de fixation 23 est un élément femelle, mâle ou plan. Le premier système de fixation 10 comprend par exemple un élément rétractable de forme complémentaire de la forme du dispositif de fixation 23, qui permet d'engager et de maintenir les surfaces en contact lorsque cela est nécessaire, puis de les désengager. Dans un exemple, le maintien en position avant séparation et ouverture des systèmes 10 et 23 est réalisé au moyen d'un élément de maintien en position, de types sangle, écrous explosifs ou bride de fermeture. Cet élément de maintien fait par exemple partie du premier système de fixation 10. L'activation de l'ouverture de l'élément de maintien en position entraîne le détachement du réservoir 1 de la charge utile spatiale 2. L'ouverture de l'élément de maintien en position est par exemple commandée de manière électro-mécanique par l'unité de traitement 40 du réservoir 1 et/ou une unité de traitement de la charge utile spatiale 2. Dans un exemple de réalisation, le premier système de fixation 10 est standardisé et s'adapte à une forme standard du dispositif de fixation 23 de la charge utile spatiale 2.

Les exemples précités ne sont toutefois pas limitatifs et dépendent des applications ou des besoins de la mission. De même, le second système 11 de fixation coopère avec au moins un dispositif de fixation 22 du véhicule de transfert orbital 3. Les exemples de réalisation déjà décrits pour le premier système de 25 fixation 10 et le dispositif de fixation 23 sont applicables de manière similaire et ne sont donc pas répétés. Dans un autre exemple de réalisation, le dispositif de fixation 23 comprend des bras de fixation ou des pinces de fixation. Le premier système de fixation 10 comprend des éléments de connexion aux 30 extrémités des bras de fixation. L'ouverture/fermeture de ces éléments de connexion (commandés par l'unité de traitement 40 du réservoir 1), et/ou le désengagement/l'engagement des bras de fixation de ces éléments de connexion (commandés par exemple par l'unité de traitement de la charge utile spatiale 2) permettent de détacher/fixer le réservoir 1 du véhicule de transfert orbital 3. Ce mode de réalisation peut s'appliquer de manière similaire au premier système de fixation 10 et au dispositif de fixation 22. Le réservoir 1 est donc un élément externe et indépendant du 5 véhicule de transfert orbital 3 et de la charge utile spatiale 2. Dans un mode de réalisation, le réservoir 1 comprend au moins un générateur solaire électrique 15. Ce générateur solaire 15 recouvre au moins une partie du bâti 4, et est en général disposé sur la surface extérieure de l'enveloppe 14 du bâti 4. 10 Ce générateur 15 permet de fournir une énergie électrique au réservoir 1, cette énergie étant utilisée par le réservoir 1 ou étant transmise au véhicule de transfert orbital 3 et/ou à la charge utile spatiale 2. Dans ce cas, une connexion électrique est prévue entre le réservoir 1 et la charge utile spatiale 2, et/ou le véhicule de transfert orbital 3. Si nécessaire, des 15 connecteurs électriques sont donc présents sur le réservoir 1, le véhicule 3 et/ou la charge utile spatiale 2 pour la transmission de l'énergie électrique précitée. Dans un mode de réalisation, le réservoir 1 comprend plusieurs poches 5 de carburant. 20 Ces poches 5 peuvent par exemple être disposées à l'intérieur du bâti 4. Alternativement, les poches 5 peuvent être disposées à l'extérieur du bâti 4 (par exemple en contact avec l'enveloppe 14). Il est également possible de disposer les poches 5 à la fois à l'intérieur du bâti 4 et à l'extérieur du bâti 4. 25 Dans un exemple de réalisation, toutes les poches 5 sont disposées à l'extérieur du bâti 4 (cf. Figure 3). Dans ce cas, il est avantageux que la structure 27 du bâti 4 qui s'étend à l'intérieur de l'enveloppe 14, et servant de support à la charge utile spatiale 2 (ou au véhicule 3), présente une hauteur inférieure à l'enveloppe 14 du bâti 4. 30 Ceci permet d'abaisser la hauteur de la charge utile spatiale 2 (ou du véhicule 3), et par conséquent d'améliorer la compacité de l'ensemble, et de diminuer les contraintes reçues par la charge utile 2 pendant sa mise en orbite.

Dans un mode de réalisation, le réservoir 1 comprend au moins un repère 28 visuel pour le guidage de l'accostage du véhicule de transfert orbital 3 au réservoir 1. Il s'agit par exemple, mais non limitativement, d'une mire disposée sur une face du bâti 4.

Dans ce cas, le véhicule de transfert 3 comprend un dispositif optique 30 permettant de détecter la mire ce qui assure son guidage lors de l'accostage. D'autres repères peuvent être mis en place sur le réservoir 1, en complément ou en solution alternative, comme des repères lumineux. 10 Dans ce cas, le véhicule 3 comprend un ou plusieurs détecteurs configurés pour détecter les repères du réservoir 1. Selon les étapes de la mission, différents ensembles comprenant le réservoir 1 sont constitués, comme explicité par la suite dans la description du procédé. 15 Un premier ensemble comporte uniquement le réservoir 1 et au moins une charge utile spatiale 2, le réservoir 1 étant fixé de manière amovible à la charge 2 utile spatiale par coopération du dispositif de fixation 23 de la charge utile spatiale 2 et du premier système 10 de fixation du réservoir 1. 20 Un deuxième ensemble comprend le réservoir 1, un véhicule de transfert orbital 3 présentant au moins un dispositif de fixation 22, le réservoir 1 étant fixé de manière amovible au véhicule de transfert orbital 3 par coopération du dispositif de fixation 22 du véhicule de transfert orbital 3 et du deuxième système 11 de fixation du réservoir 1. 25 Un troisième ensemble comprend le réservoir 1, au moins une charge utile spatiale 2 présentant au moins un dispositif de fixation 23, un véhicule de transfert orbital 3 présentant au moins un dispositif de fixation 22, le réservoir 1 étant fixé de manière amovible entre la charge utile spatiale 2 et le véhicule de transfert orbital 3, par coopération du dispositif 30 de fixation 23 de la charge utile spatiale 2 et du premier système 10 de fixation du réservoir 1, et par coopération du dispositif de fixation 22 du véhicule de transfert orbital 3 et du deuxième système 11 de fixation du réservoir 1.

On a représenté en Figure 4 la partie supérieure 39 d'un lanceur spatial 31. Dans cette représentation, le premier ensemble comprenant le réservoir 1 et la charge utile spatiale 2 sont logés dans ladite partie supérieure 39. Cette partie supérieure 39 est en général recouverte d'une coiffe non représentée. Le cas échéant, le troisième ensemble précité peut également être logé dans le lanceur spatial 31 pour sa mise en orbite. Procédés mettant en oeuvre le réservoir amovible On décrit un mode de réalisation d'un procédé de transfert d'une charge utile spatiale 2 d'une première orbite vers une seconde orbite. La seconde orbite présente par exemple, mais non limitativement, une altitude plus élevée que la première orbite. Une charge utile spatiale 2 évolue sur la première orbite, et est fixée 15 à un réservoir amovible 1 tel que décrit précédemment et comprenant au moins une poche 5 de carburant. L'ensemble comprenant la charge utile spatiale 2 et le réservoir amovible 1 ont pu par exemple être précédemment mis sur orbite par l'intermédiaire d'un lanceur spatial. 20 Le procédé comprend l'étape El (cf. Figure 5) de fixation du véhicule de transfert orbital 3 au réservoir 1. Le véhicule de transfert orbital 3 peut se trouver en orbite suite à des missions précédentes, ou avoir été lancé de manière indépendante dans le but de rencontrer ledit ensemble. La fixation du véhicule de transfert orbital 3 comprend en particulier 25 une étape de guidage du véhicule de transfert orbital 3 vers le réservoir 1. Cette étape de guidage peut notamment être réalisée grâce au repère visuel 28 présent sur le réservoir 1 et utilisé par le dispositif optique 30 du véhicule 3 pour se positionner de manière précise vis-à-vis du réservoir 1. La coopération du dispositif de fixation 22 du véhicule de transfert 30 orbital 3 et du deuxième système de fixation 11 du réservoir 1 permet la fixation du véhicule 3 au réservoir 1. Si nécessaire, l'unité de traitement 40 du réservoir 1 commande le deuxième système de fixation 11 et/ou l'unité de traitement du véhicule 3 commande le dispositif de fixation 22 afin d'assurer leur coopération. Le procédé comprend une étape E2 de transfert de la charge utile spatiale 2 et du réservoir 1 vers la seconde orbite, par l'intermédiaire du 5 véhicule de transfert orbital 3. En particulier, le module 13 permet de transférer du carburant de la poche 5 vers le véhicule de transfert orbital 3, afin de lui procurer le carburant nécessaire au transfert d'orbite. Une fois que le véhicule de transfert orbital 3 a permis à la charge 10 utile spatiale 2 d'atteindre l'orbite et la position sur l'orbite requises par la mission, le procédé comprend l'étape E3 de détachement de la charge utile spatiale 2 du réservoir 1. L'étape de détachement est réalisée par dissociation du dispositif de fixation 23 de la charge utile spatiale 2 et du premier système de fixation 10 15 du réservoir 1. Cette dissociation est commandée, le cas échéant, par une unité de traitement de la charge utile spatiale 2 et/ou l'unité 40 de traitement du réservoir 1. On retrouve donc, d'une part, la charge utile spatiale 2 évoluant sur l'orbite requise, et d'autre part, l'ensemble comprenant le véhicule de 20 transfert 3 et le réservoir 1. Alternativement, l'étape E3 peut consister en le transfert du contenu de la charge utile spatiale 2 vers une infrastructure cible. Dans ce cas, la charge utile spatiale 2 reste accrochée au réservoir 1, et seul son contenu est transféré. 25 Le véhicule de transfert orbital 3, associé au réservoir 1, peut rester sur cette orbite. Alternativement, le procédé comprend l'étape E4 selon laquelle l'ensemble rejoint une autre orbite, comme une autre orbite dite de « parking ». Le procédé peut comprendre l'étape de détachement E5 du réservoir 30 1 du véhicule de transfert orbital 3. L'étape de détachement est réalisée par dissociation du dispositif de fixation 22 du véhicule de transfert orbital 3, et du deuxième système de fixation 11 du réservoir 1. Cette dissociation est commandée, le cas échéant, par une unité de traitement du véhicule 3 et/ou l'unité 40 de traitement du réservoir 1. Si la charge utile spatiale 2 est toujours accrochée au réservoir 1 (par exemple dans le cas précité où seul le contenu de la charge utile spatiale 2 est transféré), le détachement du réservoir 1 permet également le détachement de la charge utile spatiale 2 du véhicule 3. Le réservoir 1 rejoint alors l'atmosphère pour s'y désintégrer, ou reste sur l'orbite où se trouve le véhicule 3. Le procédé permet de réaliser successivement une pluralité de transferts d'orbites de charges utiles.

Ainsi, le procédé peut comprendre l'étape E6 de fixation du véhicule de transfert orbital 3 à un nouveau réservoir 1 lui-même fixé à une nouvelle charge utile spatiale 2. L'ensemble comprenant le nouveau réservoir et la nouvelle charge utile spatiale 2 est lancé par un lanceur sur l'orbite où se trouve le véhicule 3, afin que le véhicule 3 se fixe au nouveau réservoir 1.

Les étapes précédemment décrites (E2 à E5) peuvent être à nouveau itérées, et ainsi de suite. Comme on le comprend le réservoir externe amovible 1 permet donc de mettre en oeuvre plusieurs transferts d'orbites et d'augmenter la masse de la charge utile spatiale 2 transférable.

On décrit en référence à la Figure 6 un exemple de réalisation d'un procédé de transfert. Un lanceur spatial 35 comprend dans un étage, en général l'étage supérieur, un ensemble comprenant un réservoir 1 fixé entre une charge utile 2 et un véhicule de transfert orbital 3.

En l'espèce, la charge utile spatiale 2 est un module cargo comprenant du fret 32 à destination d'une infrastructure orbitale 34. Après injection de l'ensemble sur une première orbite 01, le véhicule de transfert orbital 3 active son système de propulsion, alimenté en carburant par le réservoir 1, pour transférer l'ensemble auquel il appartient vers l'orbite 03 de l'infrastructure orbitale 34 visée. Le contenu en fret 32 de la charge utile spatiale 2 est transféré vers l'infrastructure 34, par exemple après accostage de la charge utile spatiale 2.

Ainsi, le procédé permet le transfert d'une charge utile dès la première mission. Le véhicule 3 redescend vers l'orbite 01, puis le procédé comprend une étape de détachement du réservoir 1 (et par conséquent de la charge 5 2) du véhicule 3. L'ensemble comprenant le réservoir 1 et la charge 2 peut, le cas échéant, redescendre dans l'atmosphère. Le véhicule 3 se dirige alors vers une orbite 02 parking dans l'attente d'une nouvelle mission (le véhicule 3 utilise à cet effet sa propulsion principale).

10 Le procédé comprend alors l'envoi d'une nouvelle charge utile spatiale 2' comprenant une nouvelle cargaison de fret 32', fixée à un nouveau réservoir 1', vers l'orbite 01, via le lanceur spatial 35. Cette fois-ci, la masse en fret peut être augmentée étant donné que le véhicule 3 est déjà en orbite.

15 Le véhicule 3 descend alors de l'orbite 02 vers l'orbite 01 pour se fixer au réservoir 1' (étape dite de rendez-vous ou d'accostage). Cette étape peut par exemple inclure l'utilisation du dispositif 30 optique du véhicule 3, qui permet la détection du repère 28 visuel du réservoir 1. Le transfert orbital vers l'orbite 03 où se trouve l'infrastructure visée peut alors 20 recommencer comme précédemment. Ainsi, une pluralité de missions de transfert peut être réalisée. Par exemple, cinq ou dix missions sont réalisées, ce nombre n'étant pas limitatif. D'autres utilisations du réservoir 1 peuvent être mises en oeuvre selon les besoins et les spécifications des missions. 25

Claims

REVENDICATIONS1. Réservoir (1) amovible pour charge utile spatiale (2) et pour véhicule de transfert orbital (3), caractérisé en ce qu'il comprend : au moins une poche (5) de carburant, un bâti (4) auquel est fixée la poche (5) de carburant, et comprenant : o un premier système de fixation (10) à la charge utile spatiale (2), o un second système de fixation (11) au véhicule de transfert orbital (3), le premier et le second systèmes (10, 11) de fixation permettant une fixation amovible du réservoir (1) entre la charge utile spatiale (2) et le véhicule de transfert orbital (3), et un module de transfert du carburant (13) de la proche (5) vers au moins le véhicule de transfert orbital (3).
2. Réservoir (1) selon la revendication 1, comprenant au moins un générateur solaire électrique (15) recouvrant au moins une partie du bâti (4).
3. Réservoir (1) selon l'une des revendications 1 ou 2, comprenant plusieurs poches de carburant (5), disposées sur l'extérieur du bâti (4) et/ou à l'intérieur du bâti (4).
4. Réservoir (1) selon l'une des revendications 1 ou 2, comprenant une ou plusieurs poches de carburant (5) toutes disposées sur l'extérieur du bâti (4).
5. Réservoir (1) selon l'une des revendications 1 à 4, comprenant au moins 30 un repère visuel (28) pour le guidage de l'accostage du véhicule de transfert orbital (3) au réservoir (1).
6. Ensemble, comprenant :un réservoir (1) selon l'une des revendications 1 à 5, au moins une charge utile spatiale (2), présentant au moins un dispositif de fixation (23), le réservoir (1) étant fixé de manière amovible à la charge utile spatiale (2) par coopération du dispositif de fixation (23) de la charge utile spatiale (2) et du premier système de fixation (10) du réservoir (1).
7. Ensemble comprenant : un réservoir (1) selon l'une des revendications 1 à 5, au moins une charge utile spatiale (2), présentant au moins un dispositif de fixation (23), un véhicule de transfert orbital (3), présentant au moins un dispositif de fixation (22), le réservoir (1) étant fixé de manière amovible entre la charge utile spatiale (2) et le véhicule de transfert orbital (3), par coopération du dispositif de fixation (23) de la charge utile spatiale (2) et du premier système de fixation (10) du réservoir (1), et par coopération du dispositif de fixation (22) du véhicule de transfert orbital et du deuxième système de fixation (11) du réservoir (1).
8. Procédé de transfert d'une charge utile spatiale (2) d'une première orbite vers une seconde orbite, caractérisé en ce que : - la charge utile spatiale (2) évoluant sur la première orbite est fixée à un réservoir amovible (1) comprenant au moins une poche de carburant (5), ledit procédé comprenant les étapes de : - fixation (El ) du véhicule de transfert orbital (3) au réservoir (1), et - transfert (E2) de la charge utile spatiale (2) et du réservoir (1) vers la seconde orbite, par l'intermédiaire du véhicule de transfert orbital (3).
9. Procédé selon la revendication 8, comprenant les étapes de :détachement (E3) de la charge utile spatiale (2) du réservoir (1), ou transfert d'un contenu de la charge utile spatiale (2), et déplacement (E4) du véhicule de transfert orbital (3) vers une autre orbite.
10. Procédé selon la revendication 9, comprenant l'étape ultérieure de détachement (E5) du réservoir (1) du véhicule de transfert orbital (3).
11. Procédé selon l'une des revendications 9 ou 10, comprenant l'étape 10 (E6) de fixation du véhicule de transfert orbital (3) à un nouveau réservoir (1) lui-même fixé à une nouvelle charge utile spatiale (2).