FR3131281A1 - Systeme d'equilibrage du centre d'inertie d'un satellite de telecommunications. - Google Patents
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Abstract
Il est proposé un dispositif d’équilibrage du centre d’inertie O d’un satellite de télécommunications placé en orbite géostationnaire dans un repère orbital local (X,Y, Z) de centre O avec X l’axe parallèle à un vecteur vitesse de déplacement du satellite. Le satellite comprend un corps ayant deux faces (1222, 1224) parallèles orthogonales à X, et un instrument de charge utile fixé sur la face 1222 et comportant une masse et une longueur données. Le centre d’inertie est déplacé par une perturbation agissant sur le satellite. Le dispositif d’équilibrage comprend : un dispositif de déploiement fixé sur la face 1224, le dispositif de déploiement ayant une longueur supérieure à la longueur de l’instrument, un élément d’équilibrage fixé à l’extrémité du dispositif de déploiement, l’élément d’équilibrage ayant une masse inférieure à la masse de l’instrument, le dispositif de déploiement étant configuré pour déplacer l’élément d’équilibrage selon X. Figure pour l’abrégé : Fig. 4
Description
L’invention concerne de manière générale les satellites de télécommunications et en particulier un système d’équilibrage du centre d’inertie d’un satellite de télécommunications circulant sur une orbite géostationnaire.
Un satellite de télécommunications comprend classiquement une plateforme et une charge utile. La charge utile d’un satellite de télécommunications comprend différents instruments tels que des antennes d’émission, des antennes réception, ainsi que des systèmes électroniques permettant la réception, le traitement et la transmission du signal utile et des données associées. La plateforme regroupe tous les systèmes dédiés au fonctionnement du satellite, excluant les systèmes et les fonctionnalités liées au signal utile. La plateforme comprend un corps, un dispositif de propulsion de type chimique et/ou électrique, un système de contrôle d’attitude et d’orbite, et un système de production et de gestion de l'énergie électrique. L’ensemble du satellite de télécommunications est configuré pour positionner le centre d’inertie du satellite dans sa position d’équilibre, sensiblement au milieu du corps.
La durée de vie et la réussite d'une mission d’un satellite sont fortement liées aux contraintes d'ordre énergétique, notamment l'épuisement du carburant des propulseurs (ergols liquide) et la fiabilité liée à l’alimentation électrique. Le système de production et de gestion de l'énergie électrique maintient les systèmes de la plateforme et de la charge utile en état de fonctionnement, alors que le dispositif de propulsion place le satellite en orbite géostationnaire, le maintien sur une trajectoire nominale et oriente ses instruments.
Le satellite circulant sur l’orbite géostationnaire est relié à un repère orbital local constitué de trois axes conventionnels X, Y et Z, centré sur le centre d’inertie O du satellite, dans sa position d’équilibre. Le repère =(X, Y, Z) est un repère orthogonal direct centré sur le centre d’inertie du satellite dans sa position d’équilibre, et en translation circulaire dans le référentiel géocentrique de la Terre. L’axe X correspond à l’axe parallèle au vecteur vitesse de déplacement du satellite sur l’orbite géostationnaire dans le référentiel géocentrique. L’axe Z est dirigé vers la Terre et correspond à l’axe passant par le centre d’inertie du satellite et le centre de gravité de la Terre. Par ailleurs, l’axe Y est orthogonal au plan d’orbite, c’est-à-dire à l’axe X et l’axe Z.
Le système de contrôle d’attitude et d’orbite du satellite est utilisé pour remédier aux effets des perturbations qui agissent sur le satellite et peuvent avoir des conséquences significatives sur le bon fonctionnement du satellite. De telles perturbations peuvent avoir des origines externes, c'est-à-dire qu’elles sont causées par des phénomènes extérieurs au satellite tels que des perturbations aérodynamiques, magnétiques, radiatives ou encore gravitationnelles. D’autre part, ces perturbations peuvent avoir des origines internes lorsqu’elles sont liées à des mécanismes ou des déplacements propres au satellite, tels que des mouvements de pièces mécaniques ou une diminution des ergols pour les propulseurs. Par exemple une perturbation agissant sur le satellite peut engendrer un déplacement du centre d’inertie du satellite, noté alors O’ par rapport au centre O du repère orbital local =(X, Y, Z), centre d’inertie du satellite dans sa position d’équilibre.
Le contrôle d’attitude comprend tous les processus liés à la maîtrise de l'orientation du satellite dans le repère orbital local =(X, Y, Z). Le contrôle d’orbite du satellite comprend tous les processus associés à la mise en place du satellite et au maintien de sa trajectoire sur son orbite géostationnaire.
De manière conventionnelle, chacun des paramètres orbitaux de l’orbite géostationnaire peuvent être contrôlés en effectuant une ou plusieurs manœuvres orbitales au moyen du dispositif de propulsion afin d’ajuster le déplacement du satellite sur son orbite géostationnaire en fonction des perturbations. Un tel contrôle prend notamment en compte la longitude l’orbite du satellite.
Afin de contrôler l’orbite du satellite, le centre d’inertie déplacé O’ du satellite de coordonnées (XO’, YO’, ZO’) dans le repère orbital local de centre O (XO, YO, ZO), doit se trouver inclus dans un volume de contrôle défini par des paramètres (Xmax, Ymax, Zmax).
Typiquement, après le positionnement du satellite sur son orbite géostationnaire après son lancement, les instruments de la charge utile sont déployés. Le déploiement des instruments produit une perturbation interne entraînant la mise en action d’un plan de manœuvre impliquant le dispositif de propulsion, afin de maintenir l’orbite du satellite.
Cependant, le déploiement d’un instrument de la charge utile, tel qu’une antenne de télécommunications comprenant un réflecteur de grand diamètre, selon une direction d’axe donné, par exemple l’axe X, engendre une importante dissymétrie du satellite sur cet axe par rapport au centre d’inertie O.
La dissymétrie du satellite sur l’axe donné (axe X par exemple) par rapport au centre O du repère orbital local provoque un déplacement du centre d’inertie O’ du satellite en dehors du volume de contrôle requis, tel que |XO- XO’| est supérieure à |Xmax| ou |XO- XO’| = |XO’| > |Xmax|. Le contrôle d’orbite du satellite est de plus principalement défini par le contrôle de la longitude du satellite en orbite géostationnaire dans ce cas. En dehors du volume de contrôle requis, le contrôle d’orbite du satellite au moyen du dispositif de propulsion et en ajustant la composante de direction de poussée tangentielle à l’orbite, est alors impossible.
Les solutions connues pour ajuster le centre d’inertie déplacé O’ hors du volume de contrôle requis pour adresser la compensation de dissymétrie reposent sur des modifications techniques majeures du dispositif de propulsion des satellites de télécommunications.
Par exemple, il est connu d’ajouter des propulseurs au dispositif de propulsion à moteurs fixes. Cependant, une telle solution augmente significativement la quantité d’ergols à ajouter au satellite.
En outre, ces solutions peuvent être associées à des réaménagements de la charge utile via une rotation des axes satellites, de 90° par exemple, et/ou de la propulsion afin de symétriser le satellite après déploiement.
Le document FR1455630 A1 propose par exemple une modification très importante du dispositif de propulsion en moteurs orientables permettant la translation et/ou la rotation de la propulsion via des bras multiaxes dans le repère orbital local .
De telles solutions reposant sur des modifications du dispositif de propulsion entrainent toutes un coût élevé lié aux modifications du dispositif de propulsion ou du satellite, ainsi qu’une diminution de la durée de vie théorique du satellite.
En effet, le dispositif de propulsion ne peut fonctionner correctement pour contrôler l’orbite du satellite que si le centre d’inertie du satellite se trouve dans le volume de contrôle requis, contraint par l’aménagement des propulseurs sur le satellite.
Il existe ainsi un besoin pour un système capable d’améliorer le contrôle d’orbite d’un satellite de télécommunications.
La présente invention vient améliorer la situation en proposant un dispositif d’équilibrage du centre d’inertie d’un satellite de télécommunications placé en orbite géostationnaire dans un repère orbital local ayant pour centre O le centre de d’inertie du satellite de télécommunications dans sa position d’équilibre, et comportant trois axes X, Y et Z, l’axe X étant parallèle à un vecteur vitesse de déplacement du satellite sur l’orbite géostationnaire, l’axe Z étant dirigé vers la Terre et l’axe Y est orthogonal au plan d’orbite (X, Z), le satellite de télécommunications comprenant au moins un corps ayant une forme comportant au moins deux faces parallèles sensiblement orthogonales à l’axe X, et un instrument de charge utile fixé au satellite de télécommunications sur une des deux faces du corps sensiblement orthogonales à l’axe X, dite face de fixation de l’instrument, l’instrument de charge utile comportant une masse donnée et une longueur donnée , le centre d’inertie du satellite de télécommunication étant déplacé en un point O’ par une perturbation agissant sur le satellite de télécommunications. Le dispositif d’équilibrage comprend en outre :
- un dispositif de déploiement fixé au satellite de télécommunications par la face du corps sensiblement orthogonale à l’axe X et opposée à la face de fixation de l’instrument, le dispositif de déploiement ayant une longueur donnée supérieure à la longueur de l’instrument ,
- un élément d’équilibrage fixé à l’extrémité du dispositif de déploiement, l’élément d’équilibrage ayant une masse donnée inférieure à la masse de l’instrument .
- un dispositif de déploiement fixé au satellite de télécommunications par la face du corps sensiblement orthogonale à l’axe X et opposée à la face de fixation de l’instrument, le dispositif de déploiement ayant une longueur donnée
- un élément d’équilibrage fixé à l’extrémité du dispositif de déploiement, l’élément d’équilibrage ayant une masse donnée
Le dispositif de déploiement est configuré pour déplacer l’élément d’équilibrage selon au moins une direction parallèle à l’axe X.
Dans un mode de réalisation, l’élément d’équilibrage peut comprendre un matériau métallique.
L’élément d’équilibrage peut avoir une forme compacte.
En particulier, la forme compacte de l’élément d’équilibrage peut être un pavé droit.
Alternativement, la forme compacte de l’élément d’équilibrage peut être un cylindre.
La masse de l’élément d’équilibrage peut être égale à la masse de l’instrument divisée par deux, la longueur du dispositif de déploiement étant égale à la longueur de l’instrument multipliée par deux.
Dans certains modes de réalisation, l’élément d’équilibrage peut comprendre au moins un autre instrument de charge utile.
Le dispositif de déploiement peut comprendre un bras télescopique.
Dans un mode de réalisation particulier, le bras télescopique peut comprendre au moins deux sections connectées par une liaison glissière ayant un degré de liberté, le dispositif de déploiement déplaçant l’élément d’équilibrage en effectuant une translation dans une direction parallèle à l’axe X.
Alternativement, le dispositif de déploiement peut comprendre un mécanisme multiaxes et multi-bras.
Dans un mode de réalisation particulier, le mécanisme multiaxes et multi-bras peut comprendre au moins deux sections connectées entre elles et au corps par des liaisons pivot ayant chacune un degré de liberté en rotation, le dispositif de déploiement déplaçant l’élément d’équilibrage dans au moins le plan de coupe (X, Y).
Le satellite de télécommunications peut comprendre un dispositif de propulsion à propulsion plasmique.
Dans certains modes de réalisation, le satellite de télécommunications peut comprendre un système de production d’énergie solaire et une unité de contrôle du dispositif d’équilibrage, le dispositif d’équilibrage étant actionné par commande de l’unité de contrôle en utilisant l’énergie fournie par le système de production d’énergie solaire.
L’invention fournit également un procédé d’actionnement du dispositif d’équilibrage du centre d’inertie d’un satellite de télécommunications comprenant les étapes consistant à :
- effectuer le lancement du satellite et positionner le satellite en orbite géostationnaire ;
- déployer l’instrument de charge utile fixée au satellite de télécommunications par une des deux faces du corps sensiblement orthogonales à l’axe X ;
- déployer le dispositif d’équilibrage fixée au satellite de télécommunications par la face du corps sensiblement orthogonale à l’axe X opposée à la face de fixation de l’instrument.
- effectuer le lancement du satellite et positionner le satellite en orbite géostationnaire ;
- déployer l’instrument de charge utile fixée au satellite de télécommunications par une des deux faces du corps sensiblement orthogonales à l’axe X ;
- déployer le dispositif d’équilibrage fixée au satellite de télécommunications par la face du corps sensiblement orthogonale à l’axe X opposée à la face de fixation de l’instrument.
Le procédé comprend en outre au moins une itération des étapes suivantes, en réponse à une perturbation ou à une opération de maintenance du satellite de communication :
- appliquer des manœuvres de calibration du satellite de télécommunications et calculer le déplacement du centre d’inertie O’ par rapport à sa position d’équilibre O ;
- appliquer un traitement de définition d’un plan de manœuvre du dispositif d’équilibrage de correction du centre d’inertie déplacé O’ ;
- actionner les manœuvres du dispositif d’équilibrage de correction du centre d’inertie.
- appliquer des manœuvres de calibration du satellite de télécommunications et calculer le déplacement du centre d’inertie O’ par rapport à sa position d’équilibre O ;
- appliquer un traitement de définition d’un plan de manœuvre du dispositif d’équilibrage de correction du centre d’inertie déplacé O’ ;
- actionner les manœuvres du dispositif d’équilibrage de correction du centre d’inertie.
Dans un mode de réalisation, le plan de manœuvre peut être déterminé par une station terrestre et transmis au satellite de télécommunications.
En particulier, le plan de manœuvre peut être mis en œuvre par le satellite de télécommunication comprenant une unité de traitement et de contrôle autonome.
Le procédé et le dispositif d’équilibrage du centre d’inertie d’un satellite de télécommunications selon les modes de réalisation de l’invention permettent de remédier à tout ou partie des limitations des solutions de l’état de la technique, notamment celles exposées ci-avant, en proposant une solution qui permette de compenser de dissymétrie du satellite suite au déploiement d’un instrument de la charge utile, notamment en évitant les modifications du dispositif de propulsion et en augmentant la durée de vie théorique du satellite.
D’autres caractéristiques, détails et avantages de l’invention ressortiront à la lecture de la description faite en référence aux dessins annexés donnés à titre d’exemple.
Des références identiques sont utilisées dans les figures pour désigner des éléments identiques ou analogues. Pour des raisons de clarté, les éléments représentés ne sont pas à l’échelle.
La représente schématiquement un satellite de télécommunications 10 circulant sur une orbite géostationnaire 20 autour de la Terre 30, définie par définition à l’altitude de 35 786 km.
Le satellite 10 est configuré pour réaliser une mission principale de télécommunications.
Le positionnement du satellite 10 est défini au moyen d’un repère orbital local =(X, Y, Z) centré au niveau du centre d’inertie O du satellite 10 quand il est dans sa position d’équilibre.
Le repère orbital local comporte trois axes X, Y et Z. L’axe X est parallèle à un vecteur vitesse correspondant au vecteur de vitesse de déplacement du satellite 10 sur l’orbite géostationnaire 20. L’axe Z est dirigé vers la Terre 30 et l’axe Y est orthogonal au plan d’orbite (X, Z).
Comme représenté par la , le satellite 10 comprend une plateforme 120 et une charge utile 140. La charge utile 140 est reliée à la plateforme 120 et comprend l’ensemble des systèmes et des équipements destinés à être utilisés par le satellite 10 pour réaliser sa mission. La charge utile 140 comprend au moins un instrument 142 de la charge utile 140. Cet instrument 142 peut-être par exemple et sans limitation une antenne de télécommunications, comprenant par exemple d’un réflecteur de grand diamètre (par exemple un réflecteur de 9m). La plateforme 120 du satellite 10 est le module de service qui fournit l’énergie au satellite 10 et permet de positionner et maintenir le satellite 10 en orbite géostationnaire 20. La plateforme 120 comprend au moins un corps 122, un système de production et de gestion de l'énergie électrique 124 et un dispositif de propulsion 126 (non représenté en ).
Le corps 122 du satellite 10 a une forme comportant au moins deux faces 1222, 1224 parallèles entre elles. Comme représenté en , de façon non limitative, le corps 122 du satellite 10 peut avoir une forme de parallélépipède rectangulaire avec six faces deux à deux parallèles. Par exemple, les deux faces 1222, 1224 parallèles entre elles peuvent être sensiblement orthogonales à l’axe X.
La charge utile 140 du satellite 10 peut comprendre un instrument 142 fixé au satellite 10 sur une des deux faces 1222, 1224 parallèles entre elles du corps 122 sensiblement orthogonales à l’axe X. Comme représenté en figures 1 et 2, l’instrument 142 est fixé au satellite 10 par la face 1222, appelée face de fixation de l’instrument 1222. L’instrument 142 comporte une masse de l’instrument donnée et une longueur de l’instrument donnée . L’instrument 142 peut comporter en outre une position du centre de masse (Xi, Yi) dans le plan de coupe (X, Y) du repère orbital local .
Le centre d’inertie O du satellite 10 dans sa position d’équilibre de coordonnées (XO, YO, ZO) est alors positionné tel que les points XOet YOse situent au milieu du corps 122 parallélépipède rectangulaire, dans le plan de coupe (X, Y). D’autre part, le point ZOdu centre d’inertie O est positionné approximativement sur l’axe de symétrie du corps 122, parallèle à l’axe Z.
Le système de production et de gestion de l'énergie électrique 124 de la plateforme 120 peut comprendre, sans limitations, des panneaux solaires tels qu’illustré en pour produire de l'énergie électrique par un effet photovoltaïque. Deux panneaux solaires peuvent par exemple être utilisés. Ces deux panneaux peuvent être fixés directement au corps 122 de la plateforme 120, respectivement sur deux faces opposés du corps 122. Par exemple, un premier panneau solaire peut être agencé sur la « face +Y » tandis qu’un deuxième panneau solaire peut être fixé sur la opposée « face -Y », sensiblement orthogonale à l’axe Y.
La « face +Z » correspond à la face du corps 122 parallélépipède rectangulaire dirigée vers la Terre 30, parallèle à la « face -Z » agencée du côté opposé à la Terre 30, les faces +Z et -Z étant sensiblement orthogonales à l’axe Z. Par exemple, et de façon nullement limitative, la charge utile 140 peut comprendre une deuxième antenne de télécommunications qui peut être portée par la « face +Z » (la deuxième antenne de télécommunications n’est pas représentée sur les figures).
Les deux autres faces opposées du corps 122 parallélépipède rectangulaire sont désignées par les « face +X » et « face -X » et sont sensiblement orthogonales à l’axe X. Dans l’exemple représenté sur la , la face de fixation de l’instrument 1222, portant l’instrument 142 de la charge utile 140, est la « face +X » du satellite 10. De manière similaire, l’instrument 142 peut être portée par la « face -X » du satellite 10 (un tel exemple n’est pas représenté sur les figures).
Tel qu’utilisé ici, le centre d’inertie est confondu avec le centre de masse, et avec le centre de gravité dans cette configuration de satellite 10, comme illustré par la , à cette altitude donnée du satellite 10 par rapport à la Terre 30.
Le satellite 10 est initialement envoyé dans l’espace par un lanceur jusqu’à ce qu’il atteigne son orbite géostationnaire 20. On dit que le satellite 10 est lancé. Le lanceur comprend notamment une coiffe qui se situe à l'extrémité antérieure, à profil aérodynamique, du lanceur. La coiffe a pour objectif entre autre d’assurer la protection du satellite 10 des intempéries et des conditions de température ou d'humidité extrêmes, au sol et au début de lancement. Après le lancement, la coiffe est larguée dès que la densité de l'air est suffisamment basse pour que les forces aérodynamiques engendrées ne puissent pas endommager le satellite 10.
Après le positionnement du satellite 10 sur son orbite géostationnaire 20, après son lancement, l’instrument 142 de la charge utile 140 est déployé. Le déploiement d’un instrument 142, tel que l’antenne de télécommunications comprenant un réflecteur de grand diamètre (figure 1), peut engendrer une forte dissymétrie du satellite 10 sur l’axe X par rapport au centre O du repère orbital local .
Dans cette configuration du satellite 10, comme représenté sur la , une telle dissymétrie liée au déploiement de l’instrument 142 du satellite 10 engendre un déplacement du centre d’inertie O’ du satellite 10 en dehors du volume de contrôle requis, tel que par exemple |XO’| > |Xmax|.
Ainsi, le centre d’inertie O du satellite 10 est déplacé au niveau du point O’ par une perturbation agissant sur le satellite 10.
Dans la configuration de satellite 10 représentée sur la figure 1, le volume de contrôle requis peut en pratique être ramené à une surface projetée dans le plan (X, Y) orthogonale à l’axe Z du repère orbital local de centre O, encore appelée surface de contrôle. Cette surface de contrôle peut avoir par exemple la forme d’un rectangle de dimension dX et dY, respectivement selon l’axe X et selon l’axe Y. Les dimensions du corps 122 selon respectivement l’axe X et l’axe Y sont notées DX et DY. Ainsi, les valeurs caractéristiques de seuil |Xmax| et |Ymax| peuvent par exemple être définies selon les équations (1) et (2) suivantes : (1) (2).
Ainsi, pour un instrument 142 composé par exemple d’un réflecteur de 9m, le déplacement du centre d’inertie O’ peut être caractérisé par une valeur telle que : (3)
Ainsi, la valeur peut être à peu près égale à deux fois et demie la valeur seuil de |Xmax| requise pour maintenir le contrôle de la longitude du satellite 10 en orbite géostationnaire 20 via le dispositif de propulsion 126.
Les modes de réalisation de l’invention fournissent un dispositif et un procédé d’équilibrage du centre d’inertie déplacé O’ du satellite 10 dans le repère orbital local de centre O, permettant de maintenir des conditions acceptables et efficaces pour l’utilisation du dispositif de propulsion 126 comme moyen de contrôle d’orbite du satellite 10, et en particulier le contrôle de la longitude. Les modes de réalisation de le centre d’inertie déplacé O’ dans un volume de contrôle défini par (Xmax, Ymax, Zmax). Le dispositif d’équilibrage 128 selon l’invention se base avantageusement sur le déplacement d’un élément d’équilibrage 1284 par un dispositif de déploiement 1282, selon au moins une direction parallèle à l’axe X, comme par exemple dans le cas illustré par la , afin de compenser le déplacement |XO’| du centre d’inertie O’.
La figure 3 est une représentation simplifiée du satellite 10 comprenant une plateforme 120 et une charge utile 140. La figure 3 représente notamment le dispositif d’équilibrage 128 du centre d’inertie du satellite 10, lorsque le satellite 10 est placé en orbite géostationnaire 20. Le positionnement du satellite 10 est défini dans le repère orbital local =(X, Y, Z) ayant pour centre O (centre de d’inertie du satellite 10 dans sa position d’équilibre).
Avantageusement, le dispositif d’équilibrage 128 comprend un dispositif de déploiement 1282 ayant une première extrémité fixée au satellite 10 par une des deux faces 1222 et 1224 parallèles entre elles du corps 122 sensiblement orthogonales à l’axe X. Comme représenté en figures 3, le dispositif d’équilibrage 128 est fixé au satellite 10 par la face 1224, appelée face de fixation du dispositif 1224, opposée à la face de fixation de l’instrument 1222. Le dispositif de déploiement 1282 comprend une masse donnée et une longueur donnée . La longueur du dispositif de déploiement est définie telle que est supérieure à la longueur de l’instrument .
Le dispositif d’équilibrage 128 comprend en outre un élément d’équilibrage 1284 fixé au niveau de la deuxième extrémité du dispositif de déploiement 1282. L’élément d’équilibrage 1284 comprend une masse donnée et une longueur donnée . La masse de l’élément d’équilibrage est définie telle que est inférieure à la masse de l’instrument .
Le dispositif d’équilibrage 128 comprend donc une masse résultante et une longueur résultante . Dans un exemple de réalisation, la masse résultante peut être comprise entre 30kg à 150kg, et la longueur résultante peut être comprise entre 5m à 20m. Le dispositif d’équilibrage 128 comprend en outre une position du centre de masse (Xe, Ye) dans le plan de coupe (X, Y) du repère orbital local .
Selon certains modes de réalisation, la longueur de l’élément d’équilibrage peut être considérée comme sensiblement négligeable devant la longueur du dispositif de déploiement , alors que la masse de l’élément d’équilibrage peut être égale à N fois la masse du dispositif de déploiement , le multiple N étant compris entre trois et dix, en fonction de la technologie choisie pour constituer le dispositif de déploiement ( ).
Les paramètres de masses et de longueurs du dispositif d’équilibrage 128 peuvent être déterminés selon un processus itératif par exemple, à partir de calculs d’équilibre des moments en considérant notamment la position du centre de masse de l’instrument (Xi, Yi) et la position du centre de masse du dispositif d’équilibrage (Xe, Ye), ainsi que leurs masses respective et .
Dans des modes de réalisation, la masse de l’élément d’équilibrage peut être égale à la masse de l’instrument divisée par deux , la longueur du dispositif de déploiement étant égale à la longueur de l’instrument multipliée par deux .
Le dispositif de déploiement 1282 est configuré pour déplacer l’élément d’équilibrage 1284 selon au moins une direction parallèle à l’axe X.
Le dispositif d’équilibrage 128 permet de compenser le déplacement du centre d’inertie O’ par un instrument 142 déployé engendrant la dissymétrie du satellite 10, telle que l’antenne de télécommunications comprenant un réflecteur de grand diamètre.
Le satellite 10 peut comprendre une unité de contrôle 1286 configuré pour contrôler le mouvement du dispositif d’équilibrage 128 et l’actionner au moyen d’une commande en utilisant l’énergie fournie par le système de production d’énergie solaire 124. Ainsi, le dispositif d’équilibrage 128 peut fonctionner sans utiliser les ressources de carburant du satellite 10 qui sont limitées, ce qui permet d’augmenter la durée de vie du satellite 10 par rapport aux dispositifs de l’état de la technique.
Avantageusement, le dispositif d’équilibrage 128 a par lui-même la capacité à modifier les inerties du satellite 10 pour optimiser le contrôle d’attitude et donc permettre un recentrage actif du centre d’inertie déplacé O’ du satellite 10 en orbite géostationnaire 20 en vue d’optimiser la consommation d’ergols (par exemple le xénon).
Dans des modes de réalisation, l’élément d’équilibrage 1284 peut être composé d’un matériau métallique, qui peut être par exemple et sans limitation l’acier, le titane ou l’aluminium.
Selon certains modes de réalisation, l’élément d’équilibrage 1284 peut comprendre ou être composé d’un ou plusieurs autres instruments de charge utile (par exemple un sondeur d’étoile). Dans ce cas, l’élément d’équilibrage 1284 est qualifié de ‘masse active’ par opposition à une ‘masse morte’ sans implémentation d’instrument.
L’élément d’équilibrage 1284 peut avoir une forme compacte, telle que par exemple une forme de cylindre ou de pavé droit. La forme de l’élément d’équilibrage 1284 peut par exemple être choisie en fonction des caractéristiques de fixation du dispositif de déploiement 1282.
Dans des modes de réalisation, l’élément d’équilibrage 1284 peut avoir une forme adaptée au volume disponible sous la coiffe du lanceur du satellite 10, qui permet le lancement du satellite 10 en orbite géostationnaire 20.
Dans des modes de réalisation, la forme de l’élément d’équilibrage 1284 peut en outre être choisie de manière à modifier les effets et la prise au vent solaire du satellite 10 lorsqu’il est en orbite géostationnaire 20, ce qui permet de limiter les variations de moment cinétique embarqué pour le contrôle d’attitude, et ainsi d’optimiser le pointage.
La représente deux plans de coupe du satellite 10 avec l’instrument 142 et le dispositif d’équilibrage 128 déployés. La représentation en haut de la illustre le satellite 10 dans le plan (X, Z) et la représentation en bas de la illustre le satellite 10 dans le plan (X, Y), où l’instrument 142 est une antenne de télécommunications comprenant un réflecteur de grand diamètre dirigé vers la Terre 30.
Le dispositif de déploiement 1282 est ainsi fixé au satellite 10 par la face de fixation du dispositif 1224 sensiblement orthogonale à l’axe X et opposée à la face de fixation de l’instrument 1222. Ainsi, si l’instrument 142 est portée par la « face +X », le dispositif d’équilibrage 128 sera porté par la « face -X », et inversement si l’instrument 142 est portée par la « face -X », le dispositif d’équilibrage 128 sera porté par la « face +X ».
Selon un mode de réalisation, le dispositif d’équilibrage 128 du satellite 10 peut comprendre un dispositif de déploiement 1282 dit « télescopique », encore appelé bras télescopique, comme illustré sur la . Dans ce mode de réalisation, le bras télescopique 1282 comprend au moins deux sections 1282-1, 1282-2. Les sections 1282-1, 1282-2 ont une section transverse, et cette section transverse est par exemple de forme circulaire ou carrée. Les sections 1282-1, 1282-2 sont connectées par une liaison dite télescopique 1282-3 ayant un degré de liberté. L’élément d’équilibrage 1284 est alors déplacé par le dispositif de déploiement 1282 par la mise en œuvre d’un mouvement de translation, selon une direction parallèle à l’axe X. Selon un exemple non limitatif, le bras télescopique 1282 peut être caractérisé par un mécanisme utilisant un treillis en carbone compressé. De façon générale, le mécanisme de mise en œuvre du mouvement de translation est configuré pour permettre un déplacement actif de l’élément d’équilibrage 1284, c’est-à-dire ajustable après déploiement.
Selon certains modes de réalisation, une première section 1282-1 du bras télescopique 1282 est connectée au corps 122 du satellite 10 par la face de fixation du dispositif 1224 sensiblement orthogonale à l’axe X. Cette première section 1282-1 est immobile par rapport au corps 122 du satellite 10. Une seconde section 1282-2 du bras télescopique 1282 est connectée à l’élément d’équilibrage 1284, et est immobile par rapport à l’élément d’équilibrage 1284. La liaison glissière 1282-3 permet à la seconde section 1282-2 de se rétracter dans la première section 12821 et le corps 122. Avantageusement, le volume stocké du système d’équilibrage est alors très compact puisqu’il se limite à l’élément d’équilibrage 1284 et la première section 1282-1 du bras télescopique 1282.
Dans un autre mode de réalisation, le dispositif d’équilibrage 128 du satellite 10 peut comprendre un dispositif de déploiement 1282 dit « multiaxes et multi-bras » 1282, encore appelé bras multiaxes et multi-bras, comme illustré sur la . Dans ce mode de réalisation, le bras multiaxes et multi-bras est un mécanisme dérivé des mécanismes de déploiement d’antennes de télécommunications comprenant un réflecteur de grand diamètre.
Le bras multiaxes et multi-bras 1282 peut comprendre plusieurs sections (comprenant au moins deux sections), connectées entre elles et au corps 122 du satellite 10 par des liaisons pivots ayant chacune un degré de liberté en rotation. Par exemple, sur la , trois sections 1282-4, 1282-5, 1282-6 sont connectées entre elles par trois liaisons pivots 1282-7, 1282-8, 1282-9, pouvant être caractérisées par des mécanismes à moteurs électriques et/ou à ressorts. L’élément d’équilibrage 1284 peut alors être déplacé par le dispositif de déploiement 1282 et selon le choix de la technologie des liaisons pivots, ce déplacement pouvant être soit actif (c’est-à-dire ajustable après déploiement), soit passif (c’est-à-dire non modifiable après déploiement).
Selon certains modes de réalisation, l'axe de rotation des liaisons pivots 1282-7, 1282-8, 1282-9 du bras multiaxes et multi-bras 1282 sont sensiblement parallèle à l'axe Z, lorsque le satellite 10 est en orbite géostationnaire 20 selon l'attitude de mission. Une première section 1282-4 du bras multiaxes et multi-bras 1282 est connectée au corps 122 du satellite 10 sur la face de fixation du dispositif 1224 par la liaison 1282-7. Cette première section 1282-4 est mobile par rapport au corps 122 dans le plan (X, Y). Une seconde section 1282-5 du bras multiaxes et multi-bras 1282 est connectée à la première section 1282-4 du bras multiaxes et multi-bras 1282 par la liaison 1282-8. Une troisième section 1282-6 du bras multiaxes et multi-bras 1282 est connectée à la seconde section 1282-5 du bras multiaxes et multi-bras 1282 par la liaison 1282-9. La troisième section 1282-6 du bras multiaxes et multi-bras 1282 est connectée à l’élément d’équilibrage 1284, et est immobile par rapport à l’élément d’équilibrage 1284. Les liaisons pivots 1282-7, 1282-8, 1282-9 permettent aux sections 1282-4, 1282-5, 1282-6 et à l’élément d’équilibrage 1284 à de se déplacer dans le plan (X, Y).
Selon d’autres modes de réalisation, l'axe de rotation des liaisons pivots 1282-7, 1282-8, 1282-9 du bras multiaxes et multi-bras 1282 peut être pourvu en outre de composantes additionnelles selon l’axe X et/ou l’axe Y. Dans ce cas, les liaisons pivots 1282-7, 1282-8, 1282-9 sont configurées pour permettre le déplacement des sections 1282-4, 1282-5, 1282-6 dans le repère orbital local =(X, Y, Z) de manière à effectuer un ajustement plus fin de l’élément d’équilibrage 1284. Un tel mode de réalisation des liaisons pivots est particulièrement utile lorsque l’élément d’équilibrage 1284 est une masse active.
Ainsi, lors des calculs d’équilibre des moments de détermination des paramètres de masses et de longueurs caractéristiques du dispositif d’équilibrage 128, les facteurs de coût et d’encombrement (volume de stockage disponible sur le satellite 10 lors de son lancement) peuvent être pris en compte. Par exemple, l’encombrement du dispositif de déploiement 1282 selon la technologie du bras télescopique étant plus faible que l’encombrement selon la technologie du bras multiaxes et multi-bras, la longueur du bras télescopique peut être plus élevée que celle du bras multiaxes et multi-bras. Ainsi la masse du dispositif d’équilibrage 128 et notamment de l’élément d’équilibrage 1284 sera plus faible avec une telle technologie. Il est à noter que la masse du bras télescopique peut aussi être plus faible que celle du bras multiaxes et multi-bras à longueur égale.
Les modes de réalisation de l’invention fournissent ainsi un dispositif d’équilibrage 128 efficace et peu coûteux, ne nécessitant pas de modifications majeures de la plateforme 120 et en particulier pas de modification du dispositif de propulsion 126. La fixation du dispositif d’équilibrage 128 sur le corps 122 du satellite 10 limite l’encombrement général du satellite 10, tandis que son utilisation a un impact limité sur la consommation de carburant du satellite 10. Avantageusement, les modes de réalisation de l’invention ne sont pas intrusifs sur le satellite 10.
Selon certains modes de réalisation, le satellite 10 comprend un dispositif de propulsion 126 à propulsion plasmique. Tel qu’utilisé ici, la propulsion plasmique fait référence à un type de propulseur spatial à plasma. Ce type de propulseur utilise des champs et des rayonnements électromagnétiques variables pour chauffer, ioniser et accélérer un gaz, comme par exemple et sans limitation le xénon, le krypton ou l’iode. La propulsion plasmique permet d’utiliser un satellite 10 plus léger ou plus performant, en économisant la masse de combustible embarqué.
La est un organigramme représentant un procédé d’actionnement du dispositif d’équilibrage 128 mis en œuvre pour contrôler la position du centre d’inertie d’un satellite 10.
La phase d’initialisation du dispositif d’équilibrage 128 du satellite 10 en orbite géostationnaire 20 peut comprendre une étape 720 dans laquelle le satellite 10 est lancé et positionné en orbite géostationnaire 20.
L’implémentation du dispositif d’équilibrage 128 et donc l’utilisation d’un dispositif de propulsion 126 disposant d’une propulsion plasmique a un impact de quelques jours seulement sur la durée de mise à poste (ou mise en orbite) du satellite 10 par rapport aux systèmes de l’état de la technique, en raison notamment de la réalisation du déploiement du dispositif d’équilibrage 128 pendant les phases de test et après la mise à poste.
L’ensemble des dispositifs déployés après la mise en orbite du satellite 10 sont appelés "appendices spatiaux". Les appendices spatiaux peuvent comprendre des panneaux solaires, les antennes de télécommunications ou réflecteurs, le dispositif d’équilibrage 128 ou tout autre équipement équivalent du satellite 10. Lors du lancement du satellite 10 et de sa mise en orbite, les différents appendices spatiaux, sont soumis à des efforts important. Afin de les protéger pendant cette phase, les appendices spatiaux peuvent être repliés et maintenus de façon temporaire sur au moins une face du corps 122 du satellite 10 afin de les immobiliser. Les appendices peuvent être « gerbés », c'est à dire qu’ils peuvent être maintenus en configuration de stockage, par un dispositif de gerbage comprenant plusieurs mécanismes de maintien et de libération. Après cette phase, le dispositif de gerbage est actionné afin de libérer les appendices spatiaux et d'assurer leur déploiement.
La phase d’initialisation du dispositif d’équilibrage 128 du satellite 10 en orbite géostationnaire 20 peut en outre comprendre une étape 740 de déploiement d’un instrument 142 fixé au satellite 10 par une des deux faces 1222, 1224 du corps 122 sensiblement orthogonales à l’axe X. Par exemple, une antenne de télécommunications, comprenant un réflecteur de grand diamètre, peut être fixée à la face de fixation de l’instrument 1222.
La phase d’initialisation du dispositif d’équilibrage 128 du satellite 10 en orbite géostationnaire 20 peut également comprendre une étape 760 de déploiement du dispositif d’équilibrage 128 fixé au satellite 10 par la face de fixation du dispositif 1224 sensiblement orthogonale à l’axe X, opposée à la face de fixation l’instrument 1222.
Après la phase d’initialisation, des étapes peuvent être itérées pour répondre à une perturbation ou pour effectuer une opération de maintenance du satellite 10.
De telles étapes peuvent comprendre :
- une étape 782 de calibration, dans laquelle le satellite 10 effectue des manœuvres de calibration du satellite 10 afin de calculer le déplacement du centre d’inertie O’ par rapport à sa position d’équilibre O.
- une étape 784 de traitement des informations provenant de l’étape de calibration dans le but de définir d’un plan de manœuvre du dispositif d’équilibrage 128 de correction du centre d’inertie déplacé O’.
- une étape 782 de calibration, dans laquelle le satellite 10 effectue des manœuvres de calibration du satellite 10 afin de calculer le déplacement du centre d’inertie O’ par rapport à sa position d’équilibre O.
- une étape 784 de traitement des informations provenant de l’étape de calibration dans le but de définir d’un plan de manœuvre du dispositif d’équilibrage 128 de correction du centre d’inertie déplacé O’.
Selon certains modes de réalisation, le plan de manœuvre est mis en œuvre par le satellite 10 comprenant une unité de traitement et de contrôle autonome. Le plan de manœuvre peut aussi être déterminé par une station terrestre et transmis au satellite 10.
Les étapes de réponse à une perturbation ou une opération de maintenance 80 du satellite 10 peuvent en outre comprendre une étape 786 d’actionnement des manœuvres du dispositif d’équilibrage 128 de correction du centre d’inertie.
L'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits ci-avant à titre d’exemple non limitatif. Elle englobe toutes les variantes de réalisation qui pourront être envisagées par l'homme du métier. En particulier, l’homme du métier comprendra que l’invention n’est pas limitée aux types de dispositifs de déploiement 1282 décrits ni aux formes d’élément d’équilibrage 1284 décrits, à titre d’exemple non limitatif.
Claims (16)
- Dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie d’un satellite de télécommunications (10) placé en orbite géostationnaire (20) dans un repère orbital local ayant pour centre O le centre de d’inertie du satellite (10) dans sa position d’équilibre, ledit repère comportant trois axes X, Y et Z, l’axe X étant parallèle à un vecteur vitesse de déplacement du satellite (10) sur l’orbite géostationnaire (20), l’axe Z étant dirigé vers la Terre (30) et l’axe Y est orthogonal au plan d’orbite (X, Z), ledit satellite (10) comprenant au moins un corps (122) ayant une forme comportant au moins deux faces parallèles (1222, 1224) sensiblement orthogonales à l’axe X, et un instrument de charge utile (142) fixé au satellite (10) sur une des deux faces du corps sensiblement orthogonales à l’axe X, dite face de fixation de l’instrument (1222), ledit instrument de charge utile (142) comportant une masse donnée
- un dispositif de déploiement (1282) fixé au satellite (10) par la face (1224) du corps sensiblement orthogonale à l’axe X et opposée à ladite face de fixation de l’instrument (1222), ledit dispositif de déploiement (1282) ayant une longueur donnée
- un élément d’équilibrage (1284) fixé à l’extrémité dudit dispositif de déploiement (1282), ledit élément d’équilibrage (1284) ayant une masse donnée
- un dispositif de déploiement (1282) fixé au satellite (10) par la face (1224) du corps sensiblement orthogonale à l’axe X et opposée à ladite face de fixation de l’instrument (1222), ledit dispositif de déploiement (1282) ayant une longueur donnée
- Dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie, selon la revendication 1, dans lequel l’élément d’équilibrage (1284) comprend un matériau métallique.
- Dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie, selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’élément d’équilibrage (1284) a une forme compacte.
- Dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie, selon la revendication 3, dans lequel la forme compacte de l’élément d’équilibrage (1284) est un pavé droit.
- Dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie, selon la revendication 3, dans lequel la forme compacte de l’élément d’équilibrage (1284) est un cylindre.
- Dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie, selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la masse de l’élément d’équilibrage
- Dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie, selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’élément d’équilibrage (1284) comprend au moins un autre instrument de charge utile.
- Dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie, selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le dispositif de déploiement (1282) comprend un bras télescopique.
- Dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie, selon la revendication 8, dans lequel le bras télescopique comprend au moins deux sections (1282-1, 1282-2) connectées par une liaison glissière (1282-3) ayant un degré de liberté, ledit dispositif de déploiement (1282) déplaçant l’élément d’équilibrage (1284) en effectuant une translation dans une direction parallèle à l’axe X.
- Dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie, selon l’une des revendications 1 à 7, dans lequel le dispositif de déploiement (1282) comprend un mécanisme multiaxes et multi-bras.
- Dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie, selon la revendication 10, dans lequel le mécanisme multiaxes et multi-bras comprend au moins deux sections (1282-4, 1282-5) connectées entre elles et au corps (122) par des liaisons pivot (1282-7, 1282-8) ayant chacune un degré de liberté en rotation, ledit dispositif de déploiement (1282) déplaçant l’élément d’équilibrage (1284) au moins dans le plan (X, Y).
- Dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie, selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le satellite (10) comprend un dispositif de propulsion (126) à propulsion plasmique.
- Dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie, selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le satellite (10) comprenant un système de production d’énergie solaire (124) et une unité de contrôle (1286) du dispositif d’équilibrage (128), ledit dispositif d’équilibrage (128) étant actionné par commande de l’unité de contrôle (1286) en utilisant l’énergie fournie par le système de production d’énergie solaire (124).
- Procédé d’actionnement du dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie d’un satellite (10) selon l’une des revendications 1 à 13, le procédé comprenant les étapes consistant à :
- (720) effectuer le lancement du satellite (10) et positionner le satellite (10) en orbite géostationnaire (20) ;
- (740) déployer l’instrument de charge utile (142) fixée au satellite (10) par une des deux faces du corps (1222) sensiblement orthogonales à l’axe X ;
- (760) déployer le dispositif d’équilibrage (128) fixée au satellite (10) par la face du corps (1224) sensiblement orthogonale à l’axe X opposée à ladite face de fixation de l’instrument (1222) ;
- (782) appliquer des manœuvres de calibration du satellite (10) et calculer le déplacement du centre d’inertie O’ par rapport à sa position d’équilibre O ;
- (784) appliquer un traitement de définition d’un plan de manœuvre du dispositif d’équilibrage (128) de correction du centre d’inertie déplacé O’ ;
- (786) actionner les manœuvres du dispositif d’équilibrage (128) de correction du centre d’inertie.
- Procédé d’actionnement du dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie d’un satellite (10), selon la revendication 14, dans lequel le plan de manœuvre est déterminé par une station terrestre et transmis au satellite (10).
- Procédé d’actionnement du dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie d’un satellite (10), selon la revendication 14, dans lequel le plan de manœuvre est mis en œuvre par le satellite (10) comprenant une unité de traitement et de contrôle autonome.
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2021
- 2021-12-23 FR FR2114320A patent/FR3131281A1/fr active Pending
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