WO2015158932A1 - Dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital et procede associe - Google Patents

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WO2015158932A1
WO2015158932A1 PCT/EP2015/097021 EP2015097021W WO2015158932A1 WO 2015158932 A1 WO2015158932 A1 WO 2015158932A1 EP 2015097021 W EP2015097021 W EP 2015097021W WO 2015158932 A1 WO2015158932 A1 WO 2015158932A1
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removable
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transfer vehicle
orbit
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Pascal Bultel
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Centre National dEtudes Spatiales CNES
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    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
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    • B64G1/2427—Transfer orbits
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    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/402—Propellant tanks; Feeding propellants

Definitions

  • the present invention relates to a device for assisting the orbital towing of space payloads for use in conjunction with an orbital transfer vehicle, and a method for transferring a space payload from one orbit to another. More particularly, the invention relates to a direct fuel supply device used by orbital towing for the transfer of space payloads.
  • the putting into orbit of a spatial payload conventionally comprises the following steps.
  • a spacecraft-type vehicle places the payload on an intermediate orbit.
  • a propulsion system such as a propulsion bay or an orbital transfer vehicle then captures the payload of the intermediate orbit to place it in its final orbit.
  • the orbital transfer vehicle comparable to a tug, includes a maximized fuel reserve enabling it to perform its mission of orbital transfer.
  • the available fuel resource for the orbital transfer vehicle or the propulsion bay then limits the maximum mass of the payload capable of being transferred to the final orbit.
  • the invention makes it possible to improve current solutions, and proposes for this purpose a method for transferring a spatial payload from a first orbit to a second orbit, characterized in that:
  • the space payload evolving on the first orbit is fixed to a removable orbital towing assistance device comprising at least one fuel bag,
  • said method comprising the steps of:
  • the method comprises the steps of putting into orbit a set comprising the space payload and the removable orbital towing assistance device on the first orbit, the assembly of the vehicle of orbital transfer to the removable orbital towing assistance device, and transferring the assembly to the second orbit, via the orbital transfer vehicle;
  • the method comprises the step of transferring the content of the spatial payload to a target, the spatial payload remaining attached to the towing assistance device;
  • the method comprises the step of detaching the spatial payload from the removable orbital towing assistance device; the method comprises the step of moving the orbital transfer vehicle towards another orbit, or of maintaining the orbital transfer vehicle on the second orbit;
  • the method comprises the subsequent step of detaching the removable orbital towing assistance device from the orbital transfer vehicle;
  • the method comprises the step of detaching the orbital transfer vehicle from the removable orbital towing assistance device, the space payload remaining attached to the removable orbital towing assistance device;
  • the method comprises the step of fixing the orbital transfer vehicle to a new removable orbital towing assist device itself attached to a new space payload;
  • the propulsion device of the orbital transfer vehicle is supplied with fuel directly by the removable orbital towing assistance device.
  • the invention also relates to a removable device for assistance with orbital towing for space payload and for orbital transfer vehicle, characterized in that it comprises:
  • a frame to which the fuel bag is attached comprising:
  • first space payload attachment system a first space payload attachment system
  • second orbital transfer vehicle attachment system the first and second attachment systems for releasably securing said removable orbital towing assist device between the space payload. and the orbital transfer vehicle, and
  • a direct fuel supply module configured to transfer fuel from the fuel bag directly to at least one propulsion device of the orbital transfer vehicle, for the direct supply of said propulsion device.
  • the device comprises at least one electric solar generator covering at least a portion of the frame;
  • the device comprises a plurality of fuel pockets disposed on the outside of the frame and / or inside the frame; the device comprises one or more fuel pockets all arranged on the outside of the frame.
  • the invention also relates to an assembly comprising a removable orbital towing assistance device and at least one space payload having at least one attachment device, the removable orbital towing assist device being removably attached to the payload space by cooperation of the device for fixing the spatial payload and the first attachment system of the removable orbital towing assistance device.
  • the invention also relates to an assembly comprising a removable device for assistance with orbital towing as described, at least one space payload having at least one attachment device and a propulsion device, an orbital transfer vehicle having at least one device and a propulsion device, the removable orbital towing assist device being removably attached between the space payload and the orbital transfer vehicle, by cooperation of the space payload attachment device and the first parking system.
  • the invention has many advantages.
  • the use of a removable, external and modular device makes it possible to multiply the missions of inter-orbit transfer of payloads, which constitutes a major factor of economic profitability.
  • the fuel bag of the removable assist device is accompanied by a direct fuel supply means, which makes feeding operations simpler, cheaper, and faster. In particular, it is no longer necessary to completely refuel the orbital transfer vehicle, and / or the space payload, because the fuel supply is made directly from the fuel bag of the removable device. towing assistance.
  • the invention makes it possible to increase, from the first mission, and even more so for subsequent missions, the mass of the space payload that can be transferred.
  • the invention also makes it easier to launch by reducing the total mass to be injected into orbit, and consequently reducing the associated costs.
  • the invention makes it possible to increase the life of the inter-orbital transfer vehicle by reducing the duration of the transfers, which is shorter than in cases involving a specialized fuel depot for refueling.
  • the invention also reduces the risks associated with the implementation of the orbital transfer vehicle by minimizing the number of berthing (twice as many as for mission profiles involving a fuel depot).
  • the invention provides a method of orbital towing spatial payloads that is systematic, reproducible and efficient.
  • FIG. 1 is a schematic representation of an embodiment of a removable orbital towing assistance device according to the invention
  • FIG. 2 is a schematic representation of an assembly comprising a removable orbital towing assist device provided with a fuel bag, removably attached between an orbital transfer vehicle and a payload space;
  • FIG. 3 is a schematic representation of another embodiment of a removable orbital towing assist device according to the invention, comprising a plurality of external fuel pockets;
  • FIG. 4 is a schematic representation of the upper part of a launcher supporting a spatial payload attached to a removable orbital towing assistance device according to the invention
  • FIG. 5 is a schematic representation of a transfer method according to the invention.
  • FIG. 6 is a schematic representation of an exemplary embodiment of payload transfers according to the invention.
  • FIGS. 1 and 2 show an embodiment of a removable removable orbital towing assistance device 1 for space payload 2 and for orbital transfer vehicle 3.
  • the spatial payload 2 is for example, but not limited to, a satellite, a freight cargo for a space station.
  • the orbital transfer vehicle 3 is for example a vehicle usable for a single mission (such as the ATV) or a reusable vehicle for several missions, that is to say that can remain in orbit after its mission to carry out subsequent missions.
  • This is for example a vehicle comprising, in addition to a basic propulsion for its attitude control, a main electric or chemical propulsion.
  • the removable device 1 orbital towing assistance comprises at least one fuel bag 5. As explained later, the device 1 may comprise a plurality of these fuel pockets 5.
  • the fuel is intended to be used in particular by a device 41 for propelling the orbital transfer vehicle 3.
  • the propulsion device 41 is any propulsion device using fuel.
  • the pocket 5 has any suitable shape, depending on the volume available in the frame or around the frame, and the volume of fuel to be stored.
  • the pocket 5 is therefore sealed and has one or more controllable openings, for the transmission of fuel, as explained later.
  • the device 1 further comprises a frame 4, to which the fuel bag 5 is fixed.
  • the frame 4 comprises an envelope 14, for example of annular shape, surrounding a housing 16 that can notably accommodate the fuel bag 5.
  • the fuel bag 5 is fixed to the frame 4 by any suitable fastening system.
  • the pocket 5 comprises a fuel cooling system.
  • the frame 4 comprises a first attachment system 10 to the payload 2, and a second attachment system 11 to the orbital transfer vehicle 3.
  • the first and the second fastening system 10, 1 1 allow a removable attachment of the device 1 between the payload 2 and the orbital transfer vehicle 3.
  • the first fastening system 10 is arranged on the opposite side to the second transmission system. fixing 1 1 on the frame 4.
  • the device 1 can therefore be fixed to the spatial payload 2 and detach from it, thanks to the first removable fixing system 10.
  • device 1 can be attached to the orbital transfer vehicle 3 and detach from the second removable attachment system 1 1.
  • the device 1 further comprises a module 13 for transferring the fuel from the bag 5 to at least the orbital transfer vehicle 3.
  • This module 13 makes it possible, when the orbital transfer vehicle 3 is attached to the device 1, to transmit fuel required among other things for propulsion.
  • the module 13 may in particular comprise one or more valves, and one or more conduits 36 connected to the fuel bag 5, or to the plurality of fuel pockets 5, these conduits being connectable to the fuel lines 37 of the orbital transfer vehicle 3 for his diet.
  • the module 13 is a direct fuel supply module 13.
  • the module 13 can directly feed the propulsion device 41 of the orbital transfer vehicle 3. Therefore, it is not necessary to transfer the fuel from the device 1 to a possible storage area of the orbital transfer vehicle 3. Neither is it necessary to pressurize the fuel again in the orbital transfer vehicle 3 in order to store it in a storage area.
  • the propulsion device 41 feeds fuel directly from the fuel bag 5 of the device 1, without the orbital transfer vehicle 3 having to store the fuel in a storage area. In other words, the propulsion device 41 comes to feed, during its operation, directly by drawing the fuel from the fuel pocket 5 via the module 13.
  • the module 13 generally comprises an expander, to reduce the fuel pressure from the fuel bag 5.
  • the fuel thus depressurized is transmitted by the module 13 directly to the conduits 37 in fuel of the propulsion device, to ensure the operation of said propulsion device.
  • a processing unit of the device 1 controls the flow rate transferred through the valves, type controlled opening. As explained later, this processing unit can control other functions of the device 1.
  • the module 13 can also, if necessary, supply fuel to the space payload 2.
  • the supply of fuel is performed identically, by communicating the ducts of the module 13 with the fuel lines of the space payload 2. If the space payload 2 comprises a propulsion device, the module 13 can supply fuel directly to the propulsion device of the space payload after separation of the orbital transfer vehicle 3.
  • the module 13 can feed these subsystems directly with fuel in a manner similar to that described for the direct fuel supply of the propulsion device of the orbital transfer vehicle 3 or of said space payload 2.
  • the device 1 is therefore a direct fuel supply system, and removable.
  • the first fastening system 10 cooperates with a fixing device 23 of the spatial payload 2.
  • the first fastening system 10 is a male, female or plane element
  • the fixing device 23 is a female element, male or plane.
  • the first fastening system 10 comprises for example a retractable element of complementary shape of the form of the fastening device 23, which makes it possible to engage and maintain the contacting surfaces when necessary, and then to disengage them.
  • the holding in position before separation and opening of the systems 10 and 23 is carried out by means of a holding element in position, types of strap, explosive nuts or closure flange.
  • This holding element is for example part of the first fastening system 10.
  • Activation of the opening of the holding element in position causes detachment of the device 1 from the space payload 2.
  • the opening of the holding element in position is for example electromechanically controlled by the unit. 40 of the processing device 1 and / or a spatial payload processing unit 2.
  • the first fastening system 10 is standardized and adapts to a standard form of the fixing device 23 of the spatial payload 2.
  • the second fastening system 1 1 cooperates with at least one attachment device 22 of the orbital transfer vehicle 3.
  • the fixing device 23 comprises fixing arms or fixing clamps.
  • the first fastening system 10 comprises connection elements at the ends of the fastening arms.
  • the opening / closing of these connection elements (controlled by the processing unit 40 of the device 1), and / or the disengagement / engagement of the attachment arms of these connection elements (controlled for example by the processing unit of the spatial payload 2) make it possible to detach / fix the device 1 of the orbital transfer vehicle 3.
  • This embodiment can be applied in a similar manner to the first fastening system 10 and to the fastening device 22.
  • the device 1 is therefore an external and independent element of the orbital transfer vehicle 3 and the spatial payload 2.
  • the device 1 comprises at least one electric solar generator 15.
  • This solar generator 15 covers at least a portion of the frame 4, and is generally disposed on the outer surface of the casing 14 of the frame 4.
  • This generator 15 makes it possible to supply electrical energy to the device 1, this energy being used by the device 1 or being transmitted to the orbital transfer vehicle 3 and / or the space payload 2.
  • an electrical connection is provided between the device 1 and the space payload 2, and / or the orbital transfer vehicle 3. If necessary, Electrical connectors are therefore present on the device 1, the vehicle 3 and / or the space payload 2 for the transmission of the aforementioned electrical energy.
  • the device 1 comprises several pockets 5 of fuel.
  • pockets 5 may for example be disposed inside the frame 4.
  • the pockets 5 may be disposed outside the frame 4 (for example in contact with the casing 14). It is also possible to arrange the pockets 5 at the same time inside the frame 4 and outside the frame 4.
  • all the pockets 5 are disposed outside the frame 4 (see Figure 3).
  • the structure 27 of the frame 4 which extends inside the casing 14, and serving as a support for the spatial payload 2 (or the vehicle 3) has a height lower than the casing 14 of the frame 4.
  • the device 1 comprises at least one visual mark 28 for guiding the docking of the orbital transfer vehicle 3 to the device 1. This is for example, but not limited to, a test pattern disposed on a face of the frame 4.
  • the transfer vehicle 3 comprises an optical device 30 for detecting the target which ensures its guidance during docking.
  • the vehicle 3 comprises one or more detectors configured to detect the pins of the device 1. According to the steps of the mission, different sets comprising the device 1 are constituted, as explained later in the description of the method.
  • a first set comprises only the device 1 and at least one spatial payload 2, the device 1 being removably attached to the spatial payload 2 by cooperation of the attachment device 23 of the space payload 2 and the first system 10 of the fixing the tank 1.
  • a second set comprises the device 1, an orbital transfer vehicle 3 having at least one attachment device 22, the device 1 being removably attached to the orbital transfer vehicle 3 by cooperation of the fixing device 22 of the orbital transfer vehicle 3 and the second system 1 1 fixing the device 1.
  • the direct fuel supply module 13 is connected to the propulsion device 41 of the orbital transfer vehicle 3 so as to ensure a direct supply of fuel to said propulsion device 41.
  • a third assembly comprises the device 1, at least one spatial payload 2 having at least one attachment device 23, an orbital transfer vehicle 3 having at least one attachment device 22, the device 1 being removably attached between the load space 2 and the orbital transfer vehicle 3, by cooperation of the fixing device 23 of the spatial payload 2 and the first system 10 for fixing the device 1, and by the cooperation of the fixing device 22 of the orbital transfer vehicle 3 and of the second system 1 1 for fixing the tank 1.
  • the direct fuel supply module 13 is connected to the propulsion device 41 of the orbital transfer vehicle 3 so as to ensure a direct supply of fuel to said propulsion device 41.
  • FIG. 4 shows the upper part 39 of a space launcher 31.
  • the first assembly comprising the device 1 and the spatial payload 2 are housed in said upper portion 39.
  • This upper portion 39 is generally covered with a not shown cap. If necessary, the third aforementioned assembly can also be housed in the space launcher 31 for its orbiting.
  • the second orbit has, for example, but not limited to, a higher altitude than the first orbit.
  • a spatial payload 2 evolves on the first orbit, and is attached to the removable device 1 as described above and comprising at least one pocket 5 of fuel.
  • the set comprising the spatial payload 2 and the removable device 1 could for example be previously placed in orbit via a space launcher.
  • the method comprises the step E1 (see Figure 5) for fixing the orbital transfer vehicle 3 to the device 1.
  • the orbital transfer vehicle 3 can be in orbit following previous missions, or have been launched independently in order to meet said set.
  • the attachment of the orbital transfer vehicle 3 comprises in particular a step of guiding the orbital transfer vehicle 3 towards the device 1.
  • This guiding step may in particular be carried out by virtue of the visual cue 28 present on the device 1 and used by the optical device 30 of the vehicle 3 to position itself accurately with respect to the device 1.
  • the cooperation of the fixing device 22 of the orbital transfer vehicle 3 and the second attachment system 1 1 of the device 1 enables the vehicle 3 to be attached to the device 1. If necessary, the processing unit 40 of the device 1 controls the second attachment system 1 1 and / or the vehicle processing unit 3 controls the fixing device 22 to ensure their cooperation.
  • the method comprises a step E2 for transferring the spatial payload 2 and the device 1 to the second orbit, via the orbital transfer vehicle 3.
  • the module 13 makes it possible to transfer fuel from the bag 5 to the orbital transfer vehicle 3, in order to provide it with the fuel necessary for the transfer of orbit.
  • the propulsion device 41 of the orbital transfer vehicle 3 is supplied with fuel directly by the fuel bag 5 of the removable device 1.
  • the method includes the step E3 of detaching the space payload 2 of the device 1.
  • the detachment step is performed by dissociation of the attachment device 23 from the spatial payload 2 and from the first attachment system 10 of the device 1. This dissociation is controlled, if necessary, by a spatial payload processing unit 2 and / or the processing unit 40 of the device 1.
  • the spatial payload 2 evolving on the required orbit and on the other hand, the assembly comprising the transfer vehicle 3 and the device 1.
  • the step E3 may consist of the transfer of the content of the spatial payload 2 to a target infrastructure or destination.
  • the spatial payload 2 remains attached to the device 1, and only its content is transferred.
  • the orbital transfer vehicle 3, associated with the device 1, can remain in this orbit.
  • the method comprises step E4 in which the assembly joins another orbit, such as another orbit called "parking".
  • the method may comprise the detachment step E5 of the device 1 of the orbital transfer vehicle 3.
  • the detachment step is performed by dissociation of the fixing device 22 of the orbital transfer vehicle 3, and the second fastening system 1 1 of the device 1. This dissociation is controlled, if necessary, by a vehicle processing unit 3 and / or the unit 40 for processing the device 1. If the spatial payload 2 is still attached to the device 1 (for example in the aforementioned case where only the content of the space payload 2 is transferred), the detachment of the device 1 also allows the detachment of the space payload 2 of the vehicle 3.
  • the device 1 then joins the atmosphere to disintegrate, or remains in the orbit where the vehicle 3 is.
  • the method comprises the step of detaching the device 1 from the transfer vehicle.
  • orbital 3 the space payload 2 remaining attached to the device 1.
  • This variant makes it possible to reduce the space debris because the device 1 still remains attached to the space payload 2.
  • the orbital transfer vehicle 3 can for its part remain in the current orbit, or come to fix on another set including a payload and a tank, or use propulsion resources of its own to reach another orbit.
  • the method makes it possible successively to perform a plurality of payload orbit transfers.
  • the method may comprise the step E6 of fixing the orbital transfer vehicle 3 to a new device 1 itself attached to a new spatial payload 2.
  • the assembly comprising the new tank and the new payload space 2 is launched by a launcher in the orbit where the vehicle 3 is, so that the vehicle 3 is fixed to the new device 1.
  • the removable towing assist device 1 thus makes it possible to implement several orbit transfers and to increase the mass of the transferable spatial payload 2.
  • a space launcher 35 comprises in a stage, generally the upper stage, an assembly comprising a device 1 fixed between a payload 2 and an orbital transfer vehicle 3.
  • the space payload 2 is a cargo module comprising cargo 32 destined for an orbital infrastructure 34.
  • the orbital transfer vehicle 3 After injection of the assembly into a first orbit 01, the orbital transfer vehicle 3 activates its propulsion system, supplied with fuel directly by the device 1, to transfer the assembly to which it belongs to the orbit 03 of the infrastructure orbital 34 referred.
  • the cargo content 32 of the space payload 2 is transferred to the infrastructure 34, for example after docking the space payload 2.
  • the method allows the transfer of a payload from the first mission.
  • the vehicle 3 descends to the orbit 01, then the method comprises a detachment step of the device 1 (and therefore the load 2) of the vehicle 3.
  • the assembly comprising the device 1 and the load 2 can, if necessary , go back down into the atmosphere.
  • the vehicle 3 descends towards the orbit 01, then the method comprises a step of detaching the spatial payload 2, which can, if necessary, go back down to the atmosphere.
  • the vehicle 3 then goes to a parking orbit 02 waiting for a new mission (the vehicle 3 uses for this purpose its main propulsion).
  • the vehicle 3 can use the fuel supplied to it by the device 1.
  • the method then comprises sending a new spatial payload 2 'comprising a new cargo cargo 32', attached to a new device 1 ', to the orbit 01 via the space launcher 35.
  • the vehicle 3 then descends from the orbit 02 to the orbit 01 to attach to the device 1 '(called rendezvous step or docking).
  • This step may for example include the use of the optical device of the vehicle 3, which allows the detection of the visual mark 28 of the device 1.
  • the vehicle 3 descends from the orbit 02 to the orbit 01.
  • the device 1 is detached from the vehicle 3, and goes down, if necessary, to the atmosphere.
  • the orbital transfer to the orbit 03 where the targeted infrastructure is located can then begin again as before.
  • a plurality of transfer missions can be performed. For example, five or ten missions are carried out, this number not being limiting.
  • the invention therefore makes it possible to provide a device and a method for orbital towing spatial payloads.

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Abstract

L'invention concerne un 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 dispositif (1) amovible d'assistance au remorquage orbital comprenant au moins une poche (5) de carburant, ledit procédé comprenant les étapes de : fixation (E1) d'un véhicule de transfert orbital (3) au dispositif (1) amovible d'assistance au remorquage orbital, et transfert (E2) de la charge utile spatiale (2) et du dispositif (1) amovible d'assistance au remorquage orbital vers la seconde orbite, par l'intermédiaire du véhicule de transfert orbital (3). L'invention concerne également un dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital pour charge utile spatiale et pour véhicule de transfert orbital permettant une alimentation directe en carburant du véhicule et/ou de la charge utile spatiale.

Description

DISPOSITIF AMOVIBLE D'ASSISTANCE AU REMORQUAGE ORBITAL
ET PROCEDE ASSOCIE
DOMAINE TECHNIQUE GENERAL
La présente invention concerne un dispositif d'assistance au remorquage orbital de charges utiles spatiales à utiliser en conjonction avec un véhicule de transfert orbital, ainsi qu'un procédé de transfert d'une charge utile spatiale d'une orbite à une autre. Plus particulièrement, l'invention concerne un dispositif d'alimentation directe en carburant utilisé par le remorquage orbital pour le transfert de charges utiles spatiales.
ETAT DE L'ART
La mise en orbite d'une charge utile spatiale, comme par exemple un 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 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 à poste de charges utiles spatiales, il est souhaitable de pouvoir augmenter la masse de la charge utile pouvant être amenée à l'orbite finale.
Dans le cas général, le véhicule de transfert orbital, assimilable à un remorqueur, 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 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 les performances. PRESENTATION DE L'INVENTION
L'invention permet d'améliorer les solutions actuelles, et propose à cet effet 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 dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital comprenant au moins une poche de carburant,
ledit procédé comprenant les étapes de :
- fixation d'un véhicule de transfert orbital au dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital, et
- transfert de la charge utile spatiale et du dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital 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 techniquement possible :
- le véhicule de transfert orbital étant préalablement sur orbite, le procédé comprend les étapes de mise en orbite d'un ensemble comprenant la charge utile spatiale et le dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital sur la première orbite, l'assemblage du véhicule de transfert orbital au dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital, et le transfert de l'ensemble vers la seconde orbite, par l'intermédiaire du véhicule de transfert orbital ;
- le procédé comprend l'étape de transfert du contenu de la charge utile spatiale vers une cible, la charge utile spatiale restant accrochée au dispositif d'assistance au remorquage;
- le procédé comprend l'étape de détachement de la charge utile spatiale du dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital; - le procédé comprend l'étape de déplacement du véhicule de transfert orbital vers une autre orbite, ou de maintien du véhicule de transfert orbital sur la seconde orbite ;
- le procédé comprend l'étape ultérieure de détachement du dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital du véhicule de transfert orbital ;
- le procédé comprend l'étape de détachement du véhicule de transfert orbital du dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital, la charge utile spatiale restant accrochée au dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital ;
- le procédé comprend l'étape de fixation du véhicule de transfert orbital à un nouveau dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital lui-même fixé à une nouvelle charge utile spatiale ;
- le dispositif de propulsion du véhicule de transfert orbital est alimenté en carburant directement par le dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital.
L'invention concerne également un dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital pour charge utile spatiale et pour véhicule de transfert orbital, caractérisé en ce qu'il comprend :
- au moins une poche de carburant,
- un bâti auquel est fixée la poche de carburant, et comprenant :
o un premier système de fixation à la charge utile spatiale, o un second système de fixation au véhicule de transfert orbital, le premier et le second systèmes de fixation permettant une fixation amovible dudit dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital entre la charge utile spatiale et le véhicule de transfert orbital, et
- un module d'alimentation directe en carburant, configuré pour transférer du carburant de la poche de carburant directement vers au moins un dispositif de propulsion du véhicule de transfert orbital, pour l'alimentation directe dudit dispositif de propulsion. L'invention est avantageusement complétée par les caractéristiques suivantes, prises seules ou en une quelconque de leur combinaison techniquement possible :
- le dispositif comprend au moins un générateur solaire électrique recouvrant au moins une partie du bâti ;
- le dispositif comprend plusieurs poches de carburant, disposées sur l'extérieur du bâti et/ou à l'intérieur du bâti ; le dispositif comprend une ou plusieurs poches de carburant toutes disposées sur l'extérieur du bâti.
L'invention concerne également un ensemble comprenant un dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital et au moins une charge utile spatiale présentant au moins un dispositif de fixation, le dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital 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 dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital.
L'invention concerne également un ensemble comprenant un dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital tel que décrit, au moins une charge utile spatiale présentant au moins un dispositif de fixation et un dispositif de propulsion, un véhicule de transfert orbital présentant au moins un dispositif de fixation et un dispositif de propulsion, le dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital 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 dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital, et par coopération du dispositif de fixation du véhicule de transfert orbital et du deuxième système de fixation du dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital, le module d'alimentation directe en carburant étant connecté au dispositif de propulsion du véhicule de transfert orbital de sorte à assurer une alimentation directe en carburant dudit dispositif de propulsion.
L'invention présente de nombreux avantages. L'utilisation d'un dispositif 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, la poche de carburant du dispositif d'assistance amovible est accompagnée d'un moyen d'alimentation directe en carburant, ce qui rend les opérations d'alimentation plus simples, moins coûteuses, et plus rapides. En particulier, il n'est plus nécessaire de remplir complètement de carburant le véhicule de transfert orbital, et/ou de la charge utile spatiale, car l'alimentation en carburant s'effectue directement à partir de la poche en carburant du dispositif amovible d'assistance au remorquage.
L'invention permet d'augmenter, dès la première mission, et 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.
De plus, l'invention permet d'augmenter la durée de vie du véhicule 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 œuvre du véhicule de transfert orbital en minimisant le nombre d'accostages (deux fois moins nombreux que pour les profils de missions faisant intervenir un dépôt de carburant).
Enfin, l'invention offre un procédé de remorquage orbital de charges utiles spatiales qui est systématique, reproductible et efficace.
PRESENTATION DES FIGURES
D'autres caractéristiques, buts et avantages de l'invention assortiront 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 dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital selon l'invention ;
- la Figure 2 est une représentation schématique d'un ensemble comprenant un dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital munie d'une poche de carburant, 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 dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital selon l'invention, comprenant une pluralité de poches externes de carburant ;
- la Figure 4 est une représentation schématique de la partie supérieure d'un lanceur supportant une charge utile spatiale fixée à un dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital selon l'invention ;
- la Figure 5 est une représentation schématique d'un procédé de transfert selon l'invention ;
- la Figure 6 est une représentation schématique d'un exemple de réalisation de transferts de charges utiles selon l'invention.
DESCRIPTION DETAILLEE
Dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital
On a représenté en Figures 1 et 2 un mode de réalisation d'un dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital 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 pour une station spatiale.
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 pour son contrôle d'attitude, une propulsion principale électrique ou chimique.
Le dispositif 1 amovible d'assistance au remorquage orbital comprend au moins une poche de carburant 5. Comme explicité par la suite, le dispositif 1 peut comprendre une pluralité de ces poches de carburant 5. Le carburant est destiné à être utilisée en particulier par un dispositif 41 de propulsion du véhicule de transfert orbital 3. Le dispositif 41 de propulsion est tout dispositif de propulsion utilisant du carburant.
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 par la suite.
Le dispositif 1 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 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 1 1 au véhicule de transfert orbital 3.
Le premier et le second système de fixation 10, 1 1 permettent une fixation amovible du dispositif 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 1 1 sur le bâti 4.
Le dispositif 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 dispositif 1 peut se fixer au véhicule de transfert orbital 3 et s'en détacher grâce au second système de fixation amovible 1 1 .
Le dispositif 1 comprend en outre un module 13 permettant le transfert du 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 dispositif 1 , de lui transmettre du carburant nécessaire entre autres pour la propulsion.
Le module 13 peut notamment comprendre une ou plusieurs vannes, 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.
Plus précisément, le module 13 est un module d'alimentation directe en carburant 13. Ainsi, le module 13 permet d'alimenter directement le dispositif 41 de propulsion du véhicule de transfert orbital 3. Par conséquent, il n'est pas nécessaire de transférer le carburant du dispositif 1 vers une éventuelle zone de stockage du véhicule de transfert orbital 3. Il n'est pas nécessaire non plus de pressuriser à nouveau le carburant dans le véhicule de transfert orbital 3 afin de le stocker dans une zone de stockage.
Le dispositif 41 de propulsion s'alimente en carburant directement à partir de la poche 5 de carburant du dispositif 1 , sans que le véhicule de transfert orbital 3 n'ait à stocker préalablement le carburant dans une zone de stockage. En d'autres termes, le dispositif 41 de propulsion vient s'alimenter, lors de son fonctionnement, directement en puisant le carburant depuis la poche 5 de carburant via le module 13.
Le module 13 comprend en général un détendeur, permettant de réduire la pression du carburant issu de la poche 5 de carburant. Le carburant ainsi dépressurisé est transmis par le module 13 directement aux conduits 37 en carburant du dispositif de propulsion, afin d'assurer le fonctionnement dudit dispositif de propulsion.
Cette alimentation directe en carburant rend les opérations plus simples, moins risquées, moins coûteuses, et moins longues. Le cas échéant, une unité de traitement du dispositif 1 contrôle le débit transféré par l'intermédiaire des vannes, de type à ouverture contrôlée. Comme explicité par la suite, cette unité de traitement peut contrôler d'autres fonctions du dispositif 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 des conduits en carburant de la charge utile spatiale 2. Si la charge utile spatiale 2 comprend un dispositif de propulsion, le module 13 peut alimenter directement en carburant le dispositif de propulsion de la charge utile spatiale après séparation du véhicule de transfert orbital 3.
Si la charge utile spatiale 2 comprend d'autres sous-systèmes (autres que son dispositif de propulsion) qui nécessitent une alimentation en carburant, le module 13 peut alimenter directement en carburant ces sous- systèmes de manière similaire à ce qui a été décrit pour l'alimentation directe en carburant du dispositif de propulsion du véhicule de transfert orbital 3 ou de ladite charge utile spatiale 2.
Le dispositif 1 constitue donc un système d'alimentation directe en carburant, et amovible.
Afin de fixer le dispositif 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 dispositif 1 de la charge utile spatiale 2. L'ouverture de l'élément de maintien en position est par exemple commandée de manière électromécanique par l'unité de traitement 40 du dispositif 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 1 1 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 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 extrémités des bras de fixation. L'ouverture/fermeture de ces éléments de connexion (commandés par l'unité de traitement 40 du dispositif 1 ), et/ou le désengagement/ 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 dispositif 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 dispositif 1 est donc un élément externe et indépendant du véhicule de transfert orbital 3 et de la charge utile spatiale 2.
Dans un mode de réalisation, le dispositif 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.
Ce générateur 15 permet de fournir une énergie électrique au dispositif 1 , cette énergie étant utilisée par le dispositif 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 dispositif 1 et la charge utile spatiale 2, et/ou le véhicule de transfert orbital 3. Si nécessaire, des connecteurs électriques sont donc présents sur le dispositif 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 dispositif 1 comprend plusieurs poches 5 de carburant.
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.
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.
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 dispositif 1 comprend au moins un repère 28 visuel pour le guidage de l'accostage du véhicule de transfert orbital 3 au dispositif 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 dispositif 1 , en complément ou en solution alternative, comme des repères lumineux. Dans ce cas, le véhicule 3 comprend un ou plusieurs détecteurs configurés pour détecter les repères du dispositif 1 . Selon les étapes de la mission, différents ensembles comprenant le dispositif 1 sont constitués, comme explicité par la suite dans la description du procédé.
Un premier ensemble comporte uniquement le dispositif 1 et au moins une charge utile spatiale 2, le dispositif 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 .
Un deuxième ensemble comprend le dispositif 1 , un véhicule de transfert orbital 3 présentant au moins un dispositif de fixation 22, le dispositif 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 1 1 de fixation du dispositif 1 . Dans ce cas, le module d'alimentation directe en carburant 13 est connecté au dispositif 41 de propulsion du véhicule de transfert orbital 3 de sorte à assurer une alimentation directe en carburant dudit dispositif 41 de propulsion.
Un troisième ensemble comprend le dispositif 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 dispositif 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 10 de fixation du dispositif 1 , et par coopération du dispositif de fixation 22 du véhicule de transfert orbital 3 et du deuxième système 1 1 de fixation du réservoir 1 . Dans ce cas, le module d'alimentation directe en carburant 13 est connecté au dispositif 41 de propulsion du véhicule de transfert orbital 3 de sorte à assurer une alimentation directe en carburant dudit dispositif 41 de propulsion.
On a représenté en Figure 4 la partie supérieure 39 d'un lanceur spatial 31 . Dans cette représentation, le premier ensemble comprenant le dispositif 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 de mise en œuyre du dispositif amovible d'assistance au remorquage orbital
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 au dispositif 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 dispositif amovible 1 ont pu par exemple être précédemment mis sur orbite par l'intermédiaire d'un lanceur spatial.
Le procédé comprend l'étape E1 (cf. Figure 5) de fixation du véhicule de transfert orbital 3 au dispositif 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 une étape de guidage du véhicule de transfert orbital 3 vers le dispositif 1 . Cette étape de guidage peut notamment être réalisée grâce au repère visuel 28 présent sur le dispositif 1 et utilisé par le dispositif optique 30 du véhicule 3 pour se positionner de manière précise vis-à-vis du dispositif 1 .
La coopération du dispositif de fixation 22 du véhicule de transfert orbital 3 et du deuxième système de fixation 1 1 du dispositif 1 permet la fixation du véhicule 3 au dispositif 1 . Si nécessaire, l'unité de traitement 40 du dispositif 1 commande le deuxième système de fixation 1 1 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 dispositif 1 vers la seconde orbite, par l'intermédiaire du 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. Comme énoncé précédemment, le dispositif 41 de propulsion du véhicule de transfert orbital 3 est alimenté en carburant directement par la poche 5 de carburant du dispositif amovible 1 .
Une fois que le véhicule de transfert orbital 3 a permis à la charge 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 dispositif 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 du dispositif 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 dispositif 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 transfert 3 et le dispositif 1 .
Alternativement, l'étape E3 peut consister en le transfert du contenu de la charge utile spatiale 2 vers une infrastructure ou destination cible. Dans ce cas, la charge utile spatiale 2 reste accrochée au dispositif 1 , et seul son contenu est transféré.
Le véhicule de transfert orbital 3, associé au dispositif 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 dispositif 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 1 1 du dispositif 1 . Cette dissociation est commandée, le cas échéant, par une unité de traitement du véhicule 3 et/ou l'unité 40 de traitement du dispositif 1 . Si la charge utile spatiale 2 est toujours accrochée au dispositif 1 (par exemple dans le cas précité où seul le contenu de la charge utile spatiale 2 est transféré), le détachement du dispositif 1 permet également le détachement de la charge utile spatiale 2 du véhicule 3.
Le dispositif 1 rejoint alors l'atmosphère pour s'y désintégrer, ou reste sur l'orbite où se trouve le véhicule 3.
Dans un exemple de réalisation, une fois que le véhicule de transfert orbital 3 a transféré l'ensemble comprenant la charge utile spatiale 2 et le dispositif 1 vers la seconde orbite, le procédé comprend l'étape de détachement du dispositif 1 du véhicule de transfert orbital 3, la charge utile spatiale 2 restant accrochée au dispositif 1 . Cette variante permet de réduire les débris spatiaux, car le dispositif 1 reste toujours accroché à la charge utile spatiale 2. Le véhicule de transfert orbital 3 peut quant à lui rester sur l'orbite courante, ou venir se fixer sur un autre ensemble comprenant une charge utile et un réservoir, ou utiliser des ressources de propulsion qui lui sont propres pour rejoindre une autre orbite.
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 dispositif 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 dispositif 1 .
Les étapes précédemment décrites (E2 à E5) peuvent être à nouveau itérées, et ainsi de suite.
Comme on le comprend le dispositif 1 amovible d'assistance au remorquage 1 permet donc de mettre en œuvre 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 dispositif 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 directement par le dispositif 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 dispositif 1 (et par conséquent de la charge 2) du véhicule 3. L'ensemble comprenant le dispositif 1 et la charge 2 peut, le cas échéant, redescendre dans l'atmosphère.
Dans une variante, illustrée en Figure 7, le véhicule 3 redescend vers l'orbite 01 , puis le procédé comprend une étape de détachement de la charge utile spatiale 2, qui 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). Alternativement, dans le mode de réalisation de la Figure 3, le véhicule 3 peut utiliser le carburant qui lui est fourni par le dispositif 1 .
Le procédé comprend alors l'envoi d'une nouvelle charge utile spatiale 2' comprenant une nouvelle cargaison de fret 32', fixée à un nouveau dispositif 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.
Le véhicule 3 descend alors de l'orbite 02 vers l'orbite 01 pour se fixer au dispositif 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 dispositif 1 .
Dans la variante de la Figure 7, le véhicule 3 descend de l'orbite 02 vers l'orbite 01 . Avant l'accostage avec le nouveau dispositif 1 ', le dispositif 1 est détaché du véhicule 3, et redescend, le cas échéant, vers l'atmosphère.
Le transfert orbital vers l'orbite 03 où se trouve l'infrastructure visée peut alors 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.
L'invention permet donc d'offrir un dispositif et un procédé de remorquage orbital de charges utiles spatiales.
D'autres utilisations du dispositif 1 peuvent être mises en œuvre selon les besoins et les spécifications des missions.

Claims

REVENDICATIONS
1 . 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 dispositif (1 ) amovible d'assistance au remorquage orbital comprenant au moins une poche (5) de carburant,
ledit procédé comprenant les étapes de :
- fixation (E1 ) d'un véhicule de transfert orbital (3) au dispositif (1 ) amovible d'assistance au remorquage orbital, et
- transfert (E2) de la charge utile spatiale (2) et du dispositif (1 ) amovible d'assistance au remorquage orbital vers la seconde orbite, par l'intermédiaire du véhicule de transfert orbital (3).
2. Procédé selon la revendication 1 , dans lequel, le véhicule de transfert orbital (3) étant préalablement sur orbite, le procédé comprend les étapes de :
- mise en orbite d'un ensemble comprenant la charge utile spatiale (2) et le dispositif (1 ) amovible d'assistance au remorquage orbital sur la première orbite,
- fixation (E1 ) du véhicule de transfert orbital (3) au dispositif (1 ) amovible d'assistance au remorquage orbital, et
- transfert (E2) de la charge utile spatiale (2) et du dispositif (1 ) amovible d'assistance au remorquage orbital vers la seconde orbite, par l'intermédiaire du véhicule de transfert orbital (3).
3. Procédé selon l'une des revendications 1 ou 2, comprenant l'étape de :
- transfert du contenu de la charge utile spatiale (2) vers une cible, la charge utile spatiale (2) restant accrochée au dispositif (1 ) amovible d'assistance au remorquage orbital.
4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, comprenant l'étape de : - détachement (E3) de la charge utile spatiale (2) du dispositif (1 ) amovible d'assistance au remorquage orbital.
5. Procédé selon l'une des revendications 1 à 4, comprenant l'étape de :
- déplacement (E4) du véhicule de transfert orbital (3) vers une autre orbite, ou
- maintien du véhicule de transfert orbital (3) sur la seconde orbite.
6. Procédé selon l'une des revendications 1 à 5, comprenant l'étape ultérieure de détachement (E5) du dispositif (1 ) amovible d'assistance au remorquage orbital du véhicule de transfert orbital (3).
7. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, comprenant l'étape de :
- détachement du véhicule de transfert orbital du dispositif (1 ) amovible d'assistance au remorquage orbital, la charge utile spatiale
(2) restant accrochée au dispositif (1 ) amovible d'assistance au remorquage orbital.
8. Procédé selon l'une des revendications 6 ou 7, comprenant l'étape (E6) de fixation du véhicule de transfert orbital (3) à un nouveau dispositif (1 ) amovible d'assistance au remorquage orbital lui-même fixé à une nouvelle charge utile spatiale (2).
9. Procédé selon l'une des revendications 1 à 8, dans lequel un dispositif (41 ) de propulsion du véhicule de transfert orbital (3) est alimenté en carburant directement par le dispositif (1 ) amovible d'assistance au remorquage orbital.
10. Dispositif (1 ) amovible d'assistance au remorquage orbital 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 (1 1 ) au véhicule de transfert orbital (3),
le premier et le second systèmes (10, 1 1 ) de fixation permettant une fixation amovible dudit dispositif (1 ) amovible d'assistance au remorquage orbital entre la charge utile spatiale (2) et le véhicule de transfert orbital (3), et
- un module d'alimentation directe en carburant (13), configuré pour transférer du carburant de la poche (5) de carburant directement vers au moins un dispositif (41 ) de propulsion du véhicule de transfert orbital (3), pour l'alimentation directe dudit dispositif (41 ) de propulsion.
1 1 . Dispositif (1 ) selon la revendication 10, comprenant au moins un générateur solaire électrique (15) recouvrant au moins une partie du bâti (4).
12. Dispositif (1 ) selon l'une des revendications 10 ou 1 1 , comprenant plusieurs poches de carburant (5), disposées sur l'extérieur du bâti (4) et/ou à l'intérieur du bâti (4).
13. Dispositif (1 ) selon l'une des revendications 1 1 ou 12, comprenant une ou plusieurs poches de carburant (5) toutes disposées sur l'extérieur du bâti (4).
14. Ensemble, comprenant :
- un dispositif (1 ) amovible d'assistance au remorquage orbital selon l'une des revendications 10 à 13,
- au moins une charge utile spatiale (2), présentant au moins un dispositif de fixation (23), le dispositif (1 ) amovible d'assistance au remorquage orbital 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 dispositif (1 ) amovible d'assistance au remorquage orbital.
15. Ensemble comprenant :
- un dispositif (1 ) amovible d'assistance au remorquage orbital selon l'une des revendications 10 à 13,
- 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) et un dispositif (41 ) de propulsion,
- le dispositif (1 ) amovible d'assistance au remorquage orbital 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 dispositif (1 ) amovible d'assistance au remorquage orbital, et par coopération du dispositif de fixation (22) du véhicule de transfert orbital et du deuxième système de fixation (1 1 ) du dispositif (1 ) amovible d'assistance au remorquage orbital,
le module d'alimentation directe en carburant (13) étant connecté au dispositif (41 ) de propulsion du véhicule de transfert orbital (3) de sorte à assurer une alimentation directe en carburant dudit dispositif (41 ) de propulsion.
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