Titre de l'invention : Module de déploiement orbital avec un système de propulsion spatial à trois points

Domaine Technique

L'invention concerne au domaine technique des systèmes de propulsion spatiale et plus particulièrement à l’architecture d’un système de propulsion pour un module de déploiement orbital.

Technique antérieure

Dans le domaine des transports aérospatiaux et dans d’autres domaines, l’homme du métier recherche continuellement à améliorer le fonctionnement de ses dispositifs notamment pour simplifier les éléments physiques qui les constituent et réduire leurs coûts de production.

Généralement, les systèmes de propulsion spatiale pour modules de déploiement orbitaux, tels que des satellites ou bien des modules transportant des satellites, utilisent comme vecteur de propulsion principal soit une architecture basée sur une pluralité de propulseurs fixes répartis sur deux ou quatre points, soit sur une architecture basée sur des propulseurs orientables et un système de commande de l’orientation.

Dans une architecture à propulseurs fixes, on utilise généralement quatre points de propulsions répartis aux quatre coins d’un carré ou d’un rectangle selon la répartition de la charge sur le module de déploiement orbital. Ce type d’architecture présente l’avantage d’avoir une commande simplifiée, et donc une architecture de commande logicielle simplifiée. Cette architecture permet effectivement d’avoir une commande des propulseurs basée sur l’envoi d’impulsions de propulsions sur les propulseurs avec la possibilité de décorréler la propulsion le long de chacun des deux axes d’un repère orthogonal défini par la disposition des quatre points de propulsion.

Même si la commande est simplifiée, cette architecture n’est pas optimale pour assurer la fonction principale qui est de déplacer le module de déploiement dans une direction précise et orthogonale au plan de propulsion dans lequel sont répartis les propulseurs sur les quatre points de propulsion.

Exposé de l’invention La présente invention a donc pour but principal de fournir un module spatial de déploiement orbital doté d’un système de propulsion dont l’encombrement et le coût, hors réservoirs, sont réduits, l’espace gagné pouvant être destiné à augmenter la capacité des réservoirs ou des logements destinés à recevoir un ou plusieurs satellites.

Selon un objet de l’invention, il est proposé un système de propulsion à trois points de propulsion d’un module spatial de déploiement orbital pour au moins un satellite comprenant :

- un châssis comportant exactement trois premiers logements conformés pour recevoir chacun un bloc de propulsion et au moins un second logement conformé pour recevoir un réservoir,

- au moins un réservoir de carburant liquide disposé dans un second logement,

- exactement trois blocs de propulsion, chaque bloc de propulsion étant disposé dans un des premiers logements, et chaque bloc de propulsion comportant au moins un propulseur, et

- un bloc de commande configuré pour commander l’alimentation et la puissance développée par chacun des blocs de propulsion.

Un système de propulsion à trois points permet de réduire grandement l’encombrement et les coûts par rapport à un système de propulsion à quatre points. Cependant, cette réduction n’est pas évidente car elle force à utiliser une logique de commande de propulsion complètement différente de celle d’un système de propulsion à quatre points. Notamment, la fonction de pilotage en tangage est couplée avec la fonction de pilotage en lacet dans la logique de commande. Cette réduction d’encombrement et de coûts n’est possible qu’avec une complexification de la commande de contrôle des blocs de propulsion.

Dans un premier mode de réalisation du système de propulsion, les trois premiers logements peuvent être disposés chacun à un sommet d’un même triangle dont le centre de gravité du triangle correspond au centre de gravité du système de propulsion.

Une disposition des blocs de propulsion équilibrée par rapport au centre de gravité du système de propulsion permet de simplifier la commande des blocs de propulsion. De préférence, les trois premiers logements sont disposés chacun à un sommet d’un même triangle équilatéral.

L’utilisation d’une disposition équilibrée qu’offre un triangle équilatérale permet de simplifier d’autant plus la commande des blocs de propulsion.

Dans un deuxième mode de réalisation du système de propulsion, les blocs de propulsion peuvent comporter le même nombre de propulseurs, et de préférence des propulseurs identiques.

Avoir des blocs de propulsion identique permet de simplifier d’autant plus la commande des blocs de propulsion.

Dans un troisième mode de réalisation du système de propulsion, le châssis peut posséder une forme, dans un plan de coupe comprenant les trois blocs de propulsion, avec un nombre de côtés égal à un multiple du nombre 3.

Une telle forme géométrique du châssis du système de propulsion permet d’optimiser la forme du module spatial orbital doté d’un tel système de propulsion par rapport à l’espace alloué par ledit module spatial.

Dans un quatrième mode de réalisation du système de propulsion, le châssis peut posséder une forme hexagonale dans un plan de coupe comprenant les trois blocs de propulsion.

Dans un cinquième mode de réalisation du système de propulsion, le châssis peut comprendre en outre un logement central conformé pour recevoir au moins un satellite destiné à être mis en orbite.

Dans un sixième mode de réalisation du système de propulsion, le châssis peut comprendre une interface de liaison amovible pour recevoir au moins un satellite destiné à être mis en orbite

Dans un septième mode de réalisation du système de propulsion, chaque propulseur peut être orienté parallèlement à une direction de propulsion principale qui est perpendiculaire à un plan comprenant les trois blocs de propulsion, et le système de propulsion comprend en outre un système de propulsion auxiliaire comportant des propulseurs auxiliaires orientés dans une direction perpendiculaire à la direction de propulsion principale. Le système de propulsion auxiliaire permet notamment de générer une propulsion dans une direction tangentielle, notamment pour faire tourner le système de propulsion, et donc le module spatial doté de ce système de propulsion, autour de son axe principale qui correspond à l’axe de propulsion principale du système de propulsion.

Cette mise en rotation autour de lui-même du système de propulsion, et donc du module spatiale doté d’un tel système de propulsion, permet de stabiliser la température du module spatial.

Dans un mode de réalisation du système de propulsion, le bloc de commande peut être configuré pour déterminer, à chaque déplacement du système de propulsion, la poussée que chacun desdits trois blocs de propulsion doit développer pour le déplacement souhaité.

De préférence, le bloc de commande comprend des capteurs de positionnement comme par exemple un capteur de visée stellaire ou par exemple un système de positionnement mondial (GPS).

De préférence, le bloc de commande comprend un bloc de hachage configuré pour maîtriser le couple de propulsion en hachant l’alimentation des blocs de propulsion avec une durée de hachage calculée pour chacun des blocs de propulsion.

L’utilisation d’une commande hachée des blocs de propulsion permet de limiter la montée en température des propulseurs par rapport à un fonctionnement en continu des blocs de propulsions.

Selon un autre objet de l’invention, il est proposé un module spatial de déploiement orbital pour au moins un satellite comprenant une enceinte configurée pour transporter au moins un satellite à mettre en orbite spatiale, et un système de propulsion à trois points de propulsion tel que défini ci-dessus.

Brève description des dessins

D’autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. [Fig. 1 ] La figure 1 représente schématiquement une vue en coupe d’un système de propulsion d’un module spatial de déploiement orbital selon un premier mode de réalisation de l’invention.

[Fig. 2] La figure 2 représente schématiquement une vue en perspective d’un module spatial de déploiement orbital selon un mode de réalisation de l’invention.

[Fig. 3] La figure 3 représente schématiquement une vue en coupe d’un système de propulsion d’un module spatial de déploiement orbital selon un second mode de réalisation de l’invention.

Description des modes de réalisation

Sur la figure 1 est représenté schématiquement une vue en coupe d’un système de propulsion d’un module spatial de déploiement orbital selon un mode de réalisation de l’invention.

Le système de propulsion 1 comprend un châssis 2, trois blocs 3 de propulsion principale, et trois réservoirs 4 de carburant. Le plan de coupe de la figure 1 coupe les trois blocs 3 de propulsion, et comprend une première direction x et une deuxième direction y orthogonale à la première direction x. Le plan de coupe xy est orthogonal à une troisième direction z parallèle à la direction principale de propulsion du système de propulsion 1 .

Le châssis 2 comporte un logement central 5 destiné à recevoir un ou plusieurs satellites (non représentés sur la figure 1 ) destinés à être placer en orbite par un module spatial de déploiement orbital coté dudit système de propulsion 1 .Le châssis 2 comporte en outre trois premiers logements 6 conformés pour recevoir chacun un bloc 3 de propulsion principale, et trois seconds logements 7 conformés pour recevoir chacun un réservoir 4 de carburant.

Chaque bloc 3 de propulsion principale est disposé au sommet d’un triangle équilatéral 8 représenté en trait mixte. Le système de propulsion forme ainsi un système de propulsion à trois points.

En outre, dans le mode de réalisation illustré sur la figure 1 , chaque bloc 3 de propulsion principale comprend deux propulseurs 30. Dans une variante, chaque bloc 3 de propulsion principale peut comprendre un seul propulseur 30 ou bien au moins trois propulseurs 30. Dans une autre variante, les blocs 3 de propulsion peuvent comprendre un nombre différents de propulseurs.

Les propulseurs 30 d’un bloc de propulsion peuvent être du même type ou bien de types différents. Les propulseurs 30 peuvent être par exemple des tuyères d’éjection de gaz, ou bien des propulseurs électriques ou ioniques.

Dans le mode de réalisation illustré sur la figure 1 , le châssis 2 comprend une forme hexagonale avec trois premiers côtés 22 et trois seconds côtés 24, la longueur d’un second côté 24 étant supérieure à la longueur d’un premier côté 22, et chaque premier côté 22 étant adjacent à deux seconds côtés 24 distincts. Autrement dit, chaque premier côté 22 est séparé des deux autres premiers côtés 22 par deux seconds côtés 24.

Chaque bloc 3 de propulsion principale est monté sur un premier côté 22, tandis que chaque réservoir 4 s’étend le long d’un second côté 24 entre deux blocs de propulsion principale 3, d’une part, et entre un second côté 24 et le logement central 5, d’autre part.

Les réservoirs 4 peuvent avoir toute forme possible.

Dans une variante illustrée sur la figure 3, chaque bloc 3 de propulsion principale peut être monté sur un second côté 24, les trois blocs 3 de propulsion principale étant disposés au sommet d’un triangle dont le centre de gravité géométrique correspond au centre de gravité du système de propulsion 1 .

Sur la figure 2 est représenté schématiquement une vue en perspective d’un module 10 spatial de déploiement orbital doté du système de propulsion 1 de la figure 1 .

Le module 10 comprend une enceinte 11 présentant une forme hexagonale dans le plan xy correspondant à la forme hexagonale du châssis 2 du système de propulsion 1 de la figure 1 . L’enceinte 11 comprend une face supérieure 1 10, une face inférieure 1 12, trois premières faces latérales 1 14 et trois secondes faces latérales 1 16, les trois secondes faces latérales étant plus longues que les trois premières faces latérales 1 14.

La face supérieure 1 10 comprend un évidement 50 communiquant avec le logement central 5 du châssis 2 du système de propulsion 1 de la figure 1 . En outre, chaque seconde face latérale 116 comprend deux orifices 118 situés chacun à proximité d’une première face latérale 114. Le système de propulsion 1 comprend en outre des propulseurs auxiliaires. Chaque propulseur auxiliaire est monté sur le châssis 2 en regard d’un orifice 118 de l’enceinte 11 du module spatial 10. Les propulseurs auxiliaires permettent une mise en rotation contrôlée du module spatial 1 autour de son axe principal qui est parallèle à la troisième direction z. Cette mise en rotation du module spatial 1 permet d’homogénéiser la température du module spatial 1 de déploiement orbital.

De préférence, les propulseurs auxiliaires d’une même seconde face latérale sont orientés dans des directions opposées, l’un étant utilisé pour initier une rotation dans un sens et l’autre pour initier une rotation dans le sens opposé ou annuler la rotation en cours.

L’invention permet ainsi de fournir un module spatial de déploiement orbital doté d’un système de propulsion dont l’encombrement et le coût, hors réservoirs, sont réduits, l’espace gagné pouvant être destiné à augmenter la capacité des réservoirs ou des logements destinés à recevoir un ou plusieurs satellites.