FR2775251A1

FR2775251A1 - Configuration du montage du propulseur a usage multiple

Info

Publication number: FR2775251A1
Application number: FR9811757A
Authority: FR
Inventors: Daryl K Hosick; Walter S Gelon; Richard M Mills
Original assignee: Space Systems Loral LLC; Loral Space Systems Inc
Current assignee: Lanteris Space LLC
Priority date: 1998-02-23
Filing date: 1998-09-21
Publication date: 1999-08-27
Anticipated expiration: 2018-09-21
Also published as: FR2775251B1; US6032904A; EP0937644A3; JPH11291998A; EP0937644A2

Abstract

Un astronef stabilisé sur trois axes (roulis, tangage, lacet). En orbite circumterrestre, un premier et second propulseurs possiblement électriques équipent ses côtés nord et sud. Les dispositifs de support fixent le premier propulseur jouxtant le côté nord positionné à distance de celui-ci dans une première direction parallèle à l'axe de tangage et s'écartant duquel dans une seconde direction perpendiculaire à l'axe de tangage et le second propulseur jouxtant le côté sud positionné à distance de celui-ci dans une troisième direction opposée à la première et en s'écartant de l'axe de tangage dans la seconde direction. Un mécanisme à cardan fixe, sur pivot, les premier et second propulseurs sur les premier et second dispositifs de support, respectivement, pour positionner, sélectivement, l'orientation desdits propulseurs. Le système équipant l'astronef permet entre autres : la poussée pour atteindre une orbite géosynchrone; la réduction de l'énergie des volants; et le maintien nord-sud.

Description

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CONFIGURATION DU MONTAGE DU PROPULSEUR A USAGE MULTIPLE

CONTEXTE DE L'INVENTION

1. Champ de l'invention La présente invention se rapporte à un système de propulsion spatial et plus particulièrement à un système utilisant une paire de propulseurs électriques qui coopèrent pour une mise en orbite, pour un maintien en station nord-sud, une fois l'orbite désirée atteinte, et pour soulager sélectivement les volants d'inertie utilisés

pour contrôler l'orientation de l'astronef.

2. Description de l'état antérieur de la technique

Les satellites ou les astronefs orbitant autour de la terre trouvent des applications dans de nombreux domaines, dont la collecte de données météorologiques et les communications. Comme ces applications sont devenues complexes, elles ont donné lieu à une demande de charges utiles plus puissantes et donc à des astronefs plus imposants. Cependant, il devient de plus en plus difficile et onéreux de placer et de maintenir en orbite les

astronefs plus lourds.

Un astronef type est mis en orbite par la combinaison d'un lanceur et de ses propres systèmes de propulsion. Un lanceur va propulser et libérer l'astronef sur une première orbite terrestre plus basse; une fois sur cette première orbite terrestre, le système de propulsion de l'astronef prendra le relais de la propulsion de l'astronef jusqu'à

son orbite finale.

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Un lanceur aura une puissance de poussée limitée, au-delà de laquelle il ne pourra pas placer l'astronef sur une orbite acceptable. La limite de poussée est la masse de séparation maximum de l'astronef, c'est-à-dire, la somme du carburant et de la masse sèche. D'une façon générale, plus il faut de puissance de poussée, plus le lanceur est grand et onéreux. Ainsi, comme la masse d'un astronef augmente pendant le processus de sa conception, l'utilisation de lanceurs de moindre puissance, peu onéreux diminue. Il existe un souhait réel de maintenir la compatibilité avec une large gamme de lanceurs de moindre puissance et peu onéreux au fur et à mesure que la masse sèche des astronefs augmente. Evidemment, si la masse sèche d'un astronef augmente, la masse de son carburant doit décroître afin que la

compatibilité avec les lanceurs peu onéreux soit maintenue.

La masse du carburant peut décroître si les systèmes

supplémentaires de propulsion deviennent plus efficaces.

Actuellement, les propulseurs à liquide chimique constituent le moyen de propulsion choisi sur la plupart des astronefs pour les propulser de leur orbite de transfert à leur orbite en station finale, processus désigné dans la présente invention par mise en orbite. La masse du propergol chimique nécessaire à cette manoeuvre peut représenter jusqu'à la moitié de la masse séparée. La masse sèche pourrait être augmentée, disons, de 50%, s'il était possible de se passer de la moitié du carburant utilisé. L'autre cause d'inefficacité liée à la mise en orbite dans l'état antérieur de la technologie provient du fait que, pour obtenir une propulsion chimique en quantité et hautement efficace, il faut prévoir un propulseur de

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satellite principal (PSP) à cet effet. Ce propulseur est trop puissant pour être utilisé pour les délicates manoeuvres en orbite. Il est évident qu'il faut trouver un système de propulsion plus efficace utilisant une masse de carburant réduite pendant la mise en orbite. Une fois en station, le système de propulsion est responsable du maintien en orbite pendant toute la durée de la mission. Généralement, les astronefs sont mis en orbite autour de la terre à la même vitesse de rotation que les révolutions de la terre. Ces astronefs et leurs orbites respectives sont désignés par "synchrones" et "géosynchrones". Lorsque l'orbite synchrone se trouve au niveau de la ligne de l'équateur, l'astronef synchrone est également qualifié de géostationnaire et fonctionne au sein d'une orbite "stationnaire". On sait bien dans la technique que différentes forces agissent sur l'astronef synchrone, l'amenant à s'écarter de l'orbite désirée. Ces forces proviennent de plusieurs sources, dont font partie les effets gravitationnels du soleil et de la terre, la forme elliptique de la terre et la pression du rayonnement solaire. Pour contrebalancer ces forces, les astronefs synchrones sont équipés de systèmes de propulsion qui sont allumés par intervalles afin de se maintenir à une position géostationnaire et longitudinale voulue. Pour y parvenir, il est nécessaire de contrôler l'inclinaison, l'excentricité et la dérive de l'astronef. L'inclinaison de l'orbite définit la position nord- sud de l'astronef par rapport à la ligne de l'équateur. L'excentricité représente la mesure du caractère non-circulaire de l'orbite de l'astronef, soit la mesure de la variation de la distance de l'astronef par rapport au centre de la terre, à mesure que l'astronef évolue autour de son orbite. La dérive

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représente la mesure de la différence, en longitude, du point subsatellitaire de l'astronef et de la longitude

géostationnaire, dans le temps.

Les astronefs courants stabilisés sur les trois axes utilisent la propulsion par liquide chimique pour leur maintien en position. Habituellement, un ensemble de propulseurs est utilisé pour contrôler l'inclinaison tandis qu'un second ensemble est utilisé pour contrôler la dérive et l'excentricité. De ces manoeuvres, c'est le contrôle de l'inclinaison, communément désignée par maintien en station nord-sud, qui requiert le plus de carburant. Un astronef ayant une masse sèche de 2000 kg aura besoin, en station, de plus de 400 kg de propergol liquide pour une mission de 12 ans. Du carburant supplémentaire est aussi consommé par le PSP uniquement pour placer ces 400 kg de carburant sur orbite. Il est évident qu'il faut trouver un moyen d'utiliser le carburant plus efficacement pendant les

manoeuvres de maintien en station nord-sud.

Une fois en station, un astronef doit garder son orientation en plus de sa position orbitale. Ce maintien de la position orbitale est capital pour l'astronef de communications géosynchrone dans lequel le matériel de communication doit être orienté vers un emplacement planétaire prédéfini. L'action des couples perturbateurs, tels que la pression solaire, amène l'astronef à s'orienter d'une façon non voulue. Les systèmes de stabilisation à volant d'inertie sont communément utilisés pour neutraliser de tels couples perturbateurs. Ces systèmes comprennent habituellement un ou deux volants d'inertie et des boucles de régulation destinées à détecter et à contrôler les modifications de l'orientation de l'astronef. Les capteurs

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de l'astronef peuvent détecter les lacets, le tangage et le roulis. Les boucles de contrôle déterminent la vitesse que les volants doivent avoir pour absorber ou décharger l'énergie cinétique basée sur l'orientation détectée. La quantité de mouvement accumulée dans les volants d'inertie doit être périodiquement soulagée, désaturée ou déchargée afin de maintenir les volants d'inertie dans un créneau de vitesses limité gérable. La désaturation est habituellement effectuée en appliquant un couple externe à l'astronef par une poussée propulsive, ce qui nécessite plus de carburant et plus de propulseurs. Un système de propulsion efficace maximiserait l'utilisation efficace du carburant et réduirait le nombre de propulseurs requis pour ces manoeuvres. En résumé, dans l'état antérieur de la technique, le satellite géosynchrone peut avoir une douzaine ou davantage de petits propulseurs à liquide chimique et un grand PSP et aura besoin d'une masse plus importante de carburant que de charge utile et d'une structure d'appui. Les récents développements dans la technique ont été orientés vers une réduction de la proportion de cette masse de carburant. Un développement important est constitué par le propulseur électrique. Dans un type de propulseur électrique, un propulseur à plasma, des atomes de xénon sont ionisés par collision avec des électrons, créant des ions xénons. La poussée est créée lorsque les ions xénons chargés sont accélérés hors du propulseur par un champ électromagnétique. Bien que le matériel du système de propulsion électrique soit pénalisé par sa masse initiale, l'impulsion spécifique (mesure de l'efficacité du propulseur) des propulseurs électriques est substantiellement plus importante que celle des systèmes

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chimiques et peut aboutir à une économie nette sur la masse du système de propulsion. L'importance de l'impulsion spécifique du propulseur électrique (située approximativement entre 1500 et 3000 secondes contre 300 secondes pour les propulseurs chimiques) est proportionnée à l'importance de la modification de la vitesse des astronefs ou de l'énergie cinétique par unité de carburant consommé. De cette façon, il faut une masse moins importante de système de propulsion pour une masse sèche

donnée de l'astronef.

La poussée du PSP est de plusieurs centaines de Newtons et l'impulsion totale pour sa mise en orbite peut être fournie en quelques heures. Le propulseur électrique pourrait réduire de façon très importante la masse de carburant requise pendant la mise en orbite. Cependant, la poussée d'un propulseur électrique est très petite, mesurée en milli-Newtons et la fourniture de son impulsion totale prend plusieurs jours. Donc, la mise en orbite effectuée uniquement avec des propulseurs électriques nécessiterait plusieurs propulseurs, durerait longtemps et exposerait l'astronef aux ceintures de radiation de Van Allen pendant de longues périodes, endommageant les panneaux solaires. En outre, un spécialiste de la technique éprouverait des difficultés à déterminer les endroits o monter le propulseur électrique sur l'astronef qui seraient utiles à la mise en orbite et serviraient plus tard pour des manoeuvres en station. Ce qu'il faut, c'est un système de propulsion électrique qui puisse être adjoint au système chimique pendant la mise en orbite pour atteindre l'orbite de manière opportune tout en offrant une économie notable

de la masse de carburant et en restant utile en station.

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Pour le maintien en station nord-sud, il est souhaitable d'orienter les propulseurs dans les axes nord-sud de l'astronef. Cependant, plusieurs obstacles empêchent d'orienter les propulseurs chimiques ou électriques dans les axes nord-sud. Du fait de l'implantation des panneaux solaires le long ou près des axes nord-sud, un propulseur doit être décalé par rapport à l'axe nord-sud afin d'éviter que les panneaux ne soient souillés par les jets d'échappement. Si le propulseur décalé est placé en inclinaison zéro, sa poussée ne se propagera pas à travers le centre de masse de l'astronef; ceci provoquera un couple induisant une rotation de l'astronef. Pour lutter contre ce couple, un propulseur supplémentaire est nécessaire (ceci est en fait réalisé dans le maintien en position des propulseurs chimiques). Donc, un minimum de quatre propulseurs chimiques est utilisé dans l'état antérieur de la technique fournissant une poussée tant nord que sud. La figure 1A montre, dans l'état antérieur de la technique, les emplacements de quatre propulseurs chimiques 2 sur un astronef 4 ayant des panneaux solaires 6 alignés dans le sens nord-sud. Ce sont les emplacements habituels des propulseurs de poussée nord-sud. La figure lA montre également plusieurs autres propulseurs 7 utilisés pour d'autres manoeuvres. Le second problème qui se pose par rapport à l'implantation des propulseurs ayant une inclinaison zéro dans les sens nord-sud, est que le jet d'échappement du propulseur se disperse sur le panneau solaire, nuisant à la performance de ce dernier tout en provoquant des perturbations du couple de l'astronef. Ce problème se pose particulièrement avec les propulseurs électriques ayant des jets d'échappement importants. En outre, le propulseur électrique peut interférer avec la communication haute fréquence et ne devrait pas être monté

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près du plan nadiral 8(tourné vers la terre) qui contient

le matériel de communication haute fréquence (antennes)10.

L'état antérieur de la technique montre l'utilisation en station des propulseurs électriques. Cette configuration permet de se passer des quatre propulseurs 2 montrés sur la figure 1A. Le Brevet américain N 5, 020,745, de Anzel publié le 4 juin 1991 décrit l'agencement d'un propulseur électrique et son utilisation pour le maintien en station nord-sud d'un astronef stabilisé sur les trois axes, dont on ne sait pas s'il joue un rôle dans la mise en orbite ou le déchargement de l'énergie cinétique. Dans l'agencement du propulseur, deux propulseurs sont utilisés, comme illustré sur la figure lB. Les propulseurs sont montés sur le côté anti-nadiral 48 du satellite. Un seul propulseur nord 12 est incliné à un angle 0 de l'axe nord-sud du satellite, fournissant une poussée dans une direction sud et un seul propulseur sud 14 est incliné à l'angle 0 de l'axe nord-sud du satellite, fournissant une poussée dans une direction nord. Les angles de l'inclinaison sont choisis de sorte que les vecteurs de poussée du propulseur sont orientés à travers le centre de masse 16 de l'astronef de sorte que leur poussée ne produit pas un couple perturbateur de son orientation. Ainsi, chaque propulseur fournit une poussée par un élément situé dans le sens voulu nord-sud et un élément dans un sens radial non voulu. En séparant les manoeuvres de maintien en position en deux mises à feu, une mise à feu du propulseur nord suivie douze heures plus tard par une mise à feu du propulseur sud, les effets des éléments radiaux non désirables de la poussée s'annulent et l'effet net est une manoeuvre de maintien en position voulue. Cependant, puisque les propulseurs sont orientés en permanence vers le centre de masse, l'invention

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de Anzel ne peut pas produire à dessein des couples perturbateurs pour soulager les volants d'inertie ou

autrement ajuster l'orientation de l'astronef.

En outre, la disposition des propulseurs de Anzel sur la face antinadirale 48 résulte en de très grands angles d'inclinaison 0. Ceci signifie qu'une grande partie de la poussée est effectuée dans la direction radiale et non pas en direction de l'axe nord-sud. Ceci correspond à un gaspillage de carburant et à une augmentation de la masse de séparation de l'astronef. L'efficacité du carburant pour un maintien en station nord-sud est réduite par le cosinus de l'angle d'inclinaison 0 entre le vecteur de poussée et l'axe nord-sud; le tableau suivant est un exemple de l'utilisation de carburant supplémentaire par rapport à l'angle, en supposant un total habituel de 107 kg de carburant pour un maintien électrique en station nord-sud sans angle d'inclinaison: (degrés) de l'angle % de l'utilisation Masse delta (kg) de carburant supplémentaire

0 0 0

15,5 16,6

22 23,5

30,5 32,64

41,4 44,3

55,6 59,5

74,3 79,5

100 107

Donc, des angles d'inclinaison importants peuvent presque doubler la quantité de carburant requise pour le maintien

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en position. Outre la masse supplémentaire, ceci signifie également que le temps d'une manoeuvre donnée augmente, provoquant une usure inutile des propulseurs. Cette utilisation supplémentaire du propulseur n'est pas du tout souhaitable et constitue le problème fondamental de la

solution partielle de Anzel.

Le Brevet américain n 5,349,532 de Tilley et al. publié le septembre 1994 expose une technique destinée à accroître l'efficacité et la fiabilité des techniques connues jusqu'ici par la stabilisation de la dynamique de l'orientation et la désaturation du système du volant d'inertie de l'astronef simultanées tout en effectuant les manoeuvres de maintien en station nord-sud. Afin d'atteindre ces résultats, l'orientation de la position de l'astronef et l'inertie accumulée du volant sont détectées. Les forces nécessaires à l'accomplissement des manoeuvres de maintien en position, les couples nécessaires à la production de l'orientation voulue de l'astronef et pour désaturer les volants sont déterminés et les propulseurs à ions sont serrés et cardannés pour produire les couples désirés sur l'astronef. Cependant, le système repose sur l'installation des propulseurs à proximité du plan nadiral ou terrestre ainsi que du plan opposé à la terre, ce qui n'est pas l'idéal avec les propulseurs électriques. Bien que le système présente beaucoup d'avantages, le problème de la dispersion du jet d'échappement du propulseur électrique sur les panneaux solaires et l'équipement de communication haute fréquence situé à proximité du plan tourné vers la terre n'est pas réglé. De plus, ce brevet ne s'applique pas

à la mise en orbite.

Par conséquent, dans l'état antérieur de la technique, on manque d'un système de propulsion électrique hautement

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efficace qui utilise les mêmes propulseurs pour la mise n orbite que pour le maintien en position, une fois en station, permet de lancer un astronef ayant une masse sèche substantielle avec des lanceurs de moindre capacité, tient compte d'une masse de séparation supérieure à 50% de la masse sèche, effectue le maintien en station nord-sud avec un petit angle d'inclinaison efficace, peut soulager les volants d'inertie et évite une interférence du jet d'échappement avec le panneau solaire et le matériel de communication haute fréquence situé à proximité du côté de

l'astronef tourné vers la terre.

C'est en connaissance de ce qui précède que la présente

invention a été conçue et mise maintenant en pratique.

RESUME DE L'INVENTION

Un astronef, stabilisé sur trois axes comportant un trièdre de référence et ayant un côté nord et un côté sud une fois en position sur orbite autour de la terre, est équipé d'un premier et d'un second propulseur qui peuvent être des propulseurs électriques. Un premier dispositif de support fixe le premier propulseur jouxtant le côté nord, et le premier propulseur est positionné en s'écartant du côté nord, dans une première direction parallèle à l'axe de tangage et en s'écartant de l'axe de tangage dans une seconde direction perpendiculaire à l'axe de tangage. Un second dispositif de support fixe le second propulseur jouxtant le côté sud, le second propulseur étant positionné en s'écartant du côté sud dans une troisième direction opposée à la première et en s'écartant de l'axe de tangage dans la seconde direction. Un dispositif à cardan fixe, sur pivot, le premier et le second propulseur sur le premier

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et le second dispositif de support, respectivement, afin de positionner de façon sélective l'orientation du premier et du second propulseur. L'astronef comprend un système effectuant une ou plusieurs opérations dont: pousser dans l'axe de lacet pour aider à atteindre une orbite géosynchrone; réduire l'énergie cinétique accumulée des volants d'inertie; et maintenir l'astronef en station nord-sud.

OBJETS ET AVANTAGES

En conséquence, le premier objet de l'invention est de fournir un système de propulsion dans l'espace utilisant un nombre minimum de propulseurs à la fois pour la mise en orbite, le maintien en station nord-sud et le soulagement sélectif des volants d'inertie utilisés pour contrôler l'orientation de l'astronef. Le second objet est de fournir le positionnement des propulseurs au sein du système de manière à ce que leurs angles d'inclinaison pour chaque tâche spécifique soient minimisés, fournissant une poussée très efficace. Le troisième objet est de positionner les propulseurs de manière à ce que leurs jets d'échappement ne se dispersent pas sur le panneau solaire et n'interfèrent pas avec l'équipement de communication haute fréquence

situé du côté de l'astronef tourné vers la terre.

Le grand avantage de l'invention est la réduction importante de la masse de carburant requise et, par voie de conséquence, l'utilisation de lanceurs de moindre capacité pour un astronef utilisant le présent système lorsque les propulseurs sont électriques. L'autre avantage réside dans le fait que la position des propulseurs du présent système est telle qu'il y a davantage de place dans la surface

disponible sur l'astronef pour une charge utile de valeur.

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Les autres caractéristiques, avantages et mérites de

l'invention apparaîtront dans la description suivante

s'appuyant sur les dessins ci-après. Il faut comprendre que

la description générale précédente et la description

détaillée ne servent que d'exemple et d'explication et ne sauraient être restrictives par rapport à l'invention. Les dessins d'accompagnement qui sont inclus dans l'invention et en constituent une partie, illustrent l'une des applications de l'invention en termes généraux. Les chiffres renvoient aux pièces portant ces mêmes chiffres

tout au long de l'exposé.

BREVE DESCRIPTION DES DESSINS

La figure 1A est un astronef en l'état antérieur de la technique avec des propulseurs chimiques utilisés pour le maintien en station nord-sud; La figure lB est un astronef en l'état antérieur de la technique avec des propulseurs électriques montés sur le côté anti-nadiral ou opposé à la terre pour un maintien en station nord-sud; La figure 1C est une vue en perspective schématisée de l'astronef représentant la présente invention; La figure 2 est une vue en perspective schématisée de l'astronef illustré sur la figure 1C, mais d'une perspective différente, et illustrant uniquement certains des éléments illustrés sur la figure 1C et certains des éléments dans une orientation différente;

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La figure 3 est une vue en élévation latérale de l'astronef et des éléments illustrés sur la figure 2; La figure 4 est une vue en plan schématisée illustrant l'astronef en orbite autour de la terre pendant une manoeuvre de mise en orbite utilisant un PSP chimique

(propulseur de satellite principal).

La figure 5 est une vue en perspective schématisée illustrant l'astronef en deux positions A et B dans son

orbite en position autour de la terre.

La figure 6 est une vue en perspective schématisée de l'astronef, semblable à la figure 2, mais décrivant les propulseurs électriques généralement dans leur position de mise en orbite; La figure 7 est une vue en élévation latérale de l'astronef, semblable à la figure 3, mais décrivant les propulseurs électriques généralement dans leur position de

mise en orbite.

La figure 8 une vue en perspective schématisée de l'astronef, semblable à la figure 4, mais illustrant l'astronef en orbite autour de la terre pendant une manoeuvre de mise en orbite utilisant les propulseurs électriques; La figure 9 est une vue en perspective schématisée de l'astronef, semblable aux 2 et 6, mais décrivant les propulseurs électriques généralement dans leur position de

maintien en station nord-sud.

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La figure 10 est une vue en élévation latérale de l'astronef, semblable aux figures 3 et 7, mais décrivant les propulseurs dans leur position de maintien en station nord-sud; Les figures 11 et 12 sont des vues détaillées en élévation latérale illustrant, respectivement, les différentes orientations prises par les propulseurs électriques pour effectuer les mouvements voulus de l'astronef; La figure 13 est une vue en perspective détaillée, semblable aux figures 2, 6 et 9 illustrant encore une orientation différente prise par les propulseurs électriques pour effectuer un autre mouvement voulu de l'astronef; Les figures 14, 15 et 16 sont des vues détaillées en élévation latérale illustrant, respectivement, diverses autres orientations prises par les propulseurs électriques pour effectuer encore d'autres mouvements voulus de l'astronef; La figure 17 est une vue simplifiée schématisée d'un système de commande du fonctionnement de l'astronef pendant la mise en orbite; et La figure 18 est une vue en perspective d'une autre représentation du dispositif de propulsion électrique ayant

des propulseurs redondants et une plaque de radiateur.

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DESCRIPTION DETAILLEE DES MODES D'APPLICATION

Reprenez les dessins et, d'abord, la figure 1C qui illustre un astronef 20 équipé de dispositifs de propulsion électriques 22 cardannés, conformément à l'invention. Les propulseurs 44A et 44B sont, de préférence, des propulseurs électriques à haute impulsion spécifique (HIS); cependant, l'invention peut, évidemment, être mise en ouvre avec tout type de propulseur approprié. Un certain nombre d'autres caractéristiques que l'on trouve d'habitude sur un astronef stabilisé sur trois axes sont également illustrées. Les panneaux solaires 24, 26 proviennent des faces 28, 30, respectivement, de l'astronef 20 et convertissent le

rayonnement solaire en énergie de la manière usuelle.

L'astronef 20 contient aussi un ensemble approprié de capteurs décrits schématiquement et globalement par le numéro de référence 32, ceux-ci sont utilisés pour déterminer l'inclinaison ou l'orientation de l'astronef dans l'espace. L'ensemble de capteurs 32 peut comprendre, par exemple, un capteur dirigé vers la terre sur un côté tourné vers la terre 33 pour une détection sur deux axes (tangage et roulis) par rapport à la terre et un ensemble de gyroscopes 34 pour une détection du taux d'inertie sur trois axes et de l'orientation. L'astronef 20 peut aussi être équipé de plusieurs capteurs solaires (non montrés)

et/ou, plus onéreux, d'un suiveur stellaire (non montré).

L'astronef 20 de la figure 1 est également équipé de plusieurs volants d'inertie 40 à son bord. Du fait que l'orientation de l'astronef est perturbée par des facteurs externes (tels que les couples solaires sur les panneaux solaires 24, 26), l'astronef 20 comprend un mécanisme de commande adapté pour accélérer et ralentir les volants

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d'inertie 40 de manière à contrôler l'orientation de l'astronef comme voulu. On appelle ceci techniquement "absorber" ou "conserver" l'énergie cinétique. De plus, le terme "volant d'inertie" est utilisé dans un sens générique et renvoie aux volants qui tournent uniquement dans une direction aussi bien qu'à ceux qui tournent indifféremment dans une direction ou dans une autre (les derniers volants étant communément appelés "volants réactifs"), ou tout autre type de volant à rotation. Du fait des perturbations séculaires (c'est-à-dire non cycliques), la vitesse d'un volant d'inertie ou des volants, s'approche finalement d'une limite supérieure, la vitesse étant dite saturée une fois qu'elle atteint cette limite. Habituellement, un propulseur est allumé afin de produire, à dessein, une perturbation qui est alors corrigée par la réduction de la

vitesse du volant à un niveau moins élevé et plus sûr.

Cette opération est désignée par "décharger l'énergie cinétique". De nouveau, dans la mesure o un dispositif de propulsion électrique plutôt que chimique peut être utilisé, une économie de la masse de carburant est possible. La présente invention fournit les moyens de contrôler les vitesses du volant d'inertie à la fois

pendant la mise en orbite et le maintien en station nord-

sud, en utilisant les dispositifs de propulsion électrique.

En complément aux dispositifs de propulsion électrique 22, l'astronef 20 utilise plusieurs autres propulseurs généralement de nature chimique. Ces propulseurs ont habituellement une poussée plus importante mais sont moins

efficaces que les dispositifs de propulsion électriques 22.

A cet égard, un propulseur d'astronef principal (PAP) 36 est d'abordutilisé pour propulser l'astronef rapidement du lanceur au sol à sa position sur orbite. L'objectif

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principal de la présente invention est d'utiliser les dispositifs de propulsion électriques 22 pour effectuer une partie de la mise en orbite. Les propulseurs électriques ont une impulsion spécifique (mesure de l'efficacité du propulseur) plus importante que celle des propulseurs chimiques tels que le PAP 36. Les propulseurs électriques requièrent, par conséquent, une masse de carburant moins importante pour provoquer le même changement de vitesse de l'astronef. L'astronef 20 est également équipé de plusieurs propulseurs chimiques fixes plus petits 38 généralement situés à proximité des angles et des bords de l'astronef. Ces propulseurs sont habituellement utilisés pour orienter et guider l'astronef 20 du fait des mises à feu du PAP pendant le transfert d'orbite et sont aussi traditionnellement utilisés en station pour un maintien en position est-ouest et pour décharger l'énergie cinétique accumulée dans les volants d'inertie 40. Le maintien en position nord-sud consomme la majeur partie de la masse de propergol des manoeuvres sur orbite. L'objectif principal de l'invention est, par conséquent, d'utiliser des dispositifs de propulsion électriques efficaces 22 pour un maintien en station nord-sud, continuant ainsi à réduire la masse de carburant requise devant être transportée par l'astronef 20 et supprimant le besoin de transporter des propulseurs chimiques. Le second avantage des dispositifs de propulsion électriques cardannés 22 est qu'ils peuvent être utilisés pour décharger l'énergie cinétique accumulée dans les

volants d'inertie 40, comme décrit plus loin.

Comme on a pu le voir sur les figures lC et 2, chaque dispositif de propulsion électrique comprend un mât-support

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42 pour fixer un propulseur annexe 44A, 44B jouxtant un côté ou un panneau annexes. L'astronef 20 est un astronef stabilisé sur trois axes avec des axes principaux désignés comme trièdre de référence. Lorsqu'un astronef est en orbite géostationnaire, le panneau solaire ou l'axe de tangage est généralement aligné sur l'axe nord-sud de la terre, l'axe de lacet est orienté nominalement vers le centre de la terre et l'axe de roulis, généralement, vers l'est. Sur les dessins, comme on a pu le voir très clairement sur la figure 5, ces coordonnées sont arbitrairement appelées l'axe X (ou axe de roulis), l'axe Y (ou axe de tangage) et l'axe Z (ou axe de lacet), leur rapport respectif avec la terre 46 étant indiqué. En reprenant la figure lC, un propulseur 44A est fixé jouxtant le côté nord 28, et en s'écartant du côté nord dans une première direction parallèle à l'axe de tangage (ou axe Y), et en s'écartant de l'axe de tangage (ou axe Y) dans une seconde perpendiculaire à l'axe de tangage, c'est-à-dire en s'éloignant du côté tourné vers la terre 33 vers le côté opposé à la terre 48. Un propulseur antagoniste correspondant 44B est fixé jouxtant le côté sud 30 et en s'écartant du côté sud dans une troisième direction opposée à la première, et en s'écartant de l'axe de tangage (ou axe Y) dans la seconde direction perpendiculaire à l'axe de tangage, c'est-à-dire en s'éloignant du côté tourné vers la

terre 33 vers le côté opposé à la terre 48.

Un mécanisme à cardan 50 fixe sur pivot le premier et le second propulseur 44A, 44B sur les mât-supports 42, respectivement, afin de positionner de façon sélective la direction de pointage ou l'orientation du premier et du second propulseur 44A, 44B. Chaque mécanisme à cardan 50 comprend un premier cardan 52 pour fixer chaque propulseur

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44A, 44B afin qu'il puisse pivoter autour d'un axe parallèle au roulis, c'est-à-dire, l'axe X et sur un plan

parallèle à un plan défini par les axes de tangage (c'est-

à-dire, l'axe Y) et de lacet (c'est-à-dire, l'axe Z).

Chaque mécanisme à cardan 50 comprend aussi un second cardan 54 connecté comme il convient au premier cardan 52 pour fixer les propulseurs 44A, 44B afin qu'ils puissent pivoter autour d'un axe parallèle à l'axe de tangage, de manière à avoir un élément de propulsion sortant du plan défini par les axes de tangage et de lacet. De plus, le premier cardan 52 fixe les propulseurs 44A, 44B afin qu'ils puissent pivoter d'une position d'arrimage inactive (voir figures 2-4) à une position de mise en orbite dans laquelle le premier et le second vecteur de poussée des propulseurs électriques 44A, 44B, respectivement, sont généralement parallèles à l'axe de lacet (voir figures 6-8), et à une position de maintien en station nord-sud dans laquelle le premier et le second vecteur de poussée sont généralement alignés sur le centre de masse 56 de l'astronef (voir

figure 9 et 10).

La figure 2 illustre les dispositifs de propulsion électriques cardannés 22 dans une position arrimée. La position est favorable pour placer les propulseurs pendant que l'astronef est dans la coiffe du lanceur. Puisque l'espace est limité dans la coiffe, arrimer les propulseurs de cette manière permet effectivement de concevoir un astronef avec des dimensions de carénage plus importantes que si les propulseurs n'étaient pas escamotés. Après la séparation de l'astronef 20 de la coiffe du lanceur, la position rangée reste une position de sécurité tandis que le PAP 36 s'allume, comme montré sur la figure 3 afin d'accroître initialement la taille de l'orbite de

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l'astronef, comme montré sur la figure 4. Bien entendu, le propulseur pourrait être déployé dans une position de mise en orbite électrique, comme montré sur la figure 6 et discuté ci-après, avant l'allumage du PAP, si on le5 souhaite ou, si la dimension de la coiffe du lanceur le permet, le dispositif de propulsion 22 pourrait être rangé

à l'intérieur de la coiffe, dans la position de mise en orbite électrique, éliminant le besoin d'un déploiement.

Les déploiements ne sont pas limités aux seuls mécanismes10 continus commandés par moteur, mais pourraient comprendre des associations de déploiements bruts (par étapes) et de

mécanismes continus commandés par moteur.

L'utilisation et les avantages des dispositifs de propulsion électriques 22 pour la mise en orbite électrique vont à présent être décrits. Comme indiqué dans le précédent paragraphe, le PAP 36 est utilisé pour augmenter la taille de l'orbite de l'astronef à la suite de la séparation du lanceur. Cependant, l'utilisation du PAP chimique n'est pas efficace par rapport aux propulseurs électriques. Un usage principal de la présente invention réside dans l'emploi des dispositifs de propulsion électriques 22 pour accroître la mise en orbite du PAP. De préférence, le PAP 36 est utilisé pour placer, dans un premier temps, l'astronef à une altitude qui garantira que les ceintures de radiation de Van Allen ne provoqueront pas une détérioration inacceptable des panneaux solaires (si de telles considérations sont un problème pour un astronef donné). Le reste de la mise en orbite (qui comprend le déplacement de l'inclinaison) peut désormais, à partir de ce point, être effectué par l'utilisation de dispositifs de

propulsion électriques 22.

22 2775251

A la suite de la mise à feu finale du PAP, les propulseurs 44A, 44B sont positionnés dans une position de mise en orbite électrique, comme montré sur la figure 6. Dans la position de mise en orbite électrique, les propulseurs 44A,5 44B sont généralement parallèles et orientés dans l'axe de lacet, comme montré sur la figure 7. Puisque la poussée est relativement petite par rapport à celle du PAP 36, plusieurs semaines peuvent être nécessaires pour atteindre l'orbite géosynchrone. Cependant, la masse de carburant réduite a pour résultat une masse de séparation plus légère et donc un coût de lanceur notablement moins élevé, ce qui peut aisément compenser le coût du temps requis pour atteindre l'orbite. Pendant la durée de la mise en orbite électrique, les propulseurs électriques sont allumés presque continuellement dans les positions nominales montrées sur les figures 6-8. Pour guider l'astronef, il est préférable d'utiliser les volants d'inertie 40 pour orienter sa direction et donc le vecteur de poussée électrique le long du profil voulu. Les volants d'inertie 40 permettent, de préférence, de commander sur trois axes et de conserver l'énergie cinétique. Bien entendu, on peut concevoir, en montant à la cardan les propulseurs électriques 44A, 44B et/ou en les serrant différemment, d'utiliser le dispositif de propulsion 22 ou les

propulseurs chimiques 38 pour aider au guidage.

Afin que les propulseurs électriques 44A, 44B, puissent être continuellement alimentés en énergie, les panneaux solaires 24, 26 doivent être orientés vers le soleil. Pour les orbites situées dans le plan du soleil, ceci est aisément effectué en faisant tourner les panneaux autour de leur axe afin qu'ils suivent le soleil. Pour les autres orbites, il peut s'avérer nécessaire de faire tourner

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l'astronef 20 autour de l'axe de lacet (ou de poussée) afin de garder le soleil dans le plan X-Z de l'astronef à partir duquel on peut faire pivoter les panneaux solaires autour

de leur axe afin qu'ils suivent le soleil.

Bien que l'objectif principal du mécanisme à cardan soit de permettre une poussée électrique dans l'axe de lacet pour atteindre une orbite en station, le mécanisme à cardan 50 peut, en outre, être utilisé pour désaturer les volants d'inertie 40 pendant la mise en orbite électrique. Comme l'astronef est guidé pendant la mise en orbite électrique, les perturbations de l'orientation, telles que celles dues à la pression du rayonnement solaire sur les panneaux 24, 26 sont absorbées par les volants d'inertie 40. La figure 11 montre la position nominale de mise en orbite des dispositifs de propulsion électriques 22. Dans cette position, le vecteur de poussée nette est nominalement aligné sur le centre de masse 56 de l'astronef 20, et il n'y a pas production de couples, manifestant que les propulseurs électriques sont espacés latéralement de manière égale par rapport au centre de masse et sont à la fois positionnés parallèlement à l'axe Z. Pour décharger l'énergie cinétique des volants 40, les vecteurs de poussée sont montés à cardan, un peu en s'écartant de la position nominale afin de produire des couples autour de chacun des trois axes linéairement indépendants. Par exemple, les déplacements 01 et 02 dans les cardans 52 des propulseurs 44A et 44B, respectivement, comme montré sur la figure 12, peuvent être utilisés pour créer des couples de roulis. Par exemple, 01 = 02 > 0 et 01 = 02 < 0 produisent un couple de roulis positif et négatif, respectivement. La figure 13 montre les déplacements *l et 2 se produisant sur le plan X-Z, dans le reste des cardans 54 qui peuvent produire les

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couples de tangage et de lacet. Par exemple, 41 = 42 > 0 et 41 = 42 < 0 produisent un couple de tangage positif et négatif, respectivement. 41 = 42 > 0 et 41 = 42 < 0 produisent un couple de lacet positif et négatif, respectivement. Il faut donc comprendre que le déchargement de l'énergie cinétique peut être entièrement effectué en utilisant les

propulseurs électriques 44A, 44B.

La figure 17 présente un schéma de mode de commande pour contrôler l'orientation de l'astronef pendant la mise en orbite électrique. La dynamique de l'orientation de l'astronef 200 est affectée par les perturbations externes Tp (les couples solaires, par exemple), le couple de contrôle du volant Tc et le couple de décharge du propulseur électrique Tu. Le contrôleur d'orientation 210 reçoit les informations sur l'orientation courante (de préférence, sur la position angulaire et les coefficients trois axes) de l'ensemble des capteurs à bord 32. Le contrôleur compare les données du capteur avec le profil voulu de l'orientation 230. Le profil voulu comprend les informations sur l'orientation trois axes requises pour orienter le vecteur de poussée électrique et toute rotation sur le vecteur de poussée, requise pour aider à positionner le panneau solaire 24, 26. Ces informations peuvent être télémesurées à partir du sol, en blocs, pour être temporairement conservées à bord de l'astronef 20 avant d'être utilisées. En comparant les informations du capteur et le profil voulu de l'orientation, le contrôleur 210

transmet des signaux "h" sur l'énergie cinétique à un sous-

système du volant 240. Le sous-système du volant 240 a une configuration classique comprenant l'électronique du volant, des volants d'inertie 40 et des fonctions de mesure de la vitesse du volant d'inertie. Le sous-système du

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volant 240 produit le couple de contrôle Tc qui garantit que la dynamique de l'orientation de l'astronef 200 suit de près le profil voulu 230. De plus, le sous-système du volant indique les vitesses du volant à un module logique de décharge 250 dans le contrôleur 210. Lorsque les vitesses du volant atteignent les valeurs limites, le module logique de décharge 250 monte à la cardan la poussée électrique des dispositifs 22 en s'écartant de la position nominale de mise en orbite pour produire le couple Tu désiré. Le module logique de décharge 250 maintient les propulseurs 44A, 44B en position de décharge jusqu'à ce que les volants 40 soient suffisamment désaturés, point auquel les propulseurs électriques sont renvoyés à la position nominale sans couple de mise en orbite (c'est-à-dire,

Tu=0)-

Une fois placé sur orbite synchrone autour de la terre 46, l'astronef 20 est orienté, comme montré sur la figure 5, position A ou B. Comme noté plus haut, l'axe Z est l'axe de

lacet, l'axe X l'axe de roulis et l'axe Y l'axe de tangage.

Sur orbite, les dispositifs de propulsion électriques 22 peuvent être utilisés pour un maintien en station nord-sud

et pour aider à gérer l'énergie cinétique des volants 40.

Les figures 9 et 10 décrivent le positionnement des

propulseurs électriques pour le maintien en station nord-

sud sur orbite. Dans la position nominale de maintien en station, le vecteur de poussée de chaque propulseur 44A, 44B est orienté vers le centre de masse 56, comme indiqué sur la figure 10. Dans cette position, la poussée de chaque propulseur a un angle d'inclinaison de a par rapport à l'axe nord-sud ou de tangage. Comme noté plus haut, il est souhaitable, pour le maintien en station nord-sud, que

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l'angle d'inclinaison a soit relativement petit de manière à ce qu'une grande partie de la poussée produite soit effectuée dans l'axe nord-sud. Le grand avantage de la présente invention par rapport à l'état antérieur de la technique et surtout par rapport à Anzel, réside dans le fait que l'angle d'inclinaison peut être relativement petit. En ajustant la longueur du mât 42, on fixe l'angle d'inclinaison a: plus la longueur est importante, plus l'angle a est petit. L'implantation des propulseurs, tel qu'elle est effectuée chez Anzel sur le plan opposé à la terre 48 (voir la figure lB), implique des contraintes sévères sur l'angle d'inclinaison, produisant des angles

importants de manière inacceptable.

Pour effectuer une manoeuvre de maintien en station nord-sud avec les dispositifs de propulsion 22, un seul propulseur 44A ou 44B est allumé à la fois. La stratégie consiste à allumer un propulseur à proximité d'un noeud orbital et à en allumer un second à proximité d'un second noeud environ 12 heures plus tard. (Un noeud orbital est un point sur l'orbite qui traverse le plan équatorial de la terre.) Cette situation est décrite sur la figure 5: l'astronef 20 en position A allume le propulseur 44A, créant une mise à feu dans les directions nord et radiale. Douze heures plus tard, l'aéronef 20 est en position B et met à feu le propulseur 44A créant une mise à feu dans les directions sud et radiale. Comme on l'a bien compris dans la technique, les perturbations de l'excentricité orbitale provoquées par une poussée radiale sont annulées en allumant les propulseurs par paire à des endroits opposés de l'orbite. Si la poussée est petite, comme c'est le cas pour beaucoup de propulseurs électriques, cette procédure effectuée deux fois par jour peut être répétée sur

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plusieurs jours consécutifs jusqu'à ce que l'ajustement net de l'inclinaison de l'orbite soit situé dans des limites acceptables. Une équipe chargée de commander l'astronef peut aisément définir un programme approprié de maintien en5 station, étant donné des paramètres spécifiques de l'astronef comprenant des niveaux de poussée relative, des

angles d'inclinaison et la masse de l'astronef.

Pendant le fonctionnement des dispositifs de propulsion électriques pour un maintien en station nord-sud, un système de commande à bord peut légèrement basculer la poussée en l'éloignant de la position de maintien en station nominale pour fournir simultanément d'autres services. Une boucle de régulation peut, par exemple, détecter les rotations de l'astronef provoquées par de petits défauts d'alignement du vecteur de poussée par rapport au centre de la masse de l'astronef et y remédier en basculant le propulseur plus précisément à travers le centre de masse. Ceci est d'un grand secours, particulièrement à la lumière du fait que le centre de masse de l'astronef se déplace avec la diminution du

carburant à mesure que la mission progresse.

Les dispositifs de propulsion électriques 22 sont également utiles pour gérer le volant d'inertie, particulièrement pendant les manoeuvres de maintien en station nord-sud. La figure 14 montre la position nominale, sans couple, du propulseur électrique 44A pendant une mise à feu en direction du sud. La figure 15 montre qu'une petite déviation de la position nominale autour du cardan 52 provoque un couple de roulis. Ce couple peut être utilisé pour décharger l'énergie cinétique accumulée dans l'axe de

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roulis (ou pourrait être utilisée pour produire un couple de roulis pour aider à repositionner l'orientation de l'astronef). Par exemple, lorsque l'accumulation de l'énergie cinétique du roulis dans les volants 40 atteint la valeur limite, le cardan 52 reçoit l'ordre de basculer le propulseur 44A pour qu'il provoque un couple de roulis, comme montré sur la figure 15. La réponse du système de commande à la rotation de l'orientation de l'astronef qui s'ensuit est de réduire l'accumulation de l'énergie cinétique de roulis dans les volants 40, tout en

stabilisant en même temps l'orientation de l'astronef.

Sur la figure 16, le reste du cardan 54 (concourant aux corrections du mécanisme à cardan 52) peut provoquer un couple orthogonal à l'axe de roulis autour d'un axe de tangage/roulis pendant la manoeuvre de maintien en station nord-sud. En fonction de la complexité voulue du contrôleur, on pourrait utiliser les capacités variées de déchargement de l'énergie cinétique du mécanisme à cardan 50. Une conception peut utiliser le mécanisme à cardan 50 uniquement pour décharger le roulis et utiliser les propulseurs chimiques pour décharger les autres éléments en temps opportun. Une conception plus complexe et plus onéreuse pourrait incorporer toute la capacité deux axes du mécanisme à cardan 50 pour minimiser la quantité de propulseurs chimiques requis pour soulager les volants d'inertie 40. Ainsi, il faut comprendre que l'énergie cinétique de roulis peut être complètement déchargée en utilisant le propulseur électrique 44A ou 44B et que, en outre, une certaine quantité d'énergie cinétique de tangage

et de lacet peut être déchargée de façon similaire.

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La figure 18 montre une autre application de l'invention décrivant un dispositif de propulsion électrique 300 ayant des caractéristiques particulièrement avantageuses. Comme les dispositifs de propulsion électriques 22, le dispositif de propulsion électrique 300 comprend également un mât 42 s'étendant du panneau nord 28 et du premier et second cardan 52, 54. Plutôt qu'un seul propulseur adjoint au cardan 52, le dispositif 300 a une plaque de radiateur 310 supportant deux propulseurs 320, 322. Deux propulseurs par dispositif 300 confèrent une poussée supplémentaire pendant la mise en orbite électrique. Notez que les propulseurs 322 et 320 sont pointés à l'extérieur de l'axe Z à un petit angle. L'angle est choisi de sorte que la ligne de poussée 326, 328 des propulseurs 320 et 322 passe respectivement par l'axe 330 du cardan 54. L'angle situé entre les lignes 326 et 328 est un petit angle B. La poussée nette 324 est toujours effectuée dans l'axe Z pour la mise en orbite électrique, mais pour le maintien en station nord-sud, un seul propulseur 322 ou 320 peut être utilisé en ajoutant une inclinaison angulaire au cardan 54 par l'angle 5/2. De cette manière, un seul propulseur, 322 par exemple, peut être orienté à travers le centre de masse 56 de l'astronef et utilisé pour un maintien en station nord-sud. De cette manière, si le propulseur 322 tombe en panne, l'autre propulseur 320 peut être repositionné pour pousser à travers le centre de masse 52 et terminer les manoeuvres de maintien en station nord-sud requises pour la mission. Bien entendu, un spécialiste du métier reconnaîtra aisément que trois ou davantage de propulseurs peuvent être montés sur

la plaque de radiateur 310 d'une manière similaire.

La figure 18 illustre d'autres caractéristiques avantageuses. La plaque de radiateur 310 est utilisée pour

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émettre dans l'espace la chaleur générée par les

propulseurs, de préférence, à partir de ses deux surfaces.

La lumière solaire directe diminue la capacité d'un radiateur. Puisque deux propulseurs par dispositif 300 s'allument pendant la mise en orbite électrique, il est capital que le radiateur 310 reçoive un minimum de lumière solaire, en particulier pendant ces manoeuvres. Ceci est aisément obtenu dans la conception décrite sur la figure 18. Pendant la mise en orbite électrique, l'astronef est orienté de telle sorte que les panneaux solaires sont directement tournés vers le soleil pour produire l'énergie pour une poussée électrique maximum. Cependant, le radiateur 310 est parallèle au panneau nord 28 qui est perpendiculaire à l'axe du panneau solaire. Donc, le radiateur 310 et le panneau nord 28 regardent le bord du soleil. Il y donc peu de soleil à la surface du radiateur

et il peut fonctionner à pleine capacité.

La caractéristique restante illustrée sur la figure 18, et commune à toutes les applications de la présente invention est le positionnement des propulseurs 320, 322 ou 44A, 44B

et du radiateur 310 en s'écartant du corps de l'astronef.

Si les propulseurs étaient positionnés sur les panneaux nord ou sud 28, 30 ou sur le plan opposé à la terre 48, ils réduiraient l'espace sur ces surfaces pour fixer d'autres équipements nécessaires. Ainsi, non seulement, on crée de l'espace en retirant des propulseurs chimiques (tels que les propulseurs 2 sur la figure 1A) qui sont remplacés par cette invention, mais il y a aussi de l'espace supplémentaire du fait de l'implantation des dispositifs de

propulsion électriques.

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Les applications recommandées de cette invention ayant été exposées en détail, les spécialistes de la technique comprendront que de nombreuses autres modifications peuvent être faites pour illustrer les applications sans s'éloigner du champ de l'invention, telle que décrite dans la

spécification et définie dans les revendications en annexe.

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Claims

REVENDICATIONS Ce qui est revendiqué est: 1. Un système pour effectuer au moins une manoeuvre sur un astronef stabilisé sur trois axes comportant un trièdre de référence et ayant un côté nord et un côté sud qui, une fois en station sur orbite autour de la terre, sont généralement tournés vers le nord et le sud, respectivement, ledit système comprenant: Un premier et un second propulseur ayant un premier et un second vecteur de poussée, respectivement; un premier dispositif de support pour fixer ledit premier propulseur jouxtant ledit côté nord, ledit premier propulseur étant positionné en s'écartant dudit côté nord dans une première direction parallèle à l'axe de tangage, et en s'écartant de l'axe de tangage dans une seconde direction perpendiculaire à l'axe de tangage; un second dispositif de support pour fixer ledit second propulseur jouxtant ledit côté sud, ledit second propulseur étant positionné en s'écartant dudit côté sud dans une troisième direction opposée à la première et en s'écartant de l'axe de tangage dans la seconde; et un dispositif à cardan fixant, sur pivot, ledit premier et second propulseur sur ledit premier et second dispositif de support, respectivement, afin de

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positionner de façon sélective les vecteurs dudit

premier et second propulseur.

2. Un système, tel qu'exposé dans la revendication 1 dans lequel ledit dispositif à cardan comprend: un premier cardan pour fixer chacun desdits premiers et seconds propulseurs afin qu'ils puissent pivoter autour d'un axe parallèle à l'axe de roulis et sur un plan parallèle au plan défini par les axes de tangage

et de lacet.

3. Un système, tel qu'exposé dans la revendication 2, comprenant: Un second cardan pour fixer ledit premier et second propulseur afin qu'ils puissent pivoter autour d'un axe parallèle à l'axe de tangage de manière à avoir un élément de propulsion sortant du plan défini par

les axes de tangage et de lacet.

4. Un système, tel que défini dans la revendication 1 Dans lequel ledit dispositif de cardan comprend: un premier cardan pour fixer chacun desdits premiers et seconds propulseurs afin qu'ils puissent pivoter autour d'un axe parallèle à l'axe de roulis d'une position d'arrimage inactive à une position de mise
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en orbite dans laquelle le premier et le second vecteur de poussée sont généralement parallèles à l'axe de lacet, et une position de maintien en station nord-sud dans laquelle le premier et le second vecteur de poussée sont généralement alignés

sur le centre de masse de l'astronef.

5. Un système, tel que décrit dans la revendication 1 dans lequel ledit dispositif de cardan comprend: un premier cardan pour fixer chacun desdits premiers et seconds propulseurs afin qu'ils puissent pivoter autour d'un axe parallèle à l'axe de roulis entre une position d'arrimage inactive, et une position dans laquelle le premier et le second vecteur de poussée

sont orientés en s'écartant de l'axe de tangage.

6. Un système, tel que décrit dans la revendication 1 dans lequel chacun desdits premiers et seconds propulseurs est un propulseur électrique 7. Un système, tel que décrit dans la revendication 1 dans lequel ledit dispositif de cardan comprend: un premier cardan pour fixer chacun desdits premiers et seconds propulseurs afin qu'ils puissent pivoter entre une position dans laquelle le premier et le second vecteur de poussée sont généralement parallèles à la direction de lacet, et une position dans laquelle le premier et le second vecteur de

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poussée sont généralement orientés à travers le

centre de masse de l'astronef.

8. Une méthode de réalisation d'au moins une ou plusieurs manoeuvres d'un astronef stabilisé sur trois axes doté d'un trièdre de référence, et ayant un côté nord et un côté sud qui, une fois en station sur orbite autour de la terre sont généralement tournés vers le nord et le sud, respectivement, ladite méthode comprenant les étapes de: (a) fixation sur pivot d'un premier propulseur jouxtant le côté nord de l'astronef, telle qu'il soit positionné en s'écartant de l'astronef dans une première direction parallèle à l'axe de tangage et en s'écartant de l'axe de tangage dans une seconde direction perpendiculaire à l'axe de tangage; (b) fixation sur pivot d'un second propulseur jouxtant le côté sud de l'astronef, telle qu'il soit positionné en s'écartant du côté sud dans une troisième direction opposée à la première et en s'écartant de l'axe de tangage dans la seconde direction; et (c) positionnement de façon sélective de la direction du premier et du second propulseur sur ledit premier et second dispositif de support,

respectivement, pour effectuer une manoeuvre.

9. Une méthode, telle qu'exposée dans la revendication 8 comprenant l'étape:
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(d) d'orientation d'au moins l'un des premiers et seconds propulseurs, de manière à produire un couple

autour du centre de masse de l'astronef.

10. Une méthode, telle qu'exposée dans la revendication 8 comprenant l'étape: (d) d'orientation d'au moins un des premiers et seconds propulseurs, généralement à travers le centre

de masse de l'astronef.

11. Une méthode, telle qu'exposée dans la revendication 10 dans laquelle l'astronef stabilisé sur trois axes inclut plusieurs volants d'inertie que l'on peut faire fonctionner pour conserver l'énergie cinétique angulaire et stabiliser l'orientation de l'astronef; et dans laquelle l'étape (f) comprend en outre les étapes: (h) de réduction de l'énergie cinétique accumulée des volants d'inertie en alignant au moins l'un des premiers et seconds propulseurs en s'écartant du

centre de masse de l'astronef.

12. Une méthode, telle que définie dans la revendication 11 dans laquelle l'étape (h) comprend l'étape:
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(i) de réduction, en premier lieu, de la composante d'énergie cinétique accumulée dans les

volants d'inertie dans l'axe de roulis de l'astronef.

13. Une méthode, telle qu'exposée dans la revendication 8, comprenant l'étape: (a) d'orientation d'au moins l'un des premiers et seconds propulseurs, respectivement, en s'écartant de l'axe de tangage de l'astronef; (b) de positionnement de l'astronef pour ainsi aligner, de manière générale, l'axe de lacet dans la direction de la poussée voulue de l'astronef alors qu'il orbite autour de la terre; (c) de faire fonctionner simultanément les premiers et seconds propulseurs afin d'atteindre une

nouvelle orbite souhaitée.

15. Une méthode, telle qu'exposée dans la revendication 14 dans laquelle l'astronef stabilisé sur trois axes comprend plusieurs volants d'inertie pour conserver l'énergie cinétique angulaire et stabiliser l'orientation de l'astronef; et dans laquelle l'étape (f) comprend, en outre, les étapes:
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(d) de réduction de l'énergie cinétique angulaire accumulée des volants d'inertie en alignant au moins l'un des premiers et seconds propulseurs en

s'écartant de la parallèle à l'axe de lacet.

16. Une méthode, telle qu'exposée dans la revendication 15, comprenant l'étape: (e) de réduction de l'énergie cinétique angulaire accumulée des volants d'inertie autour de

chacun des trois axes orthogonaux.

17. Une méthode, telle qu'exposée dans la revendication 8 dans laquelle l'étape (c) comprend les étapes: (d) de positionnement de l'astronef pour ainsi aligner, de manière générale, l'axe de lacet par rapport au centre de la terre et l'axe de roulis par rapport à la vitesse orbitale de l'astronef alors

qu'il orbite autour de la terre.

(e) d'alignement du premier et du second propulseur, respectivement, de manière à ce qu'ils soient généralement orientés à travers le centre de masse de l'astronef; (f) de mise en marche du premier propulseur à un endroit prédéterminé sur l'orbite de l'astronef; (g) de mise en marche du second propulseur à un endroit sur l'orbite de l'astronef éloigné d'environ
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autour de l'orbite, à partir d'un endroit prédéterminé; afin de réaliser, de cette manière, le maintien en station nord-sud de l'astronef. 18. Une méthode, telle qu'exposée dans la revendication 17 dans laquelle un astronef stabilisé sur trois axes inclut plusieurs volants d'inertie que l'on peut faire fonctionner pour conserver l'énergie cinétique angulaire et stabiliser l'orientation de l'astronef et dans laquelle l'étape (f) comprend, en outre: La réduction de l'énergie cinétique angulaire accumulée des volants d'inertie en alignant le premier propulseur en s'écartant du centre de masse

de l'astronef.

19. Une méthode, telle qu'exposée dans la revendication 17 dans laquelle l'astronef stabilisé sur trois axes inclut plusieurs volants d'inertie que l'on peut faire fonctionner pour conserver l'énergie cinétique angulaire et stabiliser l'orientation de l'astronef; et dans laquelle l'étape (g) comprend:

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la réduction de l'énergie cinétique angulaire accumulée des volants d'inertie en alignant le second propulseur en s'écartant du centre de masse de l'astronef 20. Une méthode, telle qu'exposée dans la revendication 17 dans laquelle la pluralité des opérations comprend au moins l'une des étapes: (d) de propulsion dans l'axe de lacet afin d'aider à atteindre l'orbite géosynchrone; (e) de réduction de l'énergie cinétique angulaire accumulée des volants d'inertie; et

(f) de maintien en station nord-sud de l'astronef.

21. Un dispositif de propulsion adjoint à un astronef ayant un côté nord o, une fois en position sur orbite autour de la terre, ledit côté nord est généralement tournée vers le nord, et un côté sud, o une fois en station sur orbite autour de la terre, ledit côté sud est généralement tourné vers le sud, ledit dispositif de propulsion comprenant: un propulseur ayant un vecteur de poussée; un radiateur thermique ayant une surface généralement plane qui lui est associée et un contact thermique avec ledit propulseur, ledit vecteur de poussée dudit
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propulseur étant généralement parallèle à la surface plane dudit radiateur thermique; un dispositif de support pour fixer ledit propulseur et ledit radiateur thermique jouxtant ledit côté nord, ledit propulseur et ledit radiateur étant positionnés à une certaine distance dans une direction perpendiculaire au côté nord, et à une certaine distance dans une direction tangentielle au côté nord, en s'écartant du centre géométrique du côté nord; et un dispositif à cardan fixant, sur pivot, ledit propulseur et ledit radiateur thermique sur ledit dispositif de support pour positionner de façon

sélective le vecteur de poussée dudit propulseur.

22. Un dispositif, tel qu'exposé dans la revendication 21 dans lequel ladite surface généralement plane dudit radiateur thermique est généralement parallèle à l'un

desdits côtés nord et sud.

23. Un dispositif, tel qu'exposé dans la revendication 21 dans lequel le vecteur de poussée dudit propulseur est généralement orienté à travers le centre de masse

dudit astronef.

24. Un dispositif, tel qu'exposé dans la revendication 21, comprenant en outre:
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un second propulseur associé à et ayant un contact thermique avec ladite surface plane dudit radiateur thermique, ledit second propulseur ayant un second vecteur de poussée. 25. Un dispositif, tel qu'exposé dans la revendication 24 dans lequel le second vecteur de poussée du second propulseur est orienté à travers le centre de masse

dudit astronef.

26. Un dispositif, tel qu'exposé dans la revendication 24 dans lequel la somme du premier et du second vecteur se situe, généralement, dans un plan parallèle à l'un

desdits côtés nord et sud dudit astronef.

27. Un dispositif de propulsion associé à un astronef ayant un côté sud o, une fois en position sur orbite autour de la terre, ledit côté sud est généralement tourné vers le sud, ledit dispositif de propulsion, comprenant: un propulseur ayant un vecteur de poussée; un radiateur thermique ayant une surface généralement plane associée à et ayant un contact thermique avec ledit propulseur, le vecteur de poussée dudit propulseur étant généralement parallèle à la surface plane dudit radiateur thermique;
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un dispositif de support pour fixer ledit propulseur et ledit radiateur thermique jouxtant le côté sud, ledit propulseur et ledit radiateur étant positionnés à une certaine distance dans une direction perpendiculaire au côté sud et à une certaine distance dans une direction tangentielle au côté sud, en s'écartant du centre géométrique du côté sud et un dispositif à cardan fixant, sur picot, ledit propulseur et ledit radiateur thermique sur ledit support pour positionner de façon sélective le

vecteur de poussée dudit propulseur.