FR2829104A1 - Elevation electrique d'orbite avec poussee variable - Google Patents
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Abstract
Systèmes et procédés pour lancer un satellite en orbite, qui optimisent la masse du satellite délivré en orbite, le satellite emportant un ou plusieurs dispositifs de propulsion chimiques et un ou plusieurs dispositifs de propulsion électriques et étant lancé vers une orbite de transfert au moyen d'un véhicule de lancement. Un dispositif de propulsion chimique sélectionné est éventuellement mis à feu afin d'élever le satellite de l'orbite de transfert à une orbite intermédiaire. Un ou plusieurs dispositifs de propulsion électriques sont mis à feu afin d'élever le satellite de l'orbite intermédiaire à une orbite géosynchrone, les dispositifs de propulsion électriques étant soumis à une régulation de poussée de manière à ce qu'ils fonctionnent à un niveau d'impulsion spécifique optimal pour optimiser la masse du satellite délivré en orbite.
Description
ou non, soit b châssis roulera sur les roulettes du plancher de l'avion.
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ÉLÉVATION ÉLECTRIQUE D'ORBITE AVEC POUSSÉE VARIABLE
La présente invention concerne d'une manière générale les satellites et plus particulièrement, des systèmes et des procédés qui élèvent l'orUite d'un satellite en utilisant une poussée variable produite par
des propulseurs électriques.
Le titulaire de la présente invention réalise et déploie des véhicules spatiaux en orbite autour de la Terre. Jusqu'à présent, de nombreux efforts ont été entrepris pour déterminer le profil d'élévation électrique d'orbite optimal avec un niveau de poussée fixe. Ces efforts comprennent les simulations SEPSPOT et HYTOP qui sont par exemple connues des spécialistes de la technique. La société Hughes a utilisé un système d'élévation électrique d'orbite à poussée fixe sur ses 702 satellites. Le satellite Deop Space 1 utilisait un propulseur électrique à poussée variable dans une application distincte de l'élévation d'orbite pour la gestion d'énergie, mais non pas afin d' augmenter la
masse de la charge utile.
L'art antérieur utilise généralement des niveaux de poussée fixes pour l'élévation d'orbite. Certaines techniques antérieures envisagent d'utiliser des niveaux de poussée variables pour optimiser le profil de puissance pour des missions électriques sans élévation d'orbite. Aucune technique antérieure n' envisage la façon dont on peut utiliser des niveaux de poussée variables pendant une élévation d'orbite afin d' augmenter spécifiquement la masse de la charge utile délivrée lors d'une élévation électrique d'orbite. Il a été déterminé par le présent inventeur qu'en ajustant la poussée, on peut augmenter d' environ 25 % les avantages en masse effective d'une élévation électrique de
l'orUite.
Par conséquent, il est avantageux de disposer de systèmes et de procédés améliorés permettant d'élever l'orUite d'un satellite en orUite. Il est également
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avantageux de disposer de systèmes et de procédés améliorés utilisant des niveaux de poussée variables lors de l'élévation électrique de l'orbite afin d'optimiser la masse de la charge utile délivrce en orbite. Pour atteindre les objectifs mentionnés ci-dessus ainsi que d'autres, la présente invention propose des systèmes et des procédés qui utilisent des niveaux de poussée variables lors d'une élévation électrique de l'orbite afin d'optimiser la masse de la charge utile délivrée en orbite. L'élévation électrique de l'orbite utilise la propuleion électrique pour élever l'orbite d'un satellite. En général, l'élévation électrique de l'orbite permet de délivrer une plus grande charge utile en orbite en contrepartie d'un temps supplémentaire pour élever l'orbite. La présente invention fait croître en outre la charge utile pouvant être délivrée en utilisant une élévation électrique de l'orbite sans faire croître le temps ou l'énergie nécessaire pour que le satellite
atteigne son orbite.
Un exemple de procédé 30 comprend un procédé consistant à lancer un satellite en orbite qui optimise la masse du satellite délivré en orbite. Le procédé comprend les étapes suivantes. Un satellite emportant un ou plusieurs dispositifs de propuleion chimique et un ou plusieurs dispositifs de propulsion électrique 16 est lancé sur une orbite de transfert au moyen d'un véhicule de lancement. L'un sélectionné des dispositifs de propulsion chimique est mis à feu pour élever l'orbite du satellite de son orbite de transfert à une orUite intermédiaire. Un ou plusieurs des dispositifs de propuleion électrique est mis à feu pour élever l'orbite du satellite de l'orbite intermédiaire à son orbite géosynchrone finale dans laquelle ces un ou plusieurs propulseurs électriques sont commandés pour produire des niveaux de poussée variables de manière à ce quils fonctionnent avec un niveau d'impulsion spécifique i
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optimal afin d'optimiser la masse du satellite délivré
en orbite.
Comme exemple de systèmes, on citera un satellite comportant un ordinateur embarqué, un ou plusieurs panneaux solaires, une liaison de télécommunications, un ou plusieurs dispositifs de propuleion chimique, et un ou plusieurs dispositifs de propulsion électrique. Un véhicule de lancement est utilisé pour emporter le satellite de la Terre vers une orbite de transfert. Une station terrestre comportant un ordinateur et une liaison de télécommunications est utilisée pour
communiquer avec le satellite.
Un programme informatique est de préférence utilisé soit à bord du satellite soit dans la station terrestre pour mettre à feu l'un sélectionné des dispositifs de propuleion chimique afin d'élever l'orbite du satellite
de son orbite de transfert à une ortite intermédiaire.
Le programme informatique est ensuite utilisé pour mettre à feu un ensemble sélectionné de dispositifs de propulsion électrique afin d'élever l'ortite du satellite de l'orEite intermédiaire à une orbite géosynchrone finale. Le programme informatique a pour fonction de réquler un ou plusieurs de ces propulseurs électriques afin de produire des niveaux de poussée variables de manière à ce qu'ils fonctionnent à un niveau d'impuleion spécifique optimal afin d'optimiser
la masse du satellite délivré en orbite.
Le programme informatique peut résider sur l'ordinateur embarqué et peut fonctionner sans commande particulière provenant du sol. En variante, le programme informatique peut résider dans la station terrestre et fonctionner sous le contrôle de celle-ci. En variante, des ordres de commande qui mettent à feu les propulseurs peuvent être produits manuellement par la station terrestre et être envoyés sur la liaison montante au
satellite sous le contrôle dun opérateur.
Les diverses caractéristiques et divers avantages
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de la présente invention ressortiront plus clairement de
la description détaillée présentée ci-après en référence
aux dessins annexés, dans lesquels des références numériques identiques désignent les mêmes éléments structuraux et dans lesquels: la figure 1 illustre des exemples de systèmes conformes aux principes de la présente invention; la figure 2 est un organigramme qui illustre un exemple de procédé conforme aux principes de la présente invention; et la figure 3 représente une séquence type
d'augmentation électrique de l'orbite.
La description présentée ci-après permet de mieux
comprendre les principes de la présente invention. Les systèmes de propulsion électriques offrent un avantage notable en ce qui concerne la masse par comparaison à des systèmes de propulsion chimiques. Les systèmes de propuleion électriques fonctionnent en convertissant de l'énergie électrique en quantité de mouvement, généralement en chauffant ou en ionisant un gaz et en l'accélérant. L'efficacité de la masse de l' agent propulsif dans un dispositif de propuleion électrique est caractérisée par son impulsion spécifique (Isp). Un dispositif de propulsion électrique à Isp plus élevé nécessite une moindre masse d' agent propulsif pour obtenir une impulsion totale donnée. Cependant, un dispositif ayant un Isp plus élevé nécessite également davantage d'énergie pour produire une impuleion totale donnée. De ce fait, le dispositif nécessitera davantage de puissance et/ou davantage de temps pour mener à bien
une mission donnce.
Du fait de la nécessité d'équilibrer la masse d' agent propulsif avec la capacité en puissance, il existe une impulsion Isp optimale (et par conséquent un niveau de puissance optimal) pour chaque mission à propulsion électrique. Pour des missions qui utilisent uniquement la propuleion électrique, l'impulsion Isp optimale dépend de la quantité de puissance disponible
utilisable par le dispositif de propulsion électrique.
Plus la quantité de puissance disponible est élevée,
plus l'impuleion spécifique optimale est élevée.
Pendant de nombreuses annéss, les dispositifs de propuleion électriques étaient utilisés pour le maintien à poste de satellites de télécommunications géostationnaires. Plus récemment, certains fabricants ont pu effectuer de s économi es de masse supplémentaires en utilisant des dispositifs de propuleion électriques pour une élévation partielle de l'orbite. Cela est
désigné sous le nom d'élévation électrique de l'orbite.
L'élévation électrique de l'orbite fait croître la masse de la charge utile délivrée en orbite, mais nécessite également un temps de vol plus long. A titre d'exemple, sur une mission de 90 j ours, l'élévation électrique d'orbite peut augmenter la masse de la charge utile de plusieurs centaines de kilogrammes. Les paramètres de temps et de puissance sont tous deux déterminants pour l'élévation électrique de l'ortite. Le temps disponible pour l'élévation électrique de l'orbite est limité par les besoins du client, et la quantité d'énergie
disponible est limitée par la structure du satellite.
Un exemple type de mission d'élévation électrique de l'orbite est une mission chimique et électrique mixte comportant une phase initiale d'élévation chimique de l'orbite suivie d'une phase d'élévation d'orbite utilisant la propulsion électrique. Lorsque la quantité d'énergie et le temps disponibles sont soumis à des contraintes externes, la mission chimique-électrique combinée peut être décrite analytiquement en utilisant
une équation modifiée de fusée.
Comme indiqué précédemment, chaque mission à propulsion électrique est associée à une impuleion Isp optimale. Dans ce cas, l'impulsion Isp optimale rend maximale la charge utile délivrée en orbite. Ltimpuleion Isp optimale pour une mission d'élévation d'orbite chimique-électrique est approximativement donnée par:
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I"s = l (1) v o c1 est la vitesse d' expulsion effective du propulseur chimique. Le terme êta-v (v) est l'efficacité de planification de la partie électrique de la mission et Is est l'impuleion Isp optimale pour le propulseur électrique. L'efficacité de planification est définie par: Vchi mique llv= éle ctrique o delta-v électrique est le delta-v délivré par le propulseur électrique et delta-v chimique est la valeur du delta-v chimique remplacée par la partie électrique de la mission. L'équation (1) est en elle-même innovante en ce sens qu'elle n'a jamais été présentée dans la littérature générale. On notera que l'équation (1) est une approximation obtenue en résolvant une expression générale sensiblement plus complexe donnant l'impuleion
Isp optimale.
La nouveauté de la présente invention provient de la constatation du fait que êta-v (v) peut être défini comme étant un paramètre local et qu'une valeur locale peut être associée à un point quelconque donné en orbite. Comme êta-v (v) varie en fonction du lieu, il en résulte que l'impulsion spécifique optimale varie également en fonction du lieu. Conformément à la présente invention, il est souhaitable de réquler la poussée du propulseur afin qu'il fonctionne touj ours avec le niveau dimpuleion spécifique optimal. Cela exige une réqulation de la poussée du propulseur tout au
long de l'élévation électrique de l'orbite.
Pour illustrer ce résultat, on a réalisé une simulation d'une mission simple d'élévation électrique de l'orbite. Cette mission est une mission d'élévation électrique de l'orbite lors de laquelle une propuleion
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électrique est utilisée pour modifier l'inclinaison
d'une orbite circulaire.
Un propulseur est mis à feu en continu dans une direction perpendiculaire au plan de l'orbite et l'orbite finale est une orbite géostationnaire circulaire. On simule un j our d'élévation électrique de l'ortite. La valeur du delta-v chimique nécessaire pour mener à bien cette mission est donnée par: l Ai Av gR / o R est le rayon de l'orbite et est la constante de gravitation multipliée par la masse de la Terre (3,986 x lol4 m3/s2). La valeur de delta-v électrique pour une mission classique à poussée constante est donnce par: Ai 2/n Av L'efficacité de planification moyenne est donnée par le rapport des deux équations mentionnées ci- dessus et conduit à une valeur d'environ 64 %. Avec une puissance de 9000 Watts pour l'élévation électrique de l'ortite, un temps limité à un jour, une efficacité du propulseur électrique de 50 %, et un Isp chimique de
310 s, l'impuleion Isp électrique optimale est de 970 s.
L'avantage en masse de charge utile correspondante est
de 8,57 kg/jour d'élévation électrique de l'orbite.
Bien que l'efficacité de planification moyenne soit de 64 %, l'efficacité de planification locale est fonction de la position ortitale. Dans ce cas, l'efficacité de planification locale est donnée par: 2c vlocal = cos(3 o thêta () est l' angle formé entre la ligne des n_uds : et la position orDitale instantanée du satellite. La détermination de la moyenne de cette grandeur sur une
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- 8 orbite entière donne une efficacité moyenne de 64 %. On a simulé une mission lors de laquelle l'impuleion spécifique du propulseur était amenée à varier continûment de telle façon que: 2c1 cosé o c2 est l'impuleion spécifique du propulseur électrique. En utilisant les mêmes hypothèses que dans le cas à poussoe fixe (c'est-à-dire sans aucune augmentation de la puissance ou du temps), on obtient un avantage en masse de charge utile de 10,57 kg/jour. Cela représente une augmentation de 23 % des performances sans aucune modification de la puissance ni du temps demandé pour augmenter électriquement l'orbite. Le
résultat est résumé dans le tableau ci-après.
Tableau 1
Augmentation de la charge utile pour une mission d'élévation électrique de l'orbite à inclinaison seule Avantage en Amélioration charge utile pour en pour cent un j our d'EEO Poussée fixe (art 8,57 kg 0 % antérieur) Poussce variable 10,57 kg 23 % (présente invention) Cette simulation simple met en évidence le fait qu'en utilisant des niveaux d'impulsion spécifique variables pendant l'élévation de l'orbite, on peut augmenter la ma-sse de la charge utile délivrée en orbite. Lors de la mise en _uvre de la présente invention, on utilise un système à propuleion électrique variable
générée activement pour élever électriquement l'orbite.
L'impulsion est augmentée et réduite afin d' augmenter la
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masse de la charge utile délivrée en orbite. La présente invention fait intervenir une combinaison des
caractéristiques suivantes.
La présente invention fait varier la poussée et/ou l'impulsion spécifique du dispositif de propuleion électrique pour faire croître la masse de la charge utile délivrce en orbite. La présente invention réqule la poussée et dirige le vaisseau spatial et/ou le propulseur afin de faire croître la masse de la charge utile délivrée en orbite. La présente invention prend en compte la puissance disponible pour le dispositif de
propuleion électrique.
La présente invention permet d'intégrer les périodes de vol balistique lorsque le dispositif de propulsion électrique est désactivé. La présente invention peut utiliser un système de gestion de poussce en boucle ouverte ou fermée pour commander le dispositif de propuleion électrique qui fonctionne soit de manière autonome sur un ordinateur embarqué, soit de manière autonome sur un ordinateur au sol produisant des ordres envoyés sur la liaison montante vers le satellite, ou manuellement par un opérateur se trouvant dans la station au sol et qui envoie des ordres émis sur la
liaison montante vers le satellite.
Compte tenu de ce qui précède, et en se référant aux figures des dessins, la figure 1 illustre des exemples de systèmes 10 conformes aux principes de la présente invention. Les exemples de systèmes 10 comprennent un satellite 11 comportant un ordinateur embarqué 12, un ou plusieurs panneaux solaires 13, une liaison de télécommunications 14, un ou plusieurs dispositifs de propulsion chimiques 15, et un ou plusieurs dispositifs de propulsion électriques 16. Un lanceur est utilisé pour emporter le satellite 11 de la Terre vers une orbite de transfert. Une station terrestre 20 ayant un ordinateur 21 et une liaison de télécommunications 22 est utilisée pour communiquer avec
le satellite 11.
:"
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Un programme informatique 17 est de préférence utilisé soit dans le satellite 11, soit dans la station terrestre 20 qui met à feu l'un sélectionné des dispositifs de propulsion chimiques 15 pour élever l'orbite du satellite 11 de l'orbite de transfert à une orbite intermédiaire. Le programme informatique 17 est ensuite utilisé pour mettre à feu l'un sélectionné des dispositifs de propuleion électriques 16 afin d'élever l'orbite du satellite 11 de l'orbite intermédiaire à l'orbite géosynchrone finale. Le programme informatique 17 a pour fonction de réquler la poussée des propulseurs à propulsion électrique 16 afin de produire des niveaux de poussée variables de manière à ce qu'ils fonctionnent à un niveau d'impuleion spécifique optimal afin
d'optimiser la masse du satellite 11 délivré en orbite.
Dans un mode de réalisation du système 10, le programme informatique 17 réside sur l'ordinateur embarqué 12 et fonctionne sans commande particulière provenant du sol. Selon un autre mode de réalisation du système 10, le programme informatique 10 réside dans la station terrestre 20 et fonctionne sous le contrôle de la station terrestre 20. Dans un autre mode de réalisation du système 10, des ordres de commande qui mettent à feu les propulseurs 15, 16 sont produits manuellement dans la station terrestre 20 au moyen du programme informatique 17 et envoyés sur la liaison
montante vers le satellite 11.
Le programme informatique 17 calcule une impulsion spécifique optimale pour le lancement en orbite du satellite 11 en utilisant les dispositifs de propulsion chimiques et électriques 15, 16 conformément à l'équation suivante: Coptimal = llv o cl est l'impulsion spécifique du dispositif de propuleion chimique 15 sélectionné, v est l'efficacité
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de planification pour une partie du lancement utilisant le dispositif de propulsion électrique 16 sélectionné, et cOptial est l'impulsion spécifique optimale pour le
dispositif de propuleion électrique 16 sélectionné.
L'efficacité de planification utilisée par le programme informatique 17 est donnée par l'équation suivante: Vchimique Avl ectri que o delta-v électrlque est la valeur de delta-v délivrée par le dispositif de propulsion électrique sélectionné 16 et delta-v chimique est la valeur du delta-v chimique remplacée par la partie de la mission qui utilise le
dispositif de propulsion électrique 16 sélectionné.
La présente invention peut utiliser l'un des dispositifs de propulsion électriques suivants 16: un dispositif de propulsion électrique à poussée variable continûment 16; un dispositif de propuleion électrique à ''deux modes" 16 ayant deux régimes de fonctionnement distincts: une impuleion spécifique élevée et faible; un dispositif de propulsion électrique à modes multiples 16 ayant plus de deux régimes de fonctionnement distincts; un propulseur à Effet Hall à poussée variable continûment (par exemple le système SPT); un propulseur à Effet Hall à deux modes 16 ayant deux régimes de fonctionnement distincts: un régime à haute tension et un régime à basse tension; ou un propulseur
à Effet Hall à modes multiples 16.
La figure 2 est un organigramme qui illustre un exemple de procédé 30 conforme aux principes de la présente invention. Le procédé 30 a pour fonction de lancer un satellite 11 en orbite en optimisant la masse du satellite 11 délivré en orUite. Le procédé 30
comprend les étapes suivantes indiquées ci-après.
Un satellite 11 emportant un ou plusieurs dispositifs de propuleion chimiques 15 et un ou
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plusieurs dispositifs de propuleion électriques 16 est lancé en 31 sur une orbite de transfert au moyen d'un lanceur. L'un sélectionné des dispositifs de propulsion chimiques est mis à feu en 32 pour élever l'orbite du satellite 11 de l'orbite de transfert à une orbite intermédiaire. Un ou plusieurs sélectionnés des dispositifs de propulsion électriques 16 est mis à feu en 33 pour élever l'orbite du satellite 11 de l'orbite intermédiaire à une orbite géosynchrone finale à laquelle ces un ou plusieurs propulseur(s) électrique(s) 16 est ou sont mis à feu afin de produire des niveaux de poussée variables de manière à ce qu'ils fonctionnent à un niveau d'impulsion spécifique optimal pour optimiser la masse du satellite 11 délivré en orbite. Cette séquence d'élévation de l'ortite est illustrée sur la figure 3. Des man_uvres de correction et des mises à feu de man_uvres d'apogée (AMF) représentées sur la figure 3 sont effectuées au moyen des dispositifs de propuleion
chimiques 15.
Lors de certaines missions, les dispositifs de propulsion électriques 16 peuvent délivrer le satellite 11 sur une ortite pratiquement géosynchrone à la fin de l'étape 33. Dans ce cas, un dispositif de propuleion chimique sélectionné 15 est mis à feu pour placer le
satellite 11 sur son orbite finale.
Lors de certaines missions, le véhicule de lancement peut être utilisé pour délivrer directement le satellite 11 sur une orbite de départ intermédiaire et le dispositif de propulsion électrique 16 peut ensuite être utilisé pour atteindre l'orbite finale. Dans ce cas, l'étape 32 est omise. Le procédé général de calcul du niveau d'impulsion spécifique optimal qui inclut l'équation (1), reste valable pour l'étage supérieur du véhicule de lancement qui joue le rôle de dispositif de
propuleion chimique (propulseur).
On a donc décrit des systèmes et des procédés qui utilisent des niveaux de poussée variables lors de l'élévation électrique de l'ortite afin d'optimiser la - 13 masse de la charge utile délivrée en orbite. Il est à noter que les modes de réalisation décrits ont été proposés à titre non limitatif d' illustration et que de nombreux modes de réalisation particuliers mettant en _uvre les principes de la présente invention peuvent être envisagés. A titre d'exemple, on notera que la présente invention ne s'applique pas seulement à des missions d'élévation de l'orbite, mais peut également être appliquée à une mission quelconque à propuleion chimique-électrique combinée lors de laquelle il est possible de déterminer une planification et une efficacité locales. Il est clair que de nombreuses autres formes de réalisation pourront être envisagées par les spécialistes de la technique sans qu'ils
s'écartent du cadre de l'invention.
Claims (22)
1. Procédé de lancement d'un satellite en orbite qui optimise la masse du satellite délivrée en orbite, comprenant les étapes de: lancement d'un satellite emportant un ou plusieurs dispositifs de propuleion chimiques et un ou plusieurs dispositifs de propuleion électriques sur une orbite de transfert en utilisant un véhicule de lancement; mise à feu d'un dispositif de propuleion chimique sélectionné pour élever l'orbite du satellite de l'orbite de transfert à une orbite intermédiaire; et mise à feu d'un dispositif de propulsion électrique sélectionné pour élever l'orbite du satellite de l'orbite intermédiaire à une ortite géosynchrone finale à laquelle le dispositif de propulsion électrique sélectionné est soumis à une réqulation de la poussée pour produire des niveaux de poussce variables afin de fonctionner à un niveau d'impulsion spécifique optimal
pour optimiser la masse du satellite délivré en orbite.
2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel l'impuleion spécifique optimale pour le lancement du satellite en orbite lorsqu'on utilise des dispositifs de propuleion chimiques et électriques est donnée par l'équation suivante:
Cotpimal = -
o c1 est l'impuleion spécifique du dispositif de propulsion chimique sélectionné, v est une efficacité de planification pour une partie du lancement utilisant le dispositif de propulsion électrique sélectionné, et cOtpimal est l'impuleion spécifique optimale pour le
dispositif de propuleion électrique sélectionné.
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3. Procédé selon la revendication 2, dans lequel l'efficacité de planification est donnée par l'équation suivante: Vchimique Vél ectri que o delta-v électrique est le delta-v délivré par le dispositif de propulsion électrique sélectionné et delta-v chimique est la valeur de delta-v chimique remplacée par la partie de la mission qui utilise le
dispositif de propulsion électrique sélectionné.
4. Procédé selon la revendication 1, dans lequel le dispositif de propuleion électrique sélectionné est soumis à une réqulation de la poussée
tout au long de l'élévation électrique de l'orbite.
5. Procédé selon la revendication 1, dans lequel l'impulsion spécifique du dispositif électrique sélectionné est soumise à une augmentation et à une diminution dans le but de faire croître la masse du
satellite délivré en orbite.
6. Procédé selon la revendication 1, dans lequel le dispositif de propuleion électrique sélectionné est sélectionné dans un groupe comprenant un dispositif de propuleion électrique à poussée variable continûment, un dispositif de propulsion électrique à deux modes ayant deux régimes de fonctionnement distincts comprenant une impuleion spécifique élevée et faible, un dispositif de propulsion électrique à modes multiples ayant plus de deux régimes de fonctionnement distincts, un propulseur à Effet Hall à poussce variable continûment, un propulseur à Effet Hall à deux modes ayant deux régimes de fonctionnement distincts comprenant une haute tension et une basse tension, et un
propulseur à Effet Hall à modes multiples.
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7. Procédé selon la revendication 1, dans lequel l'étape de mise à feu d'un dispositif de propuleion électrique sélectionné fait varier la poussée et/ou l'impuleion spécifique du dispositif de propuleion électrique sélectionné afin de faire croître la masse du
satellite délivré en orbite.
8. Procédé selon la revendication 1, dans lequel la mise à feu du dispositif de propulsion électrique sélectionné est réalisée afin d'effectuer une gestion du niveau de poussce en utilisant un ordinateur
embarqué sur le satellite.
9. Procédé selon la revendication 1, dans lequel la mise à feu du dispositif de propuleion électrique sélectionné est réalisée afin d'effectuer une gestion du niveau de poussée en utilisant un ordinateur au sol qui émet des ordres qui sont envoyés sur la
liaison montante vers le satellite.
10. Procédé selon la revendication 1, dans lequel la mise à feu du dispositif de propulsion électrique sélectionné est réalisée manuellement par un opérateur qui effectue une gestion du niveau de poussée dans une station au sol et envoie des ordres qui sont
émis sur la liaison montante vers le satellite.
11. Procédé de lancement d'un satellite en orbite qui optimise la masse du satellite délivré en orUite, comprenant les étapes de: lancement d'un satellite emportant un ou plusieurs dispositifs de propuleion chimiques et un ou plusieurs dispositifs de propuleion électriques sur une orbite de transfert au moyen d'un véhicule de lancement; mise à feu d'un dispositif de propulsion chimique sélectionné pour élever l'orbite du satellite
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de l'orbite de transfert à une ortite intermédiaire; mise à feu d'un dispositif de propuleion électrique sélectionné pour élever l'orbite du satellite de l'orbite intermédiaire à une orbite pratiquement géosynchrone, le dispositif de propulsion électrique sélectionné étant soumis à une réqulation du niveau de poussée afin de produire des niveaux de poussée variables de manière.à ce qu'il fonctionne à un niveau d'impulsion spécifique optimal pour optimiser la masse du satellite délivré en orUite; et mise à feu d'un dispositif de propuleion chimique sélectionné afin de placer le satellite sur son
orbite géostationnaire finale.
12. Procédé de lancement d'un satellite en ortite qui optimise la masse du satellite délivré en orbite, comprenant les étapes de: lancement d'un satellite emportant un ou plusieurs dispositifs de propuleion chimiques et un ou plusieurs dispositifs de propulsion électriques sur une orbite intermédiaire en utilisant un véhicule de lancement; et mise à feu d'un dispositif de propuleion électrique sélectionné afin délever l'orbite du satellite de l'orbite intermédiaire à une orbite géosynchrone finale, le dispositif de propuleion électrique sélectionné étant soumis à une réqulation du niveau de poussée afin de produire des niveaux de poussoe variables de manière à ce qu'il fonctionne à un niveau d'impulsion spécifique optimal pour optimiser la
masse du satellite délivré en ortite.
13. Appareil qui optimise la masse d'un satellite délivré en orbite, comprenant: un satellite comportant un ordinateur embarqué, un ou plusieurs panneaux solaires, une liaison de télécommunications, un ou plusieurs dispositifs de propulsion chimiques et un ou plusieurs dispositifs de
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propuleion électriques; un véhicule de lancement utilisé pour lancer le satellite de la Terre vers une orbite de transfert; une station terrestre comportant un ordinateur et une liaison de télécommunications utilisée pour communiquer avec le satellite; et un programme informatique qui met à feu le dispositif de propuleion chimique sélectionné pour élever l'orbite du satellite de l'orbite de transfert à une orbite intermédiaire, et met à feu un dispositif de propulsion électrique sélectionné pour élever l'orbite du satellite de l'orbite intermédiaire à une orbite géosynchrone finale, et réqule la poussée du dispositif de propulsion électrique sélectionné afin de produire des niveaux de poussée variables de manière à ce qu'il fonctionne à un niveau d'impuleion spécifique optimal
pour optimiser la masse du satellite délivré en orbite.
14. Appareil selon la revendication 13, dans lequel le programme informatique réside sur l'ordinateur
embarqué du satellite.
15. Appareil selon la revendication 13, dans lequel le programme informatique réside dans une station
terrestre.
16. Appareil selon la revendication 13, dans lequel l'impuleion spécifique optimale pour lancer le satellite en orbite en utilisant des dispositifs de propulsion chimiques et électriques est donnce par l'équation: Cotpimal = 911 v o cl est l'impuleion spécifique du dispositif de propulsion chimique sélectionné, v est une efficacité de planification pour une partie du lancement qui utilise
- 19 2829104
le dispositif de propulsion électrique sélectionné, et cOptimal est ltimpuleion spécifique optimale pour le
dispositif de propulsion électrique sélectionné.
17. Appareil selon la revendication 16, dans lequel l'efficacité de planification est donnée par l'équation suivante: Vchimique = Vél ectri que o delta-v électrique est le delta-v délivré par le dispositif de propuleion électrique sélectionné et delta-v chimique est la valeur de delta-v chimique remplacée par la partie de la mission qui utilise le
dispositif de propulsion électrique sélectionné.
18. Appareil selon la revendication 12, dans lequel le programme informatique a pour fonction de réquler la poussée du dispositif de propulsion électrique sélectionné tout au long de l'élévation
électrique de l'orbite.
19. Appareil selon la revendication 12, dans lequel le programme informatique a pour fonction de réquler l'impulsion spécifique du dispositif électrique sélectionné en l'augmentant et la diminuant afin de
faire croître la masse du satellite délivré en orbite.
20. Appareil selon la revendication 12, dans lequel le dispositif de propulsion électrique sélectionné est sélectionné dans un groupe comprenant un dispositif de propulsion électrique à poussoe variable continûment, un dispositif de propuleion électrique à deux modes ayant deux régimes de fonctionnement distincts comprenant une impuleion spécifique élevée et faible, un dispositif de propulsion électrique à modes multiples ayant plus de deux régimes de fonctionnement
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distincts, un propulseur à effet Hall à poussée variable continûment, un propulseur à effet Hall à deux modes ayant deux régimes de fonctionnement distincts, comprenant une haute tension et une basse tension, et un propulseur à effet Hall à modes multiples.
21. Appareil qui optimise la masse d'un satellite délivré en orbite, comprenant: un satellite comportant un ordinateur embarqué, un ou plusieurs panneaux solaires, une liaison de télécommunications, un ou plusieurs dispositifs de propulsion chimiques, et un ou plusieurs dispositifs de propulsion électriques; un véhicule de lancement utilisé pour lancer le satellite de la Terre vers une orbite de transfert; une station terrestre comportant un ordinateur et une liaison de télécommunications utilisée pour communiquer avec le satellite; et un programme informatique qui met à feu un dispositif de propuleion chimique sélectionné pour élever l'ortite du satellite de l'orbite de transfert à une orbite intermédiaire, qui met à feu un dispositif de propuleion électrique sélectionné pour élever l'orbite du satellite de l'orbite intermédiaire à une orbite pratiquement géosynchrone, et réqule la poussée du dispositif de propuleion électrique sélectionné afin de produire des niveaux de poussée variables de manière à ce qu'il fonctionne à un niveau d'impuleion spécifique optimal pour optimiser la masse du satellite délivré en orbite, et qui met à feu un dispositif de propuleion chimique sélectionné pour placer le satellite sur son
orbite géostationnaire finale.
22. Appareil qui optimise la masse d'un satellite délivré en orbite, comprenant: un satellite comportant un ordinateur embarqué, un ou plusieurs panneaux solaires, une liaison de télécommunications, un ou plusieurs dispositifs de propulsion chimiques, et un ou plusieurs dispositifs de propuleion électriques; un véhicule de lancement utilisé pour lancer le satellite de la Terre vers une orbite intermédiaire; une station terrestre comportant un ordinateur et une liaison de télécommunications utilisée pour communiquer avec le satellite; et un programme informatique qui met à feu un dispositif de propuleion électrique sélectionné pour augmenter l'orbite du satellite de l'orbite intermédiaire à une orbite géosynchrone finale, et réqule la poussée du dispositif de propuleion électrique sélectionné afin de produire des niveaux de poussée variables de manière à ce qu'il fonctionne à un niveau d'impulsion spécifique optimal pour optimiser la masse
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