PROCEDIMIENTO DE PUESTA EN ORBITA OPERACIONAL DE UN SATELITE ARTIFICIAL Y DISPOSITIVO DE PROPULSION ASOCIADO.

Procedimiento de puesta en órbita operacional de un satélite (3),

equipado con un sistema propio de propulsión, a partir de una órbita de transferencia (7) obtenida por medio de un lanzador espacial (6) que comprende por lo menos las etapas siguientes:

a) un dispositivo de propulsión (1) mandado por el satélite (3) está enganchado de forma separable al satélite (3), y el conjunto constituido por el satélite (3) y por el dispositivo de propulsión (1) está montado sobre el lanzador (6) antes de la inyección por el lanzador (6) del conjunto en la órbita de transferencia (7),

b) dicho conjunto (1-3) es llevado, por medio del dispositivo de propulsión (1), desde la órbita de transferencia (7) a una órbita intermedia (8) entre la órbita de transferencia (7) y la órbita operacional (9), estando la órbita intermedia (8) próxima a la órbita operacional (9) pero suficientemente alejada de esta última para evitar eventuales interferencias con la órbita operacional (9),

c) el satélite (3) se separa del dispositivo de propulsión (1), que permanece en la órbita intermedia (8), y

d) el satélite (3) alcanza, por medio del su sistema propio de propulsión, la órbita operacional (9) a partir de la órbita intermedia (8)

Procedimiento de puesta en órbita operacional de un satélite artificial y dispositivo de propulsión asociado.

La presente invención se refiere a un procedimiento de puesta en órbita operacional, y en particular en órbita geoestacionaria, de un satélite artificial equipado con un sistema propio de propulsión, y la invención se refiere asimismo a un dispositivo de propulsión, asociado al satélite, para la puesta en órbita operacional de este satélite a partir de una órbita de transferencia obtenida por medio de un lanzador espacial.

El procedimiento más corriente de puesta de un satélite en órbita geoestacionaria comprende una primera etapa, que es una etapa de inyección en una órbita de transferencia por un lanzador espacial, seguida, después de la separación entre el lanzador y el satélite, de una segunda etapa, en el curso de la cual el satélite proporciona el resto de la propulsión necesaria, gracias a su sistema propio de propulsión, para acabar de llegar a la órbita geoestacionaria.

Generalmente, aproximadamente los dos tercios de los ergoles embarcados por el satélite para su sistema propio de propulsión se consumen durante esta segunda etapa, que es la fase de puesta en órbita, y solamente el tercio restante de los ergoles sirve para el mantenimiento en el lugar y para la misión real del satélite en órbita geoestacionaria.

Este procedimiento de puesta en órbita se ha desarrollado, en particular en el mundo occidental, puesto que este procedimiento ofrece, hasta el presente, el mejor compromiso técnico-económico, tanto para los lanzadores como para los satélites, y en particular proporciona el mejor rendimiento energético para los lanzadores.

En el marco del mercado comercial de los lanzamientos de satélites, la facturación de los lanzamientos ha tomado en cuenta esencialmente las masas a satelizar, durante tanto tiempo que unos lanzadores inicialmente desarrollados con unos fines militares no han estado disponibles para el mercado comercial. La llegada al mercado comercial de dichos lanzadores de bajo precio de coste ha puesto de nuevo en cuestión este principio de facturación, proponiendo unos precios de lanzamiento casi independientes de las masas a satelizar, y proporcionando la posibilidad de llevar los satélites casi directamente en órbita geoestacionaria, debido a que estos nuevos lanzadores tienen unos niveles reencendibles. En este caso, en el último nivel, o nivel superior, del lanzador puede colocar el (o los) satélite(s) directamente en una órbita próxima a la órbita geoestacionaria, y a continuación, después de la separación entre satélite(s) y este nivel del lanzador, este último, si se quieren respetar las recomendaciones internacionales sobre les desechos espaciales, debe alcanzar una órbita denominada "cementerio", por ejemplo a alrededor de 300 km por encima de la órbita geoestacionaria, y ser pasivado para no crear desechos espaciales. Por su lado, el o los satélites alcanza o alcanzan la órbita geoestacionaria con la ayuda de su o de sus sistemas propios de propulsión.

Este procedimiento de inyección directa en órbita geoestacionaria plantea sin embargo numerosos problemas.

En el caso de lanzamiento doble o múltiple, está excluido soltar la estructura portante de los satélites en la órbita geoestacionaria, de manera que esta estructura portante deberá ser mantenida solidaria del nivel superior del lanzador para evacuarlo a continuación al mismo tiempo que este último hacia la órbita cementerio. Además, después de la separación, en una órbita próxima a la órbita geoestacionaria, entre el o los satélites y el nivel superior del lanzador, el o los propulsores de este último deben ser reencendidios, por lo menos una vez, para que este nivel del lanzador alcance la órbita cementerio. Además, en caso de problema importante encontrado en la órbita próxima a la órbita geoestacionaria por este nivel del lanzador, este último puede permanecer bloqueado en esta órbita, incluso estallar y crear así unos desechos peligrosos para los satélites geoestacionarios.

Con el fin de evitar estos inconvenientes, se ha propuesto en el documento WO 99/14118 un procedimiento de puesta en órbita geoestacionaria de un satélite artificial inyectado sobre esta órbita por un lanzador espacial, y tal que:

- el conjunto constituido por el último nivel del lanzador y el satélite a inyectar en la órbita geoestacionaria es en primer lugar enviado directamente a una órbita circular, denominada cementerio, próxima a la órbita geoestacionaria, pero suficientemente alejada de esta última para evitar eventuales interferencias con unos objetos espaciales que se encuentran en la órbita geoestacionaria;

- el satélite se separa del último nivel del lanzador, que permanece en la órbita cementerio, y

- el satélite alcanza la órbita geoestacionaria a partir de la órbita cementerio con la ayuda de su sistema propio de propulsión.

Así, el lanzador envía el satélite a la órbita cementerio, en que el nivel superior de lanzador suelta el satélite, que alcanza a continuación por sus propios medios la órbita geoestacionaria. Estando el nivel superior del lanzador directamente en la órbita cementerio, ya no es necesario encender de nuevo su o sus propulsores, y es suficiente pasivarlo en esta órbita cementerio, la cual está, preferentemente, a una altitud alejada en algunas decenas a algunas centenas de kilómetros de la órbita geoestacionaria, y en particular a aproximadamente 300 kilómetros de la órbita geoestacionaria.

Sin embargo, este procedimiento adolece sin embargo del inconveniente de que necesita la utilización de un lanzador más potente que los que permiten una puesta en órbita geoestacionaria por el procedimiento más habitual que comprende una primera etapa de inyección del satélite en una órbita de transferencia seguida de una segunda etapa en el curso de la cual el satélite alcanza la órbita geoestacionaria por medio de su propio sistema de propulsión.

Ahora bien, por razones de seguridad de aprovisionamiento de lanzadores, el mercado comercial impone a los fabricantes de satélites una compatibilidad con los principales lanzadores disponibles en el mercado, entre los cuales todos no son actualmente capaces de una puesta en órbita geoestacionaria directa.

La obligación comercial de la compatibilidad de los satélites con dichos lanzadores conduce por tanto a desarrollar otro procedimiento que permita poner un satélite en órbita geoestacionaria a partir de una órbita de transferencia, sin perder en cambio las ventajas que confiere una puesta en órbita geoestacionaria directa por el lanzador, de las que una de las más importantes es que el carburante economizado en el satélite por una puesta en órbita geoestacionaria directa lleva a liberar volumen en el satélite, de manera que se puede aumentar la carga útil embarcada, y reducir así los costes de servicio en una medida muy significativa, garantizando una mejor competitividad. Esta obligación comercial de compatibilidad de los satélites con varios tipos de lanzadores se aplica asimismo a unas órbitas distintas de las geoestacionarias, por ejemplo unas órbitas circulares de altitud media, denominadas MEO, tales como las utilizadas por los satélites de las constelaciones de navegación (GPS o Galileo).

Con este fin, la invención propone un procedimiento de puesta en órbita operacional de un satélite, equipado con un sistema propio de propulsión, a partir de una órbita de transferencia obtenida por medio de un lanzador espacial, que comprende por lo menos las etapas siguientes:

a) un dispositivo de propulsión mandado por el satélite está enganchado de forma separable al satélite, y el conjunto constituido por el satélite y el dispositivo de propulsión está montado sobre el lanzador antes de la inyección por el lanzador del conjunto en la órbita de transferencia,

b) dicho conjunto es llevado, por medio del dispositivo de propulsión, desde la órbita de transferencia a una órbita intermedia entre la órbita de transferencia y la órbita operacional, siendo la órbita intermedia próxima a la órbita operacional pero estando suficientemente alejada de esta última para evitar eventuales interferencias con la órbita operacional,

c) el satélite se separa del dispositivo de propulsión, que permanece en la órbita intermedia, y

d) el satélite alcanza, por medio de su sistema propio de propulsión, la órbita operacional a partir de la órbita intermedia.

Se comprende que el lanzador espacial...

1. Procedimiento de puesta en órbita operacional de un satélite (3), equipado con un sistema propio de propulsión, a partir de una órbita de transferencia (7) obtenida por medio de un lanzador espacial (6) que comprende por lo menos las etapas siguientes:

a) un dispositivo de propulsión (1) mandado por el satélite (3) está enganchado de forma separable al satélite (3), y el conjunto constituido por el satélite (3) y por el dispositivo de propulsión (1) está montado sobre el lanzador (6) antes de la inyección por el lanzador (6) del conjunto en la órbita de transferencia (7),

b) dicho conjunto (1-3) es llevado, por medio del dispositivo de propulsión (1), desde la órbita de transferencia (7) a una órbita intermedia (8) entre la órbita de transferencia (7) y la órbita operacional (9), estando la órbita intermedia (8) próxima a la órbita operacional (9) pero suficientemente alejada de esta última para evitar eventuales interferencias con la órbita operacional (9),

c) el satélite (3) se separa del dispositivo de propulsión (1), que permanece en la órbita intermedia (8), y

d) el satélite (3) alcanza, por medio del su sistema propio de propulsión, la órbita operacional (9) a partir de la órbita intermedia (8).

2. Procedimiento según la reivindicación 1, caracterizado porque el paso de la órbita intermedia (8) a la órbita operacional (9) se realiza por medio de uno o varios impulsos sucesivos, suministrados por el sistema propio de propulsión del satélite (3).

3. Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones 1 y 2, caracterizado porque comprende además una etapa de pasivación del dispositivo de propulsión (1) en órbita intermedia (8), antes o después de su separación del satélite (3).

4. Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, caracterizado porque la órbita operacional (9) es una órbita geoestacionaria, y la órbita intermedia (8) es una órbita denominada cementerio, a una altitud alejada de algunas decenas a algunas centenas de kilómetros de la órbita geoestacionaria. (9).

5. Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, caracterizado porque la órbita operacional (9) es una órbita denominada MEO, alrededor de 20000 km de altitud, y la órbita intermedia (8) es una órbita denominada cementerio, a una altitud alejada de algunas decenas a algunas centenas de kilómetros de la órbita MEO (9).

6. Dispositivo de propulsión, para la realización del procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, pudiendo el dispositivo ser mandado por el satélite (3) y comprendiendo un adaptador (2) de interfaz lanzador (6)-satélite (3), al cual están asociados:

- por lo menos dos depósitos (10, 11; 10', 11') de los que por lo menos uno contiene un ergol carburante y por lo menos otro un ergol comburente,

- por lo menos un depósito (12) de presurización de por lo menos un ergol,

- por lo menos un propulsor (13) de apogeo,

- unas tuberías (14) de alimentación de dicho propulsor (13) de apogeo con ergoles de los depósitos (10, 11, 10', 11') y, preferentemente,

- unos medios de protección térmicos y componentes de control térmico,

caracterizado porque por lo menos dos de los depósitos (10', 11') de ergol son unos depósitos tóricos, de los que uno (10') por lo menos es interior y por lo menos otro (11') es exterior al adaptador (2).

7. Dispositivo según la reivindicación 6, caracterizado porque los depósitos tóricos (10', 11') están inclinados uno con respecto al otro y cada uno de ellos con respecto a un plano (P) perpendicular al eje (AA) del adaptador (2).

8. Dispositivo según la reivindicación 7, caracterizado porque dos depósitos (10', 11') tóricos están inclinados uno con respecto al otro en oposición de fase.

9. Dispositivo según cualquiera de las reivindicaciones 6 a 8, caracterizado porque dicho por lo menos un depósito tórico interior (10') al adaptador (2) está destinado a contener el de los ergoles carburante y comburente que tiene el punto de fusión más elevado.

10. Dispositivo según cualquiera de las reivindicaciones 6 a 9, caracterizado porque el adaptador (2) de interfaz es de forma troncocónica estándar, del que la base mayor (5) y la base menor (4) están destinadas a ser enganchadas de forma separable respectivamente al lanzador (6) y al satélite (3).