CA1267949A - Procedure de repointage rapide des satellites a pointage terrestre, et notamment des satellites geostationnaires de telecommunication a stabilisation par volant d'inertie - Google Patents
Procedure de repointage rapide des satellites a pointage terrestre, et notamment des satellites geostationnaires de telecommunication a stabilisation par volant d'inertieInfo
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Abstract
La présente divulgation décrit une procédure de repointage rapide des satellites à pointage terrestre, et notamment des satellites géostationnaires de télécommunication à stabilisation par volant d'inertie. L'objectif de l'invention est de permettre un repointage rapide compatible avec les modes classiques de sauvegarde dits "ARM" et "ESR". Cet objectif est atteint à l'aide d'une procédure en deux phases successives, telle que présentée dans la présente divulgation avec possibilité d'entrer dans la séquence au niveau de chacune des étapes. L'invention trouve une application aussi bien pour les satellites à stabilisation par volant d'inertie que pour ceux à centrale inertielle à gyromètres.
Description
-- ~267~49 "Procédure de repointage rapide des satellites à pointage terrestre, et notamment des satellites géostatlonnaires de télé¢ommunication à stabilisation par volant d'inertie".
Une mo~ification a¢cidentelle de l'attitude d'un satellite peut se produire à la suite de plusieurs types- de pannes ou de manoeuvres maladroites. On peut noter entre autres:
- les pannes de matériel, ¢omme par exemple une panne du système d'entraînement des panneaux solaires, un grippage des volants d'inertie, un dêfaut optique du déteeteur à réference terrestre, ou encore unl mauvais fon¢tionnement des micropropulseurs;
- les pannes électriques, essentiellement de la centrale inertielle, ou en¢ore les variations de la pulssan¢e disponibLe entraînant une panne momentanée des boucles d'asservissement du contrôle d'attitude;
- les défauts de ¢onception de la centrale de commande du satellite, par exemple dans le cas où; les detecteurs à référence terrestre sont perturbés par le passage du soleil ou de la lune dans leur champ de vision ou encore lorsque les boucles d'asservissement interagissent de façon non prévue;
~- les fausses manoeuvres dues à des erreurs de ;~programmation des logiciels de bord, ou encore à des 25~ télécommandes erronées envoyées depuis le sol, sous controle automatique ou manuel.
Ce type de panne est susceptible de perturber gravement le fonctionnement du satellite, voire mêtne de l'interrompre, lorsqu'il n'est opérationnel que sous une condition stricte d'orientation. C'est notamment le cas pour les satellites de télécommunication géostationnaires, et stabilisés sur trois axes en pointage terrestre.
Les satellites de télécommunication de la génération actuelle, de fabrication européenne ou ~4 américaine, n'ont été coneus qu'avec des exigences assez peu contraignantes en ce qui eoncerne la proeédure de repointage après modification accidentelle d'attitude.
Dans le cas d'une perte di`orientatian (Fig. lOb), le satellite prend autamatlquement deux can~igurations successives de sauvegarde-- le mode automatique de reeonfiguration (mode ARM );
- le mode de~ repointage d'urgence SUE le soleil ~mode ESR)`.
Le ~uit du mode ~ èst de mettre en attente le système de eontrale d'attitude et d'arbite (AOCS) suite à
une perte de puissance au eneore à~ une perte de contr~le du pointage. Toutes les un~itas de eommande d'attitude sont mises en redondance, à l'exception des volan-ts dans le cas d'un système d'inertie à volants décales (skewed wheel configuration). Une minuterie est également mlse en route pendant quinze minutes, afin de donner à l'apérateur au sol la possibilité d'établir la gravité de la défaillance, et eventuellement d'y remédier dans le laps de temps imparti.
Pour les cas de défaillance légère, facilement reparables, ce mode transitoire permet d'éviter une interruption trop longue et non nécessaire du service de communication. L'opérateur peut éventuellement prolonger le mode ARM au-delà du quart d'heure programmé par la minuterie. Toutefois la durée d'intervention est limitée par le fait que, en mode ARM, le mécanisme d'entrainement des panneaux solaires est également déconnecté, ce qui signifie que les panneaux restent verrouillés dans l'orientation par rapport au satellite qu'ils avaient au moment de la détection de la défaillance.
Dans le cas où le controle de pointage n'a pas pu etre rétabli en mode ARM, le satellite passe ensuite automatiquement en mode ESR. L'objectif de cette .''1-~26~
configuration est d'amener le satellite jusqu'à une attitude de sécurite en pointage sur le soleil de facon à ce ~u'il soit alimenté en énergie. Toutes les unités de la charge utile et de commande d'attitude sont éteintes, à l'ex~eption S de celles nécessaires au pointage sur le soleil, de fa~on à
pr¢téger le satellite de toutes erreurs supplêmentaires p¢ssibles. Les moyens de pointage sur le soleil sont constitués de boucles d'asservissement spécifiques de se¢ours, de conception simple, utilisant une alimentation;
redondante d'énergie, ainsi que des unités de propulsion de secours.
Dans le cas d'un satellite à stabilisation par volant d'inertied 1e volant est immobilisé afin de dêtruire le couple de stabilisation, et le satellite est maintenu en pointage solaire sous le contrôle des déte¢teurs solaires ~SAS) et des micropropulseurs, avec verrouillage des panneaux.
Dans les systèmes a¢tuels, le rep¢intage terrestre a partir du m¢de ~R ne peut interven~-r ¢~ue sous ¢ertaines ¢onditions de position relatives ¢ie la terre et du soleili par rapport au satellite. Cette CGntrainte empêche un repointage immédiat du satellite, dès réparation des~ pannes, ce manque de souplesse se traduisant par des durées de non-fonctionnement supplêmentaires du satellite.
En effet, dans les systèmes connus, le repointage vers la terre s'effectue au moyen du détecteuE à réfêrence terrestre et d'une boucle d'asservissement correspondante.
Le volant est ensuite lancê en rotation de façon à reprendre le mode normal de fonctionnement. Toutefois, dans la mesure où le satellite pointe initialement vers le soleil selon son axe des x ou des y, et du fait que le dêtecteur terrestre (infrarouge) a son champ de vision selon l'axe des z, la direction de la terre et celle du soleil telles que vues depuis le satellite doivent être perpendiculaires ~Z~79~9 (cf. Fig. 10c). Une telle situation n'existe qu'à 0600 et 1800 heure locale du satelli-te, ce qui peu-t représenter jusqu'à douze heures d'attente non opérationnelle. On peut meme noter que le temps d'attente peut se monter jusqu'à 24 heures dans le cas où un seu~ axe de roulis peut être utilisé en pointage solaire dans la procédure ESR, (comme par exemple dans les satellites OTS).
En résumé, les techniques existantes de mise en mode d'attente, puis de repointage des satellites à pointage terrestre, présentent les inconvénients suivants:
- le temps de réaction de 15 minutes est généralement trop bref pour permettre à l'opérateur de réa~ir, et ne peut être guère prolongé sans entamer de ~açon trop importante les réserves d'énergie solaire;
15- le mode de pointage d'urgence sur le soleil correspond à la mise en oeuvre d'une sécurité maximale, mais il entraine l'ut}lisation des micropropulseurs dans une boucle d'asservissement entraînant la consommation de jusqu'à plusieurs kilos d'ergols. En outre, une dé~aillance des micropropulseurs de rechange utilisés en mode ESR (fuite ; ou ~onctionnement prolongé accidentel) peut remettre en cause complètement la stabilité en mode ESR.
Le temps de repointage terrestre à partir du mode ESR est trop long. Ce dernier point est notamment particulièrement vrai pour la nouvelle génération de satellitesde télécommunication (INMARSAT 2, ECS-A) dans lesquels il est nécessaire de limiter les pertes de communication éventuelle une heure et demie maximum. Cette contrainte est d'ailleurs également maintenant imposée pour les satellites déjà en orbite.
En conséquence, la présente invention est destinée à ~ournir une procédure de repointage terrestre permettant notamment de pallier les inconvénients des procédures existantes rappelés ci-dessus.
Plus précisément, un premier objecti~ de l'invention est de fournir une procédure de repointage rapide d'un satellite à poin-tage terrestre permettant un retour aux eonditions nominales de fonctionnement en moins d'une heure à partir du mode de pointage solaire d'urgence.
Un deuxlème objectif de l'invention est de fournlx une telle pro¢édure qui puisse aussi bien être contrôlée à
partir du sol, qulau moyen d'un logiciel embarqué utilisant une logique relativement simple.
Un troisième objectif de l'invention est de f~ourniE une telle procédure qui soit applieable en particuller aux satellites à controle d'attitude par volant d'inertie, mais également aux satellites stabilisés sur trois axes sans; ¢ouple interne de stabillsation.
Un objet complémentaire de l'invention est de fournir une ~rocédure qui se présente sous forme d'unè
suecession d'~tapes, dont la séquen¢e puisse n'être que partiellement suivie dans le eas de modiications a¢eidentelles d'attitude peu graves. Plus précisément, 9i la proeédure permet effectivement un retour rapide en pointage terrestre à partir du mode ESR, il est également possible de n'utiliser que les dernières étapes permettant de maîtriser un satellite à mouvement de nutation et vitesses angulaires modérées sans qu'il soit nécessaire de l'amener tout d'abord en pointage solaire.
Un autre objet de l'invention est de fournir un tel système dont l'application au satellite à stabilisation par volant d'inertie permet de se passer totalement des micropropulseurs pour l'opération de repointage.
L'lnvention a également pour avantage de permettre, dans un mode de réalisation préférentiel, un fonctionnement à partir des équipements disponibles sur la plupart des satellites déjà en orbite, et notamment les satellites ECS, et MARECS de l'Agence Spatiale Européenne.
~L26~34~
D'une manière générale, l'objectif es-t d'obtenir une procédure d'une très grande souplesse, sans contrainte spécifique de temps des télécommandes ou de la réaction des opérateurs au sol, et ave~ au moins une étape d'orientation des panneaux solaires vers le soleil afin d'éviter les coupures d'énergie. En outre, la mise en oeuvre de la procédure selon l'invention n'empêche absolument pas, en cas de mauvais fonctionnement et d'interruption de cette procédure, de~ retourner en mode de pointage solaire à
sêcurité maximale, et d'assurer un repointage par la procédure longue connue, rappelée ci-dessus. Ces objecti~s sont obtenus à l'aide d'une procédure en deux phases successives basée sur les principes suivants:
- la phase A permet de ramener le satellite depuis le mode de pointage solaire de sauvegarde jusqu'à une attitude dans laquelle l'axe de tangage du satellite oscllle dans une fourchette suffisamment étroite autour de la direction terrestre, avec une nutation et des vitesses angulaires réduites. Cette phase est basée sur la détermination et la maîtrise de la vitesse de rotation et de la position angulaire de l'axe de tangage du satellite par rapport à la direction solaire. Deux modes de réalisation seront précisés plus loin.
- la phase B constitue la phase de repointage rapide proprement dit et consiste à ramener le satellite à
mouvement de nutation réduit et vitesse angulaire limitee jusqu'à la stabilisation trois axes en orientation vers la terre. Ceci est obtenu par une succession d'étapes destinées tout d'abord à amortir progressivement la nutation, puis à aligner précisément l'axe de tangage du satellite. Cette phase est de principe différent suivant que le satellite est avec couple de stabilisation par volant d'inertie, ou sans couple de stabilisation. De plus, dans le mode de réalisation de cette phase B appliquée au satellite à couple de stabilisation, les étapes s'enchaînent avec une ~radation progressive de la stabilité obtenue.
Ceci permet éventuellement d'entrer dans cette phase de repointage,j dans~ le cas d'une modification aeeidentelle d'attltude pèui importante, à une étape intermédiaire cerresponda~nt au, degré effec-tif d'instabilité acquls aeeid:entel~ement par le satellite.
Plus précisément, la phase B définie ci-dessus et appliquee a~ux~ sa~tel~ites à eouple de stabilisation consiste, s~leni l'in.v~n.tion" en une ~rocédure de repointage raplde d'un tel sa~elll~e à~ peintage terres-tre, notamment du type des satellites de communieation géestationnaires, ledit satellite etant muni d'une part de moyens de mesure constitués ~e détecteurs à rê~éren¢e solaire, de détecteurs 19 a référence terrestre et/ou de gyromètres /
~ ~' ~ 267~
~ 8 --et d'autre part de moyens de rectification d'attitude par variation du couple du ou des volant(s) d'inertie, procédure caractérisée en ce qu'elle est consti-tuée de la séquence d'é-tapes prises dans l'ordre suivant avec possibilité d'entrer dans la séquence au niveau de chacune desdites étapes.
(i) une étape d'initialisa-tion de la procédure, consistant à déconnecter la boucle d'asservissement en roulis, à connecter tous les détecteurs à références solaire et terrestre et/ou les gyromètres disponibles et à établir un contrôle en boucle ouverte des vitesses du ou des volants d'inertie;
(ii) une étape de préstabilisation en tangage consistant à placer le satellite en configuration à double rotation, la plate-forme étant amenée en contre-rotation, puis à déterminer les variations en tangage à partir des détecteurs à référence solaire ou terrestre e-t à contrôler ces variations par actions sur le ou les volants d'inertie;
(iii) une étape de réalignement du tangage consistant à ramener le satellite dans la fourchette de fonctionnement de la boucle d'asservissement en tangage, par capture de la terre en tangage avec un contrôle sur un seul axe;
(iv) amortissement de la mutation résiduelle, consistant à exercer des couples txansversaux en roulis et/ou en lacets par action sur les volants d'inertie et/ou activation des micropropulseurs jusqu'à capture de la terre : en roulis par la boucle d'asservissement correspondante.
: Cette procédure comporte de préférence une étape ~ ~ 30 supplémentaire d'amortissement du mouvement de mutation, ; ~ préalable au réalignement du tangage . A~
: ~ _ ~L2~
g dans le cas où le mouvement de nutation est d'amplitude supérieure à la fourchette de fonctionnement de la boucle d'asservissement en tangage. Selon l'invention, cette étape d'amortissement préalable du mouvement de nutation consiste à verrouiller les panneaux solaires à 180 l'un par rapport à l'autre pour optimiser la génération d'énergie dans la configuration à dou~le rotation, et à contrôler la nuta-tion soit par contrôle actiE en agissant sur les couples des volants d'inertie, ou en activant les micropropulseurs, soit par contrôle passif avec l'échange de couple entre les volants e-t la plate-forme du satellite.
La phase B de la procédure de repointage rapide selon l'invention, telle que détaillée ci-dessus, s'appli~ue notamment fort avantageusement à la suite de la mise du satellite en mode ARM résultant d'une modification accidentelle d'attitude. Cette phasede la procédure évite donc avantageusement de placer Le satellite en pointage solaire de sauvegarde 6mode ESR).
Toutefois, l'invention s'applique également au cas où le satellite a éte placé en mode ESR. Dans ee cas, la phase permettant de ramener le satellite depuis son pointage solaire de sauvegarde jusqu'à la phase de repointage terrestre rapide détaillée ci-dessus est caractérisée selon un mode de réalisation préférentiel par la succession d'étapes suivante:
(i) les panneaux solaires sont verrouillés en direction du soleil, par activation des détecteurs à
référence solaire montés sur les panneaux;
(ii) le bloc-support du réseau solaire (BAPTA) est déverrouille par rapport à la plate-forme du satellite, de façon à permettre une séparation angulaire entre les panneaux solaires et la plate-forme, cette dernière étant amenée en alignement avec la terre. La valeur de la separation angulaire à réaliser est préalablement déterminée lZ~
en fonction des orientations relatives de la direction solaire et de la direc-tion terrestre par rapport au satellite à l'heure locale de manoeuvre;
(iii) le mouvement de rotation du satellite autou~
de son axe de roulis permet alors de repérer la position de la terre, et en conséquence de déterminer la vitesse angulaire et la position de l'axe de tangage;
~iv) la rotation en roulis est enin stoppée, et les voLants ou gyroscopes sont lancés lorsque l'axe de tangage se trouve en position favorable pour l'initialisatlon de la phase B de repointage.
Alors que ce premieE mode de réalisation de l'invention peut s'efectuer à partiE des dispositifs couramment embaEqués suE la plupart des satellites ~eja en orbite, l'invention concerne également un second mode de réaLisation de la phase A permettant d'amener le satellite depuis le pointa~e solaire de sauvegardè iusqu'àl une position permettant l'enchaînement ave~ la phase B de repolntage terEestre.
Ce second mode de réalisation de lal procedure consiste à utiliser un détecteur vidéo à dispositi CCD
linéaire ou matriciel destiné à ournir un repérage astronomique sUE des étoiles de magnitude cholsie, et après : détermination de la position et de la vitesse de rotation de l'axe de tangage du satellite par rapport à la direction solaiEe, de stopper la rotation en roulis et de lancer les : gyroscopes et/ou les volants d'inertie lorsque l'axe de tangage se trouve en position favorable pour l'initialisation de la phase B de repointage rapide.
; 30 Dans le cas où l'un ou l'autre de ces modes de réalisation de la phase A de la procédure à un satellite sans couple de stabilisation, ce sont les gyromètres de la centrale inertielle qui sont lancés (au lieu des volants d'inertie dans le cas des satellites à couple .~
~2~7~
stabilisateur), au moment de l'arret du mouvement de roulis et du passage de l'axe de tangage en position favorable pour l'initialisation de la phase s de la procédure de repointage terrestre.
Dans ce cas, la procédure B consiste, selon l'invention, à utiliser les informations de vitesse an~ulaire fournies par les gyromètres intégrateurs pour assurer le repointage terrestre par trai-tement sur les angles d'Euler et le verrouillage en position stabilisée.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaitront à la lecture de la description suivante de ~uelques modes de réalisation détaillés de l'invention, et des dessins annexés dans lesquels:
- la Fig. 1 représente schématiquement le système de contrôle et d'attitude d'un satellite (AOCS), avec l'emplacement preférentiel pour les détecteurs à références terres-tre et solaire (Fig. lal ainsi qu'un mode de~
réalisation préférentiel du principe de réalisation de lrunitb de stabilisation inertielle par volants d'inertie (Fig. lb);
- la Fig. 2 represente schématiquement la succession des phases de la procédure de repointage terrestre selon l'invention;
- les Figs. 3, 4 et 5 représentent schématiquement l'attitude du satellite en pointage terrestre normal, en perte de référence terrestre, et en spin a plat, respectivement;
- la Fig. 6 schématise la boucle d'asservissement en tangage du satellite correspondant au mode normal de stabilisation;
- les Figs. 7 et 8 représentent l'évolution des signaux émis par les détecteurs in~rarouges à référence terrestre lors des étapes de préstabilisation en tangage (Fig. 7), et réalignement en tangage (Fig. 8) ~ 49 respectivement;
- la Fig. 9 représente les signaux émis par les détecteurs à référence solaire lorsque le satellite est entraîné en mouvement de nutation;
- 5 - les Figs. lOa, lOb illustrent une première manière de détermination des vitesse et position angulaires du satellite (Étape A12) par balayage conique d'un capteur SAS;
- les Figs. lla et llb illustrent la seconde manière de determination des vitesse et position angulaires du satellite (Étape A12) par écartement angulaire panneaux solaireslplate-forme (Étape A11);
- les Figs. 12a, 12b et 12c représentent les trois étapes de la pro¢édure lente de repointage ter~estre de l'art antérieur à partir du pointage solaire de sauvegarde en mode ESR.
Dans le satellite représenté en ~igure 1, l'axe de roulis est en x, l'axe de tangage est en y et l'axe de la¢et est en z.
Lorsqu'il est en orbite autour de la terre, et stabilise en pointage terrestre, 1e satellite pointe son axe de lacet vers le sol et parcourt son orbite dans la direction de l'axe x de roulis.
Le satellite représenté en figure la est muni de ; moyens de mesures classiques, à savoir un détecteur à
référence solaire 21 monté sur le panneau solaire 10, un détecteur à référence solaire de secours 22, à grand angle de vision, et un bloc de deux détecteurs terrestres et d'un détecteur solaire à faisceaux en V 23. Le satellite presente également un détecteur de secours infrarouge deux-axes, à référence terrestre 24.
La figure lb est la vue schématique dans un plan ~ y, z d'un mode de réalisation possible pour la centrale ; inertielle du satellite. Celle-ci est composée des trois .
~26~49 volants d'inertie 31, 32 et 33 du type à décalage (skewed wheel configuration).
Toutefois, la procédure selon l'invention ne se limite pas à son application à des satellites présentant une S ¢entrale inertie:Lle de ce type, et on peut aussi bien envisager que le satellite soit muni d'un nombre inférieur ou supérieur de volants d'inertie. Dans le cas des satellites à stabilisation sans couple d'inertie, la centrale lnertielle ne comporte d'ailleurs aucun volant d.'inertie, mais essentiellement des gyromètres integrateu~s, ~omme on le verra plus loin dans la description d'un; mode de realisation pa~ticulier de l'invention.
La procédure complète selon l'invention est schématisée en figure 2. On y reconnaît, tout d'abord, la phase A permettant de ramener le satellite depuis la configuration de sauvegarde en pointaye solaire (A1) jusqu'à
une position intermediaire de préalignement de l'axe de~
tangage vers sa position stable en pointage terrestre (A30)`, (A40).
Comme déjà mentionné précédemment, deux modes de réalisation de cette phase A sont couverts par la présente invention:
- la détermination de la vitesse angulaire et de la position de l'axe de tangage du satellite est réalisée par repérage du cycle d'apparition de la terre à partir d'un détecteur monté sur la plate-forme du satellite (Al0), (All), (Al2);
- la détermination des mêmes paramètres de l'axe de tangage par rapport aux étoiles à partir d'un système de repérage astronomique (A20), (A21).
La phase A s'achève ensuite par la stabilisation du mouvement de roulis du satellite et la réinitialisation du ou des volants d'inertie (A30) (satellite à couple de stabilisation), ou des gyromètres intégrateurs (A40), 12~
(sa-tellite sans couple stabilisateur).
La phase B correspond au repointage terrestre final jusqu'à la position s-tabilisée N1. Cette phase peut soit s'enchalner avec l'une des procédures de l~ phase, A
lorsque le satellite se trouvait inittalement en pointage solaire de sauvegarde (ESR), soit être d!ire¢tement initialisée à partir ~e la con~iguration d'attente (~ARM).
Selon l'invention, deu~ modes de réalisation sont ici encore possibles:
10- un repointage terrestre paE mise en double rotation du satellite, avant de ramener les paramètres d'évolution du satellite à l'in-térieur des fourchettes de ~onctionnement des boucles noEmales d'asseEvissement serva~nt au maintien stabilisé en pointage terrestre ~B10), ~Bll), 15(B12), (B13), (B14). Ce mode de réalisation est utilisable dans les satellites à couple stabilisateur;
- un repointage par traitement des angles d,'Euler ~B20~ dans le cas des satellites sans couple stabilisateur.
On~vaidétailler ci-apresl c~acuRI ~e~ sous-ensembles~
~ 20 ~e la procédure selon l'invention identifi~s ci-dessus.
; Toutefois, il est necessaire de rappeler prëalablement brièvement quel est le principe de stabilisation des deux systèmes inertiels envisagés dans la~
présente invention, à savoir les systèmes à stabilisation par volants d'inertie (couples stabilisateurs), et les systèmes sans couple stabilisateur.
Dans un système à couple stabilisateur (momentum bias control system), comme par exemple dans le satellite ~ MA~ECS, le pointage terrestre en condition normale est réalisé par la référence inertielle fournie par un volant d'inertie (ou un jeu de plusieurs volants) en rotation a une vitesse d'environ 4 000 tours/minute.
Le système représenté en figure 1, et qui correspond à celui équipant les satellites MARECS, comporte tous les éléments nécessaires à une stabilisation par volant d'inertie. La détection de la terre est réalisée au moyen du détecteur infrarouge deux axes 24. Le contrôle en roulis et en lacet est effectué en référence au moment normal au plan de~ l'orbite, par impulsio~s de micropropulseurs ou par utilisation descouples de pression solaire s'exerçant sur les panneaux. Le contr61e en tangage s'effectue par ajustement de la vitesse du volant d'inertie, de facon à créer un couple sur la plate-forme du satellite. A titre d'exemple, le principe de stabilisation par volan-t d'inertie est utilisé dans les satellites de telêcommunication (ECS, MARECS, TELECOM, DFS, RCA-SATCOM, FORD-INTELSAT V, et INSAT). La plupart de ees satellites utilise un système à
volants déeales (deux ou trois volants places en conPiguration en V) permettant une plus grande flexibilitê
et redondance.
A la différence du système~ à couple stabilisateur, les systemes sans couple stabilisateur fonction~ent à partir d'un ensemble intêgrateur sur trois axes (~ ave¢ par exemple determinatlon de la position du satellite par captage optique ~capteurs à références terrestre ou solaire)~
puis procédure de repointage pilotée par des gyromètres intégrateurs selon un traitement sur les angles d'Euler, et enfin retour à la détection optique de la terre pour la stabilisation en pointage final.
Ces différences de conception étant rappelées, il est maintenant intéressant de caractériser rapidement les effets d'une modification accidentelle d'attitude sur le comportement d'un satellite initialement stabilisé en pointage terrestre par volants d'inertie.
Dès la détection de la modification d'attitude, un mode d'alerte et d'attente, tel que le mode ARM, est adopté
par le satellite. Corrélativement, toutes les boucles d'asservissement sont interrompues, qui assuraient la `~
~2~9~
stabilisation du satellite en pointage terrestre nominal.
A ce moment, le volant d'inertie res-te soit à
vitesse constante, dans le cas des systèmes à contrale tachymétri~uej soit subit une dérive lente due au S déséquilibre entre les couples d'entraînement du volant et les couples de friction. De plus, et en fonction de la cause de la modification d'attitude, il peut se produire une mise en mouvement de nutation.
Le satellite prend de la vitesse autour de son axe de tangage à cause du principe de la conservation des~
moments angulaires, et la plate-forme forme, avec le volant d'lnertie, une configuration à double ro-tation.
Les vitesses angulaires autour des autres axes dépendent de la nutation initiale. Si la déstabilisation a été provoquée par un ordre incorrect envoyé au volant, la nutation peut être considérable.
Si l'on n'intervient pas, le satellite évolue progressivement vers une sltuation de spin à pla-t, résulant finalement en une rotation autour des axes lat8raux. La constante~ de temps du mouvement de spin à plat est typiquement de llordre de quelques heures.
L'ensemble de cette séquence est représenté dans les figures successives: Figs, 3, 4 et 5.
La nouvelle procédure rapide de repointage terrestre selon l'invention (phase B) a pour objet d'éviter un pointage solaire de sauvegarde (mode ESR).
Cette procédure est basée sur les principes suivants:
- il y a préservation du couple inertiel de référence, même en cas de nutation importante; l'objectif est de ramener le satellite dans des conditions d'évolution maîtrisables par la boucle d'asservissement normal en tangage. Pour une boucle d'asservissement telle que représentée en ~igure 6, on peut obtenir typiquement un ,~, ;7~
fonctionnement pour des angles de nutation inférieurs à 15 et une vitesse moyenne de tangage inférieure à 0,05 par seconde. ~ette boucle d'asservissement est constituée par le détecteur infrarouge à référence terrestre ~0, ~ui fournit un signal d'erreur de tangage alimenté vers un circuit d'avan~e de phase 61 avec intégration éven~uelle par circuit 62. Les signaux résultants sont alimentés depuis le circuit additionneur 63 sur un amplificateur de ~ain 64 en direction des moyens de commande 65 du volant 66.
Afin d'obtenir un retour dans la fourchette de fonctionnement de cette boucle d'asservissement en tanga~e, une maîtrise des paramètres d'évolution du satellite peut être effectuée par modifi¢ation des couples de tangage et vérification au moyen des détecteurs à références solaires~
; 15 et/ou terrestres~
Le détail des manoeuvres successives a effectuer, ; soit sous la direction d'un opérateur, soit automatiguement,correspond don¢ au~ étapes B10, B11, B12, B13, B14 de- la ; figure 2.
L'étape d'initialisation B10 correspond à une déconnexion de la boucle d'asservissement en roulis dès la détection de la modification accidentelle d'attitude et de la perte de contrôle par les boucles d'asservissement normal. Dans le cas où la boucle d'asservissement en tangage peut être maintenue, l'étape B13 peut s'appliquer directement.
Dans le cas contraire, une configuration d'asservissement en boucle ouverte est mise en route, consistant à:
- connecter tous les détecteurs à références solaire et terrestre disponibles;
; - connecter tous les gyromètres;
- établir un contrôle en boucle ouverte des vitesses de volants.
.i - ~
~2~
Selon l'invention, cette etape vient se substituer à la mise en mode ESR.
Dans l'étape suivante ~11 de préstabilisation en tangage, l'objectif est de stabiliser l'a-ttitude du satellite~. Ceci est préférentiellement atteint, d'une part en augmentant légèrement le moment de tangage de quelques pourcents au-dessus de la valeuE nominale, d'autre part en pla~ant la plate-forme en ¢ontre-rotation par rapport au volant d'inertle. Dans cette position stable, le moment en tangaye peut etre ajusté de f~açoni importante sans provoquer de nutation. Cette variation des moments de tangage permet de faire varier les vitesses de tangage avec confirmation~
paE les informations fou~nies par les déte¢teurs. On arrive ainsi ai ramener les variations en tangage au-dessous de la lS limite de 0,05/s, ce qui permet de rentrer dans la fourchette de fonctionnement de la boucle normale d'asservissement en tangage.
Selon l'invention, la réduction en tangage ~'effectue par maximisation du temps d'apparitton de la 20 terre dans le champ de vision du détecteur à chaque cycle, par action sur le moment en tangage. La figure 7 permet de visualiser un signal typique obtenu en sortie du détecteur à
ré~érence terrestre lors de cette étape.
Lorsque les oscillations en tangage sont maîtrisées, il est éventuellement nécessaire d'amortir un mouvement de nutation trop fort, en passant par l'étape B12.
L'objectif est ici de maintenir la terre à l'interieur du champ de vision du détecteur à référence terrestre.
Il existe deux principes fondamentaux permettant le contrale de nutation, à savoir un controle actif par ajustement des moments transversaux (en utilisant les volants, ou des micropropulseurs), et un controle passif par échange des moments entre le volant d'inertie en tangage et la plate-forme du satellite.
4~ ~
Le principe consiste ici à déterminer la valeur de la nutation à l'aide des gyromètres ou des détecteurs à
références terrestre ou solaire. Pendant cette opération, les panneaux solaires sont verrouillés à 180~ l'un par rapport à l'autre de façon à maximiser la production d'énergie.
Le controle actif ou passif du moment de nutation est poursuivl ;usqu~à obtention d'un amortissement sufflsant ~Fig. 9)~.
Bien entendu, cette etape est inutile dans le cas où la nutation provoquee par la modification acciden-telle~
d'attitude est d'emblée suffisamment faible.
L'étape B13 de real}gnement de l'axe de tangage s'effectue ensuite lorsque, d-iune part la vitesse en tangage a eté suffisamment reduite, et d'autre part, le mouvement de nutation se trouve en deçà du seuil de fonctionnement de la boucle d'asservissement en tangage. ~ette boucle est alors activée. La configuration en double rotation se trouve donc sous controle sur un seul axe, avec de faibles variations 2a d'attitude. La figure 8 représente le signa~ cGnvergent obtenu en sortie du détecteur a réferences terrestres lors de~ cette étape de réalignement.
Lors de cette étape, il est avantageux d'asservir les panneaux solaires de façon à les maintenir ~ convenablement orientés.
L'étape B14 consiste enfin à réaliser l'amortissement de la nutation résiduelle afin d'assurer une stabilisation complète du satellite en pointage terrestre.
Dans la mesure où l'axe de tangage est maîtrisé, il suffit de maitriser l'axe de roulis, par détection des variations au moyen des détecteurs optiques ou des gyromètres. La rectification s'effectue par commande des moments transversaux avec les décalages de phases correspondant aux détecteurs utilisés. Il est également possible d'utiliser ~ 2~
les micropropulseurs.
Lorsque le mouvement de roulis a réintégré la fourchette de fonctionnement de la boucle d'asservissement en roulis, celle-ci est réactivée et le satellite se trouve finalement stabilisé en pointage terrestre N1.
Lorsque le satellite se trouve initialement en mode ESR de~ pointage solaire de sauvegarde, la phase B de repointage terrestre décrite ci-dessus doit etre précédée de l'un des deux modes de réalisation de la phase A tels que représentés en figure 2.
~a procédure totale de repointage s'applique alors aussi bien aux sy:stèmes à couple de stabilisation qu'aux systèmes sans couple de stabilisation.
Dans le premier cas, le but poursuivl est de ramener le moment angulaire du volant d'inertie dans une direction perpendiculaire au plan de l'orbite pour pouvoir passer en phase B~
Lors de liapp~tcat;on aux systèmes sans coup;le ~e stabilisationr ~a- procédure consiste à détermineE l'attitude du sateIlite pour rêinitialiser les gyromètres intégrateurs.
Il est ensuite possible de définir une stratégie permettant de restaurer le pointage terrestre par manoeuvres sur un seul axe et traitementssur les angles d'Euler.
Quel que soit le mode de stabilisation du - 25 satellite, deux méthodes sont présentées, l'une utilisable à
partir des dispositifs existant sur la plupart des satellites déjà lancés, et l'autre nécessitant de prévoir un dispositif spécifique de repérage astronomique. Toutefois, l'objectif des deux méthodes de la phase A est de déterminer la vitesse angulaire et la position de l'axe de tangage du satellite afin de pouvoir précisément choisir le moment du cycle d'évolution du satellite où enclencher la phase B de repointage terrestre.
Comme on l'a déjà vu plus haut, le mode ESR de ~2Ç~7~
pointage solaire de sauvegarde se caractérise par une liberté de roulis du satellite avec un con-trôle actif sur deux axes du pointage solaire. La centrale inertielle principale est généralement stoppée.
Selon la première méthode de préparation du repointage terrestre, l'objecti~ est d'utiliser la rotation du satellite autour de son axe de roulis pointé vers le soleil pour faire entrer cycliquement la terre dans le cKamp de vision du ¢apteur à référence terrestre. L'angle de vision du capteur terrestre est limité. L'objecti est donc de faire ef~ectuer au capteur terrestre un balayage conique interceptant la terre en un point du cycle de balayage.
Ceci est rêalisable du fait que, pour toute heure de la journée, et donc pour l'heure précise où l'on souhaite initialiser le repointage, on connaît très bien l'angle ¢,ue présentent entre elles la direction du soleil et la dlre¢tion de la terre telles que vues depuis le satellite.
En conséquence, si l'on prend ¢et angle comme valeur du deml-angle du cone de balayage du capteur terrestre ~par rapport à la direction solaire connue), on est certain que ce cone de balayage inclut en un point du cycle la direction de la terre.
Les intersections cycliques avec la terre, lors du balayage conique, permettent alors de déterminer à la fois la vitesse de rotation angulaire et la position angulaire du satellite à tout instant. On utilise cette information pour rétablir un moment angulaire normal au plan de l'orbite comme on le verra ci-après.
Il existe deux manières de réaliser le balayage conique du capteur terrestre constituant la première méthode de préparation du repointage terrestre ici exposée:
- par décalage d'un capteur solaire SAS monté sur la plate-forme;
- par utilisation d'un capteur solaire SASS des ~L26~9~
panneaux solaires, après écartement angulaire panneaux solaires/plate-forme (étape ~11).
L'utilisation d'un capteur solaire SA~S de plate-forme est mentlonnée à titre illustrati et explicatif, bien ~ue les limites qui lui sont inhérentes en restreignent l'emploi.
En pointage ES~, le satellite est pointé vers le soleil avec contrôle du capteur solaire SAS sur deux axes, captage du tangage et information; de lacet. La figure lOa schématise cette configuration dans laquelle l'orientation des axes y et z est inconnue alors que l'axe x pointe vers le soleil avea une rotation faible à vitesse inconnue du - satellite autour de cet axe x.
En partant de ce pointage de l'axe des x vers le soleil, on introduit une valeur de recalage dans la~ boucle diasservissement en lacet du capteur solaire SAS. Ceci entraîne un déplacement de l'~axe x en x' ~figure lOb) avec un déplacement concomitant de l'axe des z (correspondant au centre du champ de vision du capteuE terrestre) en z'. Du fait de la vitesse constante de rotation en roulis, llaxe~
des x suit un balayage conique autour du soleil (de la meme maniè~e que l'axe z), de façon à venir intercepter la direction terrestre.
Les caractéristiques non linéaires du capteur solaire SAS limitent l'angle de décalage réalisable à
environ 20, mais en rajoutant les 20 du champ de vision du capteur, on peut arriver à couvrir une portion non négligeable des "heures de la journée".
L'étape All de la figure 2 correspond à la seconde manière, plus souple de détermination de la vitesse angulaire et de la position du satellite, en utilisant un décalage angulaire panneaux solaires/plate-forme ~cf. Figs lla, llb).
Dans ce cas, on transfère tout d'abord le controle :: ~
~6~
en tangage du satellite au capteur solaire SASS monté sur les panneaux solaires, alors que ce controle est généralement effectué par un capteur solaire SAS de plate-~orme lorsque le satellite est en mode de sauvegarde ESR.
La boucle d'asservissement en lacet est également deconnectée (étape 10).
Ensuite, des moyens de commande du bloc support des panneauxi solaires (BAPTA) sont activés jusqu'à ce que l'angle de vision du détecteur infrarouge à référence teErestre (~IRESI et la direction solaire présentent entre eux~ un angle correspondant à l'écartement des deux directions à l'heure précise de manoeuvre (éta~e All).
~'axe x vient en x', ¢e qui permet d'obtenir le balayage conique du, capteur terrestre (Fig. llbJ. Cette manière de ca~teE la terre dans le champ de vision de l'IRES est applicable quel que soit l'angle d'écartement nécessaire.
Toutefois, dans la seconde manière illustrée en flgure llb, on notera que la vitesse angulaire de rotation autour de la direction solaire ne correspond plus à la vitesse de roulis du satellite, mais les gyromètres alignés en Z peuvent être lancés.
Après détermination de la vitesse angulaire et de la position du satellite, le lancement du volant d'inertie doit s'effec-tuer de facon à établir un moment angulaire normal au plan de l'orbite (étape A30). Ceci signi~ie que l'axe de lacet doit être perpendiculaire au plan de l'orbite, en pointant vers le sud, avec des vitesses de rotation autour des trois axes sensiblement égales à 0.
Cette préparation du repointage nécessite que l'on place le satellite dans une attitude particulière, car le lancement du volant d'inertie est une opération qui n'est pas instantanée, mais peut au contraire prendre jusqu'à plus de dix minutes.
Or, on ne peut pas stopper simplement les :
: ~
~%~49
Une mo~ification a¢cidentelle de l'attitude d'un satellite peut se produire à la suite de plusieurs types- de pannes ou de manoeuvres maladroites. On peut noter entre autres:
- les pannes de matériel, ¢omme par exemple une panne du système d'entraînement des panneaux solaires, un grippage des volants d'inertie, un dêfaut optique du déteeteur à réference terrestre, ou encore unl mauvais fon¢tionnement des micropropulseurs;
- les pannes électriques, essentiellement de la centrale inertielle, ou en¢ore les variations de la pulssan¢e disponibLe entraînant une panne momentanée des boucles d'asservissement du contrôle d'attitude;
- les défauts de ¢onception de la centrale de commande du satellite, par exemple dans le cas où; les detecteurs à référence terrestre sont perturbés par le passage du soleil ou de la lune dans leur champ de vision ou encore lorsque les boucles d'asservissement interagissent de façon non prévue;
~- les fausses manoeuvres dues à des erreurs de ;~programmation des logiciels de bord, ou encore à des 25~ télécommandes erronées envoyées depuis le sol, sous controle automatique ou manuel.
Ce type de panne est susceptible de perturber gravement le fonctionnement du satellite, voire mêtne de l'interrompre, lorsqu'il n'est opérationnel que sous une condition stricte d'orientation. C'est notamment le cas pour les satellites de télécommunication géostationnaires, et stabilisés sur trois axes en pointage terrestre.
Les satellites de télécommunication de la génération actuelle, de fabrication européenne ou ~4 américaine, n'ont été coneus qu'avec des exigences assez peu contraignantes en ce qui eoncerne la proeédure de repointage après modification accidentelle d'attitude.
Dans le cas d'une perte di`orientatian (Fig. lOb), le satellite prend autamatlquement deux can~igurations successives de sauvegarde-- le mode automatique de reeonfiguration (mode ARM );
- le mode de~ repointage d'urgence SUE le soleil ~mode ESR)`.
Le ~uit du mode ~ èst de mettre en attente le système de eontrale d'attitude et d'arbite (AOCS) suite à
une perte de puissance au eneore à~ une perte de contr~le du pointage. Toutes les un~itas de eommande d'attitude sont mises en redondance, à l'exception des volan-ts dans le cas d'un système d'inertie à volants décales (skewed wheel configuration). Une minuterie est également mlse en route pendant quinze minutes, afin de donner à l'apérateur au sol la possibilité d'établir la gravité de la défaillance, et eventuellement d'y remédier dans le laps de temps imparti.
Pour les cas de défaillance légère, facilement reparables, ce mode transitoire permet d'éviter une interruption trop longue et non nécessaire du service de communication. L'opérateur peut éventuellement prolonger le mode ARM au-delà du quart d'heure programmé par la minuterie. Toutefois la durée d'intervention est limitée par le fait que, en mode ARM, le mécanisme d'entrainement des panneaux solaires est également déconnecté, ce qui signifie que les panneaux restent verrouillés dans l'orientation par rapport au satellite qu'ils avaient au moment de la détection de la défaillance.
Dans le cas où le controle de pointage n'a pas pu etre rétabli en mode ARM, le satellite passe ensuite automatiquement en mode ESR. L'objectif de cette .''1-~26~
configuration est d'amener le satellite jusqu'à une attitude de sécurite en pointage sur le soleil de facon à ce ~u'il soit alimenté en énergie. Toutes les unités de la charge utile et de commande d'attitude sont éteintes, à l'ex~eption S de celles nécessaires au pointage sur le soleil, de fa~on à
pr¢téger le satellite de toutes erreurs supplêmentaires p¢ssibles. Les moyens de pointage sur le soleil sont constitués de boucles d'asservissement spécifiques de se¢ours, de conception simple, utilisant une alimentation;
redondante d'énergie, ainsi que des unités de propulsion de secours.
Dans le cas d'un satellite à stabilisation par volant d'inertied 1e volant est immobilisé afin de dêtruire le couple de stabilisation, et le satellite est maintenu en pointage solaire sous le contrôle des déte¢teurs solaires ~SAS) et des micropropulseurs, avec verrouillage des panneaux.
Dans les systèmes a¢tuels, le rep¢intage terrestre a partir du m¢de ~R ne peut interven~-r ¢~ue sous ¢ertaines ¢onditions de position relatives ¢ie la terre et du soleili par rapport au satellite. Cette CGntrainte empêche un repointage immédiat du satellite, dès réparation des~ pannes, ce manque de souplesse se traduisant par des durées de non-fonctionnement supplêmentaires du satellite.
En effet, dans les systèmes connus, le repointage vers la terre s'effectue au moyen du détecteuE à réfêrence terrestre et d'une boucle d'asservissement correspondante.
Le volant est ensuite lancê en rotation de façon à reprendre le mode normal de fonctionnement. Toutefois, dans la mesure où le satellite pointe initialement vers le soleil selon son axe des x ou des y, et du fait que le dêtecteur terrestre (infrarouge) a son champ de vision selon l'axe des z, la direction de la terre et celle du soleil telles que vues depuis le satellite doivent être perpendiculaires ~Z~79~9 (cf. Fig. 10c). Une telle situation n'existe qu'à 0600 et 1800 heure locale du satelli-te, ce qui peu-t représenter jusqu'à douze heures d'attente non opérationnelle. On peut meme noter que le temps d'attente peut se monter jusqu'à 24 heures dans le cas où un seu~ axe de roulis peut être utilisé en pointage solaire dans la procédure ESR, (comme par exemple dans les satellites OTS).
En résumé, les techniques existantes de mise en mode d'attente, puis de repointage des satellites à pointage terrestre, présentent les inconvénients suivants:
- le temps de réaction de 15 minutes est généralement trop bref pour permettre à l'opérateur de réa~ir, et ne peut être guère prolongé sans entamer de ~açon trop importante les réserves d'énergie solaire;
15- le mode de pointage d'urgence sur le soleil correspond à la mise en oeuvre d'une sécurité maximale, mais il entraine l'ut}lisation des micropropulseurs dans une boucle d'asservissement entraînant la consommation de jusqu'à plusieurs kilos d'ergols. En outre, une dé~aillance des micropropulseurs de rechange utilisés en mode ESR (fuite ; ou ~onctionnement prolongé accidentel) peut remettre en cause complètement la stabilité en mode ESR.
Le temps de repointage terrestre à partir du mode ESR est trop long. Ce dernier point est notamment particulièrement vrai pour la nouvelle génération de satellitesde télécommunication (INMARSAT 2, ECS-A) dans lesquels il est nécessaire de limiter les pertes de communication éventuelle une heure et demie maximum. Cette contrainte est d'ailleurs également maintenant imposée pour les satellites déjà en orbite.
En conséquence, la présente invention est destinée à ~ournir une procédure de repointage terrestre permettant notamment de pallier les inconvénients des procédures existantes rappelés ci-dessus.
Plus précisément, un premier objecti~ de l'invention est de fournir une procédure de repointage rapide d'un satellite à poin-tage terrestre permettant un retour aux eonditions nominales de fonctionnement en moins d'une heure à partir du mode de pointage solaire d'urgence.
Un deuxlème objectif de l'invention est de fournlx une telle pro¢édure qui puisse aussi bien être contrôlée à
partir du sol, qulau moyen d'un logiciel embarqué utilisant une logique relativement simple.
Un troisième objectif de l'invention est de f~ourniE une telle procédure qui soit applieable en particuller aux satellites à controle d'attitude par volant d'inertie, mais également aux satellites stabilisés sur trois axes sans; ¢ouple interne de stabillsation.
Un objet complémentaire de l'invention est de fournir une ~rocédure qui se présente sous forme d'unè
suecession d'~tapes, dont la séquen¢e puisse n'être que partiellement suivie dans le eas de modiications a¢eidentelles d'attitude peu graves. Plus précisément, 9i la proeédure permet effectivement un retour rapide en pointage terrestre à partir du mode ESR, il est également possible de n'utiliser que les dernières étapes permettant de maîtriser un satellite à mouvement de nutation et vitesses angulaires modérées sans qu'il soit nécessaire de l'amener tout d'abord en pointage solaire.
Un autre objet de l'invention est de fournir un tel système dont l'application au satellite à stabilisation par volant d'inertie permet de se passer totalement des micropropulseurs pour l'opération de repointage.
L'lnvention a également pour avantage de permettre, dans un mode de réalisation préférentiel, un fonctionnement à partir des équipements disponibles sur la plupart des satellites déjà en orbite, et notamment les satellites ECS, et MARECS de l'Agence Spatiale Européenne.
~L26~34~
D'une manière générale, l'objectif es-t d'obtenir une procédure d'une très grande souplesse, sans contrainte spécifique de temps des télécommandes ou de la réaction des opérateurs au sol, et ave~ au moins une étape d'orientation des panneaux solaires vers le soleil afin d'éviter les coupures d'énergie. En outre, la mise en oeuvre de la procédure selon l'invention n'empêche absolument pas, en cas de mauvais fonctionnement et d'interruption de cette procédure, de~ retourner en mode de pointage solaire à
sêcurité maximale, et d'assurer un repointage par la procédure longue connue, rappelée ci-dessus. Ces objecti~s sont obtenus à l'aide d'une procédure en deux phases successives basée sur les principes suivants:
- la phase A permet de ramener le satellite depuis le mode de pointage solaire de sauvegarde jusqu'à une attitude dans laquelle l'axe de tangage du satellite oscllle dans une fourchette suffisamment étroite autour de la direction terrestre, avec une nutation et des vitesses angulaires réduites. Cette phase est basée sur la détermination et la maîtrise de la vitesse de rotation et de la position angulaire de l'axe de tangage du satellite par rapport à la direction solaire. Deux modes de réalisation seront précisés plus loin.
- la phase B constitue la phase de repointage rapide proprement dit et consiste à ramener le satellite à
mouvement de nutation réduit et vitesse angulaire limitee jusqu'à la stabilisation trois axes en orientation vers la terre. Ceci est obtenu par une succession d'étapes destinées tout d'abord à amortir progressivement la nutation, puis à aligner précisément l'axe de tangage du satellite. Cette phase est de principe différent suivant que le satellite est avec couple de stabilisation par volant d'inertie, ou sans couple de stabilisation. De plus, dans le mode de réalisation de cette phase B appliquée au satellite à couple de stabilisation, les étapes s'enchaînent avec une ~radation progressive de la stabilité obtenue.
Ceci permet éventuellement d'entrer dans cette phase de repointage,j dans~ le cas d'une modification aeeidentelle d'attltude pèui importante, à une étape intermédiaire cerresponda~nt au, degré effec-tif d'instabilité acquls aeeid:entel~ement par le satellite.
Plus précisément, la phase B définie ci-dessus et appliquee a~ux~ sa~tel~ites à eouple de stabilisation consiste, s~leni l'in.v~n.tion" en une ~rocédure de repointage raplde d'un tel sa~elll~e à~ peintage terres-tre, notamment du type des satellites de communieation géestationnaires, ledit satellite etant muni d'une part de moyens de mesure constitués ~e détecteurs à rê~éren¢e solaire, de détecteurs 19 a référence terrestre et/ou de gyromètres /
~ ~' ~ 267~
~ 8 --et d'autre part de moyens de rectification d'attitude par variation du couple du ou des volant(s) d'inertie, procédure caractérisée en ce qu'elle est consti-tuée de la séquence d'é-tapes prises dans l'ordre suivant avec possibilité d'entrer dans la séquence au niveau de chacune desdites étapes.
(i) une étape d'initialisa-tion de la procédure, consistant à déconnecter la boucle d'asservissement en roulis, à connecter tous les détecteurs à références solaire et terrestre et/ou les gyromètres disponibles et à établir un contrôle en boucle ouverte des vitesses du ou des volants d'inertie;
(ii) une étape de préstabilisation en tangage consistant à placer le satellite en configuration à double rotation, la plate-forme étant amenée en contre-rotation, puis à déterminer les variations en tangage à partir des détecteurs à référence solaire ou terrestre e-t à contrôler ces variations par actions sur le ou les volants d'inertie;
(iii) une étape de réalignement du tangage consistant à ramener le satellite dans la fourchette de fonctionnement de la boucle d'asservissement en tangage, par capture de la terre en tangage avec un contrôle sur un seul axe;
(iv) amortissement de la mutation résiduelle, consistant à exercer des couples txansversaux en roulis et/ou en lacets par action sur les volants d'inertie et/ou activation des micropropulseurs jusqu'à capture de la terre : en roulis par la boucle d'asservissement correspondante.
: Cette procédure comporte de préférence une étape ~ ~ 30 supplémentaire d'amortissement du mouvement de mutation, ; ~ préalable au réalignement du tangage . A~
: ~ _ ~L2~
g dans le cas où le mouvement de nutation est d'amplitude supérieure à la fourchette de fonctionnement de la boucle d'asservissement en tangage. Selon l'invention, cette étape d'amortissement préalable du mouvement de nutation consiste à verrouiller les panneaux solaires à 180 l'un par rapport à l'autre pour optimiser la génération d'énergie dans la configuration à dou~le rotation, et à contrôler la nuta-tion soit par contrôle actiE en agissant sur les couples des volants d'inertie, ou en activant les micropropulseurs, soit par contrôle passif avec l'échange de couple entre les volants e-t la plate-forme du satellite.
La phase B de la procédure de repointage rapide selon l'invention, telle que détaillée ci-dessus, s'appli~ue notamment fort avantageusement à la suite de la mise du satellite en mode ARM résultant d'une modification accidentelle d'attitude. Cette phasede la procédure évite donc avantageusement de placer Le satellite en pointage solaire de sauvegarde 6mode ESR).
Toutefois, l'invention s'applique également au cas où le satellite a éte placé en mode ESR. Dans ee cas, la phase permettant de ramener le satellite depuis son pointage solaire de sauvegarde jusqu'à la phase de repointage terrestre rapide détaillée ci-dessus est caractérisée selon un mode de réalisation préférentiel par la succession d'étapes suivante:
(i) les panneaux solaires sont verrouillés en direction du soleil, par activation des détecteurs à
référence solaire montés sur les panneaux;
(ii) le bloc-support du réseau solaire (BAPTA) est déverrouille par rapport à la plate-forme du satellite, de façon à permettre une séparation angulaire entre les panneaux solaires et la plate-forme, cette dernière étant amenée en alignement avec la terre. La valeur de la separation angulaire à réaliser est préalablement déterminée lZ~
en fonction des orientations relatives de la direction solaire et de la direc-tion terrestre par rapport au satellite à l'heure locale de manoeuvre;
(iii) le mouvement de rotation du satellite autou~
de son axe de roulis permet alors de repérer la position de la terre, et en conséquence de déterminer la vitesse angulaire et la position de l'axe de tangage;
~iv) la rotation en roulis est enin stoppée, et les voLants ou gyroscopes sont lancés lorsque l'axe de tangage se trouve en position favorable pour l'initialisatlon de la phase B de repointage.
Alors que ce premieE mode de réalisation de l'invention peut s'efectuer à partiE des dispositifs couramment embaEqués suE la plupart des satellites ~eja en orbite, l'invention concerne également un second mode de réaLisation de la phase A permettant d'amener le satellite depuis le pointa~e solaire de sauvegardè iusqu'àl une position permettant l'enchaînement ave~ la phase B de repolntage terEestre.
Ce second mode de réalisation de lal procedure consiste à utiliser un détecteur vidéo à dispositi CCD
linéaire ou matriciel destiné à ournir un repérage astronomique sUE des étoiles de magnitude cholsie, et après : détermination de la position et de la vitesse de rotation de l'axe de tangage du satellite par rapport à la direction solaiEe, de stopper la rotation en roulis et de lancer les : gyroscopes et/ou les volants d'inertie lorsque l'axe de tangage se trouve en position favorable pour l'initialisation de la phase B de repointage rapide.
; 30 Dans le cas où l'un ou l'autre de ces modes de réalisation de la phase A de la procédure à un satellite sans couple de stabilisation, ce sont les gyromètres de la centrale inertielle qui sont lancés (au lieu des volants d'inertie dans le cas des satellites à couple .~
~2~7~
stabilisateur), au moment de l'arret du mouvement de roulis et du passage de l'axe de tangage en position favorable pour l'initialisation de la phase s de la procédure de repointage terrestre.
Dans ce cas, la procédure B consiste, selon l'invention, à utiliser les informations de vitesse an~ulaire fournies par les gyromètres intégrateurs pour assurer le repointage terrestre par trai-tement sur les angles d'Euler et le verrouillage en position stabilisée.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaitront à la lecture de la description suivante de ~uelques modes de réalisation détaillés de l'invention, et des dessins annexés dans lesquels:
- la Fig. 1 représente schématiquement le système de contrôle et d'attitude d'un satellite (AOCS), avec l'emplacement preférentiel pour les détecteurs à références terres-tre et solaire (Fig. lal ainsi qu'un mode de~
réalisation préférentiel du principe de réalisation de lrunitb de stabilisation inertielle par volants d'inertie (Fig. lb);
- la Fig. 2 represente schématiquement la succession des phases de la procédure de repointage terrestre selon l'invention;
- les Figs. 3, 4 et 5 représentent schématiquement l'attitude du satellite en pointage terrestre normal, en perte de référence terrestre, et en spin a plat, respectivement;
- la Fig. 6 schématise la boucle d'asservissement en tangage du satellite correspondant au mode normal de stabilisation;
- les Figs. 7 et 8 représentent l'évolution des signaux émis par les détecteurs in~rarouges à référence terrestre lors des étapes de préstabilisation en tangage (Fig. 7), et réalignement en tangage (Fig. 8) ~ 49 respectivement;
- la Fig. 9 représente les signaux émis par les détecteurs à référence solaire lorsque le satellite est entraîné en mouvement de nutation;
- 5 - les Figs. lOa, lOb illustrent une première manière de détermination des vitesse et position angulaires du satellite (Étape A12) par balayage conique d'un capteur SAS;
- les Figs. lla et llb illustrent la seconde manière de determination des vitesse et position angulaires du satellite (Étape A12) par écartement angulaire panneaux solaireslplate-forme (Étape A11);
- les Figs. 12a, 12b et 12c représentent les trois étapes de la pro¢édure lente de repointage ter~estre de l'art antérieur à partir du pointage solaire de sauvegarde en mode ESR.
Dans le satellite représenté en ~igure 1, l'axe de roulis est en x, l'axe de tangage est en y et l'axe de la¢et est en z.
Lorsqu'il est en orbite autour de la terre, et stabilise en pointage terrestre, 1e satellite pointe son axe de lacet vers le sol et parcourt son orbite dans la direction de l'axe x de roulis.
Le satellite représenté en figure la est muni de ; moyens de mesures classiques, à savoir un détecteur à
référence solaire 21 monté sur le panneau solaire 10, un détecteur à référence solaire de secours 22, à grand angle de vision, et un bloc de deux détecteurs terrestres et d'un détecteur solaire à faisceaux en V 23. Le satellite presente également un détecteur de secours infrarouge deux-axes, à référence terrestre 24.
La figure lb est la vue schématique dans un plan ~ y, z d'un mode de réalisation possible pour la centrale ; inertielle du satellite. Celle-ci est composée des trois .
~26~49 volants d'inertie 31, 32 et 33 du type à décalage (skewed wheel configuration).
Toutefois, la procédure selon l'invention ne se limite pas à son application à des satellites présentant une S ¢entrale inertie:Lle de ce type, et on peut aussi bien envisager que le satellite soit muni d'un nombre inférieur ou supérieur de volants d'inertie. Dans le cas des satellites à stabilisation sans couple d'inertie, la centrale lnertielle ne comporte d'ailleurs aucun volant d.'inertie, mais essentiellement des gyromètres integrateu~s, ~omme on le verra plus loin dans la description d'un; mode de realisation pa~ticulier de l'invention.
La procédure complète selon l'invention est schématisée en figure 2. On y reconnaît, tout d'abord, la phase A permettant de ramener le satellite depuis la configuration de sauvegarde en pointaye solaire (A1) jusqu'à
une position intermediaire de préalignement de l'axe de~
tangage vers sa position stable en pointage terrestre (A30)`, (A40).
Comme déjà mentionné précédemment, deux modes de réalisation de cette phase A sont couverts par la présente invention:
- la détermination de la vitesse angulaire et de la position de l'axe de tangage du satellite est réalisée par repérage du cycle d'apparition de la terre à partir d'un détecteur monté sur la plate-forme du satellite (Al0), (All), (Al2);
- la détermination des mêmes paramètres de l'axe de tangage par rapport aux étoiles à partir d'un système de repérage astronomique (A20), (A21).
La phase A s'achève ensuite par la stabilisation du mouvement de roulis du satellite et la réinitialisation du ou des volants d'inertie (A30) (satellite à couple de stabilisation), ou des gyromètres intégrateurs (A40), 12~
(sa-tellite sans couple stabilisateur).
La phase B correspond au repointage terrestre final jusqu'à la position s-tabilisée N1. Cette phase peut soit s'enchalner avec l'une des procédures de l~ phase, A
lorsque le satellite se trouvait inittalement en pointage solaire de sauvegarde (ESR), soit être d!ire¢tement initialisée à partir ~e la con~iguration d'attente (~ARM).
Selon l'invention, deu~ modes de réalisation sont ici encore possibles:
10- un repointage terrestre paE mise en double rotation du satellite, avant de ramener les paramètres d'évolution du satellite à l'in-térieur des fourchettes de ~onctionnement des boucles noEmales d'asseEvissement serva~nt au maintien stabilisé en pointage terrestre ~B10), ~Bll), 15(B12), (B13), (B14). Ce mode de réalisation est utilisable dans les satellites à couple stabilisateur;
- un repointage par traitement des angles d,'Euler ~B20~ dans le cas des satellites sans couple stabilisateur.
On~vaidétailler ci-apresl c~acuRI ~e~ sous-ensembles~
~ 20 ~e la procédure selon l'invention identifi~s ci-dessus.
; Toutefois, il est necessaire de rappeler prëalablement brièvement quel est le principe de stabilisation des deux systèmes inertiels envisagés dans la~
présente invention, à savoir les systèmes à stabilisation par volants d'inertie (couples stabilisateurs), et les systèmes sans couple stabilisateur.
Dans un système à couple stabilisateur (momentum bias control system), comme par exemple dans le satellite ~ MA~ECS, le pointage terrestre en condition normale est réalisé par la référence inertielle fournie par un volant d'inertie (ou un jeu de plusieurs volants) en rotation a une vitesse d'environ 4 000 tours/minute.
Le système représenté en figure 1, et qui correspond à celui équipant les satellites MARECS, comporte tous les éléments nécessaires à une stabilisation par volant d'inertie. La détection de la terre est réalisée au moyen du détecteur infrarouge deux axes 24. Le contrôle en roulis et en lacet est effectué en référence au moment normal au plan de~ l'orbite, par impulsio~s de micropropulseurs ou par utilisation descouples de pression solaire s'exerçant sur les panneaux. Le contr61e en tangage s'effectue par ajustement de la vitesse du volant d'inertie, de facon à créer un couple sur la plate-forme du satellite. A titre d'exemple, le principe de stabilisation par volan-t d'inertie est utilisé dans les satellites de telêcommunication (ECS, MARECS, TELECOM, DFS, RCA-SATCOM, FORD-INTELSAT V, et INSAT). La plupart de ees satellites utilise un système à
volants déeales (deux ou trois volants places en conPiguration en V) permettant une plus grande flexibilitê
et redondance.
A la différence du système~ à couple stabilisateur, les systemes sans couple stabilisateur fonction~ent à partir d'un ensemble intêgrateur sur trois axes (~ ave¢ par exemple determinatlon de la position du satellite par captage optique ~capteurs à références terrestre ou solaire)~
puis procédure de repointage pilotée par des gyromètres intégrateurs selon un traitement sur les angles d'Euler, et enfin retour à la détection optique de la terre pour la stabilisation en pointage final.
Ces différences de conception étant rappelées, il est maintenant intéressant de caractériser rapidement les effets d'une modification accidentelle d'attitude sur le comportement d'un satellite initialement stabilisé en pointage terrestre par volants d'inertie.
Dès la détection de la modification d'attitude, un mode d'alerte et d'attente, tel que le mode ARM, est adopté
par le satellite. Corrélativement, toutes les boucles d'asservissement sont interrompues, qui assuraient la `~
~2~9~
stabilisation du satellite en pointage terrestre nominal.
A ce moment, le volant d'inertie res-te soit à
vitesse constante, dans le cas des systèmes à contrale tachymétri~uej soit subit une dérive lente due au S déséquilibre entre les couples d'entraînement du volant et les couples de friction. De plus, et en fonction de la cause de la modification d'attitude, il peut se produire une mise en mouvement de nutation.
Le satellite prend de la vitesse autour de son axe de tangage à cause du principe de la conservation des~
moments angulaires, et la plate-forme forme, avec le volant d'lnertie, une configuration à double ro-tation.
Les vitesses angulaires autour des autres axes dépendent de la nutation initiale. Si la déstabilisation a été provoquée par un ordre incorrect envoyé au volant, la nutation peut être considérable.
Si l'on n'intervient pas, le satellite évolue progressivement vers une sltuation de spin à pla-t, résulant finalement en une rotation autour des axes lat8raux. La constante~ de temps du mouvement de spin à plat est typiquement de llordre de quelques heures.
L'ensemble de cette séquence est représenté dans les figures successives: Figs, 3, 4 et 5.
La nouvelle procédure rapide de repointage terrestre selon l'invention (phase B) a pour objet d'éviter un pointage solaire de sauvegarde (mode ESR).
Cette procédure est basée sur les principes suivants:
- il y a préservation du couple inertiel de référence, même en cas de nutation importante; l'objectif est de ramener le satellite dans des conditions d'évolution maîtrisables par la boucle d'asservissement normal en tangage. Pour une boucle d'asservissement telle que représentée en ~igure 6, on peut obtenir typiquement un ,~, ;7~
fonctionnement pour des angles de nutation inférieurs à 15 et une vitesse moyenne de tangage inférieure à 0,05 par seconde. ~ette boucle d'asservissement est constituée par le détecteur infrarouge à référence terrestre ~0, ~ui fournit un signal d'erreur de tangage alimenté vers un circuit d'avan~e de phase 61 avec intégration éven~uelle par circuit 62. Les signaux résultants sont alimentés depuis le circuit additionneur 63 sur un amplificateur de ~ain 64 en direction des moyens de commande 65 du volant 66.
Afin d'obtenir un retour dans la fourchette de fonctionnement de cette boucle d'asservissement en tanga~e, une maîtrise des paramètres d'évolution du satellite peut être effectuée par modifi¢ation des couples de tangage et vérification au moyen des détecteurs à références solaires~
; 15 et/ou terrestres~
Le détail des manoeuvres successives a effectuer, ; soit sous la direction d'un opérateur, soit automatiguement,correspond don¢ au~ étapes B10, B11, B12, B13, B14 de- la ; figure 2.
L'étape d'initialisation B10 correspond à une déconnexion de la boucle d'asservissement en roulis dès la détection de la modification accidentelle d'attitude et de la perte de contrôle par les boucles d'asservissement normal. Dans le cas où la boucle d'asservissement en tangage peut être maintenue, l'étape B13 peut s'appliquer directement.
Dans le cas contraire, une configuration d'asservissement en boucle ouverte est mise en route, consistant à:
- connecter tous les détecteurs à références solaire et terrestre disponibles;
; - connecter tous les gyromètres;
- établir un contrôle en boucle ouverte des vitesses de volants.
.i - ~
~2~
Selon l'invention, cette etape vient se substituer à la mise en mode ESR.
Dans l'étape suivante ~11 de préstabilisation en tangage, l'objectif est de stabiliser l'a-ttitude du satellite~. Ceci est préférentiellement atteint, d'une part en augmentant légèrement le moment de tangage de quelques pourcents au-dessus de la valeuE nominale, d'autre part en pla~ant la plate-forme en ¢ontre-rotation par rapport au volant d'inertle. Dans cette position stable, le moment en tangaye peut etre ajusté de f~açoni importante sans provoquer de nutation. Cette variation des moments de tangage permet de faire varier les vitesses de tangage avec confirmation~
paE les informations fou~nies par les déte¢teurs. On arrive ainsi ai ramener les variations en tangage au-dessous de la lS limite de 0,05/s, ce qui permet de rentrer dans la fourchette de fonctionnement de la boucle normale d'asservissement en tangage.
Selon l'invention, la réduction en tangage ~'effectue par maximisation du temps d'apparitton de la 20 terre dans le champ de vision du détecteur à chaque cycle, par action sur le moment en tangage. La figure 7 permet de visualiser un signal typique obtenu en sortie du détecteur à
ré~érence terrestre lors de cette étape.
Lorsque les oscillations en tangage sont maîtrisées, il est éventuellement nécessaire d'amortir un mouvement de nutation trop fort, en passant par l'étape B12.
L'objectif est ici de maintenir la terre à l'interieur du champ de vision du détecteur à référence terrestre.
Il existe deux principes fondamentaux permettant le contrale de nutation, à savoir un controle actif par ajustement des moments transversaux (en utilisant les volants, ou des micropropulseurs), et un controle passif par échange des moments entre le volant d'inertie en tangage et la plate-forme du satellite.
4~ ~
Le principe consiste ici à déterminer la valeur de la nutation à l'aide des gyromètres ou des détecteurs à
références terrestre ou solaire. Pendant cette opération, les panneaux solaires sont verrouillés à 180~ l'un par rapport à l'autre de façon à maximiser la production d'énergie.
Le controle actif ou passif du moment de nutation est poursuivl ;usqu~à obtention d'un amortissement sufflsant ~Fig. 9)~.
Bien entendu, cette etape est inutile dans le cas où la nutation provoquee par la modification acciden-telle~
d'attitude est d'emblée suffisamment faible.
L'étape B13 de real}gnement de l'axe de tangage s'effectue ensuite lorsque, d-iune part la vitesse en tangage a eté suffisamment reduite, et d'autre part, le mouvement de nutation se trouve en deçà du seuil de fonctionnement de la boucle d'asservissement en tangage. ~ette boucle est alors activée. La configuration en double rotation se trouve donc sous controle sur un seul axe, avec de faibles variations 2a d'attitude. La figure 8 représente le signa~ cGnvergent obtenu en sortie du détecteur a réferences terrestres lors de~ cette étape de réalignement.
Lors de cette étape, il est avantageux d'asservir les panneaux solaires de façon à les maintenir ~ convenablement orientés.
L'étape B14 consiste enfin à réaliser l'amortissement de la nutation résiduelle afin d'assurer une stabilisation complète du satellite en pointage terrestre.
Dans la mesure où l'axe de tangage est maîtrisé, il suffit de maitriser l'axe de roulis, par détection des variations au moyen des détecteurs optiques ou des gyromètres. La rectification s'effectue par commande des moments transversaux avec les décalages de phases correspondant aux détecteurs utilisés. Il est également possible d'utiliser ~ 2~
les micropropulseurs.
Lorsque le mouvement de roulis a réintégré la fourchette de fonctionnement de la boucle d'asservissement en roulis, celle-ci est réactivée et le satellite se trouve finalement stabilisé en pointage terrestre N1.
Lorsque le satellite se trouve initialement en mode ESR de~ pointage solaire de sauvegarde, la phase B de repointage terrestre décrite ci-dessus doit etre précédée de l'un des deux modes de réalisation de la phase A tels que représentés en figure 2.
~a procédure totale de repointage s'applique alors aussi bien aux sy:stèmes à couple de stabilisation qu'aux systèmes sans couple de stabilisation.
Dans le premier cas, le but poursuivl est de ramener le moment angulaire du volant d'inertie dans une direction perpendiculaire au plan de l'orbite pour pouvoir passer en phase B~
Lors de liapp~tcat;on aux systèmes sans coup;le ~e stabilisationr ~a- procédure consiste à détermineE l'attitude du sateIlite pour rêinitialiser les gyromètres intégrateurs.
Il est ensuite possible de définir une stratégie permettant de restaurer le pointage terrestre par manoeuvres sur un seul axe et traitementssur les angles d'Euler.
Quel que soit le mode de stabilisation du - 25 satellite, deux méthodes sont présentées, l'une utilisable à
partir des dispositifs existant sur la plupart des satellites déjà lancés, et l'autre nécessitant de prévoir un dispositif spécifique de repérage astronomique. Toutefois, l'objectif des deux méthodes de la phase A est de déterminer la vitesse angulaire et la position de l'axe de tangage du satellite afin de pouvoir précisément choisir le moment du cycle d'évolution du satellite où enclencher la phase B de repointage terrestre.
Comme on l'a déjà vu plus haut, le mode ESR de ~2Ç~7~
pointage solaire de sauvegarde se caractérise par une liberté de roulis du satellite avec un con-trôle actif sur deux axes du pointage solaire. La centrale inertielle principale est généralement stoppée.
Selon la première méthode de préparation du repointage terrestre, l'objecti~ est d'utiliser la rotation du satellite autour de son axe de roulis pointé vers le soleil pour faire entrer cycliquement la terre dans le cKamp de vision du ¢apteur à référence terrestre. L'angle de vision du capteur terrestre est limité. L'objecti est donc de faire ef~ectuer au capteur terrestre un balayage conique interceptant la terre en un point du cycle de balayage.
Ceci est rêalisable du fait que, pour toute heure de la journée, et donc pour l'heure précise où l'on souhaite initialiser le repointage, on connaît très bien l'angle ¢,ue présentent entre elles la direction du soleil et la dlre¢tion de la terre telles que vues depuis le satellite.
En conséquence, si l'on prend ¢et angle comme valeur du deml-angle du cone de balayage du capteur terrestre ~par rapport à la direction solaire connue), on est certain que ce cone de balayage inclut en un point du cycle la direction de la terre.
Les intersections cycliques avec la terre, lors du balayage conique, permettent alors de déterminer à la fois la vitesse de rotation angulaire et la position angulaire du satellite à tout instant. On utilise cette information pour rétablir un moment angulaire normal au plan de l'orbite comme on le verra ci-après.
Il existe deux manières de réaliser le balayage conique du capteur terrestre constituant la première méthode de préparation du repointage terrestre ici exposée:
- par décalage d'un capteur solaire SAS monté sur la plate-forme;
- par utilisation d'un capteur solaire SASS des ~L26~9~
panneaux solaires, après écartement angulaire panneaux solaires/plate-forme (étape ~11).
L'utilisation d'un capteur solaire SA~S de plate-forme est mentlonnée à titre illustrati et explicatif, bien ~ue les limites qui lui sont inhérentes en restreignent l'emploi.
En pointage ES~, le satellite est pointé vers le soleil avec contrôle du capteur solaire SAS sur deux axes, captage du tangage et information; de lacet. La figure lOa schématise cette configuration dans laquelle l'orientation des axes y et z est inconnue alors que l'axe x pointe vers le soleil avea une rotation faible à vitesse inconnue du - satellite autour de cet axe x.
En partant de ce pointage de l'axe des x vers le soleil, on introduit une valeur de recalage dans la~ boucle diasservissement en lacet du capteur solaire SAS. Ceci entraîne un déplacement de l'~axe x en x' ~figure lOb) avec un déplacement concomitant de l'axe des z (correspondant au centre du champ de vision du capteuE terrestre) en z'. Du fait de la vitesse constante de rotation en roulis, llaxe~
des x suit un balayage conique autour du soleil (de la meme maniè~e que l'axe z), de façon à venir intercepter la direction terrestre.
Les caractéristiques non linéaires du capteur solaire SAS limitent l'angle de décalage réalisable à
environ 20, mais en rajoutant les 20 du champ de vision du capteur, on peut arriver à couvrir une portion non négligeable des "heures de la journée".
L'étape All de la figure 2 correspond à la seconde manière, plus souple de détermination de la vitesse angulaire et de la position du satellite, en utilisant un décalage angulaire panneaux solaires/plate-forme ~cf. Figs lla, llb).
Dans ce cas, on transfère tout d'abord le controle :: ~
~6~
en tangage du satellite au capteur solaire SASS monté sur les panneaux solaires, alors que ce controle est généralement effectué par un capteur solaire SAS de plate-~orme lorsque le satellite est en mode de sauvegarde ESR.
La boucle d'asservissement en lacet est également deconnectée (étape 10).
Ensuite, des moyens de commande du bloc support des panneauxi solaires (BAPTA) sont activés jusqu'à ce que l'angle de vision du détecteur infrarouge à référence teErestre (~IRESI et la direction solaire présentent entre eux~ un angle correspondant à l'écartement des deux directions à l'heure précise de manoeuvre (éta~e All).
~'axe x vient en x', ¢e qui permet d'obtenir le balayage conique du, capteur terrestre (Fig. llbJ. Cette manière de ca~teE la terre dans le champ de vision de l'IRES est applicable quel que soit l'angle d'écartement nécessaire.
Toutefois, dans la seconde manière illustrée en flgure llb, on notera que la vitesse angulaire de rotation autour de la direction solaire ne correspond plus à la vitesse de roulis du satellite, mais les gyromètres alignés en Z peuvent être lancés.
Après détermination de la vitesse angulaire et de la position du satellite, le lancement du volant d'inertie doit s'effec-tuer de facon à établir un moment angulaire normal au plan de l'orbite (étape A30). Ceci signi~ie que l'axe de lacet doit être perpendiculaire au plan de l'orbite, en pointant vers le sud, avec des vitesses de rotation autour des trois axes sensiblement égales à 0.
Cette préparation du repointage nécessite que l'on place le satellite dans une attitude particulière, car le lancement du volant d'inertie est une opération qui n'est pas instantanée, mais peut au contraire prendre jusqu'à plus de dix minutes.
Or, on ne peut pas stopper simplement les :
: ~
~%~49
- 2~ -déplacements du satellite au moment où l'axe "y" pointe vers le sud pour deux raisons:
- le mouvement angulaire est réalisé autour de la directio~ solaire. Or, cette rotation ne peut pas être considérée comme s'effectuant en roulis par rapport au corps du satellite, et en conséquence il n'est pas possible d'appliquer un couple i~oine au moyen des propulseurs afin d'annuler la rotation.
POUE cette raison, il est généralement nécessaire, après l'étape A12,, de décaler de façon supplémentaire l'~axe z du satellite ain de l'aligner dans la dire¢tion solaire ~mais en sens opposé~. Dans cette iguration, la terre sort à nouveaul dui ehamp~ ~e vision du capteur terrestre I~5. ~n revanche, on peut aloEs actionner les propulseurs de lacet pour stopper la rotation angulaire avec une phase correcte.
Pour obtenir le meme résultat, il est ê~alemen~
possible de ramener l'axe de x en pointa~e solaire.
Toutefois, lialignement de l'axe de lacet z en pointage antisolaire est souvent préférable du fait que le gyromètre de lacet fournlt une estimation de rotation plus simplement que le capteur solaire SAS. Dans le cas où celà est nécessaire, cette étape de rectiication du couple de la~et s'effectue par exemple par commande d'impulsions du micro-propulseur de lacet. La mise à feu doit prendre place au moment du passage de la terre, après alignement de l'axe de lacet en pointage anti-solaire comme indiqué ci-dessus. Le gyromètre de lacet fournit alors une confirmation de la rectification effectuée, permettant préférentiellement d'obtenir des variations en lacet inférieures à 0,01/s.
- la méthode de stabilisation ainsi réalisée ne prend pas en compte l'inclinaison du plan orbital du satellite par rapport à la direction solaire. Or, l'élévation du soleil par rapport au plan de l'orbite se monte jusqu'à 23.
34~t Si l'on choisit de négliger cet angle, le moment angulaire initialisé est décalé de jusqu'à 23 par rapport à
la normale de l'orbite. Ce décalage peut ensuite être annulé au moyen des boucles d'asservissement normales du 5pointage, après détection de la terre.
Toutefois, il es-t également possible de décaleE la bou¢le dlasservissement en lacet autour du capteur solaire SAS, de façon à~ compenser l'élévation du soleil. La valeur de ce décalage est fonction de la saison (déelinaison 10solaire)~, et de l'heure de repointage.
L'étape suivante,(A30,), pour satellite à couple de stabilisation, ou (A40), pour satellite sans couple de sta~ilisation; consiste enfin à stopper la rotation en roulis et à réinitlaliser le ou les volants d'inertie, ou lSles gyrGmètres respectivement afin de passer en phase B de repointa~e terrestre.
La~ procédure de repointa~e terEest~e pour satellite à stabilisation par eouple a déjà été dêcrite ci-des sus .
20Dans le cas d'un satellite sans ¢ouple de stabilisation, ce sont les signaux en provenance des gyromètres diintégration qui permettent le repointage et la stabillsation du satellite en position nominale pa~
traitement sur les angles d'Euler (B20).
25La deuxième méthode de retour depuis le mode ESR
fait appel à un dispositif de repérage astronomique du type linéaire ou matriciel à faible précision. Ce dispositi~ es-t destiné à déterminer la position et la vitesse de rotation de l'axe de tangage au moyen des techniques de 30reconnaissance de la position des étoiles présentant une magnitude donnée.
Cette étape de repérage astronomique peut être entièrement réalisée sous commande de la station au sol, soit par mise en oeuvre d'un logiciel spécifique, soit par .~
~2~
interprétation manuelle réalisée par l'opérateur au sol.
Lorsque l'attitude et l'évolution du satellite ont été déterminées, le roulis est stoppé, et de la même manière que pour la méthode precédente, le ou les volants d'inertie (A30), ou les gyromètres (A40) sont lancés, suivant le type de stabilisation du satellite.
L'unité de repérage astronomique utilisée en ~20 est avantageusement un dispositi~ CCD linéaire Oll matriciel, de faible précision absolue (par exemple de l'ordre de 1), mais de résolution moyenne (jusqu'à 0,1). Cette unité
est avantageusement munie d'un niveau variable de détection de la magnitude d'illumination des étoiles, niveau que l'on peut choisir depuis la station de contrôle au sol. La carte des étoiles relevée peut être envoyée vers le sol à travers : 15 les canaux normaux de télémétrie, aux ~ins d'interprétation.
L'unité peut par exemple ainsi travailler entre 0 et 1/seconde, ave~ un champ de vision sous un angle de 20 à
40 environ, perpendiculairement à ~a direction du soleil.
La procédure décrite ci-dessus offre donc 20 plusieurs méthodes de repointage terrestre adaptées à
différents types d'équipement embarqués sur les satellites.
Chacun des modes de réalisation représentés permet d'obtenir ~: généralement un repointage en moins d'une heure.
Comme on l'a vu, chacune des méthodes limite au minimum l'utilisation des micropropulseurs, et optimise l.'utilisation des panneaux solaires pour la génération d'énergie O
Dans son application aux satellites de télécommu-nication stabilisés sur trois axes en orbite géostation-naire, la procédure selon l'invention permet donc de réduire au minimum les durées pendant lesquelles le satellite n'est pas opérationnel.
- le mouvement angulaire est réalisé autour de la directio~ solaire. Or, cette rotation ne peut pas être considérée comme s'effectuant en roulis par rapport au corps du satellite, et en conséquence il n'est pas possible d'appliquer un couple i~oine au moyen des propulseurs afin d'annuler la rotation.
POUE cette raison, il est généralement nécessaire, après l'étape A12,, de décaler de façon supplémentaire l'~axe z du satellite ain de l'aligner dans la dire¢tion solaire ~mais en sens opposé~. Dans cette iguration, la terre sort à nouveaul dui ehamp~ ~e vision du capteur terrestre I~5. ~n revanche, on peut aloEs actionner les propulseurs de lacet pour stopper la rotation angulaire avec une phase correcte.
Pour obtenir le meme résultat, il est ê~alemen~
possible de ramener l'axe de x en pointa~e solaire.
Toutefois, lialignement de l'axe de lacet z en pointage antisolaire est souvent préférable du fait que le gyromètre de lacet fournlt une estimation de rotation plus simplement que le capteur solaire SAS. Dans le cas où celà est nécessaire, cette étape de rectiication du couple de la~et s'effectue par exemple par commande d'impulsions du micro-propulseur de lacet. La mise à feu doit prendre place au moment du passage de la terre, après alignement de l'axe de lacet en pointage anti-solaire comme indiqué ci-dessus. Le gyromètre de lacet fournit alors une confirmation de la rectification effectuée, permettant préférentiellement d'obtenir des variations en lacet inférieures à 0,01/s.
- la méthode de stabilisation ainsi réalisée ne prend pas en compte l'inclinaison du plan orbital du satellite par rapport à la direction solaire. Or, l'élévation du soleil par rapport au plan de l'orbite se monte jusqu'à 23.
34~t Si l'on choisit de négliger cet angle, le moment angulaire initialisé est décalé de jusqu'à 23 par rapport à
la normale de l'orbite. Ce décalage peut ensuite être annulé au moyen des boucles d'asservissement normales du 5pointage, après détection de la terre.
Toutefois, il es-t également possible de décaleE la bou¢le dlasservissement en lacet autour du capteur solaire SAS, de façon à~ compenser l'élévation du soleil. La valeur de ce décalage est fonction de la saison (déelinaison 10solaire)~, et de l'heure de repointage.
L'étape suivante,(A30,), pour satellite à couple de stabilisation, ou (A40), pour satellite sans couple de sta~ilisation; consiste enfin à stopper la rotation en roulis et à réinitlaliser le ou les volants d'inertie, ou lSles gyrGmètres respectivement afin de passer en phase B de repointa~e terrestre.
La~ procédure de repointa~e terEest~e pour satellite à stabilisation par eouple a déjà été dêcrite ci-des sus .
20Dans le cas d'un satellite sans ¢ouple de stabilisation, ce sont les signaux en provenance des gyromètres diintégration qui permettent le repointage et la stabillsation du satellite en position nominale pa~
traitement sur les angles d'Euler (B20).
25La deuxième méthode de retour depuis le mode ESR
fait appel à un dispositif de repérage astronomique du type linéaire ou matriciel à faible précision. Ce dispositi~ es-t destiné à déterminer la position et la vitesse de rotation de l'axe de tangage au moyen des techniques de 30reconnaissance de la position des étoiles présentant une magnitude donnée.
Cette étape de repérage astronomique peut être entièrement réalisée sous commande de la station au sol, soit par mise en oeuvre d'un logiciel spécifique, soit par .~
~2~
interprétation manuelle réalisée par l'opérateur au sol.
Lorsque l'attitude et l'évolution du satellite ont été déterminées, le roulis est stoppé, et de la même manière que pour la méthode precédente, le ou les volants d'inertie (A30), ou les gyromètres (A40) sont lancés, suivant le type de stabilisation du satellite.
L'unité de repérage astronomique utilisée en ~20 est avantageusement un dispositi~ CCD linéaire Oll matriciel, de faible précision absolue (par exemple de l'ordre de 1), mais de résolution moyenne (jusqu'à 0,1). Cette unité
est avantageusement munie d'un niveau variable de détection de la magnitude d'illumination des étoiles, niveau que l'on peut choisir depuis la station de contrôle au sol. La carte des étoiles relevée peut être envoyée vers le sol à travers : 15 les canaux normaux de télémétrie, aux ~ins d'interprétation.
L'unité peut par exemple ainsi travailler entre 0 et 1/seconde, ave~ un champ de vision sous un angle de 20 à
40 environ, perpendiculairement à ~a direction du soleil.
La procédure décrite ci-dessus offre donc 20 plusieurs méthodes de repointage terrestre adaptées à
différents types d'équipement embarqués sur les satellites.
Chacun des modes de réalisation représentés permet d'obtenir ~: généralement un repointage en moins d'une heure.
Comme on l'a vu, chacune des méthodes limite au minimum l'utilisation des micropropulseurs, et optimise l.'utilisation des panneaux solaires pour la génération d'énergie O
Dans son application aux satellites de télécommu-nication stabilisés sur trois axes en orbite géostation-naire, la procédure selon l'invention permet donc de réduire au minimum les durées pendant lesquelles le satellite n'est pas opérationnel.
Claims (11)
1. Procédure de repointage rapide d'un satellite à pointage terrestre, notamment du type des satellites de télécommunication géostationnaires à couple de stabili-sation, ledit satellite étant muni d'une part de moyens de mesure constitués de détecteurs à référence solaire, d'un détecteur à référence terrestre ou de gyromètres, et d'autre part de moyens de rectifications d'attitude par variation d'un couple fourni par au moins un volant d'inertie, procédure constituée d'une séquence d'étapes prises dans l'ordre suivant avec possibilité d'entrer dans la séquence au niveau de chacune desdites étapes:
(i) une étape d'initialisation de la procédure consistant à déconnecter une boucle d'asservisssement en roulis, à connecter tous les détecteurs à références solaire et terrestre ou les gyromètres disponibles et à établir un contrôle en boucle ouverte des vitesses dudit au moins un volant d'inertie;
(ii) une étape de préstabilisation en tangage consistant à placer le satellite en configuration à double rotation, une plate-forme du satellite étant amenée en contre-rotation, puis à déterminer des variations en tangage à partir des détecteurs à référence solaire ou du détecteur à référence terrestre et à contrôler ces variations par actions sur ledit au moins un volant d'inertie;
(iii) une étape de réalignement d'un axe de tangage consistant à ramener le satellite dans une fourchette de fonctionnement d'une boucle d'asservissement en tangage, par capture de la terre en tangage avec un contrôle sur un seul axe;
(iv) une étape d'amortissement de la nutation résiduelle, consistant à exercer des couples transversaux en roulis ou en lacets par action sur ledit au moins un volant d'inertie ou activation de micropropulseurs jusqu'à capture de la terre en roulis par la boucle d'asservissement correspondante.
(i) une étape d'initialisation de la procédure consistant à déconnecter une boucle d'asservisssement en roulis, à connecter tous les détecteurs à références solaire et terrestre ou les gyromètres disponibles et à établir un contrôle en boucle ouverte des vitesses dudit au moins un volant d'inertie;
(ii) une étape de préstabilisation en tangage consistant à placer le satellite en configuration à double rotation, une plate-forme du satellite étant amenée en contre-rotation, puis à déterminer des variations en tangage à partir des détecteurs à référence solaire ou du détecteur à référence terrestre et à contrôler ces variations par actions sur ledit au moins un volant d'inertie;
(iii) une étape de réalignement d'un axe de tangage consistant à ramener le satellite dans une fourchette de fonctionnement d'une boucle d'asservissement en tangage, par capture de la terre en tangage avec un contrôle sur un seul axe;
(iv) une étape d'amortissement de la nutation résiduelle, consistant à exercer des couples transversaux en roulis ou en lacets par action sur ledit au moins un volant d'inertie ou activation de micropropulseurs jusqu'à capture de la terre en roulis par la boucle d'asservissement correspondante.
2. Procédure selon la revendication l, comportant une étape supplémentaire d'amortissement d'un mouvement de nutation préalable au réalignement de l'axe de tangage dans le cas où le mouvement de nutation a une amplitude supérieure à la fourchette de fonctionnement de ladite boucle d'asservissement en tangage, ladite étape supplémentaire consistant à verrouiller des panneaux solaires à 180° l'un par rapport à l'autre, pour optimiser une génération d'énergie, et à amortir la nutation par contrôle actif en agissant sur le couple dudit au moins un volant d'inertie ou en activant les micropropulseurs, ou par contrôle passif avec échange de couple entre ledit au moins un volant et la plate-forme du satellite.
3. Procédure selon la revendication 1, dans laquelle ladite étape de réalignement de l'axe de tangage consiste à ramener le satellite à un mouvement de nutation inférieur à 15° et à une vitesse angulaire en tangage inférieure à 0,05°/seconde.
4. Procédure selon la revendication 1, dans laquelle ledit satellite est stabilisé initialement dans une direction solaire sur deux axes, avec liberté de roulis, procédure dans laquelle on fait prédéder ladite séquence d'étapes pr les étapes suivantes:
(i) une étape d'asservissement de panneaux solaires en pointage solaire utilisant spécifiquement les détecteurs à référence solaire qui sont montés sur les panneaux solaires;
(ii) une étape dans laquelle on fait apparaître entre un bloc support des panneaux solaires et la plate-forme du satellite un angle correspondant à celui présenté
par les directions solaire et terrestre vues depuis le satellite à une heure locale de manoeuvre;
(iii) une étape de détermination d'une attitude du satellite par chronométrage des apparitions de la terre dans un champ de vision du détecteur à référence terrestre monté
sur la plate-forme lors de chaque cycle d'un mouvement de roulis;
(iv) une étape d'interruption de la liberté de roulis, et de mise en rotation dudit au moins un volant d'inertie ou des gyromètres qui font parti d'une centrale inertielle au moment où l'axe de tangage se trouve en position favorable pour réaliser un repointage terrestre selon ladite procédure.
(i) une étape d'asservissement de panneaux solaires en pointage solaire utilisant spécifiquement les détecteurs à référence solaire qui sont montés sur les panneaux solaires;
(ii) une étape dans laquelle on fait apparaître entre un bloc support des panneaux solaires et la plate-forme du satellite un angle correspondant à celui présenté
par les directions solaire et terrestre vues depuis le satellite à une heure locale de manoeuvre;
(iii) une étape de détermination d'une attitude du satellite par chronométrage des apparitions de la terre dans un champ de vision du détecteur à référence terrestre monté
sur la plate-forme lors de chaque cycle d'un mouvement de roulis;
(iv) une étape d'interruption de la liberté de roulis, et de mise en rotation dudit au moins un volant d'inertie ou des gyromètres qui font parti d'une centrale inertielle au moment où l'axe de tangage se trouve en position favorable pour réaliser un repointage terrestre selon ladite procédure.
5. Procédure selon la revendication 4, dans laquelle l'étape de mise en rotation est précédée d'une étape d'annulation d'une rotation du satellite en lacet.
6. Procédure selon la revendication 1, dans laquelle ledit satellite est stabilisé initialement dans une direction solaire sur deux axes avec liberté de roulis, ledit satelleite étant muni d'une unité de repérage astronomique d'un type à détecteur vidéo linéaire ou matriciel, ladite procédure comportant les étapes suivantes effectuées avant les étapes de la revendication 1:
(i) une étape de détection d'une position des étoiles visibles depuis le satellite à l'aide de ladite unité de repérage astronomique;
(ii) une étape de détermination de l'attitude du satellite par rapport à la direction solaire, à partir dudit repérage astronomique;
(iii) une étape d'interruption de la liberté de roulis, et de mise en rotation dudit au moins un volant d'inertie ou des gyromètres qui font parti d'une centrale inertielle au moment où l'axe de tangage se trouve en position favorable pour réaliser un repointage terrestre selon ladite procédure.
(i) une étape de détection d'une position des étoiles visibles depuis le satellite à l'aide de ladite unité de repérage astronomique;
(ii) une étape de détermination de l'attitude du satellite par rapport à la direction solaire, à partir dudit repérage astronomique;
(iii) une étape d'interruption de la liberté de roulis, et de mise en rotation dudit au moins un volant d'inertie ou des gyromètres qui font parti d'une centrale inertielle au moment où l'axe de tangage se trouve en position favorable pour réaliser un repointage terrestre selon ladite procédure.
7. Procédure selon la revendication 6, dans laquelle ledit repérage astronomique est réalisé à l'aide d'un dispositif CCD linéaire ou matriciel.
8. Procédure selon la revendication 4, 5 ou 6, dans laquelle ledit satellite est exempt dudit au moins un volant d'inertie.
9. Procédure selon la revendication 1, 4 ou 6, dans laquelle lesdits moyens de mesure sont constitués desdits détecteurs à référence solaire, dudit détecteur à
référence terrestre et desdits gyromètres.
référence terrestre et desdits gyromètres.
10. Procédure selon la revendication 1, dans laquelle lesdits couples transversaux comprennent des couples transversaux en roulis et en lacets.
11. Procédure selon la revendication 1, dans laquelle ladite étape d'amortissement de la nutation résiduelle comprend ladite action sur ledit au moins un volant d'inertie et ladite activation desdits micro-propulseurs.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8609727 | 1986-07-04 | ||
| FR8609727A FR2601159B1 (fr) | 1986-07-04 | 1986-07-04 | Procedure de repointage rapide des satellites a pointage terrestre, et notamment des satellites geostationnaires de telecommunication a stabilisation par volant d'inertie |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CA1267949A true CA1267949A (fr) | 1990-04-17 |
Family
ID=9337074
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CA000541264A Expired - Lifetime CA1267949A (fr) | 1986-07-04 | 1987-07-03 | Procedure de repointage rapide des satellites a pointage terrestre, et notamment des satellites geostationnaires de telecommunication a stabilisation par volant d'inertie |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2581693B2 (fr) |
| CA (1) | CA1267949A (fr) |
| FR (1) | FR2601159B1 (fr) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111708623A (zh) * | 2020-06-01 | 2020-09-25 | 哈尔滨工业大学 | 一种星务管理和星图处理一体化平台 |
| CN115817858A (zh) * | 2022-12-21 | 2023-03-21 | 长光卫星技术股份有限公司 | 遥感卫星飞轮组三正交斜装构型的安装方法和设计方法 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3885883D1 (de) * | 1987-09-16 | 1994-01-05 | Deutsche Aerospace | Vorrichtung zur sollwertregelung und/oder stabilisierung von freibeweglichen körpern mit gespeichertem drall. |
| FR2637565B1 (fr) * | 1988-10-06 | 1991-01-11 | Aerospatiale | Systeme de controle actif selon trois axes de l'attitude d'un satellite geostationnaire |
| JPH02274697A (ja) * | 1989-04-14 | 1990-11-08 | Toshiba Corp | 宇宙航行体の姿勢制御装置 |
| FR2647565B1 (fr) * | 1989-04-24 | 1991-07-26 | Alcatel Espace | Procede de mise a poste d'un satellite de telecommunications geostationnaire |
| US5080307A (en) * | 1990-05-14 | 1992-01-14 | Hughes Aircraft Company | Spacecraft earth-pointing attitude acquisition method |
| US5255879A (en) * | 1991-11-27 | 1993-10-26 | Hughes Aircraft Company | Three axes stabilized spacecraft and method of sun acquisition |
| GB9209569D0 (en) * | 1992-05-02 | 1992-06-17 | British Aerospace | Spacecraft control apparatus |
| CN108839824B (zh) * | 2018-05-16 | 2021-09-24 | 南京航空航天大学 | 一种基于合作博弈的混合执行机构动量优化管理方法 |
| CN113815903B (zh) * | 2021-09-06 | 2023-06-23 | 长光卫星技术股份有限公司 | 一种用于遥感卫星的飞轮过零规避方法 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4437047A (en) * | 1981-07-13 | 1984-03-13 | Hughes Aircraft Company | System for autonomous earth-pointing acquisition of a dual-spin satellite |
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1986
- 1986-07-04 FR FR8609727A patent/FR2601159B1/fr not_active Expired
-
1987
- 1987-07-03 JP JP62167659A patent/JP2581693B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1987-07-03 CA CA000541264A patent/CA1267949A/fr not_active Expired - Lifetime
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111708623A (zh) * | 2020-06-01 | 2020-09-25 | 哈尔滨工业大学 | 一种星务管理和星图处理一体化平台 |
| CN115817858A (zh) * | 2022-12-21 | 2023-03-21 | 长光卫星技术股份有限公司 | 遥感卫星飞轮组三正交斜装构型的安装方法和设计方法 |
| CN115817858B (zh) * | 2022-12-21 | 2024-05-28 | 长光卫星技术股份有限公司 | 遥感卫星飞轮组三正交斜装构型的安装方法和设计方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
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| JPS63106200A (ja) | 1988-05-11 |
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| JP2581693B2 (ja) | 1997-02-12 |
| FR2601159B1 (fr) | 1988-09-16 |
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