WO2007096539A1 - Engin spatial et procede pour faire fonctionner l'engin spatial - Google Patents

Engin spatial et procede pour faire fonctionner l'engin spatial Download PDF

Info

Publication number
WO2007096539A1
WO2007096539A1 PCT/FR2007/000358 FR2007000358W WO2007096539A1 WO 2007096539 A1 WO2007096539 A1 WO 2007096539A1 FR 2007000358 W FR2007000358 W FR 2007000358W WO 2007096539 A1 WO2007096539 A1 WO 2007096539A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
target
spacecraft
force
intensity
machine according
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Ceased
Application number
PCT/FR2007/000358
Other languages
English (en)
Inventor
Badaoui El Mabsout
Alain Bioget
Michel Dudeck
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Centre National de la Recherche Scientifique CNRS
Universite Pierre et Marie Curie
Palais de la Decouverte
Original Assignee
Centre National de la Recherche Scientifique CNRS
Universite Pierre et Marie Curie
Palais de la Decouverte
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Centre National de la Recherche Scientifique CNRS, Universite Pierre et Marie Curie, Palais de la Decouverte filed Critical Centre National de la Recherche Scientifique CNRS
Priority to EP07731060A priority Critical patent/EP1989113A1/fr
Priority to US12/279,146 priority patent/US8262028B2/en
Publication of WO2007096539A1 publication Critical patent/WO2007096539A1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/26—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using jets
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/242—Orbits and trajectories
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • B64G1/646—Docking or rendezvous systems

Definitions

  • the present invention relates to a spacecraft, a spacecraft guidance system and a method for operating the spacecraft.
  • the spacecraft is for example a satellite, a probe, a space shuttle or a refueling module.
  • the orbiting of an interplanetary probe around a planet or the maintenance in formation of a satellite swarm also includes a phase of approaching an orbital position.
  • the trajectory of a spacecraft, or fighter, in a phase of approach of an orbital position, or target is determined thanks to the equations of HiIl, sometimes still called equations of Clohessy-Wiltshire.
  • the spacecraft after a so-called Hohmann transfer made from a low orbit, under the effect of a brief pulse F. ⁇ t (with in particular ⁇ t ⁇ 0.5 second) generated using a jet of gas or compressed liquid, undergoes a very small variation in its orbital velocity ⁇ v (between 10 "1 to 10 " m / s).
  • the motion of the spacecraft is determined by geodetic deflection equations whose HiIl equations are a special case.
  • the fighter and the target may be at relative rest on the same orbit, known as the parking orbit. Two parking positions are possible, in front of or behind the target in relation to its orbital movement.
  • the relative position of the fighter and the target is not static and the HiIl radial equation shows that the fighter is gravitational with a gradient which is centrifugal when the fighter is above the parking orbit and centripetal when the fighter is below that orbit.
  • the application EP 0 467 671 A2 discloses a method for making up the trajectory of an appointment by exerting successive pulses.
  • Spacecraft Vol. 39, No. 5, concerns the final approach, made by a space engine, of a target, when the craft is at a distance of less than 100 m.
  • the approach of the target is carried out by exerting impulses then a retromanoeuvre takes place at the end of the approach.
  • Application US 2004/0026571 A1 discloses satellite navigation and guidance systems.
  • the invention proposes in particular a new way of controlling a spacecraft in order to bring it closer to a target, which is for example another spacecraft, notably a satellite, a space station, a probe, or a place of an orbit.
  • the invention thus relates, according to one of its aspects, to a spacecraft comprising: a propulsion system making it possible to exert on the spacecraft a force of variable intensity and orientation, a control system arranged to control the propulsion system in intensity and orientation so as to bring the spacecraft closer to a target around a planet.
  • the force exerted by the propulsion system depends, in intensity and / or orientation, the coordinates of the spacecraft in the rotating reference linked to the target.
  • This force can be of variable orientation and variable intensity, the orientation and the intensity being for example continuously modified.
  • the force may have at least one component f x , f y or f z in the rotating reference frame linked to the target which varies, in particular substantially linearly, with the corresponding coordinate x, y or z of the apparatus in this reference, in particular which it is proportional.
  • the force may have at least two components f x , f y or f z in the target-related rotational coordinate system which vary substantially linearly with corresponding coordinates x, y or z of the apparatus in this frame, in particular two coordinates, and which are, for example, proportional to them.
  • the third component may be zero, for example.
  • Such a force, directed substantially towards the target or substantially radial and directed towards the target, applied to the spacecraft, can make it possible to stabilize the movement of the spacecraft in the vicinity of the target and to reduce the duration of the phase of the spacecraft. 'approach.
  • This force, exerted in the orbital plane of the target can be likened to a 'restoring force.
  • the propulsion system comprises, if desired, at least one electric thruster, in particular a Hall effect thruster or, alternatively, an ion gate thruster.
  • An electric thruster generally has a lower initial mass than a chemical thruster of equivalent thrust, which reduces the onboard weight of the spacecraft and therefore the launch costs.
  • An electric thruster can also be used to accurately control the spacecraft's trajectory and reduce the duration of the approach phase, thanks to low thrusts.
  • the propulsion system comprises at least one chemical thruster.
  • the propulsion system is arranged to produce a thrust of between about 10 mN and 5 N, for example greater than 50 mN or 100 mN.
  • the propulsion system can be arranged so that at least one of the intensity and the orientation of the force can be changed continuously or, alternatively, in increments.
  • the intensity and / or orientation of the force can be controlled, if desired, by the addition of an external magnetic field.
  • the propulsion system may comprise, where appropriate, a steerable support on which is disposed at least one propellant. This steerable support can be moved to change the orientation of the force applied to the spacecraft. The orientation may depend on the coordinates of the machine in the reference linked to the target.
  • the spacecraft comprises several thrusters arranged at different locations of the spacecraft so as to vary, by a selective start of the various thrusters, the intensity and the orientation of the resulting force exerted on the spacecraft.
  • the control system can be arranged to control the propulsion system in intensity and orientation so that, in a first approach phase of the spacecraft of the target, the spacecraft describes a substantially epicyclic trajectory in the rotating center mark coinciding with the target.
  • the control system may be arranged so that the force exerted on the space vehicle, during the first approach phase, is directed substantially towards the target, the force having an intensity substantially proportional to the distance between the spacecraft and the target.
  • This force is a collinear force to the vector ray joining the spacecraft to the target and directed towards the target, its intensity and its direction being chosen in particular to compensate the radial centripetal force that the spacecraft undergoes in the vicinity of the target.
  • This force has a centripetal component tangentially to the orbit. This allows the spacecraft, especially when it is below or above the target, to get closer to it.
  • control system may be arranged so that the force exerted on the spacecraft, during the first approach phase, is substantially radial and directed towards the target, the force having an intensity substantially proportional to the difference in altitude between the spacecraft and the target.
  • This radial force allows in particular the spacecraft which is behind or in front of the target, to get closer to it.
  • the spacecraft can be brought a few tens of meters from the target, for example at a distance of less than 100 m or 50 m.
  • control system is arranged to control the propulsion system in intensity and orientation so that, in a second approach phase of the spacecraft of the target, succeeding the first phase, the spacecraft describes a trajectory substantially in a circular arc, in particular in a semicircle, in the rotating reference center coinciding with the target, the force exerted on the spacecraft being substantially radial and directed towards the target, the force having an intensity substantially proportional to the difference in altitude between the spacecraft and the target.
  • This force makes it possible to bring the spacecraft closer to the target at a distance of less than a few meters, for example less than 1 m.
  • a guidance system for guiding a spacecraft in order to bring it closer to a target around a planet comprising a propulsion system making it possible to exerting on the spacecraft a force of variable intensity and orientation and a control system arranged to control the propulsion system
  • the guidance system comprising: a remote data transmission system arranged to transmit to the control system the spacecraft data useful to enable it to control the propulsion system in intensity and orientation to bring the spacecraft closer to the target, using a force that for example is:
  • the data transmission system may be disposed at least partially: on a planet, and / or on another spacecraft such as a space station, this other spacecraft may in particular define the target.
  • the data transmission system can be arranged to transmit, in particular in real time, to the control system of the spacecraft data relating to the distance between the spacecraft and the target. This distance is determined for example by a measuring system disposed on the surface of the planet around which the spacecraft gravitates.
  • the spacecraft comprises at least one measurement system arranged to determine the distance separating it from the target.
  • the control system of the spacecraft can be arranged to calculate the intensity and / or the orientation of the force to be generated by the propulsion system in the approach phase, which allows autonomous control of the machine spatial.
  • the calculation of the intensity and / or the orientation of the force to be generated is achieved using the guidance system, for example based on the ground or embarked on another spacecraft.
  • the invention further relates, in one aspect, to an assembly comprising the spacecraft and the guidance system.
  • Another object of the invention is, according to another of its aspects, a method for operating a spacecraft in order to bring it closer to a target around a planet, comprising the step of: acting on a propulsion system of the spacecraft so as to exert a force which for example is:
  • FIG. 1 schematically represents a rotating center mark coinciding with a target
  • FIG. 2 represents, schematically and partially, a spacecraft according to the invention
  • FIGS. 3 and 4 show, schematically and partially, two examples of a guidance system arranged to guide a spacecraft
  • FIGS. 5 to 7 schematically illustrate various examples of the trajectory of a spacecraft according to the invention, in FIG. an approach phase of the target.
  • the target is for example materialized by a space station orbiting the Earth.
  • the circular orbit is centered on a point O ', corresponding substantially to the center of the planet.
  • the spacecraft P of negligible mass m in front of M, is located in the original rotating reference mark O with three axes: O-axis radially outward, Oy tangent to the target's orbit in the direction of movement, and Oz perpendicular to the plane (Oxy). Equations of the movement of the spacecraft
  • the spacecraft P is in the vicinity of the target O (for example a few kilometers).
  • V 1 will be imposed.
  • the final approach of the spacecraft P towards the target can be done in two directions: radial or orthoradial.
  • EXAMPLE 1 An example of a vertical catch-up approach phase allowing the spacecraft below the station to approach it, using the solutions of the system of equations (FIG. ).
  • the approach is radial.
  • the radial force T above has an intensity proportional to the difference in altitude between the spacecraft and the target.
  • the epicyclic trajectory of the spacecraft in the approach phase is illustrated in Figure 6.
  • the approach is orthoradial.
  • a second phase of approach is implemented to reduce the distance between the spacecraft and the target to allow, if necessary, stowage maneuvers or "docking".
  • the maximum thrust required for a distance of 4 m and a satellite of 1000 kg is for example equal to approximately 15.6 n ⁇ N.
  • the trajectory of the spacecraft for example over a quarter of an orbital period, in the second approach phase, is semi-circular, as illustrated in FIG.
  • the force is defined by: where A is a positive constant positive force, hence:
  • trajectory is an epicycloid on which the hunter moves in the direction of the positive x or the negative x according to the sign of ⁇ .
  • FIG. 2 shows an example of the spacecraft P formed by a satellite orbiting the Earth.
  • the spacecraft P may, alternatively, be a refueling module of a space station or an interplanetary probe.
  • the spacecraft P comprises a propulsion system 1 for exerting on the spacecraft P a force of varying intensity and orientation.
  • the propulsion system 1 comprises an electric thruster, in particular a Hall effect thruster.
  • Hall effect thrusters include, for example, the SPT100, PPS1350, PP55000 thrusters manufactured by SNECMA, or the T-40, T-140, T200 and T220 T thrusters manufactured by PATT & WHITNEY.
  • the electric thruster may be a grid propellant, for example the T5 or T6 propellant developed by Qinequq.
  • the electric thruster 1 may for example produce a thrust of maximum intensity of about 2 N.
  • the propulsion system may comprise at least one chemical thruster, provided for example with a turbopump, or a propellant with pressurized fluid and equipped with a centrifugal turbopump type Couette-Taylor both arranged to produce a variable thrust.
  • the propulsion system 1 is arranged so that at least one of the intensity and orientation of the force can be changed continuously.
  • the propulsion system 1 can be arranged so that at least one of the intensity and the orientation of the force can be changed in increments.
  • the spacecraft P furthermore comprises a control system 2 arranged to control the propulsion system 1 in intensity and orientation so as to bring the spacecraft P closer to the target O by means of a force as defined above.
  • the control system 2 may comprise an on-board computer and be arranged to allow autonomous control of the spacecraft in the approach phase, allowing it in particular to calculate the intensity and / or the orientation of the force to provide in this phase of approach.
  • the spacecraft P may comprise, for example, a measurement system 3 making it possible to determine the distance separating it from the target O.
  • a guidance system 5 may be provided to guide the spacecraft P in order to bring it closer to the target O, this guidance system possibly comprising one or more remote data transmission systems 6 arranged to transmit to the control system.
  • control 2 of the spacecraft P useful data to allow control of the propulsion system 1 to have the spacecraft P describe the approach paths of the target O.
  • the guidance system may be at least partially on board the space station 7.
  • the control system 2 of the spacecraft P can be of relatively simple design since the trajectory calculations of the spacecraft P can be carried out on ground-based computers or embedded in another spacecraft and the data relating to the calculated trajectories are transmitted to the control system 2 of the spacecraft.
  • the orbit is circular.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

La présente invention concerne un engin spatial (P) comportant un système de propulsion permettant d'exercer sur l'engin spatial une force d'intensité et d'orientation variables, un système de commande agencé pour commander le système de propulsion en intensité et en orientation de manière à rapprocher l'engin spatial d'une cible autour d'une planète, à l'aide d'une force qui comporte au moins une composante (f<SUP>x</SUP>, f<SUP>y</SUP>, f<SUP>z</SUP>), dans le repère tournant lié à la cible, qui dépend sensiblement linéairement de la coordonnée correspondante (x, y, z) de l'engin dans ce repère.

Description

Engin spatial et procédé pour faire fonctionner l'engin spatial La présente invention concerne un engin spatial, un système de guidage de l'engin spatial et un procédé pour faire fonctionner l'engin spatial.
L'engin spatial est par exemple un satellite, une sonde, une navette spatiale ou un module de ravitaillement.
Afin d'assurer l' approvisionnement de la Station Spatiale Internationale (ISS), l'assemblage de nouvelles structures de celle-ci, le renouvellement de son équipage ou la mise en place de nouvelles expériences, il est nécessaire de procéder à l'arrimage à cette station d'engins spatiaux. L'arrimage d'un vaisseau spatial à la station, à une altitude moyenne de 370 km, est une opération relativement complexe, qui nécessite, pour la phase finale d'approche, typiquement pour les derniers kilomètres, des changements d'orbite. Ces changements d'orbite doivent tenir compte des mouvements respectifs de l'engin spatial et de la station dans le champ de gravitation terrestre.
Par ailleurs, la mise en orbite d'une sonde interplanétaire autour d'une planète ou le maintien en formation d'un essaim de satellites comprend également une phase d'approche d'une position orbitale.
Actuellement, la trajectoire d'un engin spatial, ou chasseur, dans une phase d'approche d'une position orbitale, ou cible, est déterminée grâce aux équations de HiIl, parfois encore appelées équations de Clohessy-Wiltshire. L'engin spatial, après un transfert dit de Hohmann réalisé à partir d'une orbite basse, sous l'effet d'une brève impulsion F.Δt (avec notamment Δt≤0.5 seconde) générée à l'aide d'un jet de gaz ou de liquide comprimé, subit une variation très faible de sa vitesse orbitale Δv (entre 10"1 à 10" m/s). Le mouvement de l'engin spatial est déterminé par les équations de déviation géodésique dont les équations de HiIl sont un cas particulier. Dans la phase d'approche finale, typiquement les dernières centaines de mètres, le chasseur et la cible peuvent être au repos relatif sur une même orbite, dite orbite de parking. Deux positions de parking sont possibles, devant ou derrière la cible par rapport à son mouvement orbital.
Dans le deuxième cas (chasseur en arrière de la cible), deux possibilités se présentent pour rattraper la cible : 1) diminuer la vitesse orbitale du chasseur à l'aide d'une brève impulsion négative, tangente à l'orbite du chasseur, celui-ci décrivant alors une trajectoire épicycloïdale vers la cible,
2) appliquer une impulsion centripète permettant au chasseur de décrire une demi-ellipse vers l'avant.
Lorsque le chasseur est en dessous ou au-dessus de l'orbite de parking, la position relative du chasseur et de la cible n'est pas statique et l'équation radiale de HiIl montre que le chasseur subit une force de pesanteur présentant un gradient qui est centrifuge lorsque le chasseur est au-dessus de l'orbite de parking et centripète lorsque le chasseur est en dessous de cette orbite.
La demande EP 0 467 671 A2 divulgue un procédé pour rattraper la trajectoire d'un rendez-vous en exerçant des impulsions successives.
L'article « Optimal Impulsive Intercept with low. Thrust Rendez Vous
Return », Journal of guidance, Control and Dynamics, Vol. 16, No. 3, May-June 1993, divulgue un procédé qui permet de modifier la trajectoire d'un satellite afin d'éviter une collision par exemple et de le ramener sur son orbite initiale après cette déviation, en exerçant une succession de fortes poussées et de faibles poussées.
L'article « Simplified AIg. for short Target. Approach Paths in Orbit », J.
Spacecraft, Vol. 39, No. 5, concerne l'approche finale, effectuée par un engine spatial, d'une cible, lorsque l'engin est à une distance inférieure à 100 m. L'approche de la cible s'effectue en exerçant des impulsions puis une rétromanoeuvre a lieu à la fin de l'approche.
La demande US 2004/0026571 Al divulgue des systèmes de navigation et de guidage de satellites. L'invention propose notamment une nouvelle manière de contrôler un engin spatial afin de le rapprocher d'une cible, laquelle est par exemple un autre engin spatial, notamment un satellite, une station spatiale, une sonde, ou un lieu d'une orbite.
L'invention concerne ainsi, selon l'un de ses aspects, un vaisseau spatial comportant : un système de propulsion permettant d'exercer sur l'engin spatial une force d'intensité et d'orientation variables, un système de commande agencé pour commander le système de propulsion en intensité et en orientation de manière à rapprocher l'engin spatial d'une cible autour d'une planète.
La force exercée par le système de propulsion dépend, en intensité et/ou en orientation, des coordonnées de l'engin spatial dans le repère tournant lié à la cible.
Cette force peut être d'orientation variable et d'intensité variable, l'orientation et l'intensité étant par exemple modifiées continûment.
La force peut avoir au moins une composante fx, fy ou fz dans le repère tournant lié à la cible qui varient, notamment sensiblement linéairement, avec la coordonnée correspondante x, y ou z de l'engin dans ce repère, notamment qui lui est proportionnelle.
La force peut avoir au moins deux composantes fx, fy ou fz dans le repère tournant lié à la cible qui varient sensiblement linéairement avec des coordonnées correspondantes x, y ou z de l'engin dans ce repère, notamment deux coordonnées, et qui leur sont par exemple proportionnelles. La troisième composante peut être nulle, par exemple.
Il peut s'agir, dans des exemples de mise en œuvre de l'invention, d'une force :
• dirigée sensiblement vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la distance entre l'engin spatial et la cible, ou
• sensiblement radiale, à savoir sensiblement colinéaire au rayon joignant la projection sur le plan de l'orbite de la cible du centre de la planète à la cible, et dirigée vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la différence d'altitude entre l'engin spatial et la cible.
Une telle force, dirigée sensiblement vers la cible ou sensiblement radiale et dirigée vers la cible, appliquée sur l'engin spatial, peut permettre de stabiliser le mouvement de l'engin spatial au voisinage de la cible et de réduire la durée de la phase d'approche. Cette force, s' exerçant dans le plan orbital de la cible, peut être assimilée à une ' force de rappel.
Dans d'autres exemples de mise en œuvre de l'invention, la force a par exemple pour composantes : fx = -3Ω2x,fy = O,fz = £l2z ou fx = -3Ω2x + ε.A, ε=±l, A étant une constante positive, fy = 0 ,/z = Ω2z . ou fx = Ω2x , fy = ε.B, ε =± 1 , B étant une constante positive, /z = Ω2z .
Le système de propulsion comporte, si on le souhaite, au moins un propulseur électrique, notamment un propulseur à effet Hall ou, en variante, un propulseur ionique à grilles.
Un propulseur électrique présente généralement une masse initiale inférieure à celle d'un propulseur chimique de poussée équivalente, ce qui permet de réduire la masse embarquée abord de l'engin spatial et donc les coûts de lancement.
Un propulseur électrique peut également permettre de contrôler de manière précise la trajectoire de l'engin spatial et de réduire la durée de la phase d'approche, grâce à de faibles poussées. En variante, le système de propulsion comporte au moins un propulseur chimique.
Dans un exemple de mise en œuvre de l'invention, le système de propulsion est agencé pour produire une poussée comprise entre environ 10 mN et 5 N, par exemple supérieure à 50 mN ou 100 mN. Le système de propulsion peut être agencé de manière à ce que l'une au moins de l'intensité et l'orientation de la force puisse être modifiée continûment ou, en variante, par incréments.
L'intensité et/ou l'orientation de la force peuvent être contrôlées, si on le souhaite, par l'addition d'un champ magnétique extérieur. Le système de propulsion peut comporter, le cas échéant, un support orientable sur lequel est disposé au moins un propulseur. Ce support orientable peut être déplacé afin de modifier l'orientation de la force appliquée sur l'engin spatial. L'orientation peut dépendre des coordonnées de l'engin dans le repère lié à la cible.
Dans un exemple de mise en œuvre de l'invention, l'engin spatial comporte plusieurs propulseurs disposés en différents emplacements de l'engin spatial de manière à faire varier, par une mise en marche sélective des différents propulseurs, l'intensité et l'orientation de la force résultante exercée sur l'engin spatial.
Le système de commande peut être agencé pour commander le système de propulsion en intensité et en orientation de manière à ce que, dans une première phase d'approche de l'engin spatial de la cible, l'engin spatial décrive une trajectoire sensiblement épicycloïdale dans le repère tournant de centre coïncidant avec la cible.
Le système de commande peut être agencé pour que la force exercée sur Pengin spatial, pendant la première phase d'approche, soit dirigée sensiblement vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la distance entre l'engin spatial et la cible.
Cette force est une force colinéaire au rayon vecteur joignant l'engin spatial à la cible et dirigée vers la cible, son intensité et son sens étant notamment choisis pour compenser la force centripète radiale que subit l'engin spatial au voisinage de la cible. Cette force comporte une composante centripète tangentiellement à l'orbite. Ceci permet à l'engin spatial, notamment lorsqu'il se trouve en dessous ou au dessus de la cible, de se rapprocher de celle-ci.
En variante, le système de commande peut être agencé pour que la force exercée sur l'engin spatial, pendant la première phase d'approche, soit sensiblement radiale et dirigée vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la différence d'altitude entre l'engin spatial et la cible.
Cette force radiale permet notamment à l'engin spatial qui se trouve en arrière ou en avant de la cible, de se rapprocher de celle-ci.
Durant la première phase d'approche, l'engin spatial peut être amené à quelques dizaines de mètres de la cible, par exemple à une distance inférieure à 100 m ou 50 m.
Avantageusement, le système de commande est agencé pour commander le système de propulsion en intensité et en orientation de manière à ce que, dans une deuxième phase d'approche de l'engin spatial de la cible, succédant à la première phase, l'engin spatial décrive une trajectoire sensiblement en arc de cercle, notamment en demi- cercle, dans le repère tournant de centre coïncidant avec la cible, la force exercée sur l'engin spatial étant sensiblement radiale et dirigée vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la différence d'altitude entre l'engin spatial et la cible.
Cette force permet de rapprocher l'engin spatial de la cible à une distance inférieure à quelques mètres, par exemple inférieure à 1 m.
L'invention a encore pour objet, selon un autre de ses aspects, un système de guidage pour guider un engin spatial afin de le rapprocher d'une cible autour d'une planète, l'engin spatial comportant un système de propulsion permettant d'exercer sur l'engin spatial une force d'intensité et d'orientation variables et un système de commande agencé pour commander le système de propulsion, le système de guidage comportant : un système de transmission de données à distance agencé pour transmettre au système de commande de l'engin spatial des données utiles pour lui permettre de commander le système de propulsion en intensité et en orientation de manière à rapprocher l'engin spatial de la cible, à l'aide d'une force qui par exemple est :
• dirigée sensiblement vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la distance entre l'engin spatial et la cible, ou
• sensiblement radiale, à savoir sensiblement colinéaire au rayon joignant la projection sur le plan de l'orbite du centre de la planète à la cible, et dirigée vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la différence d'altitude entre l'engin spatial et la cible, ou
• définie par f = -3Ω2x fy = 0,/z = Ω2z, ou
• définie par fx = -3Ω x + ε.A, ε=±ï, A étant une constante positive, fy = 0 ,fz = Ω2z , ou
• définie par fx = -3.Ω x , fy = ε.B, £ =±1 , B étant une constante positive, /z = Cl1Z . Le système de transmission de données peut être disposé au moins partiellement : sur une planète, et/ou sur un autre engin spatial tel qu'une station spatiale, cet autre engin spatial pouvant notamment définir la cible.
Par exemple, le système de transmission de données peut être agencé pour transmettre, notamment en temps réel, au système de commande de l'engin spatial des données relatives à la distance entre l'engin spatial et la cible. Cette distance est déterminée par exemple grâce à un système de mesure disposé à la surface de la planète autour de laquelle l'engin spatial gravite.
En variante, l'engin spatial comporte au moins un système de mesure agencé pour déterminer la distance le séparant de la cible.
Le système de commande de l'engin spatial peut être agencé pour calculer l'intensité et/ou l'orientation de la force à générer par le système de propulsion dans la phase d'approche, ce qui permet un pilotage autonome de l'engin spatial.
En variante, le calcul de l'intensité et/ou l'orientation de la force à générer est réalisé à l'aide du système de guidage, par exemple basé au sol ou embarqué sur un autre engin spatial.
L'invention a encore pour objet, selon l'un de ses aspects, un ensemble comportant l'engin spatial et le système de guidage.
L'invention a encore pour objet, selon un autre de ses aspects, un procédé pour faire fonctionner un engin spatial afin de le rapprocher d'une cible autour d'une planète, comportant l'étape consistant à : agir sur un système de propulsion de l'engin spatial de manière à exercer une force qui par exemple est :
• dirigée sensiblement vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la distance entre l'engin spatial et la cible, ou
• sensiblement radiale, à savoir sensiblement colinéaire au rayon joignant le centre de la planète à la cible, et dirigée vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la différence d'altitude entre l'engin spatial et la cible, ou • définie par fx = -3.Ω2x, fy = 0,f: = Ω2z , ou
• définie par fx = -3Ω2x + ε.A, ε = ± 1 , A étant une constante positive, P = 0 ,/z = Ω2z , ou
• définie par fx = -3.Ω2x , fy = ε.B, ε=±l , B étant une constante positive, /z = Ω2z .
La présente invention pourra être mieux comprise à la lecture de la description détaillée qui va suivre, d'exemples de mise en œuvre non limitatifs de l'invention, et à l'examen du dessin annexé, sur lequel :
- la figure 1 représente schématiquement un repère tournant de centre coïncidant avec une cible,
- la figure 2 représente, schématiquement et partiellement, un engin spatial conforme à l'invention,
- les figures 3 et 4 représentent, schématiquement et partiellement, deux exemples de système de guidage agencé pour guider un engin spatial, et - les figures 5 à 7 illustrent schématiquement différents exemples de trajectoire d'un engin spatial conforme à l'invention, dans une phase d'approche de la cible.
Repère tournant (o, x, y, z)
Considérons une cible assimilée à un point O, en orbite circulaire autour de la Terre E ou d'une autre planète, comme illustré sur la figure 1. La cible est par exemple matérialisée par une station spatiale en orbite autour de la Terre. L'orbite circulaire est centrée sur un point O', correspondant sensiblement au centre de la planète. Le rayon de l'orbite est égal à R, où R = R'+ h, R' étant le rayon de la planète et h l'altitude de la cible.
Considérons Ω défini par : Ω2.R3=G.(M+ m') ≈ G.M, où G est la constante de gravitation, M la masse de la planète, m' la masse de la station, m' étant négligeable par rapport à M.
Nous allons décrire ci-dessous la phase d'approche d'un engin spatial P de la cible O.
L'engin spatial P, de masse m négligeable devant M, est repéré dans le repère tournant d'origine O avec trois axes : Ox radial orienté vers l'extérieur, Oy tangent à l'orbite de la cible dans le sens du mouvement et Oz perpendiculaire au plan (Oxy). Equations du mouvement de l'engin spatial
Soient x, y et z les coordonnées de P dans le repère tournant (O, x, y, z) :
OP≈x.i +y.j+z.k . Notons r= OP
Dans le repère galiléen (O', X1, yls Z1), on suppose que l'orbite de la cible se trouve dans le plan (O', X1, yi). On pose alors : O1O =X.ix +Yj1 Notons que l'on a :
On a ainsi :
Figure imgf000010_0001
On suppose que l'engin spatial P se trouve au voisinage de la cible O (par exemple à quelques kilomètres) .
On a alors OP OO «1 (ce rapport étant par exemple de l'ordre de 10 -"3Λ ),
ce qui permet de développer le second membre des équations du mouvement.
En négligeant les termes du second ordre, on obtient, après calcul, les équations de HiIl :
[ x-2.Ω.y = 3.Ω2.x (J) \ y+2.Ω.ά = 0 [ ir + Ω2.z = 0
Figure imgf000010_0002
Nous constatons que pour x>0, l'engin spatial subit une force centrifuge et pour x<0 une force centripète, d'où une instabilité du mouvement de l'engin spatial.
On peut se référer aux articles suivants pour l'établissement des équations de HiIl :
El Mabsout B. « Méthode semi-numérique de résolution du problème de HiIl- Application à Phœbé », Astron. & Astrophys. 5 (1970) 68-83,
- HiIl G. W. "Researches in the lunar theory", Am. J. Math. 1 (1878) 5-26,
Gurfil P., Kasdin N. J. : "Canonical modelling of coorbital motion in Hill's problem using epicyclic orbital éléments", A & A 409 (2003)1135-1140. Dans le système (I), l'équation en z est indépendante des deux autres. Sa solution générale est une solution périodique connue de pulsation Ω. Phase d'approche
Afin d'amener l'engin spatial qui se trouve à un instant initial au point (xo, y0), au point (X1, y{) à un instant ti ultérieur, on résout les deux relations : x(ti)=X! et y(t1)=y1, par rapport aux composantes de la vitesse initiale.
On constate que l'on peut choisir arbitrairement X0 ou y0 et déterminer la plus petite valeur possible de t\ ainsi que la deuxième composante non arbitraire de la vitesse initiale.
Par ailleurs si l'on impose les vitesses initiales et l'altitude X1 à l'instant ti, V1 sera imposé. Dans le plan de l'orbite de la cible, l'approche finale de l'engin spatial P vers la cible peut se faire suivant deux directions : radiale ou orthoradiale.
Première phase d'approche : rattrapage vertical Pour effectuer un rattrapage vertical, on applique sur l'engin spatial P une force s 'exerçant dans le plan de l'orbite de la cible, de la forme : f =-m.k. (x.ï+yj) , k>0.
La force f ci-dessus est dirigée sensiblement vers la cible, avec une intensité proportionnelle à la distance entre l'engin spatial et la cible. La stabilité des solutions du système (II) ainsi obtenu :
Figure imgf000011_0001
dépend de la valeur de k.
Pour 3Ω2-£<0 , le système (II) possède des solutions stables, alors que pour k<3.Ω2 (comprenant le cas où k=0), il existe une valeur propre positive entraînant l'instabilité des solutions. Le choix de k = 3.Ω2 permet d'avoir une solution stable et simple des équations ci-dessous:
Figure imgf000011_0002
et la solution de (Ilb) dans le plan de l'orbite de la cible est :
x(t) = 3.t ,x0 + X0
Figure imgf000012_0001
y(t) jcos(-V7.Ω.t) - 1 Jx0
Figure imgf000012_0002
Pour k= 3.Ω2, on a k = 3.8988 10"6 s'2, en prenant Ω = 0.00114 s"1. Ainsi la poussée maximale nécessaire pour une distance de 500 m et un satellite de 1000 kg est d'environ 2 N.
Exemple 1 : On va décrire ci-après un exemple de phase d'approche en rattrapage vertical permettant à l'engin spatial en dessous de la station de s'approcher de celle-ci, en utilisant les solutions du système d'équations (lia).
Prenons xo=-3OO m, yo=O m, X0 =0.20 m/s, et X1=O. On constate que y1=20.4037, le temps nécessaire pour atteindre le point (X1, yi) est 3856 s. La trajectoire épicycloïdale de l'engin spatial en phase d'approche est illustrée sur la figure 5.
L'approche se fait radialement.
Première phase d'approche : rattrapase sur l'orbite de la cible.
On applique sur l'engin spatial une force radiale de la forme : f = -6 m Ω2. x.F .
La force radiale T ci-dessus présente une intensité proportionnelle à la différence d'altitude entre l'engin spatial et la cible. Les équations s'écrivent alors: f x-2.Ω.y =-3Ω2.x (ILb) \ j; +2.Ω.x = 0
[ z+Ω2.z =0 et la solution de (ILb) dans le plan de l'orbite est :
Figure imgf000012_0003
y(t) =
Figure imgf000013_0001
Exemple 2 :
On va décrire ci-après un exemple de phase d'approche en rattrapage sur l'orbite de la cible permettant à l'engin spatial derrière la cible de s'approcher de celle-ci, en utilisant les solutions du système d'équations (Ilb). On prend X0=O, yo= -380 m, yo=O, jo=O.2O m/s, et X1= 0. On constate que la valeur de Y1 qui donne la position la plus proche de la station est yi≈-22.88 m et que le temps nécessaire pour atteindre le point (X1, Y1) est 4166.36 s.
La trajectoire épicycloïdale de l'engin spatial en phase d'approche est illustrée sur la figure 6. L'approche se fait orthoradialement.
Deuxième phase d'approche
A l'issue de la première phase d'approche, l'engin spatial arrive à proximité de la cible. Une deuxième phase d'approche est mise en œuvre pour réduire la distance entre l'engin spatial et la cible afin de permettre, le cas échéant, des manœuvres d'arrimage ou « docking ».
A cet effet, une force radiale est appliquée à l'engin spatial en choisissant k=3 Ω2 dans le système d'équations (II) :
Figure imgf000013_0002
La solution dans le plan de l'orbite de la cible s'écrit alors :
Figure imgf000013_0003
y(t)=jyi-cos(2n.t)]x0+^ïsm(2n.t)y0+y0 , définissant un cercle d'équation :
Figure imgf000014_0001
Le centre et le rayon de ce cercle ne dépendent que de la vitesse initiale. Sa pulsation est égale à -2.Ω.
La poussée maximale nécessaire pour une distance de 4 m et un satellite de 1000 kg est par exemple égale à environ 15,6 nαN.
Exemple 3 :
On suppose que le point final d'approche de l'engin spatial soit (0, -0.15). Alors les composantes de la vitesse initiale doivent vérifier : xo.j0+(( ^y0)Xo +χ2 H OΛ5+yo)2 = 0
Prenons : X0=O5 yo=-22.955 m, J0 = 0, Jc0 =-0.026, m/s.
La trajectoire de l'engin spatial, par exemple sur un quart de période orbitale, dans la deuxième phase d'approche, est semi-circulaire, comme illustré sur la figure 7.
Dans un autre exemple de mise en œuvre de l'invention, on considère le mouvement dans l'espace en tenant compte de la troisième équation en z. On a les équations de HiIl modifiées :
Figure imgf000014_0002
Prenons la force exercée sur l'engin définie par : f x= -3Ω.2x f y=0 / z= Ω2z Le système (1) devient alors:
Figure imgf000014_0003
Nous remarquons que la solution générale de (2) est :
, z( Wf) = zQ° t+z0
Figure imgf000014_0004
° C'est une hélice d'axe parallèle à l'axe Oz et dont la base dans le plan (O, x, y)
est un cercle de centre (xo+ — ). Cette hélice est ascendante ou descendante
Figure imgf000015_0001
Σ selon le signe de έ0 , dans le référentiel (O, xyz) de la cible. On remarque, d'autre part qu'il existe une solution particulière constante obtenue en prenant les conditions initiales :
X0 = O, X0= O , yo= O , Z0 = O ; yo ≠ O etzo ≠ O . Nous obtenons alors un état de repos relatif entre le chasseur et la cible dans le plan horizontal (O, y, z), ce qui correspond à un vol en formation. Dans un autre exemple de mise en œuvre de l'invention, la force est définie par :
Figure imgf000015_0002
où A est une force spécifique constante positive, d'où :
Figure imgf000015_0003
Nous obtenons une trajectoire d'équations :
, f . , &4f x0 V J 2Ω.y0 + εA]λ2 x •022
Figure imgf000015_0004
+{y+m~y°~m) '{ 4Ω2 J +4ΩT' z(t) = έo t+ zo
C'est une épicycloïde d'axe Oy, sur laquelle le chasseur se déplace dans le sens des y >0 ou des y <0 suivant le signe de ε .
On peut illustrer ce cas par l'exemple suivant où nous prenons :
Ω = 0.00114, X0 = 0,X0= - 0.1, y0=900,>>0 = - 0.5, A = 0.00114, ε = 1. On obtient une trajectoire comme illustré sur la figure 8, où l'on constate que le chasseur est ramené de sa position initiale (xO=O, y0=900m) à l'instant t=0, à la position : (xo=O.O8 m, y=123.78m) à l'instant t=1377s, et à la position (x=-24.65m, y = 0.015m) à l'instant 1=1639.7s.
Dans un autre exemple de mise en œuvre de l'invention,
/x = -3Ω2x et fy = εB , ε=±l, f z= Ω.2z où B est une force spécifique constante, d'où :
Figure imgf000016_0001
Les équations de la trajectoire sont alors analogues à celles établies précédemment ; elles s'obtiennent en y remplaçant A par B, x par y, y par x et Ω par - Ω :
( [-2n.xo +4Ω2yo + εB])2 ( εBt y0 V f-2.Ω.i0 + εB])2 y0 2
[y m2 J T ^Ω "XO + 2ΩJ "I 4Ω1 J + 4flP
z(t) = zo t+zo
Cela montre que la trajectoire est une épicycloïde sur laquelle le chasseur se déplace dans le sens des x positifs ou les x négatifs selon le signe de ε .
Cela permet un rattrapage vertical, ascendant ou descendant, vers l'orbite de la cible.
Engin spatial
On a représenté sur la figure 2 un exemple de l'engin spatial P formé par un satellite en orbite autour de la Terre.
L'engin spatial P peut, en variante, être un module de ravitaillement d'une station spatiale ou une sonde interplanétaire. L'engin spatial P comporte un système de propulsion 1 permettant d'exercer sur l'engin spatial P une force d'intensité et d'orientation variables.
Dans l'exemple considéré, le système de propulsion 1 comporte un propulseur électrique, notamment un propulseur à effet Hall.
Dans ce type de propulseur électrique, des particules chargées sont générées dans une source de plasma et sont ensuite accélérées par un champ électrique, magnétique ou électromagnétique, ce qui permet de produire une poussée sur l'engin spatial.
Dans un propulseur à effet Hall, l'accélération des particules est due à un champ électrostatique.
Parmi les propulseurs à effet Hall, on peut citer par exemple les propulseurs SPTlOO, PPS1350, PP55000 fabriqués par la société SNECMA, ou les propulseurs T-40, T-140, T200 et T220 T fabriqués par la société PATT & WHITNEY. En variante, le propulseur électrique peut être un propulseur à grilles, par exemple le propulseur T5 ou T6 développé par la société QINETIQ.
Le propulseur électrique 1 peut par exemple produire une poussée d'intensité maximale d'environ 2 N. En variante, le système de propulsion peut comporter au moins un propulseur chimique, pourvu par exemple d'une turbopompe, ou un propulseur à fluide pressurisé et équipé d'une turbopompe centrifuge de type Couette-Taylor tous deux agencés pour produire une poussée variable.
Dans l'exemple considéré, le système de propulsion 1 est agencé de manière à ce que l'une au moins de l'intensité et de l'orientation de la force puisse être modifiée continûment.
En variante, le système de propulsion 1 peut être agencé de manière à ce que l'une au moins de l'intensité et l'orientation de la force puisse être modifiée par incréments. L'engin spatial P comprend en outre un système de commande 2 agencé pour commander le système de propulsion 1 en intensité et en orientation de manière à rapprocher l'engin spatial P de la cible O à l'aide d'une force telle que définie ci-dessus.
Le système de commande 2 peut comporter un ordinateur de bord et être agencé de manière à permettre le pilotage autonome de l'engin spatial dans la phase d'approche, lui permettant notamment de calculer l'intensité et/ou l'orientation de la force à fournir dans cette phase d'approche.
L'engin spatial P peut comporter par exemple un système de mesure 3 permettant de déterminer la distance le séparant de la cible O.
En variante, un système de guidage 5 peut être prévu pour guider l'engin spatial P afin de le rapprocher de la cible O, ce système de guidage pouvant comporter un ou plusieurs systèmes 6 de transmission de données à distance agencés pour transmettre au système de commande 2 de l'engin spatial P des données utiles pour permettre de commander le système de propulsion 1 afin de faire décrire à l'engin spatial P les trajectoires d'approche de la cible O. Lorsque l'engin spatial P est un module de ravitaillement d'une station spatiale
7, comme illustré sur la figure 4, le système de guidage peut être au moins partiellement embarqué à bord de la station spatiale 7. Dans les exemples illustrés aux figures 3 et 4, le système de commande 2 de l'engin spatial P peut être de conception relativement simple car les calculs de trajectoires de l'engin spatial P peuvent être réalisés sur des ordinateurs basés au sol ou embarqués dans un autre engin spatial et les données relatives aux trajectoires calculées sont transmises au système de commande 2 de l'engin spatial.
Dans les exemples décrits ci-dessus, l'orbite est circulaire.
On ne sort pas du cadre de la présente invention lorsque l'orbite est elliptique.
L'expression « comportant un » doit être comprise comme étant synonyme de « comportant au moins un », sauf si le contraire est spécifié.

Claims

REVENDICATIONS
1. Engin spatial (P) comportant : un système de propulsion (1) permettant d'exercer sur l'engin spatial une force d'intensité et d'orientation variables, - un système de commande (2) agencé pour commander le système de propulsion en intensité et en orientation de manière à rapprocher l'engin spatial d'une cible autour d'une planète, à l'aide d'une force qui comporte au moins une composante (f, Ψ, F), dans le repère tournant lié à la cible, qui dépend sensiblement linéairement de la coordonnée correspondante (x, y, z) de l'engin dans ce repère.
2. Engin selon la revendication 1, la force ayant au moins deux composantes
(f*, f, f), dans le repère tournant lié à la cible, qui dépendent sensiblement linéairement des coordonnées (x, y, z) de l'engin dans ce repère.
3. Engin selon la revendication 2, la force étant dirigée sensiblement vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la distance entre l'engin spatial et la cible.
4. Engin selon la revendication 1, la force étant sensiblement colinéaire au rayon joignant la projection sur le plan de l'orbite de la cible du centre de la planète à la cible et dirigée vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la différence d'altitude entre l'engin spatial et la cible.
5. Engin selon la revendication 2, la force étant définie par
Figure imgf000019_0001
6. Engin selon la revendication 2, la force étant définie par /* = -3Ω2x + ε.A, avecs =± 1 , A étant une constante positive, fy = 0 , fz = Ω.2z .
7. Engin selon la revendication 2, la force étant définie par fx = —3.Ω2x , fy = ε.B, ε =± 1 , B étant une constante positive, /z = Ω2z .
8. Engin selon l'une quelconque des revendications précédentes, le système de propulsion (1) comportant au moins un propulseur électrique, notamment un propulseur à effet Hall.
9. Engin selon l'une quelconque des deux revendications précédentes, le système de propulsion étant agencé de manière à ce que l'une au moins de l'intensité et de l'orientation de la force puisse être modifiée continûment.
10. Engin selon la revendication 9, le système de propulsion étant agencé de manière à ce que l'intensité puisse être modifiée continûment.
11. Engin selon la revendication 9, le système de propulsion étant agencé de manière à ce que l'orientation puisse être modifiée continûment.
12. Engin selon l'une quelconque des revendications précédentes, le système de commande (2) étant agencé pour commander le système de propulsion en intensité et en orientation de manière à ce que, dans une première phase d'approche de l'engin spatial de la cible, l'engin décrive une trajectoire sensiblement épicycloïdale dans le repère tournant de centre coïncidant avec la cible.
13. Engin selon les revendications 3 et 12, le système de commande étant agencé pour que la force exercée sur l'engin spatial, pendant la première phase d'approche, soit dirigée sensiblement vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la distance entre l'engin spatial et la cible.
14. Engin selon les revendications 4 et 12, le système de commande étant agencé pour que la force exercée sur l'engin spatial, pendant la première phase d'approche, soit sensiblement colinéaire au rayon joignant le centre de la planète à la cible et dirigée vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la différence d'altitude entre l'engin spatial et la cible.
15. Engin selon la revendication 4 et l'une quelconque des revendications 4 à 14, le système de commande étant agencé pour commander le système de propulsion en intensité et en orientation de manière à ce que, dans une deuxième phase d'approche de l'engin spatial de la cible, succédant à la première phase, l'engin spatial décrive une trajectoire sensiblement en arc de cercle, notamment en demi-cercle, dans le repère tournant de centre coïncidant avec la cible, la force exercée sur l'engin spatial étant sensiblement radiale et dirigée vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la différence d'altitude entre l'engin spatial et la cible.
16. Système de guidage pour guider un engin spatial afin de le rapprocher d'une cible autour d'une planète, l'engin spatial comportant un système de propulsion permettant d'exercer sur l'engin spatial une force d'intensité et d'orientation variables, et un système de commande agencé pour commander le système de propulsion, le système de guidage comportant : au moins un système de transmission de données à distance agencé pour transmettre au système de commande de l'engin spatial des données utiles pour lui permettre de commander le système de propulsion en intensité et en orientation de manière à rapprocher l'engin spatial de la cible, à l'aide d'une force qui comporte au moins une composante (f*, f7, :f),dans le repère tournant lié à la cible, qui dépend, notamment, sensiblement linéairement, de la coordonnée correspondante (x, y, z) de l'engin dans ce repère.
17. Système selon la revendication 16, la force ayant au moins deux composantes (f*5 F, f ), dans le repère tournant lié à la cible, qui dépendent sensiblement linéairement des coordonnées (x, y, z) de l'engin dans ce repère, notamment qui leur sont proportionnelles .
18. Système selon la revendication 16, la force étant :
• dirigée sensiblement vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la distance entre l'engin spatial et la cible, ou • sensiblement colinéaire au rayon joignant la projection sur le plan de l'orbite de la cible du centre de la planète de la cible et dirigée vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la différence d'altitude entre l'engin spatial et la cible, ou
• définie par /* = -3Ω.2x fy ≈ 0,/z = Ω2z, ou • définie par f* = -3Ω2x+ ε.A, ε=±l, A étant une constante positive, r = o,r = Ω2Z , OU
• définie par fx = -3.Ω2x , fy = ε.B, £=±1 , B étant une constante positive, /2 = Ω2z .
19. Système de guidage selon l'une des revendications 16 à 18, le système de transmission de données étant disposé au moins partiellement : sur une planète, et/ou sur un autre engin spatial tel qu'une station spatiale, cet autre engin spatial pouvant notamment définir la cible.
20. Procédé pour faire fonctionner un engin spatial afin de le rapprocher d'une cible autour d'une planète, comportant l'étape consistant à : agir sur un système de propulsion de l'engin spatial de manière à exercer une force qui comporte au moins une composante (f*, F, f) dans le repère tournant lié à la cible qui dépend, notamment sensiblement linéairement, de la coordonnée correspondante (x, y, z) de l'engin dans ce repère.
21. Procédé selon la revendication 20, la force ayant au moins deux composantes (f, Ψ, f) dans le repère tournant lié à la cible qui varient sensiblement linéairement avec deux coordonnées (x, y, z) de l'engin dans ce repère, notamment qui leur sont proportionnelles.
22. Procédé selon la revendication 20, la force étant • dirigée sensiblement vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la distance entre l'engin spatial et la cible, ou
• sensiblement colinéaire au rayon joignant la projection sur le plan de l'orbite du centre de la planète à la cible et dirigée vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la différence d'altitude entre l'engin spatial et la cible, ou • définie par /* =-3Ω2x,fy =0,f: ≈Ω.2z, ou
• définie par fx = -3Ω.2x+ ε.A, ε=±l, A étant une constante positive, fy = 0 ,/z = Ω2z , ou
• définie par f* = -3.Ω2x , fy = ε.B, £=±1 , B étant une constante positive, fz = Ω2z .
PCT/FR2007/000358 2006-02-27 2007-02-27 Engin spatial et procede pour faire fonctionner l'engin spatial Ceased WO2007096539A1 (fr)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP07731060A EP1989113A1 (fr) 2006-02-27 2007-02-27 Engin spatial et procede pour faire fonctionner l'engin spatial
US12/279,146 US8262028B2 (en) 2006-02-27 2007-02-27 Spacecraft and method for operating the spacecraft

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0650678 2006-02-27
FR0650678A FR2897841B1 (fr) 2006-02-27 2006-02-27 Engin spatial et procede pour faire fonctionner l'engin spatial.

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2007096539A1 true WO2007096539A1 (fr) 2007-08-30

Family

ID=37318445

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2007/000358 Ceased WO2007096539A1 (fr) 2006-02-27 2007-02-27 Engin spatial et procede pour faire fonctionner l'engin spatial

Country Status (4)

Country Link
US (1) US8262028B2 (fr)
EP (1) EP1989113A1 (fr)
FR (1) FR2897841B1 (fr)
WO (1) WO2007096539A1 (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105094139A (zh) * 2015-07-24 2015-11-25 上海微小卫星工程中心 一种近距离航天器共面椭圆编队的椭圆短半轴控制方法

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2487823C1 (ru) * 2011-12-08 2013-07-20 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Способ адаптивного управления движением центра масс космического аппарата
DE102013108711B4 (de) * 2013-08-12 2016-07-14 Jena-Optronik Gmbh Verfahren zum Betrieb eines Lage- und Orbit-Steuersystems und Lage- und Orbit-Steuersystem
CN103662092B (zh) * 2013-12-13 2015-08-19 北京控制工程研究所 一种衔接主减速和接近段的预测校正方法
CN103970145B (zh) * 2014-05-12 2016-07-06 上海宇航系统工程研究所 一种对空间失控目标的自主逼近方法
US9939260B2 (en) * 2014-08-28 2018-04-10 The Boeing Company Satellite transfer orbit search methods
CN109641671A (zh) * 2016-06-01 2019-04-16 蓝源有限责任公司 恶劣天气下的敏捷型推进器，以及相关联的系统和方法
US10882644B1 (en) * 2017-07-31 2021-01-05 Space Systems/Loral, Llc Spacecraft rendezvous and docking techniques
US10981678B2 (en) 2018-07-31 2021-04-20 Loft Orbital Solutions Inc. System and method for providing spacecraft-based services

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0467671A2 (fr) * 1990-07-18 1992-01-22 National Space Development Agency Of Japan Procédé de retry/recovery sur la manoeuvre rendez-vous
US20040026571A1 (en) * 1993-11-12 2004-02-12 Scott David D. Apparatus and methods for in-space satellite operations

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4898349A (en) * 1988-12-09 1990-02-06 General Electric Company Spacecraft approach/separation by use of angular measurement
ATE376122T1 (de) * 1995-12-09 2007-11-15 Matra Marconi Space France Steuerbarer hall-effekt-antrieb
JP3867315B2 (ja) * 1996-04-22 2007-01-10 三菱電機株式会社 自動衝突回避装置
US20030029969A1 (en) * 2001-07-23 2003-02-13 Turner Andrew E. System and method for orbiting spacecraft servicing
US20040031885A1 (en) * 2001-07-30 2004-02-19 D'ausilio Robert F. In orbit space transportation & recovery system

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0467671A2 (fr) * 1990-07-18 1992-01-22 National Space Development Agency Of Japan Procédé de retry/recovery sur la manoeuvre rendez-vous
US20040026571A1 (en) * 1993-11-12 2004-02-12 Scott David D. Apparatus and methods for in-space satellite operations

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
LEMBECK C A, PRUSSING J E: "Optimal Impulsive Intercept with Low-Thrust Rendezvous Return", JOURNAL OF GUIDANCE, CONTROL , AND DYNAMICS, vol. 16, no. 3, May 1993 (1993-05-01), pages 426 - 433, XP001247932, ISSN: 0731-5090 *
MEISSINGER H F ET AL: "SIMPLIFIED ALGORITHM FOR SHORT TARGET-APPROACH PATHS IN ORBIT", JOURNAL OF SPACECRAFT AND ROCKETS, AMERICAN INSTITUTE OF AERONAUTICS AND ASTRONAUTICS,REASTON,VA, US, vol. 39, no. 5, September 2002 (2002-09-01), pages 815 - 818, XP001133016, ISSN: 0022-4650 *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105094139A (zh) * 2015-07-24 2015-11-25 上海微小卫星工程中心 一种近距离航天器共面椭圆编队的椭圆短半轴控制方法

Also Published As

Publication number Publication date
US8262028B2 (en) 2012-09-11
EP1989113A1 (fr) 2008-11-12
US20090194639A1 (en) 2009-08-06
FR2897841B1 (fr) 2009-02-27
FR2897841A1 (fr) 2007-08-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1989113A1 (fr) Engin spatial et procede pour faire fonctionner l&#39;engin spatial
EP3157815B1 (fr) Procédé de contrôle d&#39;orbite d&#39;un satellite en orbite terrestre, satellite et système de contrôle d&#39;orbite d&#39;un tel satellite
Levin Dynamic analysis of space tether missions
EP2181923B1 (fr) Procédé et système de désaturation des roues d&#39;inertie d&#39;un engin spatial
EP3201091B1 (fr) Procédé de contrôle d&#39;attitude d&#39;un satellite en mode survie, satellite adapté et procédé de commande à distance d&#39;un tel satellite
Belokonov et al. Low-orbital transformable nanosatellite: Research of the dynamics and possibilities of navigational and communication problems solving for passive aerodynamic stabilization
EP3294631B1 (fr) Procédé et système de détection de panne d&#39;un bras de propulsion d&#39;un engin spatial, tel qu&#39;un satellite
EP3074309B1 (fr) Procédé et dispositif de commande d&#39;une phase d&#39;acquisition du soleil par un engin spatial
CN106697331A (zh) 能量有效的卫星机动
CN103991559A (zh) 一种洛伦兹航天器悬停控制方法
Mahdi Attitude stabilization for CubeSat: concepts and technology
Starin et al. Attitude determination and control systems
FR3014082A1 (fr) Systeme de tuyeres et procede pour le controle d&#39;orbite et d&#39;attitude pour satellite geostationnaire
EP2914497B1 (fr) Procédé de commande de magnéto-coupleurs d&#39;un système de contrôle d&#39;attitude d&#39;un véhicule spatial
EP2727844A2 (fr) Dispositif de propulsion optimisé pour contrôle d&#39;orbite et contrôle d&#39;attitude de satellite
FR2809502A1 (fr) Procede de commande d&#39;attitude d&#39;un satellite en orbite terrestre basse
Lee et al. Numerical analysis of relative orbit control strategy for CANYVAL-X mission
EP2942287B1 (fr) Procédé de commande d&#39;un système de contrôle d&#39;attitude et système de contrôle d&#39;attitude d&#39;un véhicule spatial
EP3956230B1 (fr) Procédé de contrôle d&#39;orbite et de désaturation d&#39;un satellite au moyen d&#39;un unique bras articulé portant une unité de propulsion
EP3959142B1 (fr) Procédé de contrôle d&#39;orbite et de désaturation d&#39;un satellite au moyen de bras articulés portant des unités de propulsion
EP1308813B1 (fr) Procédé de commande d&#39;attitude d&#39;un satellite en orbite terrestre basse
Weidong et al. Rate damping control for small satellite using thruster
WO2011055061A1 (fr) Engin volant, spatial ou aérien, pourvu d&#39;un système propulsif à tuyère orientable
Starin et al. Attitude determination and control systems
FR3050982A1 (fr) Module de pilotage de desaturation des roues, dispositif de controle d&#39;attitude d&#39;un engin spatial et procede de desaturation des roues associe

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application
NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2007731060

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 12279146

Country of ref document: US