La présente invention concerne un système
de contrôle d'attitude d'un engin spatial sur orbite.
Le contrôle d'attitude d'un engin spatial
est couramment effectué au moyen d'informations
d'attitude par rapport à deux axes, fournies par un instrument de mesure appelé senseur monté sur l'engin spatial en sorte de recevoir des signaux d'une cible
et au moyen d'une roue à moment d'inertie ayant une rigidité suffisante par rapport à un troisième axe habituellement perpendiculaire aux deux premiers. Les informations d'attitude par rapport à trois axes comprennent usuellement les informations de roulis,
de pente et de lacet.
En général, c'est la terre ou une balise terrestre qui sert de cible. Dans le premier cas, un senseur infrarouge est monté sur l'engin spatial et
fournit les informations d'attitude par rapport à deux
axes perpendiculaires à la ligne de visée. Dans le
second cas, c'est un senseur à fréquence radioélectrique qui se trouve utilisé pour fournir les mêmes informations. De tels senseurs détectent ainsi tout mouvement
de roulis et de pente de l'engin spatial, c'est-à-dire
tout mouvement par rapport aux deux axes perpendiculaires à la ligne de visée. Quant aux mouvements de
lacet, c'est-à-dire les mouvements de l'engin spatial
par rapport à l'axe perpendiculaire aux axes de roulis
et de pente, ils peuvent être détectés après six
heures de délai sous forme de mouvement de roulis
pourvu qu'une roue à moment d'inertie de dimensions suffisantes soit utilisée et pourvu que les couples perturbateurs extérieurs soient raisonnablement faibles. Il résulte de ce délai de détection des mouvements de lacet que la correction de ces mouvements détectés est toujours en retard sur l'erreur réelle et que celle-ci
ne peut donc jamais être ramenée à zéro.
Si l'on veut que les erreurs de lacet soient maintenues à zéro et donc que les mouvements de lacet soient détectés sans délai aucun, il est nécessaire d'utiliser un équipement supplémentaire (un gyroscope intégrateur servant de dispositif mémoire d'attitude) à moins que l'on n'utilise une seconde cible (par
exemple le soleil ou une étoile). Toutefois, vu par un engin spatial, le soleil n'est pas toujours situé dans
une direction perpendiculaire à la direction engin spatialterre et il se trouve occulté pendant les éclipses. Les étoiles, elles non plus, ne sont point entièrement satisfaisantes comme cible car elles arrivent à être occultées par les panneaux solaires lorsque ceux-ci sont du type déployé en vol.
Les systèmes de contrôle d'attitude connus assurent un contrôle d'attitude raisonnable pour ce qui concerne le roulis et la pente mais un contrôle modéré seulement pour ce qui concerne le lacet. Une telle aptitude modérée pour le contrôle de lacet est cependant acceptable pour.des engins spatiaux pointés vers la
terre avec une largeur de faisceau de quelque deux degrés par exemple, mais elle est inacceptable lorsqu'une meilleure précision de pointage est requise. Egalement cette aptitude modérée pour le contrôle de lacet est
tout à fait inacceptable pour des communications intersatellites pour lesquelles il est impératif de réaliser une précision de pointage élevée suivant l'axe de pointage d'un satellite à l'autre.
Le problème à résoudre est donc de concevoir un système de contrôle d'attitude capable d'assurer un pointage très précis sur une cible quelconque.
L'invention résoud ce problème par un système de contrôle d'attitude d'un engin spatial dans lequel la cible de référence est constituée par au moins un second engin spatial ayant une position orbitale connue.
Ce système de contrôle d'attitude constitue
un progrés marquant dans le domaine du contrôle d'attitude des engins spatiaux, et notamment des satellites
de communication, en ce sens qu'il assure un pointage intersatellite précis qui ne se trouve point affecté
par les perturbations atmosphériques comme c'est le
cas dans les systèmes utilisant la terre comme cible.
De plus, lorsque le système comprend au moins trois
engins spatiaux,il assure un contrôle d'attitude réellement triaxial, ce qui élimine la nécessité de prévoir
une roue à moment d'inertie.
L'invention est exposée ci-après avec plus
de détails en se référant aux dessins joints qui illustrent schématiquement deux exemples de modes de réalisation.
La figure 1 montre schématiquement deux engins spatiaux 100 et 200 placés sur une orbite autour
de la terre E. Les deux satellites 100 et 200 sont
séparés l'un de l'autre par une distance angulaire À connue. L'axe X désigne l'axe de pointage d'un satellite vers l'autre. Les axes de coordonnées par rapport auxquels sera déterminée et contrôlée la position c'est-àdire l'attitude de chaque satellite sont les axes X, Y
et Z, ce dernier axe étant perpendiculaire au plan du dessin.
Chaque satellite comporte un dispositif
de transmission de signaux de balise dirigé pour envoyer des signaux de balise, par exemple des signaux à fréquence radioélectrique ou des signaux de laser, en direction de l'autre satellite et chaque satellite
comporte également un dispositif de réception monté pour recevoir les signaux de balise de l'autre satellite. Les dispositifs de transmission sont représentés schématiquement et désignés par les références 110 et 210 respectivement. Les dispositifs de réception sont représentés schématiquement par les.paraboloïdes 120
et 220, étant entendu qu'à ces antennes sont associés
des circuits de contrôle et de réglage, connus en soi, connectés pour répondre aux signaux de balise reçus. Le dispositif de réception 120 reçoit les signaux de balise notés B, le dispositif de réception 220 reçoit les signaux de balise notés C. De ces signaux les circuits
de contrôle dérivent, d'une manière connue en soi, des informations d'attitude par rapport aux axes Y et Z perpendiculaires à l'axe de pointage X. Ils assurent ainsi un réglage précis du pointage d'un satellite vers l'autre suivant l'axe X ainsi qu'une correction convenable des erreurs de pente. Quant aux erreurs de roulis, elles peuvent être corrigées au moyen d'une.roue à moment d'inertie.
La référence A sur la figure 1 désigne un canal de télécommunication bidirectionnel qui, de façon usuelle, relie les satellites de communication. Ce canal n'a.rien à voir avec le contrôle d'attitude des satellites mais il a été représenté à titre illustratif car
la fiabilité d'un tel canal de télécommunication se trouve assurée grâce au contrôle précis des mouvements
de lacet, c'est-à-dire.au contrôle précis du pointage intersatellite suivant l'axe X comme le réalise le système selon l'invention.
Sur la figure 1 les dispositifs de transmission et de réception sont représentés individuellement mais il est entendu qu'ils peuvent être combinés en un seul dispositif transmission/réception.
Dans l'exemple décrit ci-dessus on a supposé que chacun des deux satellites émet des signaux de balise vers l'autre satellite, c'est-à-dire que chaque satellite sert de cible pour le contrôle d'attitude de l'autre satellite. Il est bien entendu cependant qu'un seul des deux satellites peut servir de cible à l'autre, auquel cas il suffit de prévoir un faisceau balise seulement allant de la cible vers l'autre satellite.
A la figure 2 est représenté schématiquement un mode de réalisation comprenant trois satellites 100,
200, 300 placés sur une orbite autour de la terre E. Pour chaque satellite sont représentés les axes X, Y, Z par rapport auxquels est déterminée son attitude.
Dans ce mode de réalisation, chaque satellite comporte deux dispositifs de transmission/réception
dirigés respectivement vers chacun des deux autres satellites. Ces dispositifs sont désignés par 130 et 140 pour le satellite 100, par 230 et 240 pour le satellite 200;et par 330
<EMI ID=1.1>
ceaux A, B, C de la figure 1.
Dans chaque satellite les circuits de contrôle connectés aux dispositifs de réception dérivent
du faisceau balise B, les informations d'attitude par rapport aux axes Y et Z respectifs, et du faisceau balise C, ils dérivent les informations d'attitude par rapport aux axes X et Z respectifs. Ce mode de réalisation du système selon l'invention réalise ainsi réellement un contrôle d'attitude triaxial de chaque satellite, ce qui assure un pointage intersatellite précis ainsi d'ailleurs qu'un pointage précis de chaque satellite vers la terre, et cela sans qu'il soit nécessaire de prévoir une roue à moment d'inertie.
Il va de soi qu'il est possible aussi de réaliser , suivant l'invention, un contrôle d'attitude triaxial d'un satellite seulement, par exemple le satellite 100, en se servant des deux autres satellites comme cibles seulement, les satellites 200 et 300 ne comportant alors que les dispositifs de transmission
de signaux de balise en direction du satellite 100.
Il est bien entendu également que le système de contrôle d'attitude selon l'invention peut, d'une façon générale, comprendre un nombre quelconque de satellites sur orbite.
REVENDICATIONS
1. Système de contrôle d'attitude d'un engin spatial sur une orbite,
caractérisé en ce qu'il comprend :
un second engin spatial ayant une position orbitale connue,
un dispositif de transmission de.signaux de balise monté sur le second engin spatial afin de transmettre des signaux de balise en direction du premier engin spatial,
un dispositif de réception de signaux de balise monté sur le premier engin spatial afin de recevoir les signaux de balise émis par le second engin spatial, et
des circuits de contrôle d'attitude connectés au dispositif de réception de signaux de balise afin de dériver des signaux de balise reçus, des signaux de commande pour le réglage d'attitude du premier engin spatial par rapport à deux axes perpendiculaires à la ligne de visée entre les dispositifs de transmission et de réception des signaux de balise.
The present invention relates to a system
attitude control of a spacecraft in orbit.
The attitude control of a spacecraft
is commonly done by means of information
attitude with respect to two axes, provided by a measuring instrument called a sensor mounted on the spacecraft in order to receive signals from a target
and by means of a moment of inertia wheel having sufficient rigidity with respect to a third axis usually perpendicular to the first two. The attitude information with respect to three axes usually includes the roll information,
of slope and yaw.
In general, it is the earth or a terrestrial beacon that serves as the target. In the first case, an infrared sensor is mounted on the spacecraft and
provides attitude information with respect to two
axes perpendicular to the line of sight. In the
second case, it is a radio frequency sensor which is used to provide the same information. Such sensors thus detect any movement
roll and slope of the spacecraft, i.e.
any movement with respect to the two axes perpendicular to the line of sight. As for the movements of
yaw, that is, the movements of the spacecraft
with respect to the axis perpendicular to the roll axes
and slope, they can be detected after six
hours of delay as a rolling motion
provided that a wheel with moment of inertia of sufficient dimensions is used and provided that the external disturbing torques are reasonably low. It follows from this delay in detecting yaw movements that the correction of these detected movements is always behind the real error and that the latter
can therefore never be reduced to zero.
If you want the yaw errors to be kept at zero and therefore the yaw movements to be detected without any delay, it is necessary to use additional equipment (an integrating gyroscope serving as an attitude memory device) unless that we do not use a second target (for
example the sun or a star). However, when viewed by a spacecraft, the sun is not always located in
a direction perpendicular to the direction spacecraft-earth and it is occulted during the eclipses. The stars, they too, are not entirely satisfactory as a target because they happen to be obscured by the solar panels when these are of the type deployed in flight.
Known attitude control systems provide reasonable attitude control with regard to roll and slope but moderate control only with regard to yaw. Such moderate ability for yaw control is, however, acceptable for spacecraft pointed towards the front.
land with a beamwidth of about two degrees for example, but this is unacceptable when better aiming accuracy is required. Also this moderate ability to control yaw is
completely unacceptable for inter-satellite communications for which it is imperative to achieve high pointing precision along the pointing axis from one satellite to another.
The problem to be solved is therefore to design an attitude control system capable of ensuring very precise aiming at any target.
The invention solves this problem by an attitude control system of a spacecraft in which the reference target is constituted by at least one second spacecraft having a known orbital position.
This attitude control system constitutes
significant progress in the field of attitude control of spacecraft, and in particular satellites
communication, in the sense that it ensures a precise intersatellite pointing which is not affected
by atmospheric disturbances as it is
cases in systems using earth as a target.
In addition, when the system includes at least three
spacecraft, it provides truly triaxial attitude control, eliminating the need to predict
a wheel at moment of inertia.
The invention is explained below with more
details with reference to the accompanying drawings which schematically illustrate two exemplary embodiments.
Figure 1 schematically shows two spacecraft 100 and 200 placed in an orbit around
of the earth E. The two satellites 100 and 200 are
separated from each other by a known angular distance λ. The X axis designates the pointing axis from one satellite to the other. The coordinate axes with respect to which the position will be determined and controlled, i.e. the attitude of each satellite are the X, Y axes
and Z, the latter axis being perpendicular to the drawing plane.
Each satellite has a device
directed beacon signal transmission to send beacon signals, for example radio frequency signals or laser signals, towards the other satellite and each satellite
also includes a receiving device mounted to receive beacon signals from the other satellite. The transmission devices are shown schematically and designated by the references 110 and 210 respectively. The reception devices are represented schematically by the paraboloids 120
and 220, it being understood that these antennas are associated
control and adjustment circuits, known per se, connected to respond to received beacon signals. The receiving device 120 receives the beacon signals denoted B, the receiving device 220 receives the beacon signals denoted C. Of these signals, the circuits
controls derive, in a manner known per se, attitude information with respect to the Y and Z axes perpendicular to the X pointing axis. They thus ensure precise adjustment of the pointing from one satellite to the next following the X axis as well as a suitable correction of slope errors. As for the roll errors, they can be corrected by means of a wheel at moment of inertia.
The reference A in FIG. 1 designates a bidirectional telecommunication channel which, in the usual way, connects the communication satellites. This channel has nothing to do with satellite attitude control, but it has been shown for illustrative purposes because
the reliability of such a telecommunication channel is ensured thanks to the precise control of movements
yaw, that is to say. precise control of the intersatellite pointing along the X axis as achieved by the system according to the invention.
In Figure 1 the transmission and reception devices are shown individually but it is understood that they can be combined in a single transmission / reception device.
In the example described above, it has been assumed that each of the two satellites transmits beacon signals to the other satellite, that is to say that each satellite serves as a target for the attitude control of the other satellite. It is of course understood, however, that only one of the two satellites can serve as a target for the other, in which case it is sufficient to provide a beacon beam only going from the target to the other satellite.
In Figure 2 is schematically shown an embodiment comprising three satellites 100,
200, 300 placed in an orbit around the earth E. For each satellite are represented the axes X, Y, Z with respect to which its attitude is determined.
In this embodiment, each satellite has two transmission / reception devices
directed respectively to each of the other two satellites. These devices are designated by 130 and 140 for satellite 100, by 230 and 240 for satellite 200; and by 330
<EMI ID = 1.1>
shells A, B, C of figure 1.
In each satellite, the control circuits connected to the reception devices derive
from the beacon beam B, the attitude information with respect to the respective Y and Z axes, and from the beacon beam C, they derive the attitude information with respect to the respective X and Z axes. This embodiment of the system according to the invention thus actually performs a triaxial attitude control of each satellite, which ensures precise intersatellite pointing as well as precise pointing of each satellite towards the earth, and this without any 'it is necessary to provide a wheel at moment of inertia.
It goes without saying that it is also possible to carry out, according to the invention, a triaxial attitude control of only one satellite, for example the satellite 100, using the other two satellites as targets only, the satellites 200 and 300 then comprising only the transmission devices
beacon signals to satellite 100.
It is also of course understood that the attitude control system according to the invention can, in general, comprise any number of satellites in orbit.
CLAIMS
1. Attitude control system of a spacecraft in orbit,
characterized in that it comprises:
a second spacecraft with a known orbital position,
a beacon signal transmission device mounted on the second spacecraft in order to transmit beacon signals towards the first spacecraft,
a beacon signal receiving device mounted on the first spacecraft to receive the beacon signals transmitted by the second spacecraft, and
attitude control circuits connected to the beacon signal receiving device to derive received beacon signals, control signals for adjusting the attitude of the first spacecraft with respect to two axes perpendicular to the line of sight between the transmitting and receiving devices of beacon signals.