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.