CA1267949A

CA1267949A - Rapid repointing method for earth pointed satellites, particularly inertia wheel stabilized geostationary telecommunication satellites

Info

Publication number: CA1267949A
Application number: CA000541264A
Authority: CA
Inventors: Aneurin George Bird; Leopold Christiaan Van Holtz
Original assignee: Agence Spatiale Europeenne
Current assignee: Agence Spatiale Europeenne
Priority date: 1986-07-04
Filing date: 1987-07-03
Publication date: 1990-04-17
Anticipated expiration: 2007-04-17
Also published as: FR2601159A1; JPS63106200A; FR2601159B1; JP2581693B2

Abstract

La présente divulgation décrit une procédure de repointage rapide des satellites à pointage terrestre, et notamment des satellites géostationnaires de télécommunication à stabilisation par volant d'inertie. L'objectif de l'invention est de permettre un repointage rapide compatible avec les modes classiques de sauvegarde dits "ARM" et "ESR". Cet objectif est atteint à l'aide d'une procédure en deux phases successives, telle que présentée dans la présente divulgation avec possibilité d'entrer dans la séquence au niveau de chacune des étapes. L'invention trouve une application aussi bien pour les satellites à stabilisation par volant d'inertie que pour ceux à centrale inertielle à gyromètres.The present disclosure describes a rapid repointing procedure for terrestrial pointing satellites, and in particular geostationary telecommunication satellites with flywheel stabilization. The objective of the invention is to allow rapid repointing compatible with the conventional backup modes known as "ARM" and "ESR". This objective is achieved using a procedure in two successive phases, as presented in the present disclosure with the possibility of entering the sequence at the level of each of the stages. The invention finds an application as well for satellites with stabilization by flywheel as for those with inertial unit with gyrometers.

Description

-- ~267~49 "Procédure de repointage rapide des satellites à pointage terrestre, et notamment des satellites géostatlonnaires de télé¢ommunication à stabilisation par volant d'inertie".
Une mo~ification a¢cidentelle de l'attitude d'un satellite peut se produire à la suite de plusieurs types- de pannes ou de manoeuvres maladroites. On peut noter entre autres:
- les pannes de matériel, ¢omme par exemple une panne du système d'entraînement des panneaux solaires, un grippage des volants d'inertie, un dêfaut optique du déteeteur à réference terrestre, ou encore unl mauvais fon¢tionnement des micropropulseurs;
- les pannes électriques, essentiellement de la centrale inertielle, ou en¢ore les variations de la pulssan¢e disponibLe entraînant une panne momentanée des boucles d'asservissement du contrôle d'attitude;
- les défauts de ¢onception de la centrale de commande du satellite, par exemple dans le cas où; les detecteurs à référence terrestre sont perturbés par le passage du soleil ou de la lune dans leur champ de vision ou encore lorsque les boucles d'asservissement interagissent de façon non prévue;
~- les fausses manoeuvres dues à des erreurs de ;~programmation des logiciels de bord, ou encore à des 25~ télécommandes erronées envoyées depuis le sol, sous controle automatique ou manuel.
Ce type de panne est susceptible de perturber gravement le fonctionnement du satellite, voire mêtne de l'interrompre, lorsqu'il n'est opérationnel que sous une condition stricte d'orientation. C'est notamment le cas pour les satellites de télécommunication géostationnaires, et stabilisés sur trois axes en pointage terrestre.
Les satellites de télécommunication de la génération actuelle, de fabrication européenne ou ~4 américaine, n'ont été coneus qu'avec des exigences assez peu contraignantes en ce qui eoncerne la proeédure de repointage après modification accidentelle d'attitude.
Dans le cas d'une perte di`orientatian (Fig. lOb), le satellite prend autamatlquement deux can~igurations successives de sauvegarde-- le mode automatique de reeonfiguration (mode ARM );
- le mode de~ repointage d'urgence SUE le soleil ~mode ESR)`.
Le ~uit du mode ~ èst de mettre en attente le système de eontrale d'attitude et d'arbite (AOCS) suite à
une perte de puissance au eneore à~ une perte de contr~le du pointage. Toutes les un~itas de eommande d'attitude sont mises en redondance, à l'exception des volan-ts dans le cas d'un système d'inertie à volants décales (skewed wheel configuration). Une minuterie est également mlse en route pendant quinze minutes, afin de donner à l'apérateur au sol la possibilité d'établir la gravité de la défaillance, et eventuellement d'y remédier dans le laps de temps imparti.
Pour les cas de défaillance légère, facilement reparables, ce mode transitoire permet d'éviter une interruption trop longue et non nécessaire du service de communication. L'opérateur peut éventuellement prolonger le mode ARM au-delà du quart d'heure programmé par la minuterie. Toutefois la durée d'intervention est limitée par le fait que, en mode ARM, le mécanisme d'entrainement des panneaux solaires est également déconnecté, ce qui signifie que les panneaux restent verrouillés dans l'orientation par rapport au satellite qu'ils avaient au moment de la détection de la défaillance.
Dans le cas où le controle de pointage n'a pas pu etre rétabli en mode ARM, le satellite passe ensuite automatiquement en mode ESR. L'objectif de cette .''1-~26~

configuration est d'amener le satellite jusqu'à une attitude de sécurite en pointage sur le soleil de facon à ce ~u'il soit alimenté en énergie. Toutes les unités de la charge utile et de commande d'attitude sont éteintes, à l'ex~eption S de celles nécessaires au pointage sur le soleil, de fa~on à
pr¢téger le satellite de toutes erreurs supplêmentaires p¢ssibles. Les moyens de pointage sur le soleil sont constitués de boucles d'asservissement spécifiques de se¢ours, de conception simple, utilisant une alimentation;
redondante d'énergie, ainsi que des unités de propulsion de secours.
Dans le cas d'un satellite à stabilisation par volant d'inertied 1e volant est immobilisé afin de dêtruire le couple de stabilisation, et le satellite est maintenu en pointage solaire sous le contrôle des déte¢teurs solaires ~SAS) et des micropropulseurs, avec verrouillage des panneaux.
Dans les systèmes a¢tuels, le rep¢intage terrestre a partir du m¢de ~R ne peut interven~-r ¢~ue sous ¢ertaines ¢onditions de position relatives ¢ie la terre et du soleili par rapport au satellite. Cette CGntrainte empêche un repointage immédiat du satellite, dès réparation des~ pannes, ce manque de souplesse se traduisant par des durées de non-fonctionnement supplêmentaires du satellite.
En effet, dans les systèmes connus, le repointage vers la terre s'effectue au moyen du détecteuE à réfêrence terrestre et d'une boucle d'asservissement correspondante.
Le volant est ensuite lancê en rotation de façon à reprendre le mode normal de fonctionnement. Toutefois, dans la mesure où le satellite pointe initialement vers le soleil selon son axe des x ou des y, et du fait que le dêtecteur terrestre (infrarouge) a son champ de vision selon l'axe des z, la direction de la terre et celle du soleil telles que vues depuis le satellite doivent être perpendiculaires ~Z~79~9 (cf. Fig. 10c). Une telle situation n'existe qu'à 0600 et 1800 heure locale du satelli-te, ce qui peu-t représenter jusqu'à douze heures d'attente non opérationnelle. On peut meme noter que le temps d'attente peut se monter jusqu'à 24 heures dans le cas où un seu~ axe de roulis peut être utilisé en pointage solaire dans la procédure ESR, (comme par exemple dans les satellites OTS).
En résumé, les techniques existantes de mise en mode d'attente, puis de repointage des satellites à pointage terrestre, présentent les inconvénients suivants:
- le temps de réaction de 15 minutes est généralement trop bref pour permettre à l'opérateur de réa~ir, et ne peut être guère prolongé sans entamer de ~açon trop importante les réserves d'énergie solaire;
15- le mode de pointage d'urgence sur le soleil correspond à la mise en oeuvre d'une sécurité maximale, mais il entraine l'ut}lisation des micropropulseurs dans une boucle d'asservissement entraînant la consommation de jusqu'à plusieurs kilos d'ergols. En outre, une dé~aillance des micropropulseurs de rechange utilisés en mode ESR (fuite ; ou ~onctionnement prolongé accidentel) peut remettre en cause complètement la stabilité en mode ESR.
Le temps de repointage terrestre à partir du mode ESR est trop long. Ce dernier point est notamment particulièrement vrai pour la nouvelle génération de satellitesde télécommunication (INMARSAT 2, ECS-A) dans lesquels il est nécessaire de limiter les pertes de communication éventuelle une heure et demie maximum. Cette contrainte est d'ailleurs également maintenant imposée pour les satellites déjà en orbite.
En conséquence, la présente invention est destinée à ~ournir une procédure de repointage terrestre permettant notamment de pallier les inconvénients des procédures existantes rappelés ci-dessus.

Plus précisément, un premier objecti~ de l'invention est de fournir une procédure de repointage rapide d'un satellite à poin-tage terrestre permettant un retour aux eonditions nominales de fonctionnement en moins d'une heure à partir du mode de pointage solaire d'urgence.
Un deuxlème objectif de l'invention est de fournlx une telle pro¢édure qui puisse aussi bien être contrôlée à
partir du sol, qulau moyen d'un logiciel embarqué utilisant une logique relativement simple.
Un troisième objectif de l'invention est de f~ourniE une telle procédure qui soit applieable en particuller aux satellites à controle d'attitude par volant d'inertie, mais également aux satellites stabilisés sur trois axes sans; ¢ouple interne de stabillsation.
Un objet complémentaire de l'invention est de fournir une ~rocédure qui se présente sous forme d'unè
suecession d'~tapes, dont la séquen¢e puisse n'être que partiellement suivie dans le eas de modiications a¢eidentelles d'attitude peu graves. Plus précisément, 9i la proeédure permet effectivement un retour rapide en pointage terrestre à partir du mode ESR, il est également possible de n'utiliser que les dernières étapes permettant de maîtriser un satellite à mouvement de nutation et vitesses angulaires modérées sans qu'il soit nécessaire de l'amener tout d'abord en pointage solaire.
Un autre objet de l'invention est de fournir un tel système dont l'application au satellite à stabilisation par volant d'inertie permet de se passer totalement des micropropulseurs pour l'opération de repointage.
L'lnvention a également pour avantage de permettre, dans un mode de réalisation préférentiel, un fonctionnement à partir des équipements disponibles sur la plupart des satellites déjà en orbite, et notamment les satellites ECS, et MARECS de l'Agence Spatiale Européenne.

~L26~34~

D'une manière générale, l'objectif es-t d'obtenir une procédure d'une très grande souplesse, sans contrainte spécifique de temps des télécommandes ou de la réaction des opérateurs au sol, et ave~ au moins une étape d'orientation des panneaux solaires vers le soleil afin d'éviter les coupures d'énergie. En outre, la mise en oeuvre de la procédure selon l'invention n'empêche absolument pas, en cas de mauvais fonctionnement et d'interruption de cette procédure, de~ retourner en mode de pointage solaire à
sêcurité maximale, et d'assurer un repointage par la procédure longue connue, rappelée ci-dessus. Ces objecti~s sont obtenus à l'aide d'une procédure en deux phases successives basée sur les principes suivants:
- la phase A permet de ramener le satellite depuis le mode de pointage solaire de sauvegarde jusqu'à une attitude dans laquelle l'axe de tangage du satellite oscllle dans une fourchette suffisamment étroite autour de la direction terrestre, avec une nutation et des vitesses angulaires réduites. Cette phase est basée sur la détermination et la maîtrise de la vitesse de rotation et de la position angulaire de l'axe de tangage du satellite par rapport à la direction solaire. Deux modes de réalisation seront précisés plus loin.
- la phase B constitue la phase de repointage rapide proprement dit et consiste à ramener le satellite à
mouvement de nutation réduit et vitesse angulaire limitee jusqu'à la stabilisation trois axes en orientation vers la terre. Ceci est obtenu par une succession d'étapes destinées tout d'abord à amortir progressivement la nutation, puis à aligner précisément l'axe de tangage du satellite. Cette phase est de principe différent suivant que le satellite est avec couple de stabilisation par volant d'inertie, ou sans couple de stabilisation. De plus, dans le mode de réalisation de cette phase B appliquée au satellite à couple de stabilisation, les étapes s'enchaînent avec une ~radation progressive de la stabilité obtenue.
Ceci permet éventuellement d'entrer dans cette phase de repointage,j dans~ le cas d'une modification aeeidentelle d'attltude pèui importante, à une étape intermédiaire cerresponda~nt au, degré effec-tif d'instabilité acquls aeeid:entel~ement par le satellite.
Plus précisément, la phase B définie ci-dessus et appliquee a~ux~ sa~tel~ites à eouple de stabilisation consiste, s~leni l'in.v~n.tion" en une ~rocédure de repointage raplde d'un tel sa~elll~e à~ peintage terres-tre, notamment du type des satellites de communieation géestationnaires, ledit satellite etant muni d'une part de moyens de mesure constitués ~e détecteurs à rê~éren¢e solaire, de détecteurs 19 a référence terrestre et/ou de gyromètres /

~ ~' ~ 267~
~ 8 --et d'autre part de moyens de rectification d'attitude par variation du couple du ou des volant(s) d'inertie, procédure caractérisée en ce qu'elle est consti-tuée de la séquence d'é-tapes prises dans l'ordre suivant avec possibilité d'entrer dans la séquence au niveau de chacune desdites étapes.
(i) une étape d'initialisa-tion de la procédure, consistant à déconnecter la boucle d'asservissement en roulis, à connecter tous les détecteurs à références solaire et terrestre et/ou les gyromètres disponibles et à établir un contrôle en boucle ouverte des vitesses du ou des volants d'inertie;
(ii) une étape de préstabilisation en tangage consistant à placer le satellite en configuration à double rotation, la plate-forme étant amenée en contre-rotation, puis à déterminer les variations en tangage à partir des détecteurs à référence solaire ou terrestre e-t à contrôler ces variations par actions sur le ou les volants d'inertie;
(iii) une étape de réalignement du tangage consistant à ramener le satellite dans la fourchette de fonctionnement de la boucle d'asservissement en tangage, par capture de la terre en tangage avec un contrôle sur un seul axe;
(iv) amortissement de la mutation résiduelle, consistant à exercer des couples txansversaux en roulis et/ou en lacets par action sur les volants d'inertie et/ou activation des micropropulseurs jusqu'à capture de la terre : en roulis par la boucle d'asservissement correspondante.
: Cette procédure comporte de préférence une étape ~ ~ 30 supplémentaire d'amortissement du mouvement de mutation, ; ~ préalable au réalignement du tangage . A~

: ~ _ ~L2~
g dans le cas où le mouvement de nutation est d'amplitude supérieure à la fourchette de fonctionnement de la boucle d'asservissement en tangage. Selon l'invention, cette étape d'amortissement préalable du mouvement de nutation consiste à verrouiller les panneaux solaires à 180 l'un par rapport à l'autre pour optimiser la génération d'énergie dans la configuration à dou~le rotation, et à contrôler la nuta-tion soit par contrôle actiE en agissant sur les couples des volants d'inertie, ou en activant les micropropulseurs, soit par contrôle passif avec l'échange de couple entre les volants e-t la plate-forme du satellite.
La phase B de la procédure de repointage rapide selon l'invention, telle que détaillée ci-dessus, s'appli~ue notamment fort avantageusement à la suite de la mise du satellite en mode ARM résultant d'une modification accidentelle d'attitude. Cette phasede la procédure évite donc avantageusement de placer Le satellite en pointage solaire de sauvegarde 6mode ESR).
Toutefois, l'invention s'applique également au cas où le satellite a éte placé en mode ESR. Dans ee cas, la phase permettant de ramener le satellite depuis son pointage solaire de sauvegarde jusqu'à la phase de repointage terrestre rapide détaillée ci-dessus est caractérisée selon un mode de réalisation préférentiel par la succession d'étapes suivante:
(i) les panneaux solaires sont verrouillés en direction du soleil, par activation des détecteurs à
référence solaire montés sur les panneaux;
(ii) le bloc-support du réseau solaire (BAPTA) est déverrouille par rapport à la plate-forme du satellite, de façon à permettre une séparation angulaire entre les panneaux solaires et la plate-forme, cette dernière étant amenée en alignement avec la terre. La valeur de la separation angulaire à réaliser est préalablement déterminée lZ~

en fonction des orientations relatives de la direction solaire et de la direc-tion terrestre par rapport au satellite à l'heure locale de manoeuvre;
(iii) le mouvement de rotation du satellite autou~
de son axe de roulis permet alors de repérer la position de la terre, et en conséquence de déterminer la vitesse angulaire et la position de l'axe de tangage;
~iv) la rotation en roulis est enin stoppée, et les voLants ou gyroscopes sont lancés lorsque l'axe de tangage se trouve en position favorable pour l'initialisatlon de la phase B de repointage.
Alors que ce premieE mode de réalisation de l'invention peut s'efectuer à partiE des dispositifs couramment embaEqués suE la plupart des satellites ~eja en orbite, l'invention concerne également un second mode de réaLisation de la phase A permettant d'amener le satellite depuis le pointa~e solaire de sauvegardè iusqu'àl une position permettant l'enchaînement ave~ la phase B de repolntage terEestre.
Ce second mode de réalisation de lal procedure consiste à utiliser un détecteur vidéo à dispositi CCD
linéaire ou matriciel destiné à ournir un repérage astronomique sUE des étoiles de magnitude cholsie, et après : détermination de la position et de la vitesse de rotation de l'axe de tangage du satellite par rapport à la direction solaiEe, de stopper la rotation en roulis et de lancer les : gyroscopes et/ou les volants d'inertie lorsque l'axe de tangage se trouve en position favorable pour l'initialisation de la phase B de repointage rapide.
; 30 Dans le cas où l'un ou l'autre de ces modes de réalisation de la phase A de la procédure à un satellite sans couple de stabilisation, ce sont les gyromètres de la centrale inertielle qui sont lancés (au lieu des volants d'inertie dans le cas des satellites à couple .~

~2~7~

stabilisateur), au moment de l'arret du mouvement de roulis et du passage de l'axe de tangage en position favorable pour l'initialisation de la phase s de la procédure de repointage terrestre.
Dans ce cas, la procédure B consiste, selon l'invention, à utiliser les informations de vitesse an~ulaire fournies par les gyromètres intégrateurs pour assurer le repointage terrestre par trai-tement sur les angles d'Euler et le verrouillage en position stabilisée.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaitront à la lecture de la description suivante de ~uelques modes de réalisation détaillés de l'invention, et des dessins annexés dans lesquels:
- la Fig. 1 représente schématiquement le système de contrôle et d'attitude d'un satellite (AOCS), avec l'emplacement preférentiel pour les détecteurs à références terres-tre et solaire (Fig. lal ainsi qu'un mode de~
réalisation préférentiel du principe de réalisation de lrunitb de stabilisation inertielle par volants d'inertie (Fig. lb);
- la Fig. 2 represente schématiquement la succession des phases de la procédure de repointage terrestre selon l'invention;
- les Figs. 3, 4 et 5 représentent schématiquement l'attitude du satellite en pointage terrestre normal, en perte de référence terrestre, et en spin a plat, respectivement;
- la Fig. 6 schématise la boucle d'asservissement en tangage du satellite correspondant au mode normal de stabilisation;
- les Figs. 7 et 8 représentent l'évolution des signaux émis par les détecteurs in~rarouges à référence terrestre lors des étapes de préstabilisation en tangage (Fig. 7), et réalignement en tangage (Fig. 8) ~ 49 respectivement;
- la Fig. 9 représente les signaux émis par les détecteurs à référence solaire lorsque le satellite est entraîné en mouvement de nutation;
- 5 - les Figs. lOa, lOb illustrent une première manière de détermination des vitesse et position angulaires du satellite (Étape A12) par balayage conique d'un capteur SAS;
- les Figs. lla et llb illustrent la seconde manière de determination des vitesse et position angulaires du satellite (Étape A12) par écartement angulaire panneaux solaireslplate-forme (Étape A11);
- les Figs. 12a, 12b et 12c représentent les trois étapes de la pro¢édure lente de repointage ter~estre de l'art antérieur à partir du pointage solaire de sauvegarde en mode ESR.
Dans le satellite représenté en ~igure 1, l'axe de roulis est en x, l'axe de tangage est en y et l'axe de la¢et est en z.
Lorsqu'il est en orbite autour de la terre, et stabilise en pointage terrestre, 1e satellite pointe son axe de lacet vers le sol et parcourt son orbite dans la direction de l'axe x de roulis.
Le satellite représenté en figure la est muni de ; moyens de mesures classiques, à savoir un détecteur à
référence solaire 21 monté sur le panneau solaire 10, un détecteur à référence solaire de secours 22, à grand angle de vision, et un bloc de deux détecteurs terrestres et d'un détecteur solaire à faisceaux en V 23. Le satellite presente également un détecteur de secours infrarouge deux-axes, à référence terrestre 24.
La figure lb est la vue schématique dans un plan ~ y, z d'un mode de réalisation possible pour la centrale ; inertielle du satellite. Celle-ci est composée des trois .

~26~49 volants d'inertie 31, 32 et 33 du type à décalage (skewed wheel configuration).
Toutefois, la procédure selon l'invention ne se limite pas à son application à des satellites présentant une S ¢entrale inertie:Lle de ce type, et on peut aussi bien envisager que le satellite soit muni d'un nombre inférieur ou supérieur de volants d'inertie. Dans le cas des satellites à stabilisation sans couple d'inertie, la centrale lnertielle ne comporte d'ailleurs aucun volant d.'inertie, mais essentiellement des gyromètres integrateu~s, ~omme on le verra plus loin dans la description d'un; mode de realisation pa~ticulier de l'invention.
La procédure complète selon l'invention est schématisée en figure 2. On y reconnaît, tout d'abord, la phase A permettant de ramener le satellite depuis la configuration de sauvegarde en pointaye solaire (A1) jusqu'à
une position intermediaire de préalignement de l'axe de~
tangage vers sa position stable en pointage terrestre (A30)`, (A40).
Comme déjà mentionné précédemment, deux modes de réalisation de cette phase A sont couverts par la présente invention:
- la détermination de la vitesse angulaire et de la position de l'axe de tangage du satellite est réalisée par repérage du cycle d'apparition de la terre à partir d'un détecteur monté sur la plate-forme du satellite (Al0), (All), (Al2);
- la détermination des mêmes paramètres de l'axe de tangage par rapport aux étoiles à partir d'un système de repérage astronomique (A20), (A21).
La phase A s'achève ensuite par la stabilisation du mouvement de roulis du satellite et la réinitialisation du ou des volants d'inertie (A30) (satellite à couple de stabilisation), ou des gyromètres intégrateurs (A40), 12~

(sa-tellite sans couple stabilisateur).
La phase B correspond au repointage terrestre final jusqu'à la position s-tabilisée N1. Cette phase peut soit s'enchalner avec l'une des procédures de l~ phase, A
lorsque le satellite se trouvait inittalement en pointage solaire de sauvegarde (ESR), soit être d!ire¢tement initialisée à partir ~e la con~iguration d'attente (~ARM).
Selon l'invention, deu~ modes de réalisation sont ici encore possibles:
10- un repointage terrestre paE mise en double rotation du satellite, avant de ramener les paramètres d'évolution du satellite à l'in-térieur des fourchettes de ~onctionnement des boucles noEmales d'asseEvissement serva~nt au maintien stabilisé en pointage terrestre ~B10), ~Bll), 15(B12), (B13), (B14). Ce mode de réalisation est utilisable dans les satellites à couple stabilisateur;
- un repointage par traitement des angles d,'Euler ~B20~ dans le cas des satellites sans couple stabilisateur.
On~vaidétailler ci-apresl c~acuRI ~e~ sous-ensembles~
~ 20 ~e la procédure selon l'invention identifi~s ci-dessus.
; Toutefois, il est necessaire de rappeler prëalablement brièvement quel est le principe de stabilisation des deux systèmes inertiels envisagés dans la~
présente invention, à savoir les systèmes à stabilisation par volants d'inertie (couples stabilisateurs), et les systèmes sans couple stabilisateur.
Dans un système à couple stabilisateur (momentum bias control system), comme par exemple dans le satellite ~ MA~ECS, le pointage terrestre en condition normale est réalisé par la référence inertielle fournie par un volant d'inertie (ou un jeu de plusieurs volants) en rotation a une vitesse d'environ 4 000 tours/minute.
Le système représenté en figure 1, et qui correspond à celui équipant les satellites MARECS, comporte tous les éléments nécessaires à une stabilisation par volant d'inertie. La détection de la terre est réalisée au moyen du détecteur infrarouge deux axes 24. Le contrôle en roulis et en lacet est effectué en référence au moment normal au plan de~ l'orbite, par impulsio~s de micropropulseurs ou par utilisation descouples de pression solaire s'exerçant sur les panneaux. Le contr61e en tangage s'effectue par ajustement de la vitesse du volant d'inertie, de facon à créer un couple sur la plate-forme du satellite. A titre d'exemple, le principe de stabilisation par volan-t d'inertie est utilisé dans les satellites de telêcommunication (ECS, MARECS, TELECOM, DFS, RCA-SATCOM, FORD-INTELSAT V, et INSAT). La plupart de ees satellites utilise un système à
volants déeales (deux ou trois volants places en conPiguration en V) permettant une plus grande flexibilitê
et redondance.
A la différence du système~ à couple stabilisateur, les systemes sans couple stabilisateur fonction~ent à partir d'un ensemble intêgrateur sur trois axes (~ ave¢ par exemple determinatlon de la position du satellite par captage optique ~capteurs à références terrestre ou solaire)~
puis procédure de repointage pilotée par des gyromètres intégrateurs selon un traitement sur les angles d'Euler, et enfin retour à la détection optique de la terre pour la stabilisation en pointage final.
Ces différences de conception étant rappelées, il est maintenant intéressant de caractériser rapidement les effets d'une modification accidentelle d'attitude sur le comportement d'un satellite initialement stabilisé en pointage terrestre par volants d'inertie.
Dès la détection de la modification d'attitude, un mode d'alerte et d'attente, tel que le mode ARM, est adopté
par le satellite. Corrélativement, toutes les boucles d'asservissement sont interrompues, qui assuraient la `~

~2~9~

stabilisation du satellite en pointage terrestre nominal.
A ce moment, le volant d'inertie res-te soit à
vitesse constante, dans le cas des systèmes à contrale tachymétri~uej soit subit une dérive lente due au S déséquilibre entre les couples d'entraînement du volant et les couples de friction. De plus, et en fonction de la cause de la modification d'attitude, il peut se produire une mise en mouvement de nutation.
Le satellite prend de la vitesse autour de son axe de tangage à cause du principe de la conservation des~
moments angulaires, et la plate-forme forme, avec le volant d'lnertie, une configuration à double ro-tation.
Les vitesses angulaires autour des autres axes dépendent de la nutation initiale. Si la déstabilisation a été provoquée par un ordre incorrect envoyé au volant, la nutation peut être considérable.
Si l'on n'intervient pas, le satellite évolue progressivement vers une sltuation de spin à pla-t, résulant finalement en une rotation autour des axes lat8raux. La constante~ de temps du mouvement de spin à plat est typiquement de llordre de quelques heures.
L'ensemble de cette séquence est représenté dans les figures successives: Figs, 3, 4 et 5.
La nouvelle procédure rapide de repointage terrestre selon l'invention (phase B) a pour objet d'éviter un pointage solaire de sauvegarde (mode ESR).
Cette procédure est basée sur les principes suivants:
- il y a préservation du couple inertiel de référence, même en cas de nutation importante; l'objectif est de ramener le satellite dans des conditions d'évolution maîtrisables par la boucle d'asservissement normal en tangage. Pour une boucle d'asservissement telle que représentée en ~igure 6, on peut obtenir typiquement un ,~, ;7~

fonctionnement pour des angles de nutation inférieurs à 15 et une vitesse moyenne de tangage inférieure à 0,05 par seconde. ~ette boucle d'asservissement est constituée par le détecteur infrarouge à référence terrestre ~0, ~ui fournit un signal d'erreur de tangage alimenté vers un circuit d'avan~e de phase 61 avec intégration éven~uelle par circuit 62. Les signaux résultants sont alimentés depuis le circuit additionneur 63 sur un amplificateur de ~ain 64 en direction des moyens de commande 65 du volant 66.
Afin d'obtenir un retour dans la fourchette de fonctionnement de cette boucle d'asservissement en tanga~e, une maîtrise des paramètres d'évolution du satellite peut être effectuée par modifi¢ation des couples de tangage et vérification au moyen des détecteurs à références solaires~
; 15 et/ou terrestres~
Le détail des manoeuvres successives a effectuer, ; soit sous la direction d'un opérateur, soit automatiguement,correspond don¢ au~ étapes B10, B11, B12, B13, B14 de- la ; figure 2.
L'étape d'initialisation B10 correspond à une déconnexion de la boucle d'asservissement en roulis dès la détection de la modification accidentelle d'attitude et de la perte de contrôle par les boucles d'asservissement normal. Dans le cas où la boucle d'asservissement en tangage peut être maintenue, l'étape B13 peut s'appliquer directement.
Dans le cas contraire, une configuration d'asservissement en boucle ouverte est mise en route, consistant à:
- connecter tous les détecteurs à références solaire et terrestre disponibles;
; - connecter tous les gyromètres;
- établir un contrôle en boucle ouverte des vitesses de volants.

.i - ~

~2~

Selon l'invention, cette etape vient se substituer à la mise en mode ESR.
Dans l'étape suivante ~11 de préstabilisation en tangage, l'objectif est de stabiliser l'a-ttitude du satellite~. Ceci est préférentiellement atteint, d'une part en augmentant légèrement le moment de tangage de quelques pourcents au-dessus de la valeuE nominale, d'autre part en pla~ant la plate-forme en ¢ontre-rotation par rapport au volant d'inertle. Dans cette position stable, le moment en tangaye peut etre ajusté de f~açoni importante sans provoquer de nutation. Cette variation des moments de tangage permet de faire varier les vitesses de tangage avec confirmation~
paE les informations fou~nies par les déte¢teurs. On arrive ainsi ai ramener les variations en tangage au-dessous de la lS limite de 0,05/s, ce qui permet de rentrer dans la fourchette de fonctionnement de la boucle normale d'asservissement en tangage.
Selon l'invention, la réduction en tangage ~'effectue par maximisation du temps d'apparitton de la 20 terre dans le champ de vision du détecteur à chaque cycle, par action sur le moment en tangage. La figure 7 permet de visualiser un signal typique obtenu en sortie du détecteur à
ré~érence terrestre lors de cette étape.
Lorsque les oscillations en tangage sont maîtrisées, il est éventuellement nécessaire d'amortir un mouvement de nutation trop fort, en passant par l'étape B12.
L'objectif est ici de maintenir la terre à l'interieur du champ de vision du détecteur à référence terrestre.
Il existe deux principes fondamentaux permettant le contrale de nutation, à savoir un controle actif par ajustement des moments transversaux (en utilisant les volants, ou des micropropulseurs), et un controle passif par échange des moments entre le volant d'inertie en tangage et la plate-forme du satellite.

4~ ~

Le principe consiste ici à déterminer la valeur de la nutation à l'aide des gyromètres ou des détecteurs à
références terrestre ou solaire. Pendant cette opération, les panneaux solaires sont verrouillés à 180~ l'un par rapport à l'autre de façon à maximiser la production d'énergie.
Le controle actif ou passif du moment de nutation est poursuivl ;usqu~à obtention d'un amortissement sufflsant ~Fig. 9)~.
Bien entendu, cette etape est inutile dans le cas où la nutation provoquee par la modification acciden-telle~
d'attitude est d'emblée suffisamment faible.
L'étape B13 de real}gnement de l'axe de tangage s'effectue ensuite lorsque, d-iune part la vitesse en tangage a eté suffisamment reduite, et d'autre part, le mouvement de nutation se trouve en deçà du seuil de fonctionnement de la boucle d'asservissement en tangage. ~ette boucle est alors activée. La configuration en double rotation se trouve donc sous controle sur un seul axe, avec de faibles variations 2a d'attitude. La figure 8 représente le signa~ cGnvergent obtenu en sortie du détecteur a réferences terrestres lors de~ cette étape de réalignement.
Lors de cette étape, il est avantageux d'asservir les panneaux solaires de façon à les maintenir ~ convenablement orientés.
L'étape B14 consiste enfin à réaliser l'amortissement de la nutation résiduelle afin d'assurer une stabilisation complète du satellite en pointage terrestre.
Dans la mesure où l'axe de tangage est maîtrisé, il suffit de maitriser l'axe de roulis, par détection des variations au moyen des détecteurs optiques ou des gyromètres. La rectification s'effectue par commande des moments transversaux avec les décalages de phases correspondant aux détecteurs utilisés. Il est également possible d'utiliser ~ 2~

les micropropulseurs.
Lorsque le mouvement de roulis a réintégré la fourchette de fonctionnement de la boucle d'asservissement en roulis, celle-ci est réactivée et le satellite se trouve finalement stabilisé en pointage terrestre N1.
Lorsque le satellite se trouve initialement en mode ESR de~ pointage solaire de sauvegarde, la phase B de repointage terrestre décrite ci-dessus doit etre précédée de l'un des deux modes de réalisation de la phase A tels que représentés en figure 2.
~a procédure totale de repointage s'applique alors aussi bien aux sy:stèmes à couple de stabilisation qu'aux systèmes sans couple de stabilisation.
Dans le premier cas, le but poursuivl est de ramener le moment angulaire du volant d'inertie dans une direction perpendiculaire au plan de l'orbite pour pouvoir passer en phase B~
Lors de liapp~tcat;on aux systèmes sans coup;le ~e stabilisationr ~a- procédure consiste à détermineE l'attitude du sateIlite pour rêinitialiser les gyromètres intégrateurs.
Il est ensuite possible de définir une stratégie permettant de restaurer le pointage terrestre par manoeuvres sur un seul axe et traitementssur les angles d'Euler.
Quel que soit le mode de stabilisation du - 25 satellite, deux méthodes sont présentées, l'une utilisable à
partir des dispositifs existant sur la plupart des satellites déjà lancés, et l'autre nécessitant de prévoir un dispositif spécifique de repérage astronomique. Toutefois, l'objectif des deux méthodes de la phase A est de déterminer la vitesse angulaire et la position de l'axe de tangage du satellite afin de pouvoir précisément choisir le moment du cycle d'évolution du satellite où enclencher la phase B de repointage terrestre.
Comme on l'a déjà vu plus haut, le mode ESR de ~2Ç~7~

pointage solaire de sauvegarde se caractérise par une liberté de roulis du satellite avec un con-trôle actif sur deux axes du pointage solaire. La centrale inertielle principale est généralement stoppée.
Selon la première méthode de préparation du repointage terrestre, l'objecti~ est d'utiliser la rotation du satellite autour de son axe de roulis pointé vers le soleil pour faire entrer cycliquement la terre dans le cKamp de vision du ¢apteur à référence terrestre. L'angle de vision du capteur terrestre est limité. L'objecti est donc de faire ef~ectuer au capteur terrestre un balayage conique interceptant la terre en un point du cycle de balayage.
Ceci est rêalisable du fait que, pour toute heure de la journée, et donc pour l'heure précise où l'on souhaite initialiser le repointage, on connaît très bien l'angle ¢,ue présentent entre elles la direction du soleil et la dlre¢tion de la terre telles que vues depuis le satellite.
En conséquence, si l'on prend ¢et angle comme valeur du deml-angle du cone de balayage du capteur terrestre ~par rapport à la direction solaire connue), on est certain que ce cone de balayage inclut en un point du cycle la direction de la terre.
Les intersections cycliques avec la terre, lors du balayage conique, permettent alors de déterminer à la fois la vitesse de rotation angulaire et la position angulaire du satellite à tout instant. On utilise cette information pour rétablir un moment angulaire normal au plan de l'orbite comme on le verra ci-après.
Il existe deux manières de réaliser le balayage conique du capteur terrestre constituant la première méthode de préparation du repointage terrestre ici exposée:
- par décalage d'un capteur solaire SAS monté sur la plate-forme;
- par utilisation d'un capteur solaire SASS des ~L26~9~

panneaux solaires, après écartement angulaire panneaux solaires/plate-forme (étape ~11).
L'utilisation d'un capteur solaire SA~S de plate-forme est mentlonnée à titre illustrati et explicatif, bien ~ue les limites qui lui sont inhérentes en restreignent l'emploi.
En pointage ES~, le satellite est pointé vers le soleil avec contrôle du capteur solaire SAS sur deux axes, captage du tangage et information; de lacet. La figure lOa schématise cette configuration dans laquelle l'orientation des axes y et z est inconnue alors que l'axe x pointe vers le soleil avea une rotation faible à vitesse inconnue du - satellite autour de cet axe x.
En partant de ce pointage de l'axe des x vers le soleil, on introduit une valeur de recalage dans la~ boucle diasservissement en lacet du capteur solaire SAS. Ceci entraîne un déplacement de l'~axe x en x' ~figure lOb) avec un déplacement concomitant de l'axe des z (correspondant au centre du champ de vision du capteuE terrestre) en z'. Du fait de la vitesse constante de rotation en roulis, llaxe~
des x suit un balayage conique autour du soleil (de la meme maniè~e que l'axe z), de façon à venir intercepter la direction terrestre.
Les caractéristiques non linéaires du capteur solaire SAS limitent l'angle de décalage réalisable à
environ 20, mais en rajoutant les 20 du champ de vision du capteur, on peut arriver à couvrir une portion non négligeable des "heures de la journée".
L'étape All de la figure 2 correspond à la seconde manière, plus souple de détermination de la vitesse angulaire et de la position du satellite, en utilisant un décalage angulaire panneaux solaires/plate-forme ~cf. Figs lla, llb).
Dans ce cas, on transfère tout d'abord le controle :: ~

~6~

en tangage du satellite au capteur solaire SASS monté sur les panneaux solaires, alors que ce controle est généralement effectué par un capteur solaire SAS de plate-~orme lorsque le satellite est en mode de sauvegarde ESR.
La boucle d'asservissement en lacet est également deconnectée (étape 10).
Ensuite, des moyens de commande du bloc support des panneauxi solaires (BAPTA) sont activés jusqu'à ce que l'angle de vision du détecteur infrarouge à référence teErestre (~IRESI et la direction solaire présentent entre eux~ un angle correspondant à l'écartement des deux directions à l'heure précise de manoeuvre (éta~e All).
~'axe x vient en x', ¢e qui permet d'obtenir le balayage conique du, capteur terrestre (Fig. llbJ. Cette manière de ca~teE la terre dans le champ de vision de l'IRES est applicable quel que soit l'angle d'écartement nécessaire.
Toutefois, dans la seconde manière illustrée en flgure llb, on notera que la vitesse angulaire de rotation autour de la direction solaire ne correspond plus à la vitesse de roulis du satellite, mais les gyromètres alignés en Z peuvent être lancés.
Après détermination de la vitesse angulaire et de la position du satellite, le lancement du volant d'inertie doit s'effec-tuer de facon à établir un moment angulaire normal au plan de l'orbite (étape A30). Ceci signi~ie que l'axe de lacet doit être perpendiculaire au plan de l'orbite, en pointant vers le sud, avec des vitesses de rotation autour des trois axes sensiblement égales à 0.
Cette préparation du repointage nécessite que l'on place le satellite dans une attitude particulière, car le lancement du volant d'inertie est une opération qui n'est pas instantanée, mais peut au contraire prendre jusqu'à plus de dix minutes.
Or, on ne peut pas stopper simplement les :

: ~

~%~49 - ~ 267 ~ 49 "Procedure for rapid repointing of pointing satellites terrestrial, and in particular geostatlonal satellites of telecommunication with flywheel stabilization ".
An accidental change in the attitude of a satellite can occur as a result of several types of faults or awkward maneuvers. We can note between other:
- equipment failures, such as failure of the solar panel drive system, a flywheel seizure, an optical defect in the earth reference detector, or even a bad one operation of the micropropellers;
- electrical failures, mainly from inertial unit, or even variations in the Pulse available resulting in a temporary breakdown of attitude control servo loops;
- design faults in the central satellite control, for example in the case where; the terrestrial reference detectors are disturbed by the passage of the sun or the moon in their field of vision or again when the servo loops interact unexpected way;
~ - false maneuvers due to errors in ; ~ programming of on-board software, or even 25 ~ wrong remote controls sent from the ground, under control automatic or manual.
This type of breakdown is likely to disturb seriously the functioning of the satellite, even interrupt it, when it is only operational under a strict condition of orientation. This is particularly the case for geostationary telecommunications satellites, and stabilized on three axes in land pointing.
Telecommunications satellites of the current generation, European made or ~ 4 American, have been designed with relatively few requirements binding with regard to the repointing procedure after accidental change of attitude.
In the case of an orientatian loss (Fig. LOb), the satellite automatically takes two can ~ igurations backup successive - automatic re-configuration mode (ARM mode);
- the SUE ~ sun emergency repointing mode ~ ESR mode) `.
The ~ ut of mode ~ is to put the attitude and arbite eontral system (AOCS) following a loss of power at the time of ~ a loss of control of the pointing. All of the attitude control ~ itas are redundancy, except for volan-ts in the case a skewed wheel inertia system configuration). A timer is also started for fifteen minutes in order to give the aperitif on the ground the possibility of establishing the severity of the failure, and possibly remedy it within the allotted time.
In cases of slight failure, easily repairable, this transient mode avoids a too long and unnecessary interruption of the service communication. The operator can possibly extend the ARM mode beyond the quarter hour programmed by the timer. However, the intervention time is limited by the fact that, in ARM mode, the drive mechanism solar panels is also disconnected, which means that the panels remain locked in the orientation relative to the satellite they had at time of detection of the failure.
In the event that the pointing control could not be restored to ARM mode, the satellite then switches automatically in ESR mode. The objective of this . '' 1-~ 26 ~

configuration is to bring the satellite up to an attitude safety pointing at the sun so that it is supplied with energy. All load units useful and attitude control are off, except ~ eption S of those necessary for pointing to the sun, so ~
protect the satellite from any additional errors possible. The means of pointing to the sun are made up of specific control loops of sister, simple in design, using a power supply;
redundant energy, as well as propulsion units of rescue.
In the case of a satellite with stabilization by flywheel the flywheel is immobilized in order to destroy the stabilization torque, and the satellite is maintained in solar pointing under the control of solar detectors ~ SAS) and micropropellers, with locking panels.
In terrestrial systems, terrestrial tracking from the m of ~ R cannot intervene ~ -received in certain Ond relative position waves ie the earth and the suni compared to the satellite. This CG constraint prevents a immediate repointing of the satellite, upon repair of ~ breakdowns, this lack of flexibility resulting in non-compliance periods additional satellite operation.
Indeed, in known systems, repointing to earth is done by means of the reference detector terrestrial and a corresponding servo loop.
The steering wheel is then launched in rotation so as to resume normal operating mode. However, to the extent where the satellite initially points to the sun according to its x or y axis, and whether the terrestrial detector (infrared) has its field of vision along the z axis, the direction of the earth and that of the sun as seen from the satellite must be perpendicular ~ Z ~ 79 ~ 9 (cf. Fig. 10c). Such a situation does not exist until 0600 and 1800 local satelli-te time, which can represent up to twelve hours of non-operational waiting. We can even note that the waiting time can be up to 24 hours in the event that only a roll axis can be used in solar pointing in the ESR procedure, (as for example in OTS satellites).
In summary, existing techniques for implementing standby mode, then tracking of pointing satellites have the following disadvantages:
- the reaction time of 15 minutes is usually too short to allow the operator to réa ~ ir, and can not be extended without starting a ~ açon too much solar energy reserves;
15- the mode of emergency pointing on the sun corresponds to the implementation of maximum security, but it involves the use of micropropellants in a control loop leading to the consumption of up to several kilos of propellants. In addition, a detail spare micropropellers used in ESR mode (leakage ; or ~ accidental prolonged operation) can reset completely causes stability in ESR mode.
Terrestrial repointing time from mode ESR is too long. This last point is notably particularly true for the new generation of telecommunications satellites (INMARSAT 2, ECS-A) in which it is necessary to limit the losses of possible communication an hour and a half maximum. This constraint is also also now imposed for satellites already in orbit.
Accordingly, the present invention is intended to ~ provide a ground repointing procedure allowing especially to overcome the disadvantages of the procedures existing mentioned above.

More precisely, a first objecti the invention is to provide a repointing procedure fast of a satellite with terrestrial point allowing a return to nominal operating conditions minus one hour from the emergency solar pointing mode.
A second objective of the invention is to provide such a procedure which can as well be controlled at from the ground, using embedded software using relatively simple logic.
A third objective of the invention is to provides such a procedure which is applicable in participate in satellites with attitude control by steering wheel of inertia, but also to satellites stabilized on three axes without; ¢ internal stabilization unit.
A complementary object of the invention is to provide a ~ procedure that comes in the form of a succession of stages, the sequencing of which may be only partially followed in the eas of modifications little serious attitude assistants. Specifically, 9i the procedure effectively allows a quick return in Earth pointing from ESR mode, it is also possible to use only the last steps allowing to master a nutation motion satellite and moderate angular velocities without the need to first bring it in solar pointing.
Another object of the invention is to provide a such a system whose application to the stabilization satellite by flywheel eliminates the need for micropropellers for the repointing operation.
The invention also has the advantage of allow, in a preferred embodiment, a operation from the equipment available on the most satellites already in orbit, including ECS, and MARECS satellites of the European Space Agency.

~ L26 ~ 34 ~

In general, the objective is to obtain a very flexible procedure, without constraint specific time of the remote controls or the reaction of ground operators, and with at least one orientation step solar panels towards the sun to avoid power cuts. In addition, the implementation of the procedure according to the invention absolutely does not prevent, in case malfunction and interruption of this procedure, from ~ return to solar pointing mode to maximum security, and ensure repointing by the known long procedure, recalled above. These objects are obtained using a two-phase procedure successive based on the following principles:
- phase A allows the satellite to be brought back from backup solar pointing mode up to a attitude in which the pitch axis of the satellite oscllle in a sufficiently narrow range around the terrestrial direction, with nutation and velocities reduced angles. This phase is based on the determination and control of the speed of rotation and the angular position of the satellite's pitch axis by compared to the solar direction. Two embodiments will be specified later.
- phase B constitutes the repointing phase fast proper and involves bringing the satellite to reduced nutation movement and limited angular speed until the stabilization of three axes in orientation towards the Earth. This is achieved by a succession of steps intended first of all to gradually amortize the nutation, then precisely align the pitch axis of the satellite. This phase is of different principle according to that the satellite is with steering wheel stabilization torque of inertia, or without stabilization torque. In addition, in the embodiment of this phase B applied to satellite with stabilization torque, the stages are linked with a gradual ~ eradication of the stability obtained.
This eventually allows you to enter this phase of repointing, j in the case of a residential modification of great importance, at an intermediate stage correspond to the effective degree of instability acquired aeeid: entirely by satellite.
More specifically, phase B defined above and applied to ~ ux ~ sa ~ tel ~ ites stabilization pin consists, s ~ leni l'In.v ~ n.tion "en une ~ repointage raplde procedure such a ~ elll ~ e to ~ vintage earth-tre, especially of the type geestation communication satellites, said satellite being provided on the one hand with measurement means consisting of solar dream detectors, solar detectors 19 a terrestrial reference and / or gyrometers /

~ ~ ' ~ 267 ~
~ 8 -and on the other hand means of attitude correction by variation of the torque of the flywheel (s), procedure characterized in that it is constituted killed from sequence of steps taken in following order with the possibility of entering the sequence at the level of each of said steps.
(i) a step of initialization of the procedure, consisting in disconnecting the control loop by roll, to connect all detectors with solar references and terrestrial and / or the gyros available and to be established open-loop control of the speeds of the steering wheel (s) inertia;
(ii) a pitch stabilization stage consisting in placing the satellite in dual configuration rotation, the platform being brought into counter-rotation, then determine the pitch variations from solar or terrestrial reference detectors and to control these variations by actions on the flywheel (s);
(iii) a pitch realignment step of bringing the satellite back in the range of operation of the pitch control loop, by capture of the earth in pitch with a control on only one axis;
(iv) amortization of the residual transfer, consisting in exerting transverse couples in roll and / or in laces by action on the flywheels and / or activation of the micropropellers until capture of the earth : in roll by the corresponding control loop.
: This procedure preferably includes a step ~ ~ 30 additional amortization of the mutation movement, ; ~ prior to realignment of the pitch. A ~

: ~ _ ~ L2 ~
g in the case where the nutation movement is of amplitude greater than the operating range of the loop pitch control. According to the invention, this step of prior depreciation of the nutation movement consists to lock the solar panels at 180 one relative to each other to optimize energy generation in the configuration at dou ~ rotation, and control nuta-tion either by actiE control by acting on the couples of flywheels, or by activating the micropropellers, either by passive control with the exchange of torque between steering wheels and the satellite platform.
Phase B of the rapid repointing procedure according to the invention, as detailed above, applies ~ ue especially very advantageously following the setting of the satellite in ARM mode resulting from a modification accidental attitude. This phase of the procedure avoids therefore advantageously to place the pointing satellite 6R ESR solar backup).
However, the invention also applies to the case where the satellite was placed in ESR mode. In this case, the phase allowing the satellite to be brought back from its pointing solar backup until the repointing phase fast terrestrial detailed above is characterized according to a preferred embodiment by succession next steps:
(i) the solar panels are locked in direction of the sun, by activation of the detectors solar reference mounted on the panels;
(ii) the solar network support block (BAPTA) is unlocks from the satellite platform, from so as to allow an angular separation between the solar panels and the platform, the latter being brought into alignment with the earth. The value of angular separation to be carried out is determined beforehand lZ ~

according to the relative directions of the direction solar and terrestrial direction with respect to satellite at local time;
(iii) the rotational movement of the autou ~ satellite of its roll axis then makes it possible to identify the position of the earth, and accordingly determine the speed angular and the position of the pitch axis;
~ iv) the roll rotation is finally stopped, and the flywheels or gyroscopes are launched when the axis of pitch is in a favorable position for the initiation of the repointing phase B.
While this first embodiment of the invention can be carried out using devices commonly on most satellites ~ eja en orbit, the invention also relates to a second mode of realization of phase A allowing to bring the satellite from the pointa ~ e solar backup iusqu'àl a position allowing the sequence with ~ phase B of repolntage terEestre.
This second embodiment of the procedure is to use a CCD video detector linear or matrix intended to provide a location astronomical sUE of stars of magnitude cholsie, and after : determination of the position and the speed of rotation of the satellite's pitch axis relative to the direction solaiEe, to stop the rotation in roll and to launch the : gyroscopes and / or flywheels when the axis of pitch is in a favorable position for the initialization of phase B of rapid repointing.
; 30 In the event that either of these modes of completion of phase A of the satellite procedure without stabilization torque, these are the gyrometers of the inertial unit which are launched (instead of the flywheels of inertia in the case of torque satellites . ~

~ 2 ~ 7 ~

stabilizer), when the rolling movement stops and the passage of the pitch axis in a favorable position for initialization of phase s of the repointing procedure earthly.
In this case, procedure B consists, according to the invention to use speed information an ~ ulary provided by the integrating gyros for ensure terrestrial repointing by treatment on Euler angles and locking in the stabilized position.
Other features and benefits of the invention will appear on reading the description following of ~ a few detailed embodiments of the invention, and attached drawings in which:
- Fig. 1 schematically represents the system satellite attitude and control (AOCS), with the preferred location for reference detectors land-tre and solar (Fig. lal as well as a mode of ~
preferential realization of the principle of realization of inertial stabilization unit by flywheels (Fig. Lb);
- Fig. 2 schematically represents the succession of phases of the repointing procedure terrestrial according to the invention;
- Figs. 3, 4 and 5 schematically represent the attitude of the satellite in normal terrestrial pointing, in loss of terrestrial reference, and in flat spin, respectively;
- Fig. 6 diagrams the control loop in pitch of the satellite corresponding to the normal mode of stabilization;
- Figs. 7 and 8 represent the evolution of signals emitted by in ~ rarouges detectors with reference terrestrial during the pitch stabilization stages (Fig. 7), and realignment in pitch (Fig. 8) ~ 49 respectively;
- Fig. 9 represents the signals emitted by the solar reference detectors when the satellite is driven in nutation movement;
- 5 - Figs. lOa, lOb illustrate a first way of determining angular speed and position of the satellite (Step A12) by conical scanning of a sensor SAS;
- Figs. lla and llb illustrate the second way of determining angular speed and position of the satellite (Step A12) by angular spacing of the panels solar platform (Step A11);
- Figs. 12a, 12b and 12c represent the three stages of the slow repointing procedure the prior art from the backup solar pointing in ESR mode.
In the satellite represented in ~ igure 1, the axis of roll is in x, the pitch axis is in y and the axis of the ¢ and is in z.
When it orbits the earth, and stabilizes in terrestrial pointing, the 1st satellite points its axis yaw to the ground and travels its orbit in the direction of the roll x axis.
The satellite represented in figure la is provided with ; conventional measurement means, namely a detector with solar reference 21 mounted on solar panel 10, a wide angle backup solar reference detector 22 of vision, and a block of two terrestrial detectors and a solar V-beam detector 23. The satellite also has a two-way infrared emergency detector axes, with terrestrial reference 24.
Figure 1b is the schematic view in a plane ~ y, z of a possible embodiment for the power plant ; inertial of the satellite. This is made up of the three .

~ 26 ~ 49 flywheels 31, 32 and 33 of the shift type (skewed wheel configuration).
However, the procedure according to the invention is not not limited to its application to satellites presenting a S ¢ inertial input: It is of this type, and we can as well consider that the satellite has a lower number or higher with flywheels. In the case of stabilization satellites without inertia torque, the central lnertielle also has no steering wheel d.'ertia, but essentially gyrometers integrateu ~ s, ~ As we will see later in the description of one; fashion of realization pa ~ particular of the invention.
The complete procedure according to the invention is shown schematically in Figure 2. We recognize, first of all, the phase A allowing the satellite to be brought back from the solar pointaye backup configuration (A1) up to an intermediate position of pre-alignment of the axis of ~
pitching towards its stable position in land pointing (A30) `, (A40).
As already mentioned previously, two modes of completion of this phase A are covered by this invention:
- the determination of the angular speed and the position of the satellite's pitch axis is achieved by locating the earth's cycle of appearance from a detector mounted on the satellite platform (Al0), (All), (Al2);
- determination of the same axis parameters of pitch relative to the stars from a system of astronomical location (A20), (A21).
Phase A then ends with stabilization of satellite roll motion and reset of the flywheel (s) (A30) (satellite with torque stabilization), or integrating gyros (A40), 12 ~

(satellite without stabilizer torque).
Phase B corresponds to land repointing final up to the s-tabilised position N1. This phase can either follow one of the procedures of the phase, A
when the satellite was initially pointing solar backup (ESR), or be d! ire ¢ t initialized from ~ e the waiting configuration (~ ARM).
According to the invention, two ~ embodiments are here again possible:
10- a duplicate terrestrial PAE repointing satellite rotation, before returning the parameters evolution of the satellite within the ranges of ~ unctuation of the noEmales loops of servEviation serva ~ nt to maintain stabilized in land pointing ~ B10), ~ Bll), 15 (B12), (B13), (B14). This embodiment can be used in satellites with stabilizing torque;
- repointing by processing the angles of Euler ~ B20 ~ in the case of satellites without stabilizing torque.
On ~ vaidétailler hereafter c ~ acuRI ~ e ~ sub-assemblies ~
~ 20 ~ e the procedure according to the invention identifi ~ s above.
; However, it is necessary to remember beforehand briefly what is the principle of stabilization of the two inertial systems envisaged in the ~
present invention, namely stabilization systems by flywheels (stabilizing torques), and systems without stabilizing torque.
In a stabilizing torque system (momentum bias control system), such as in the satellite ~ MA ~ DHW, the terrestrial pointing in normal condition is produced by the inertial reference provided by a steering wheel of inertia (or a set of several flywheels) in rotation has a speed of about 4,000 rpm.
The system shown in Figure 1, and which corresponds to that fitted to MARECS satellites, includes all the elements necessary for steering wheel stabilization of inertia. Earth detection is carried out by means of of the two-axis infrared detector 24. Roll control and yaw is made with reference to the normal time at plane of the orbit, by impulsio ~ s of micropropellants or by use of solar pressure couples exerted on panels. Pitch control is done by adjustment the speed of the flywheel, so as to create a couple on the satellite platform. For exemple, the principle of stabilization by flywheel of inertia is used in telecommunications satellites (ECS, MARECS, TELECOM, DFS, RCA-SATCOM, FORD-INTELSAT V, and INSAT). Most of these satellites use a perfect steering wheels (two or three steering wheels placed in V configuration) allowing greater flexibility and redundancy.
Unlike the system ~ with stabilizing torque, systems without torque stabilizer function ~ ent from an integrator assembly on three axes (~ ave ¢ par example determining the position of the satellite by optical collection ~ sensors with terrestrial or solar references) ~
then repointing procedure controlled by gyrometers integrators according to a treatment on the Euler angles, and finally back to optical earth detection for the stabilization in final score.
These design differences being recalled, it it is now interesting to quickly characterize the effects of an accidental change in attitude on the behavior of a satellite initially stabilized in Earth pointing by flywheels.
As soon as the change in attitude is detected, a alert and standby mode, such as ARM mode, is adopted by satellite. Correlatively, all loops servo are interrupted, which ensured the `~

~ 2 ~ 9 ~

stabilization of the satellite in nominal terrestrial pointing.
At this time, the flywheel remains at constant speed, in the case of contrale systems tachymétri ~ uej either undergoes a slow drift due to S imbalance between the steering wheel drive torques and friction couples. In addition, and depending on the because of the change in attitude, there may be a nutation movement.
The satellite is gaining speed around its axis pitch because of the principle of conservation of ~
angular moments, and the platform, with the steering wheel inertia, a double rotation configuration.
The angular velocities around the other axes depend on the initial nutation. If the destabilization has was caused by an incorrect order sent to the steering wheel, the nutation can be considerable.
If you don't intervene, the satellite evolves gradually towards a spin-to-pla sltuation, resulting finally in a rotation around the lateral axes. The time constant ~ of the flat spin movement is typically around a few hours.
The whole of this sequence is represented in the successive figures: Figs, 3, 4 and 5.
The new rapid repointing procedure terrestrial according to the invention (phase B) aims to avoid a backup solar pointing (ESR mode).
This procedure is based on the principles following:
- there is preservation of the inertial torque of reference, even in case of significant nutation; the objective is to bring the satellite back into evolutionary conditions controllable by the normal control loop in pitch. For a control loop such as represented in ~ igure 6, one can typically obtain a , ~, ; 7 ~

operation for nutation angles less than 15 and an average pitch speed less than 0.05 per second. ~ this control loop is made up of the infrared detector with terrestrial reference ~ 0, ~ ui provides a pitch error signal fed to a phase 61 advance circuit with eventual integration by circuit 62. The resulting signals are supplied from the adder circuit 63 on an amplifier of ~ ain 64 in direction of the control means 65 of the steering wheel 66.
In order to get a return in the range of operation of this servo loop in tanga ~ e, a control of the parameters of evolution of the satellite can be performed by modifying the pitch torques and verification using solar reference detectors ~
; 15 and / or terrestrial ~
The details of the successive maneuvers to perform, ; either under the direction of an operator, or automatically, corresponds don ¢ to ~ steps B10, B11, B12, B13, B14 from-; figure 2.
The initialization step B10 corresponds to a disconnection of the roll control loop as soon as detection of accidental change in attitude and loss of control by servo loops normal. In the event that the control loop in pitch can be maintained, step B13 can apply directly.
Otherwise, a configuration open loop control is started, consists in:
- connect all reference detectors solar and terrestrial available;
; - connect all gyros;
- establish an open loop control of flywheel speeds.

.i - ~

~ 2 ~

According to the invention, this step comes to replace when putting in ESR mode.
In the next step ~ 11 of pre-stabilization in pitch, the objective is to stabilize the altitude of the satellite ~. This is preferably achieved, on the one hand by slightly increasing the pitching moment by a few percent above the nominal value, on the other hand in pla ~ ant the ontre-rotation platform relative to the flywheel. In this stable position, the moment in tangaye can be adjusted f ~ açoni important without causing nutation. This variation in pitch moments allows to vary the pitching speeds with confirmation ~
paE the information supplied by the detectors. We arrive so bring the variations in pitch below the lS limit of 0.05 / s, which allows you to enter the normal loop operating range pitch control.
According to the invention, the reduction in pitch ~ 'performs by maximizing the time of apparitton of the earth in the field of vision of the detector at each cycle, by action on the moment in pitch. Figure 7 allows you to view a typical signal obtained at the detector output at Earth re ~ erence during this stage.
When the pitch oscillations are controlled, it may be necessary to amortize a nutation movement too strong, passing through step B12.
The objective here is to keep the earth inside the field of vision of the terrestrial reference detector.
There are two basic principles for nutation control, i.e. active control by adjustment of transverse moments (using the steering wheels, or micropropellers), and passive control by exchange of moments between the pitch flywheel and the satellite platform.

4 ~ ~

The principle here consists in determining the value of nutation using gyros or detectors terrestrial or solar references. During this operation, solar panels are locked at 180 ~ one by relationship to each other so as to maximize production of energy.
Active or passive control of the nutation moment is pursl; usqu ~ to obtain sufficient amortization ~ Fig. 9) ~.
Of course, this step is useless in the case where the nutation caused by the modification accident-such ~
attitude is immediately low enough.
The real step B13 of the pitch axis then takes place when, on the one hand, the pitching speed has been sufficiently reduced, and on the other hand, the movement of nutation is below the operating threshold of the pitch control loop. ~ this loop is then activated. The double rotation configuration is therefore under control on a single axis, with small variations 2a of attitude. Figure 8 shows the signa ~ cGnvergent obtained at the output of the land reference detector during of ~ this realignment step.
During this stage, it is advantageous to enslave the solar panels so as to maintain them ~ suitably oriented.
Step B14 finally consists in carrying out amortization of residual nutation to ensure complete stabilization of the satellite in terrestrial pointing.
Insofar as the pitch axis is controlled, it suffices to control the roll axis, by detecting variations by means of optical detectors or gyros. The rectification is carried out by commanding moments transverse with phase shifts corresponding to detectors used. It is also possible to use ~ 2 ~

micropropellants.
When the rolling movement returned to the operating range of the control loop in roll, it is reactivated and the satellite is finally stabilized in terrestrial pointing N1.
When the satellite is initially in ESR mode of ~ solar backup pointing, phase B of terrestrial repointing described above must be preceded by one of the two embodiments of phase A such as shown in Figure 2.
~ a total repointing procedure then applies both at sy: stabilization torque systems and systems without stabilization torque.
In the first case, the aim is to reduce the angular momentum of the flywheel in a direction perpendicular to the plane of the orbit to be able go to phase B ~
When liapp ~ tcat; on to systems without blow; the ~ e stabilization ~ a- procedure consists in determining the attitude of the sateIlite to reset the integrating gyros.
It is then possible to define a strategy allowing to restore the terrestrial pointing by maneuvers on a single axis and treatments on the Euler angles.
Whatever the stabilization mode of the - 25 satellite, two methods are presented, one usable at from the devices existing on most satellites already launched, and the other requiring the provision of a specific astronomical tracking device. However, the objective of the two methods of phase A is to determine the angular velocity and the position of the pitch axis of the satellite so that you can precisely choose when satellite evolution cycle where to start phase B of land repointing.
As we have already seen above, the ESR mode of ~ 2Ç ~ 7 ~

backup solar pointing is characterized by a freedom of roll of the satellite with active control over two axes of solar pointing. The inertial unit main is usually stopped.
According to the first method of preparing the terrestrial repointing, the object is to use rotation of the satellite around its roll axis pointed towards the sun to make the earth enter the cKamp cyclically vision of the ¢ land reference sender. The angle of vision of the terrestrial sensor is limited. The object is therefore to make the terrestrial sensor perform a conical scan intercepting the earth at a point in the scanning cycle.
This is realizable from the fact that, for any hour of the day, and therefore for the precise time we want initialize the repointing, we know very well the angle ¢, ue present between them the direction of the sun and the Earth map as seen from the satellite.
Consequently, if we take ¢ and angle as the value of deml-angle of the scanning cone of the terrestrial sensor ~ by relative to the known solar direction), it is certain that this scanning cone includes at a point in the cycle the direction of the earth.
Cyclic intersections with the earth, during the conical scan, then allow to determine both the angular speed of rotation and the angular position of the satellite at all times. We use this information to restore an angular momentum normal to the plane of the orbit as will be seen below.
There are two ways to perform the scan conical of the terrestrial sensor constituting the first method preparation of the land repointing here exposed:
- by offset of a SAS solar collector mounted on the platform;
- by using a SASS solar collector ~ L26 ~ 9 ~

solar panels, after panel angular spacing solar / platform (step ~ 11).
The use of a SA ~ S platform solar collector form is mentioned for illustrative and explanatory purposes, although ~ that the inherent limits restrict it employment.
In pointing ES ~, the satellite is pointed towards the sun with control of the SAS solar collector on two axes, pitch collection and information; lace. Figure lOa schematizes this configuration in which the orientation y and z axes is unknown while the x axis points to the sun had a weak rotation at an unknown speed of the - satellite around this x axis.
Starting from this pointing of the x-axis towards the sun, we introduce a registration value in the ~ loop SAS solar collector yawning. This causes a displacement of the ~ axis x in x '~ figure lOb) with a concomitant displacement of the z axis (corresponding to the center of the field of vision of the terrestrial sensor) at z '. Of made of constant rotational speed in roll, llaxe ~
des x follows a conical scan around the sun (of the same way that the z axis), so as to intercept the terrestrial direction.
The non-linear characteristics of the sensor SAS solar limit the achievable offset angle to about 20, but by adding the 20 of the field of vision of the sensor, we can manage to cover a portion not negligible "hours of the day".
Step All of Figure 2 corresponds to the second more flexible way of determining speed angle and position of the satellite, using a angular offset solar panels / platform ~ cf. Figs lla, llb).
In this case, we first transfer the control :: ~

~ 6 ~

in pitch from the satellite to the SASS solar collector mounted on solar panels, while this control is generally performed by a SAS platform solar collector ~ elm when the satellite is in ESR backup mode.
The yaw control loop is also disconnected (step 10).
Then, control means of the support block solar panels (BAPTA) are activated until the viewing angle of the reference infrared detector teErestre (~ IRESI and the solar direction present between them ~ an angle corresponding to the spacing of the two directions at the precise time of maneuver (eta ~ e All).
~ 'x axis comes at x', ¢ e which allows to obtain the scanning conical, terrestrial sensor (Fig. llbJ. This way of ca ~ teE the earth in the field of vision of IRES is applicable whatever the required angle of separation.
However, in the second way illustrated in floats llb, it will be noted that the angular speed of rotation around the solar direction no longer corresponds to the satellite roll speed but the gyros aligned in Z can be launched.
After determining the angular velocity and the position of the satellite, the launch of the flywheel must kill himself in order to establish an angular moment normal to the orbit plane (step A30). This means that the yaw axis must be perpendicular to the plane of orbit, pointing south, with speeds of rotation around the three axes substantially equal to 0.
This repointing preparation requires that places the satellite in a special attitude because the launching the flywheel is an operation that is not not instantaneous, but can on the contrary take up to more ten minutes.
However, we cannot simply stop :

: ~

~% ~ 49

- 2~ -déplacements du satellite au moment où l'axe "y" pointe vers le sud pour deux raisons:
- le mouvement angulaire est réalisé autour de la directio~ solaire. Or, cette rotation ne peut pas être considérée comme s'effectuant en roulis par rapport au corps du satellite, et en conséquence il n'est pas possible d'appliquer un couple i~oine au moyen des propulseurs afin d'annuler la rotation.
POUE cette raison, il est généralement nécessaire, après l'étape A12,, de décaler de façon supplémentaire l'~axe z du satellite ain de l'aligner dans la dire¢tion solaire ~mais en sens opposé~. Dans cette iguration, la terre sort à nouveaul dui ehamp~ ~e vision du capteur terrestre I~5. ~n revanche, on peut aloEs actionner les propulseurs de lacet pour stopper la rotation angulaire avec une phase correcte.
Pour obtenir le meme résultat, il est ê~alemen~
possible de ramener l'axe de x en pointa~e solaire.
Toutefois, lialignement de l'axe de lacet z en pointage antisolaire est souvent préférable du fait que le gyromètre de lacet fournlt une estimation de rotation plus simplement que le capteur solaire SAS. Dans le cas où celà est nécessaire, cette étape de rectiication du couple de la~et s'effectue par exemple par commande d'impulsions du micro-propulseur de lacet. La mise à feu doit prendre place au moment du passage de la terre, après alignement de l'axe de lacet en pointage anti-solaire comme indiqué ci-dessus. Le gyromètre de lacet fournit alors une confirmation de la rectification effectuée, permettant préférentiellement d'obtenir des variations en lacet inférieures à 0,01/s.
- la méthode de stabilisation ainsi réalisée ne prend pas en compte l'inclinaison du plan orbital du satellite par rapport à la direction solaire. Or, l'élévation du soleil par rapport au plan de l'orbite se monte jusqu'à 23.

34~t Si l'on choisit de négliger cet angle, le moment angulaire initialisé est décalé de jusqu'à 23 par rapport à
la normale de l'orbite. Ce décalage peut ensuite être annulé au moyen des boucles d'asservissement normales du 5pointage, après détection de la terre.
Toutefois, il es-t également possible de décaleE la bou¢le dlasservissement en lacet autour du capteur solaire SAS, de façon à~ compenser l'élévation du soleil. La valeur de ce décalage est fonction de la saison (déelinaison 10solaire)~, et de l'heure de repointage.
L'étape suivante,(A30,), pour satellite à couple de stabilisation, ou (A40), pour satellite sans couple de sta~ilisation; consiste enfin à stopper la rotation en roulis et à réinitlaliser le ou les volants d'inertie, ou lSles gyrGmètres respectivement afin de passer en phase B de repointa~e terrestre.
La~ procédure de repointa~e terEest~e pour satellite à stabilisation par eouple a déjà été dêcrite ci-des sus .
20Dans le cas d'un satellite sans ¢ouple de stabilisation, ce sont les signaux en provenance des gyromètres diintégration qui permettent le repointage et la stabillsation du satellite en position nominale pa~
traitement sur les angles d'Euler (B20).
25La deuxième méthode de retour depuis le mode ESR
fait appel à un dispositif de repérage astronomique du type linéaire ou matriciel à faible précision. Ce dispositi~ es-t destiné à déterminer la position et la vitesse de rotation de l'axe de tangage au moyen des techniques de 30reconnaissance de la position des étoiles présentant une magnitude donnée.
Cette étape de repérage astronomique peut être entièrement réalisée sous commande de la station au sol, soit par mise en oeuvre d'un logiciel spécifique, soit par .~

~2~

interprétation manuelle réalisée par l'opérateur au sol.
Lorsque l'attitude et l'évolution du satellite ont été déterminées, le roulis est stoppé, et de la même manière que pour la méthode precédente, le ou les volants d'inertie (A30), ou les gyromètres (A40) sont lancés, suivant le type de stabilisation du satellite.
L'unité de repérage astronomique utilisée en ~20 est avantageusement un dispositi~ CCD linéaire Oll matriciel, de faible précision absolue (par exemple de l'ordre de 1), mais de résolution moyenne (jusqu'à 0,1). Cette unité
est avantageusement munie d'un niveau variable de détection de la magnitude d'illumination des étoiles, niveau que l'on peut choisir depuis la station de contrôle au sol. La carte des étoiles relevée peut être envoyée vers le sol à travers : 15 les canaux normaux de télémétrie, aux ~ins d'interprétation.
L'unité peut par exemple ainsi travailler entre 0 et 1/seconde, ave~ un champ de vision sous un angle de 20 à
40 environ, perpendiculairement à ~a direction du soleil.
La procédure décrite ci-dessus offre donc 20 plusieurs méthodes de repointage terrestre adaptées à
différents types d'équipement embarqués sur les satellites.
Chacun des modes de réalisation représentés permet d'obtenir ~: généralement un repointage en moins d'une heure.
Comme on l'a vu, chacune des méthodes limite au minimum l'utilisation des micropropulseurs, et optimise l.'utilisation des panneaux solaires pour la génération d'énergie O
Dans son application aux satellites de télécommu-nication stabilisés sur trois axes en orbite géostation-naire, la procédure selon l'invention permet donc de réduire au minimum les durées pendant lesquelles le satellite n'est pas opérationnel. - 2 ~ -movements of the satellite when the "y" axis points to the south for two reasons:
- the angular movement is carried out around the directio ~ solar. However, this rotation cannot be considered to be rolling in relation to the body from the satellite, and therefore it is not possible apply a torque i ~ oine by means of the propellants so to cancel the rotation.
For this reason, it is generally necessary, after step A12 ,, to shift the ~ axis further z of the satellite in order to align it in the solar statement ~ but in opposite direction ~. In this figuration, the earth comes out again dui ehamp ~ ~ e vision of the terrestrial sensor I ~ 5. ~ n on the other hand, one can aloE actuate the yaw thrusters to stop the angular rotation with a correct phase.
To get the same result, it is ê ~ alemen ~
possible to bring back the axis of x in pointa ~ e solar.
However, the alignment of the yaw axis z in pointing sun protection is often preferable because the gyrometer yarn provides a simpler rotation estimate than the SAS solar collector. In case this is necessary, this rectification step of the torque of the ~ and for example, by impulse control of the micro-lace thruster. The firing must take place at moment of passage of the earth, after alignment of the axis of anti-solar pointing lace as indicated above. The yaw gyroscope then provides confirmation of the rectification carried out, preferably allowing to obtain yaw variations of less than 0.01 / s.
- the stabilization method thus carried out does not does not take into account the inclination of the orbital plane of the satellite relative to the solar direction. Gold, the elevation of the sun compared to the plane of the orbit is goes up to 23.

34 ~ t If we choose to neglect this angle, the moment initialized angular is offset by up to 23 from normal orbit. This offset can then be canceled using the normal servo loops of the 5pointing, after detection of the earth.
However, it is also possible to shift the bou ¢ the yawning supply around the solar collector SAS, in order to ~ compensate for the elevation of the sun. The value of this shift is a function of the season (de-linkage 10solar) ~, and the repointing time.
The next step, (A30,), for satellite with torque stabilization, or (A40), for satellite without torque sta ~ ilisation; finally consists in stopping the rotation in roll and reset the flywheel (s), or lThe gyros respectively to go to phase B of repointa ~ e terrestrial.
The ~ terE repointing procedure is for Eouple stabilization satellite has already been described below above .
20In the case of a satellite without ¢ or stabilization, these are the signals coming from integration gyros which allow repointing and satellite stabilization in nominal position pa ~
treatment on the Euler angles (B20).
25The second method of return from ESR mode uses an astronomical tracking device of the type linear or matrix with low precision. This dispositi ~ es t for determining the position and speed of rotation of the pitch axis using the techniques of 30recognition of the position of stars with a magnitude given.
This astronomical tracking step can be entirely carried out under control of the ground station, either by implementing specific software, or by . ~

~ 2 ~

manual interpretation by the operator on the ground.
When the attitude and the evolution of the satellite have been determined, the roll is stopped, and in the same way than for the previous method, the flywheel (s) (A30), or the gyros (A40) are started, depending on the type stabilization of the satellite.
The astronomical tracking unit used in ~ 20 is advantageously a dispositi ~ CCD linear Oll matrix, of low absolute precision (for example of the order of 1), but of medium resolution (up to 0.1). This unit is advantageously provided with a variable level of detection of the magnitude of star illumination, the level that can choose from the ground control station. The map stars raised can be sent to the ground through : 15 normal telemetry channels, with ~ interpretation ins.
The unit can for example work between 0 and 1 / second, with a field of vision at an angle of 20 to 40 approximately, perpendicular to ~ a direction of the sun.
The procedure described above therefore offers 20 several methods of land repointing adapted to different types of equipment on board satellites.
Each of the embodiments shown makes it possible to obtain ~: generally a repointing in less than an hour.
As we have seen, each of the methods limits the minimizes the use of micropropellants, and optimizes the use of solar panels for generation of energy O
In its application to telecommunication satellites nication stabilized on three axes in geostation orbit-The procedure according to the invention therefore makes it possible to reduce at least the durations during which the satellite is not not operational.

Claims

The realizations of the invention, about of which an exclusive property or privilege right is claimed, are defined as follows:

1. Rapid satellite repointing procedure with terrestrial pointing, in particular of the type of satellites of geostationary telecommunications with stabilizing torque station, said satellite being provided on the one hand with means of measurement made up of solar reference detectors, a terrestrial reference detector or gyros, and other share of attitude correction means by variation of a torque supplied by at least one flywheel, procedure consisting of a sequence of steps taken in the following order with the possibility of entering the sequence at each of said steps:
(i) a step to initialize the procedure consisting in disconnecting a servo loop by roll, to connect all detectors with solar references and ground or the gyros available and to establish a open loop control of the speeds of said at least one flywheel;
(ii) a pitch stabilization stage consisting in placing the satellite in dual configuration rotation, a satellite platform being brought in counter-rotation, then determining pitch variations from solar reference detectors or from the detector with terrestrial reference and to control these variations by actions on said at least one flywheel;
(iii) a step of realigning a pitch axis consisting in bringing the satellite within a range of operation of a pitch control loop, by capture of the earth in pitch with a control on only one axis;
(iv) a step of amortization of nutation residual, consisting in exerting transverse couples in roll or in laces by action on said at least one steering wheel of inertia or activation of micropropellers until capture of earth rolled by the servo loop corresponding.

2. Procedure according to claim 1, comprising an additional step of damping a movement of nutation prior to realignment of the pitch axis in the case where the nutation movement has an amplitude greater than the operating range of said pitch control loop, said step additional consisting of locking panels 180 ° relative to each other, to optimize energy generation, and to dampen nutation by active control by acting on the torque of said at least one flywheel or by activating the micropropellers, or by passive control with exchange of torque between said at least a steering wheel and the satellite platform.

3. Procedure according to claim 1, in which said step of realigning the pitch axis is to bring the satellite to a nutation movement less than 15 ° and an angular speed in pitch less than 0.05 ° / second.

4. Procedure according to claim 1, in which said satellite is initially stabilized in a solar direction on two axes, with freedom of roll, procedure in which said predecessor is made sequence of steps for the following steps:
(i) a panel servoing step in solar pointing specifically using the solar reference detectors which are mounted on solar panels;
(ii) a stage in which we reveal between a solar panel support block and the platform form of the satellite an angle corresponding to that presented by the solar and terrestrial directions seen from the satellite at a local maneuver time;
(iii) a step of determining an attitude of the satellite by timing the appearances of the earth in a field of vision of the mounted terrestrial reference detector on the platform during each cycle of a movement of roll;
(iv) a stage of interruption of the freedom of roll, and the rotation of said at least one steering wheel of inertia or gyros which are part of a central inertial when the pitch axis is in favorable position to carry out a land repointing according to said procedure.

5. Procedure according to claim 4, in which the rotation step is preceded by a step of canceling a rotation of the satellite in yaw.

6. Procedure according to claim 1, in which said satellite is initially stabilized in a solar direction on two axes with freedom of roll, said satelleite being provided with a tracking unit astronomical of a linear video detector type or matrix, said procedure comprising the following steps carried out before the steps of claim 1:
(i) a step of detecting a position of the stars visible from the satellite using said astronomical tracking unit;
(ii) a step of determining the attitude of the satellite with respect to the solar direction, from said astronomical location;
(iii) a stage of interruption of the freedom of roll, and the rotation of said at least one steering wheel of inertia or gyros which are part of a central inertial when the pitch axis is in favorable position to carry out a land repointing according to said procedure.

7. Procedure according to claim 6, in which said astronomical location is achieved using a linear or matrix CCD device.

8. Procedure according to claim 4, 5 or 6, wherein said satellite is free from said at least one flywheel.

9. Procedure according to claim 1, 4 or 6, in which said measuring means consist said solar reference detectors, said solar detector terrestrial reference and said gyros.

10. Procedure according to claim 1, in which said transverse couples comprise transverse couples in roll and laces.

11. Procedure according to claim 1, in which said nutation damping step residual includes said action on said at least one flywheel and said activation of said micro-propellants.