ES2260182T3 - Procedimiento de control de posicion y estabilizacion de un satelite en orbita base por acoplamiento con el campo magnetico terrestre. - Google Patents

Abstract

Procedimiento de comando de posición y de estabilización de un satélite (34) en órbita terrestre baja con una pulsación orbital ùo, según el cual se miden (12, 38) las componentes del vector campo magnético terrestre () según los tres ejes de medición de un triedro ligado al satélite (34), deduciéndose de dichas componentes la orientación del campo magnético terrestre () medido en el triedro y la derivada del vector de dicho campo, y comandándose magneto-acopladores (26) llevados por el satélite (34) a partir de dicha orientación y derivada del campo magnético terrestre () para generar un par de puesta en rotación del satélite (34) en una pulsación (ùc) alrededor de un eje de spin (Zs) determinado del satélite (34), caracterizado porque el procedimiento se emplea sin recurrir a un momento cinético interno del satélite (34), y el eje de spin (Zs) es un eje seleccionado del satélite (34), que puede ser distinto del eje de mayor inercia del satélite (34), y alrededor del cual gira el satélite(34) con dicha pulsación (ùc) que es superior a 2 ùo.

Description

Procedimiento de control de posición y estabilización de un satélite en órbita base por acoplamiento con el campo magnético terrestre.

La presente invención se refiere a los procedimientos de control de la posición u orientación de un satélite situado en una órbita suficientemente baja como para que la intensidad del campo magnético terrestre permita una medición de la posición por medio de un magnetómetro de tres ejes y un comando de modificación de posición mediante la interacción de magneto-acopladores llevados por el satélite con el campo magnético terrestre.

En la práctica, esta condición se cumple cuando el satélite se encuentra, por lo menos en parte de su órbita, a una altitud inferior a 2.000 kilómetros.

Se conoce ya (documento FR-A-2 742 243) un procedimiento de comando de posición que permite reducir las velocidades de rotación del satélite, especialmente cuando se suelta de su lanzadera, y orientar un eje ligado al satélite, normalmente al plano de la órbita. Según este procedimiento, que emplea una ley denominada "en B punto" para indicar que deja intervenir la derivada del campo magnético terrestre B, se mide el campo magnético terrestre según los tres ejes de un triedro de referencia ligado al satélite, se derivan las mediciones con relación al tiempo, se multiplican las derivadas por una ganancia y se hace pasar una corriente representativa del resultado en unos magneto-acopladores para generar momentos magnéticos que tienden a mantener fijo el satélite con relación a las líneas de fuerza del campo magnético terrestre.

Se ha empleado ya dicho procedimiento para el comando de posición de un satélite que incluye ruedas o volantes de inercia que generan un momento cinético interno que proporciona una rigidez giroscópica. Pero, para ciertas misiones, es deseable evitar el uso de accionadotes inerciales (volantes o ruedas de inercia). A título de ejemplo, se pueden mencionar los satélites destinados a misiones científicas de elevada precisión, que llevan a bordo la menor cantidad posible de mecanismos o aquellos destinados a misiones de observación de la tierra, empleando accionadores giroscópicos que es preferible utilizar únicamente en modo normal.

El principio empleado es el siguiente: se aplica al satélite, por medio de los magneto-acopladores, un par que se opone a la variación del campo magnético medido según unos ejes ligados al satélite, utilizando el hecho de que el campo geomagnético es uniforme localmente, de manera que la variación de las componentes del campo magnético medido según los ejes ligados al satélite tenga una correcta aproximación de las velocidades angulares del satélite. Los magneto-acopladores son comandados de manera que los pares que aplican se oponen a las velocidades angulares medidas, con objeto de reducir la velocidad de rotación.

Clásicamente, los magneto-acopladores son comandados con dicho objeto, de manera a generar un vector momento magnético Mc proporcional a la derivada temporal del valor del campo magnético terrestre Bm medido:

(1)Mc = - k. \ \dot{B}m

En esta fórmula, k designa una ganancia.

La estabilización provocada por dicho modo de comando, que disipa energía, conduce al satélite a girar finalmente a una velocidad 2 \omegao igual a dos veces la pulsación orbital alrededor de la normal en la órbita.

Esta rotación, a razón de dos revoluciones por órbita, incluso alrededor del eje de mayor inercia, corre el riesgo por sí sola de no ofrecer la suficiente rigidez giroscópica para estabilizar el satélite.

Además, puede ser preferible hacer girar el satélite alrededor de un eje distinto del eje de mayor inercia, por ejemplo alrededor del eje normal al plano de los generadores solares que lleva habitualmente un satélite.

La presente invención pretende especialmente suministrar un procedimiento de estabilización de un satélite en órbita baja que no recurra, por lo menos de forma apreciable, a un momento cinético interno, permitiendo en consecuencia evitar el empleo de volantes y ruedas de inercia.

A tal efecto, la invención propone especialmente un procedimiento de comando de posición y estabilización de un satélite en órbita terrestre baja con una pulsación orbital \omegao, según el cual se miden las componentes del vector campo magnético terrestre \vec{B}_{m} ; según los tres ejes de medición de un triedro ligado al satélite (prácticamente con la ayuda de un magnetómetro de tres ejes), se deduce de dichas componentes la orientación del campo magnético terrestre medido en el triedro y la derivada del vector de dicho campo, y se comandan unos magneto-acopladores llevados por el satélite a partir de dicha orientación y derivadas del campo magnético terrestre, para generar un par de puesta en rotación del satélite en una pulsación \omegac alrededor de un eje de spin determinado del satélite, y que se caracteriza porque el procedimiento se emplea sin recurrir a un momento cinético interno del satélite, siendo el eje de spin un eje seleccionado del satélite, que puede ser distinto del eje de mayor inercia del satélite, y a cuyo alrededor gira el satélite con dicha pulsación \omegac que es superior a 2 \omegao.

Esta rotación o spin puede obtenerse añadiendo, al término Bm de la fórmula (1), un vector de consigna Bi representativo de una velocidad angular de bies, que tiende a conducir al eje de spin ortogonalmente al plano de la órbita, y dando la velocidad de spin buscada. La fórmula (2) ofrece el momento Mc a aplicar al satélite mediante el comando de los magneto-acopladores y, por lo tanto, la corriente que debe pasar.

(2)Mc = -k (Bm - Bi)

donde k es una ganancia, y Bm un vector que representa el campo magnético terrestre local. El bies Bi puede calcularse, por ejemplo, a partir del valor del vector velocidad angular \Omegai buscado:

Bi = \Omega i \ x \ Bm

Entonces la velocidad angular de bies representada por dicho vector Bi puede generarse por la aplicación, mediante magneto-acopladores, de un momento

(3)Mc = KB. \ (b_{m} - b_{i}) = KB. \ (b_{n} - \Omega i \ x \ b_{m})

donde bi es la variación de la dirección magnética de consigna en señal satélite, b es un vector B normado y \Omegai es el vector velocidad angular deseado de la dirección magnética b_{i} en señal satélite.

Como variante, la velocidad angular de bies representada por el vector Bi puede generarse mediante la aplicación, por medio de los magneto-acopladores, de un momento que está en un plano normal del campo magnético terrestre Bm.

Por ejemplo, \Omegai = [0 0\omegai] si se desea que el campo magnético gire a velocidad \omegai alrededor del eje de cabeceo Zs (eje ortogonal al plano de los generadores solares).

El empleo de la ley (2) se traduce por una disipación de energía que asegura la convergencia. Tiende a anular las componentes de la velocidad angular del satélite transversales al eje de spin y, por lo tanto, a amortiguar la nutación, especialmente la que puede existir durante la inyección en órbita.

Se elegirá la ley de spin (2) (velocidad de spin y dirección del eje de spin en señal satélite) en función de diversos parámetros, tales como la inclinación de la órbita en el ecuador y/o la fase en curso entre las fases sucesivas de una misión.

La misión puede requerir que el eje de spin esté orientado de otro modo que según la normal al plano de la órbita, mientras que la ley (2) conduce el eje de spin elegido en esta dirección. Según la reivindicación 7, después o durante dicha puesta en rotación del satélite a velocidad \omegac, se puede generar, por la acción de los magneto-acopladores, un par perpendicular al eje de spin Zs para separar el eje de spin Zs de la normal al plano de la órbita.

Según la reivindicación 6, se puede introducir, en la ley de determinación del momento magnético Mc, un término que genera una componente de par que tiende a conducir el eje de spin Zs en una dirección predeterminada con relación a la dirección del sol.

Por ejemplo, puede ser deseable orientar el eje de spin hacia el sol para que la potencia recibida por los generadores solares sea máxima. Para ello, se "rectifica" el eje de spin para reconducirlo en la dirección del sol, lo que implica, por una parte, medir la orientación del satélite con relación al sol y, por otra parte, modificar la ley (2) de llegada a un régimen normal o nominal.

Según la reivindicación 8, se puede controlar la orientación del eje de spin Zs de manera a mantener el eje de spin ortogonal a unos generadores solares del satélite y dirigido hacia el sol.

La orientación del sol puede determinarse por medio de un sensor solar cuya dirección de mira coincide con el eje de spin buscado (normal en los generadores solares por ejemplo) y que suministra una señal de diferencia según dos direcciones.

No es necesario que el sensor solar tenga una característica lineal, ya que sólo importa la dirección del sol. Según la reivindicación 2, se puede realizar un modo de adquisición o de puesta en punteo solar que emplee únicamente la medición del campo magnético terrestre Bm, unos magneto-acopladores y por lo menos un sensor solar.

Durante los eclipses, el sensor solar deja de suministrar mediciones. Sin embargo, la dirección del eje de spin queda controlada como en fase diurna según la ley (2). La continuidad de esta ley asegura una realineación progresiva del eje de spin con la normal.

\newpage

En cuanto se obtenga la convergencia mediante la ley (2) el sol estará en el campo de mira del sensor, que habitualmente es casi hemisférico, salvo si la diferencia entre la dirección del sol y el plano de la órbita es muy escasa. En este último caso, está previsto un sensor adicional, con eje de mira distinto del primero y con posibilidad de tener un campo de mira escaso.

En resumen, el empleo de la ley de comando (2) permite alcanzar un estado inicial determinado de rotación alrededor de un eje de spin ortogonal al plano de la órbita y amortiguar la posible nutación cualquiera que sea su origen. La rectificación del eje de spin puede provocar una nueva nutación; será amortiguada mediante el mismo proceso que durante la estabilización inicial de la ley (2).

Se observa que el procedimiento de la invención no requiere ni propulsor, ni giroscopio y que los únicos sensores requeridos son un magnetómetro de tres ejes y, en su caso, un sensor solar de gran campo de vista, de manera a ver el sol desde la salida del eclipse y al final de la estabilización condiciendo el eje de spin normalmente con el plano de la órbita. Sólo se utilizan los magneto-acopladores para comandar la posición. Las leyes de control son muy sencillas. Según la reivindicación 9, dichas componentes del vector campo magnético terrestre Bm se miden utilizando por lo menos un magnetómetro de tres ejes.

Las características anteriores, así como otras, aparecerán mejor mediante la lectura de la siguiente descripción de un modo particular de realización, proporcionado a título de ejemplo no limitativo.

La descripción se refiere a los dibujos que la acompañan, en los cuales:

- la figura 1 es un esquema que muestra la configuración de las líneas de fuerza del campo magnético terrestre atravesadas por un satélite que circula en una órbita polar;

- la figura 2 muestra una posible constitución de satélite al que se aplica la invención;

- la figura 3 muestra las orientaciones sucesivas de un satélite situado en una órbita polar o en una órbita muy inclinada sobre el ecuador, desde la inyección hasta la reducción de las velocidades mediante la aplicación de la ley "B spin";

- la figura 4 muestra las condiciones de adquisición de la dirección del sol;

- la figura 5 muestra las orientaciones dadas por la ley "B spin" a un satélite situado en una órbita polar heliosíncrona, cuyo nudo ascendente está próximo a 6 h o 18 h en hora local;

- la figura 6 es un esquema sinóptico que muestra la constitución de principio de un dispositivo que permite aplicar la ley "B spin" modificada para rectificar el eje de spin.

En primer lugar, es preciso recordar que las líneas de fuerza del campo magnético de la tierra T tienen, en el plano que pasa por los polos, el aspecto general mostrado por las líneas B en la figura 1. La utilización de la ley en B punto permite disipar la energía de rotación que presenta el satélite tras su separación de la lanzadera o, en caso de incidente, hasta que el satélite esté fijo con relación a las líneas de fuerza del campo magnético terrestre, lo que provoca una rotación del satélite, a dos veces la pulsación orbital \omega_{o}, alrededor de la normal al plano de la órbi-
ta.

Para evitar las interacciones entre los magneto-acopladores y el magnetómetro, las mediciones y las aplicaciones de magneto-acopladores pueden efectuarse, por ejemplo, de forma alterna.

A continuación, se toma como ejemplo el caso de un satélite cuya configuración general es la proporcionada en la figura 2. Se designa mediante Ys un eje en el plano de los generadores solares, y mediante Zs el eje normal al plano de los generadores solares. La caja lleva un magnetómetro de tres ejes 38 y magneto-acopladores no representados que permiten crear momentos de rotación del satélite mediante la interacción con el campo magnético terrestre. Lleva generalmente un sensor solar 40. Se supondrá que el satélite está destinado a ser colocado en órbita polar baja heliosíncrona y cuya hora local del nudo ascendente está próxima a la medianoche, con orientación del eje de spin hacia el sol para obtener la máxima iluminación de los generadores solares.

A continuación, se describen las sucesivas etapas de una secuencia de conducción del satélite en su configuración permanente en órbita.

1. Una primera etapa permite reducir las velocidades de rotación indeseables, situar el satélite en spin, conducir el eje de spin hacia la normal al plano de órbita y amortiguar la nutación.

Para ello, se emplea la ley (2) desde la separación de la lanzadera (o al término de un modo de supervivencia).

-

Como se ha visto anteriormente, reduce, mediante disipación de energía, las velocidades angulares debidas, por ejemplo, a una transferencia de momento cinético durante la separación.

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El bies Bi introducido en la ley (2) permite obtener rápidamente la convergencia de las velocidades angulares del satélite hacia una velocidad constante alrededor del eje elegido (el eje Zs para un valor adecuado de Bi).

La puesta en spin se efectúa en paralelo desde el final de la reducción de velocidades. La velocidad angular alcanzada corresponde a la suma \omegai + 2wo de la velocidad de consigna de rotación en ejes de satélite y de la rotación de las líneas de campo magnético a lo largo de la órbita.

-

La ley (2) garantiza la alineación final del eje con la normal al plano de la órbita, sin riesgo de captura inversa: el estado convergido estable corresponde a la situación en que el satélite gira a la mayor velocidad angular posible (2\omega_{o}+\omega_{i}, y no -2\omega_{o}+\omega_{i}) alrededor de su eje de spin.

La progresión de posición del satélite en el transcurso de la primera órbita puede ser la mostrada en la figura 3. El satélite presenta en general, durante la inyección en 10a, una orientación y unas velocidades de rotación (spin y nutación) mal definidas. La aplicación de la ley (2) conduce a una reducción de las velocidades de rotación parásitas que conducen al estado 10b. Progresivamente, el satélite es conducido a girar alrededor de un eje de spin seleccionado, con una pulsación de 2\omega_{o} (posiciones 10 c a 10 d) + \omega_{i}.

En la situación final, el sol describe, en fase diurna, un círculo de 60º de radio angular alrededor del eje de mira del sensor solar 40 en el caso de una órbita 10 h o 14 h. Bastará en este caso un único sensor durante la segunda etapa. Si el radio angular sobrepasa los 80º (caso de una órbita cuya hora local del nudo está incluida entre 11:20 h y 14:40 h) el sol ya no es observado con seguridad por dicho sensor de eje de mira ortogonal al plano de los generadores solares. Se debe prever entonces un sensor adicional en una cara para saber en qué sentido se debe aplicar el par de rectificación del eje de spin.

En el caso frecuente en que el eje de spin no es el eje de máxima inercia, la ganancia k de la ley (2) debe ser suficiente para que el sistema siga estable. Para ello, la pasabanda de control debe ser superior al polo inestable de la dinámica libre. Para evitar una divergencia de la nutación, que puede ir hasta la nutación plana, suele ser necesario un valor elevado de k.

2. La segunda etapa está constituida por la rectificación del eje de spin. Está comandada por las señales de diferencia angular (en dos direcciones, generalmente ortogonales), entre la dirección del sol y Zs (normal en el plano de los generadores solares).

La figura 4 muestra esquemáticamente el modo de adquisición que emplea un sensor solar 40 con gran campo \alpha, que suministra una señal de diferencia con relación a la dirección S del sol en dos direcciones, todo el tiempo que el satélite no se encuentra en la sombra de la tierra. Un segundo sensor, en una cara lateral 44 permite obtener una señal incluso cuando el sol sale del campo, para unas órbitas de entre 11:20 h y 14:40 h.

Para reorientar el eje de spin, se genera mediante la acción de los magneto-acopladores un par perpendicular al eje de spin Zs (con objeto de no perturbar el módulo del momento cinético) y hacia el sol. Además, sólo es posible suministrar par en el plano normal a la dirección del campo magnético local. Se comanda, por lo tanto, un par que está a la vez en el plano normal a la dirección del campo magnético B y normal a H.

Se elige además el sentido de accionamiento que aproxima el eje de spin de la dirección del sol, y una amplitud que está en función creciente de la diferencia entre el eje de spin y la dirección del sol y del suelo (por ejemplo proporcional):

(4)C_{i} = K U_{sol}.n_{B})n_{B}

donde K es una ganancia, U_{sol} es la dirección del sol en ejes del satélite, y n_{B} es un vector director de la intersección entre el plano normal a H, es decir el plano (x_{sat}, y_{sat}), donde y_{sat} es según la normal orbital en punteo geocéntrico, y el plano normal a B.

En cualquier caso, la rectificación será progresiva para los valores habituales de las velocidades de spin y de las inercias, la rectificación se efectúa generalmente en una única órbita.

Los pares que sirven para la rectificación del eje de spin tienen tendencia a excitar la nutación. La ley (2) asegura la amortiguación de dicha nutación, en fase diurna como en eclipse, con una mejor prestación en eclipse, ya que cesa la excitación.

3. Antes que esperar que haya convergido la etapa de reducción de las velocidades y de alineación del eje de spin con la normal orbital (en 2 a 3 típicamente), antes de activar la ley de rectificación del eje de spin, es posible hacer trabajar estas dos leyes en paralelo: si el sol es visible en el campo del sensor solar antes de la convergencia de la fase de "Bspin" solo, comienza ya la rectificación del eje. De este modo, la duración completa de la adquisición suele ser igual a la duración de reducción de las velocidades.

De este modo, la secuencia completa se efectúa de forma natural, sin lógica de transición.

4. También es posible activar la ley de rectificación del eje de spin al mismo tiempo que la etapa de reducción de las velocidades de alineación del eje de spin con la normal de la órbita.

Modos de adquisición y de supervivencia

El modo propuesto no distingue la adquisición y la supervivencia.

La ley (2) es aplicable para conducir y mantener el satélite en modo de supervivencia, cualquiera que sea.

En el caso, mostrado en la figura 5, de la supervivencia en una órbita polar heliosíncrona próxima de 6 h-18 h, dicha ley aplicada al eje normal de los generadores solares asegura la reducción de las velocidades, la convergencia de la dinámica, la adquisición solar y el estado estable de supervivencia sin momento cinético interno y sin sensor solar. El ajuste de la velocidad de spin deseada (2\omegao+\omegai) en cabeceo (alrededor del eje Zs) permite optimizar la prestación según los perturbadores exteriores.

Dicho modo de supervivencia es especialmente robusto y utiliza estrictamente sólo sensores y accionadotes magnéticos y una ley de control extremadamente sencilla, sin lógica de umbral ni de transición. Los paneles solares están en una configuración "molino de viento", es decir sensiblemente en el plano de la órbita.

En el caso de una órbita polar heliosíncrona próxima de 12 h-24 h (caso mostrado en la figura 3) o de órbitas ecuatoriales, no se puede alinear el eje de spin hacia el sol. En efecto, el eje de spin se alinea naturalmente con la normal orbital mediante la aplicación de la ley (2), mientras que el sol se encuentra en el plano de la órbita. Se elige entonces como eje de spin uno de los dos ejes del plano de los generadores solares. El estado convergido corresponde a una configuración denominada "barbacoa", donde los generadores son apuntados periódicamente hacia el sol (con un ángulo de incidencia mínimo correspondiente al ángulo entre el plano de la órbita y la dirección del sol).

Sin embargo, si el balance de potencia no es satisfactorio, y que se desea un estado convergido parecido al modo "molino de viento" de una órbita 6 h-18 h, la ley (2) sola no es suficiente, siendo necesario regresar a la ley de rectificación mencionada anteriormente.

La figura 6 muestra una posible constitución de principio de un bucle de comando. Dicho bucle incluye un magnetómetro de 3 ejes 12 que suministra señales de salida que son filtrados en 14 para eliminar los parásitos y transitorias. Un órgano de cálculo 16 determina la derivada con relación al tiempo de la medición y la multiplica por una ganancia k. Para obtener constantes de tiempo de amortiguación iguales alrededor de los tres ejes, la ganancia k para cada eje está ventajosamente normada por el momento de inercia alrededor del eje considerado. En 18 se resta el término k. Bi.

El par de comando a aplicar mediante los magneto-acopladores se calcula en 22.

El par de puesta en spin se calcula mediante la fórmula (2). Es igual al producto vectorial del momento magnético \vec{M} de los magneto-acopladores 26, por el campo magnético real \vec{B} . Si el par requerido corresponde a una corriente demasiado elevada para que los magneto-acopladores tengan una característica lineal, se puede prever un órgano de cálculo adicional, para tener en cuenta la saturación limitando la corriente aplicada a los magneto-acopladores 26.

Claims (9)

1. Procedimiento de comando de posición y de estabilización de un satélite (34) en órbita terrestre baja con una pulsación orbital \omegao, según el cual se miden (12, 38) las componentes del vector campo magnético terrestre (\vec{B}_{m}) según los tres ejes de medición de un triedro ligado al satélite (34), deduciéndose de dichas componentes la orientación del campo magnético terrestre (\vec{B}_{m}) medido en el triedro y la derivada \dot{B}m del vector de dicho campo, y comandándose magneto-acopladores (26) llevados por el satélite (34) a partir de dicha orientación y derivada del campo magnético terrestre (\vec{B}_{m}) para generar un par de puesta en rotación del satélite (34) en una pulsación (\omegac) alrededor de un eje de spin (Z_{s}) determinado del satélite (34), caracterizado porque el procedimiento se emplea sin recurrir a un momento cinético interno del satélite (34), y el eje de spin (Z_{s}) es un eje seleccionado del satélite (34), que puede ser distinto del eje de mayor inercia del satélite (34), y alrededor del cual gira el satélite (34) con dicha pulsación (\omegac) que es superior a 2 \omegao.

2. Procedimiento, según la reivindicación 1, caracterizado porque se realiza un modo de adquisición o de puesta en mira solar que emplea únicamente la medición (12, 38) del campo magnético terrestre (\vec{B}_{m}), unos magneto-acopladores (26) y por lo menos un sensor solar (40).

3. Procedimiento, según la reivindicación 1 o 2, caracterizado porque se comandan los magneto-acopladores (26) para aplicar al satélite (34) un momento magnético Mc igual a:

Mc = -k (\dot{B}m - \dot{B}i)

Donde k es una ganancia, Bm es un vector que representa el campo magnético terrestre local, Bi es un vector de consigna representativo de una velocidad angular de bies, con tendencia a conducir el eje de spin (Z_{s}) ortogonalmente al plano de la órbita (10).

4. Procedimiento, según la reivindicación 3, caracterizado porque la velocidad angular de bies representada por dicho vector Bi está generada mediante la aplicación, por medio de los magneto-acopladores (26), de un momento

M_{c} = KB. \ (\dot{b}_{m} - \dot{b}_{i}) = KB. \ (\dot{b}_{m} - \Omega i \ x \ \dot{b}_{m}).

donde bi es la variación de la dirección magnética de consigna en señal satélite, b es un vector B unidad y \Omegai es el vector de velocidad angular deseada de la dirección magnética bi en señal satélite.

5. Procedimiento, según la reivindicación 3, caracterizado porque la velocidad angular de bies representada por dicho vector \dot{B}i es generada por la aplicación, por medio de los magneto-acopladores (26), de un momento que está en un plano normal del campo magnético terrestre (B_{m}).

6. Procedimiento, según una cualquiera de las reivindicaciones 3 a 5, caracterizado porque se introduce en la ley de determinación del momento magnético (M_{c}), un término que genera una componente de par con tendencia a conducir el eje de spin (Z_{s}) en una dirección predeterminada con relación a la dirección del sol (S).

7. Procedimiento, según la reivindicación 1, 2 o 3, caracterizado porque, después o durante la puesta en rotación del satélite (34) a velocidad \omegac, se genera, por la acción de los magneto-acopladores (26), un par perpendicular al eje de spin (Z_{s}) para separar el eje de spin (Z_{s}) de la normal en el plano de la órbita (10).

8. Procedimiento, según la reivindicación 6, caracterizado porque se controla la orientación del eje de spin (Z_{s}) para mantener el eje de spin (Z_{s}) ortogonal a unos generadores solares (36) del satélite (34) y dirigido hacia el sol (S).

9. Procedimiento, según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 8, caracterizado porque dichas componentes del vector campo magnético terrestre (\vec{B}_{m}) se miden utilizando por lo menos un magnetómetro de tres ejes (12, 38).