FR2472509A1 - Configuration de satellite artificiel permettant un controle d'attitude continu suivant trois axes - Google Patents

Configuration de satellite artificiel permettant un controle d'attitude continu suivant trois axes Download PDF

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Abstract

ELLE SE CARACTERISE PAR UN MODULE DE SERVICE 21 PORTANT DES DISPOSITIFS DE STABILISATION OPTIQUES 25, 26 PAR RAPPORT A DEUX CIBLES INERTIELLEMENT FIXES ET DES PANNEAUX SOLAIRES 23 FIXES RIGIDEMENT POUR S'ETENDRE DANS LE PLAN ORBITAL ET NE JAMAIS OBSTRUER LE CHAMP DE VISION DES DISPOSITIFS DE STABILISATION. LE MODULE DE CHARGE UTILE 22 EST ATTACHE A UNE FACE DU MODULE DE SERVICE PAR L'INTERMEDIAIRE D'UN DISPOSITIF D'INTERFACE ROTATIF 24.

Description

CONFIGURATION DE SATELLITE ARTIFICIEL PERMETTANT UN CONTRO-
LE D'ATTITUDE CONTINU SUIVANT TROIS AXES.
La présente invention concerne une nouvelle configuration de satellite qui permet un contrôle d'attitude triaxial du satellite avec pointage continu
d'un axe de la charge utile vers la terre.
Jusqu'à présent la configuration usuelle d'un satellite était constituée d'un module comprenant la charge utile et les équipements de service et un ensemble de panneaux solaires montés sur les faces nord et sud du satellite. Cette configuration connue
est illustrée à la figure 1 qui représente schéma-
tiquement un exemple de satellite 10. Le module charge utile et service est désigné par la référence numérique 11 et les panneaux solaires son désignés par la référence 12. Les panneaux solaires 12 sont montés en sorte de pouvoir tourner autour de leur axe vertical dans le sens indiqué par les flèches 13 de manière à rester orientés perpendiculairement à la direction du soleil. Le module 11 est équipé d'un senseur d'horizon de la terre 14 qui fournit les informations d'attitude suivant deux axes, à -2-
savoir: les informations de pente et de roulis.
L'information de lacet manquante ne peut être fournie que par l'emploi d'une roue à moment d'inertie dont le vecteur moment est dirigé perpendiculairement au plan orbital. La configuration connue présente les inconvénients typiques suivants 1) L'horizon de la terre utilisée comme cible pour le contrôle d'attitude suivant deux axes est une cible n'ayant qu'une précision limitée. Or certaines
missions spatiales demandent des précisions de poin-
tage supérieures à celle qué permet un senseur d'horizon infrarouge. L'emploi de senseurs RF est
une variante complexe et qui exige encore des déve-
loppements. En outre, un senseur terrestre, quel qu'il soit, peut être perturbé par des irrégularités
ainsi que par le soleil et la lune.
2) La présence des panneaux solaires sur les faces nord et sud du satellite a plusieurs conséquences désavantageuses. Primo, la poussée pour la correction de la direction nord/sud sur un satellite OTS par exemple, exige l'installation de deux propulseurs car un seul propulseur ne pourrait agir dans une dierection passant par le centre de gravité du satellite. Secundo, la paire de propulseurs peut
produire d'importants couples perturbateurs.
Tertio, les faces nord et sud du module qui sont obstruées par les panneaux solaires ne peuvent guère servir utilement de surfaces de rayonnement de
chaleur.
3) En orbite de transfert il est nécessaire d'utiliser un équipement de stabilisation triaxial du même type
que pour la stabilisation sur orbite géosynchrone.
4) En cas de défaillance temporaire du système de contrôle d'attitude, le satellite a tendance à
déplacer son axe d'inertie maximum.
-3- Le problème que vise à résoudre l'invention est de procurer une configuration de satellite qui assure un contrôle d'attitude triaxial continu avec une précision plus grande que celle qu'assure la configuration connue et qui évite les inconvénients
évoqués plus haut.
La co.nfiguration de satellite suivant l'invention se caractérise en cequ'elle comprend un module de service portant les panneaux solaires fixés rigidement, un dispositif d'interface rotatif fixé par une première face sur une première face du module de service, et un module charge utile
attaché par une face sur une seconde face du dispo-
sitif d'interface rotatif. Le module de service est équipé- de deux dispositifs senseurs: le premier senseur est disposé pour être pointé vers une première cible inertiellement fixe, par exemple le soleil, et le second senseur est disposé pour être pointé vers une seconde cible inertiellement fixe, par exemple une étoileces deux senseurs fournissant des informations de contrôle d'attitude suivant trois axes pour la stabilisation du satellite. Les panneaux solaires sont montés en sorte que, lorsqu'ils sont déployés, ils s'étendent dans le plan orbital de sorte qu'ils laissent continuellement libre le champ de vision des senseurs, ce qui assure un contrôle d'attitude basé sur des informations continues
suivant trois axes.
Un avantage primordial de la configu-
ration selon l'invention est qu'elle assure une précision de pointage du satellite bien supérieure à celle que permet la configuration connue. Un
autre avantage important est que la nouvelle confi-
guration permet de disposer de grandes surfaces libres utilisables pour le contrôle de chaleur ou l'observation du ciel par exemple. D'autres avantages - 4-
ressortiront de la lecture de la description qui suit
à laquelle sont joint les dessins sur lesquels: - la figure 1 illustre la configuration de satellite connue; - la figure 2 représente schématiquement un exemple de satellite suivant la configuration conforme à l'invention. Se reportant à la figure 2 on voit que la configuration selon l'invention comprend deux modules 21 et 22. La référence numérique 21 désigne un module de service et la référence 22 désigne une charge utile. Les panneaux solaires 23 sont fixés rigidement sur deux faces du module de service 21. Les flèches marquées N et S indiquent respectivement le nord et le sud. Le module charge utile 22 est attaché à la face sud du module 21 par l'intermédiaire d'un dispositif d'interface rotatif 2 qui consiste en un ensemble de paliers (avec ou sans moteurs) avec des moyens de passage pour les connexions d'alimentation en énergie et
le transfert des données de contrôle.
Le dispositif d'interface 24 est agencé pour permettre au module charge utile 22, ainsi qu'il est usuel, d'être continuellement pointé vers la terre. C'est ce que symbolise la flèche marquée E. Le pointage du module 22 vers la terre est réalisé sous la commande des signaux de contrôle d'attitude fournis par le module de service 21, ainsi qu' il
est bien connu dans le domaine de l'art.
Le module de service 21 est équipé sur sa face nord 211 d'un senseur stellaire 25 et sur une
face latérale 212 il est équipé d'un senseur solaire 26.
Le senseur stellaire et le senseur solaire sont des dispositifs classiques bien connus dans le domaine de l'art et qui ne demandent donc pas d'être décrits ici. Le senseur stellaire 25 fournit une information d'attitude suivant deux axes par rapport à une référence inertielle en sorte de maintenir l'axe de
pente du satellite perpendiculaire au plan orbital.
Le senseur solaire 26, quant à lui, fournit une information suivant un axe unique, cette information
servant à maintenir la face 212 du module 21 conti-
nuellement pointée dans la direction du soleil de manière que les panneaux solaires 22 se trouvent
stabilisés inertiellement par rapport au soleil.
Une particularité caractéristique de la configuration selon l'invention est que les panneaux solaires sont disposés dans le plan orbital en sorte que, lorsqu'ils se trouventdéployés en configuration orbitale, ils n'obstruent jamais le champ de vision
du senseur stellaire 25.
La configuration telle que décrite ci-
dessus permet un contrôle d'attitude triaxial par rapport à deux cibles de référence inertiellement fixes quelconques (par exemple le soleil et l'étoile polaire), ce qui assure une précision de contrôle d'attitude bien plus grande qu'avec un senseur d'horizon de la terre étant donné que des références inertielles telles que le soleil et les étoiles sont des cibles de loin plus précises que la terre. De plus, et cet aspect est appréciable, le contrôle d'attitude est assuré sur base d'informations de
contrôle continues suivant trois axes.
La configuration de satellite suivant
l'invention présente de nombreux avantages. L'avan-
tage principal, comme souligné déjà plus haut, est que la précision de pointage est notablement accrue en raison de la référence à des cibles plus précises et par la disponibilité d'informations de contrôle
d'attitudecontinues suivant trois axes.
D'autres avantages sont appréciables a472509 -6- sur le plan du contrôle de réaction, sur celui des surfaces utilisables du satellite et sur celui de la stabilisation en cas de défaillance du système de
contrôle d 'attitude.
En ce qui concerne le contrôle de réaction on notera l'absence de couples de réaction car un seul propulseur suffit avec la nouvelle configuration de satellite pour la correction de la direction nord/ sud ou de la direction est/ouest. Cet avantage est particulièrement appréciable lorsque l'on utilise
des propulseurs électriques.
En ce qui concerne les surfaces utili-
sables du satellite, on notera que toutes les faces
qui ne portent pas de panneaux solaires sont uti-
lisables comme surfaces de rayonnement pour le contrôle de chaleur ou comme larges surfaces servant
à d'autres fins, par exemple l'observation du ciel.
De plus, seule la face tournée vers le soleil doit être couverte de batteries solaires pour fournir l'énergie électrique en orbite de transfert. Enfin, le déploiement des panneaux solaires est plus aisé
que dans la configuration connue.
Quant à la stabilisation du satellite, on notera qu'en cas de défaillancetemporaire du système de contrôle d'attitude le satellite se mettra à tourner autour de l'axe dirigé vers le soleil et les panneaux solaires resteront ainsi
toujours orientés vers le soleil.
Afin de maintenir le contrôle d'attitude
pendant les éclipses lorsque le soleil n'est momen-
tanément pas utilisable comme cible de référence et
lorsque par conséquent seule est temporairement dis-
ponible une information d'attitude suivant deux axes, on prévoiera avantageusement une roue à moment d'inertie qui sera disposée avec son vecteur moment angulaire situé dans le plan orbital, c'est-à-dire
-472509
- 7 -
suivant une direction perpendiculaire à l'axe de pente.
La roue à moment d'inertie fournira alors l'information de contrôle d'attitude par rapport à un troisième axe afin de contribuer à la réalisation d'une stabilisation triaxiale. -8 -

Claims (2)

REVENDICATIONS
1. Configuration de satellite, caractérisée en ce qu'elle comprend: un module de service (21) équipé d'un premier dispositif senseur (25) disposé pour être pointé vers une première cible inertiellement fixe et d'un second dispositif senseur (26) disposé pour être pointé vers une seconde cible inertiellement fixe, lesdits premier et second dispositifs senseurs étant agencés pour fournir des informations de contrôle d'attitude suivant trois axes pour la stabilisation du satellite; des panneaux solaires (23) fixés rigidement au module de service en manière telle que, lorsqu'ils sont déployés en configuration orbitale, ils s'étendent dans le plan orbital en sorte de laisser continuellement libre le champ de vision des premier et second dispositifs senseurs; un dispositif d'interface rotatif (24) ayant une première face fixée à une première face du module de service; et un module charge utile (22) attaché par une face sur une seconde face du dispositif d'interface, celui-ci étant agencé pour permettre au module charge utile d'être
continuellement pointé vers la terre.
2. Configuration de satellite suivant la revendication 1, caractérisée en ce que le premier dispositif senseur
(25) est un senseur stellaire disposé sur la face (211) -
du module de service, qui est opposée à sa première face, et en ce que le second dispositif senseur (26) est un senseur solaire disposé sur une face (212) du module de service, qui est perpendiculaire à sa
première face.
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