FR2498155A1 - Procede et appareil permettant d'amortir la nutation par application d'un couple magnetique dans la commande d'un engin spatial - Google Patents

Abstract

L'INVENTION CONCERNE UN PROCEDE ET UN DISPOSITIF PERMETTANT D'AMORTIR LA NUTATION D'UN ENGIN SPATIAL EN ORBITE TERRESTRE ET, OU BIEN, D'ALIGNER L'AXE DIRECTEUR D'UN ENGIN SPATIAL DECENTRE PAR MOMENT CINETIQUE AVEC UNE REFERENCE EXTERNE. LE DISPOSITIF COMPORTE UN MOYEN 66, 68, 70, 72, 74 APPLICATEUR DE COUPLE MAGNETIQUE, QUI EST EXCITE AU MOYEN DE COURANTS D'UNE AMPLITUDE ET D'UNE POLARITE APPROPRIEES DE MANIERE A FORMER LE COUPLE NECESSAIRE POUR REDUIRE LA NUTATION EN PRODUISANT DANS LE PLAN DES AXES DE ROULIS ET DE TANGAGE DE L'ENGIN SPATIAL UN DIPOLE MAGNETIQUE QUI REAGIT AVEC LE CHAMP MAGNETIQUE TERRESTRE. UN CAPTEUR DE ROULIS 60, 62, 64 PRODUIT DES SIGNAUX INDIQUANT RESPECTIVEMENT L'AMPLITUDE ET LE SENS DE L'ERREUR D'ATTITUDE DU SATELLITE PAR RAPPORT A UNE ATTITUDE VOULUE. UN SIGNAL DE COMMANDE EST PRODUIT PAR UN RETARDATEUR 65 UN CERTAIN TEMPS APRES QUE L'ERREUR DE ROULIS A DEPASSE UN SEUIL PREDETERMINE, CE DEPASSEMENT ETANT DETERMINE PAR UN DETECTEUR DE SEUIL 66, 68. LA DUREE PREDETERMINEE EST UNE FRACTIONX DE LA PERIODE DE NUTATION T DU SATELLITE OU VAUT (XN) (T), OU N EST UN NOMBRE ENTIER.

Description

La présente invention concerne les procédés et les dispositifs permettant

d'agir sur la nutation d'un engin spatial, en particulier un engin spatial utilisant un dispositif de commande

d'attitude magnétique.

Un problème que l'on rencontre fréquemment avec les engins spatiaux est l'existence d'un mouvement non souhaitable de nutation, ou en cône, de l'engin. La nutation peut être provoquée par un couple dirigé selon un axe perpendiculaire au vecteur moment cinétique de l'engin spatial. Ce couple peut être dû à des

interactions magnétiques entre l'engin spatial et le champ magné-

tique terrestre, à la mise à feu de fusées, et a l'accélération ou

la décélération d'élément tournant à l'intérieur de l'engin spatial.

Le couple induisant la nutation a toujours une composante perpen-

diculaire-au vecteur moment cinétique total de l'engin spatial et, après intégration sur le temps, on peut l'appeler vecteur moment cinétique transverse. De nombreux dispositifs ont été proposés jusqu'a aujourd'hui pour agir sur ce mouvement non souhaitable de nutation de l'engin spatial. Selon certaines réalisation de la technique antérieu:e, il est fait appel à une combinaison d'éléments passifs disposée de façon à dissiper le mouvement non souhaitable de nutation de l'engin spatial. D'autres dispositifs de la technique antérieure contrebalancent la nutation de l'engin spatial en faisant appel à un couple interne produit par des éléments rotatifs ou. à

un couple externe produit par des fusées de l'engin spatial action-

nées par des signaux électriques provenant de capteurs qui détectent

la nutation de l'engin spatial.

L'utilisation de fusées spéciales s'opposant à la

nutation ou d'éléments en rotation et de capteurs ou bien d'élé-

ments passifs prévus à seule fin de dissiper ou d'amortir la nuta-

tion de l'engin spatial se révèle efficace, mais augmente la com-

plexité et le poids du système de commande de l'engin spatial. Il existe donc encore un besoin d'améliorer les moyens d'amortissement

de la nutation.

Un dispositif utilisant l'application d'un couple magnétique pour amortir la nutation est décrit par S. Goel, et al.

dans un article intitulé "Magnetic Attitude Control of a Momentum-

Biased Satellite in Near Equitorial Orbit" de l'édition de juillet-

août 1979 de Journal of Guidance and Control (Vol. 2, n 4). Dans ce dispositif, les signaux de capteurs terrestres sont appliques à un filtre passe-bas conçu pour laisser passer des signaux de fréquence orbitale et à un filtre passe-haut conçu pour laisser passer des signaux de la fréquence du mouvement de autation. Les signaux venant

du filtre passe-bas et du filtre passe-haut sont utilisés poux pro-

duire des couples proportionnels distincts qui sont appliqués par

un électro-aimant suivant l'axe de roulis du satellite. Le disposi-

tif logique augmente sensiblement la complexité du système de óom-

mande d'orbite et, ou bien, d'attitude du satellite.

Ainsi que cela a été indiqué ci-dessus, un moyen bien connu pour réduire la nutation d'un engin spatial en orbite terrestre du type décentré A moment angulaire par rapport à l'axe directeur comprend les aperaonas suivantes: mesurer l'amplitude

et la direction de l'erreu: d'attitude de l'engin spatial par rap-

port à une attitude voulue; et produirez pendant une partie d'une période de nutatioa d'eegin spatial et en fonction de l'amplitude et

de la direction de l'erreur mesurée, un dipole magnétique se trou-

vant dans le plan des axes de zoolis et de tangage de l'engin spa-

tial, le dipôle magnétique ayant une amplitude et une direction l';i permettant de réagir avec le chap magnétique terrestre; S.: bien que l'écart de l'engin spatial par rapport à l'attitude voulue

subit une réduction.

Selon l'invention, kop:ati.r consistant à produire le dipole magnétique comporte les opc-ion $Ivantes: retarảr d'une fraction prédéterminée (x) de la p5riode de nutation de l'engin spatial l'instant initiai de production du dipole après que l'erreur mesurée a dépassé un seuil donné; et retarder l'instant final de production du dipôle de la fraction prédéterminde de la période de

nutation après que l'erreur mesurée a changé de sens.

La description suivante, conçue A titre d'illustra-

tion de l'invention, vise A donner une meilleure eompréhension de ses caractéristiques et avantages; elle s'appuie sur les dessins annexés, parmi lesquels: la figure 1 est uni schéma montrant les trois axes d'un satellite et les relations vectorielles du système de commande; la figure 2 montre le lieu de la composante du vecteur moment cinétique total dans le plan orbital tournant à la fréquence orbitale en l'absence de nutation, le système de coordonnées étant rapporté à l'orbite; la figure 3 montre le lieu de la composante du moment cinétique total dans le plan transverse du corps de l'engin spatial, ledit lieu tournant à la fréquence de nutation dans le cadre lié au corps de l'engin spatial en l'absence d'erreur de roulis vraie (attitude), et sans application d'un retard au couple de commande, le système de coordonnées étant rapporté au corps de l'engin spatial; la figure 4 montre le lieu de la composante du moment cinétique total dans le plan transverse du corps de l'engin spatial tournant à la fréquence de nutation dans le cadre lié au corps de l'engin spatial, pour l'application retardée du couple de commande;

- la figure 5 est un graphe montrant le facteur d'amor-

tissement (D) en fonction du retard de phase la figure 6 est un schéma de principe d'un système

de commande d'attitude roulis-tangage à boucle fermée avec retarde-

ment de l'amortissement de la nutation, & titre d'illustration d'une forme de l'invention; et la figure 7 montre les vecteurs de champ magnétique

associés à des satellites en orbites d'inclinaison élevée.

Selon le mode de réalisation préféré de l'invention

décrit ci-après, on réalise l'amortissement de la nutation en modi-

fiant un dispositif d'application de couple magnétique présentement utilisé qui est décrit dans le brevet des Etats-Unis d'Amérique

n' 3 834 653 ou 4 062 509. La modification qui va être décrite ci-

après de manière plus détaillée concerne l'application d'un retard

prédéterminé qui est théoriquement fonction de la période de nuta-

tion de l'engin spatial. Avant d'entamer la discussion du dispositif,

il est présenté une brève description de la manière dont le dispo-

sitif d'application de couple magnétique en vue d'une commande d'atti-

tude assure un amortissement de la nutation, ainsi qu'une description

de la manière dont le système de commande d'attitude peut être modi-

fié par l'application du retard pour assurer l'amortissement de la *nutation.

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Comme on peut le voir sur le schéma de la figure 1,

il est représenté à titre d'exemple un satellite 10 en orbite syn-

chrone autour de la terre 82. Ce satellite 10 est par exemple du

type à double rotation propre et est constitué d'une partie rota-

tive la et une partie anti-tournante lob. La partie rotative lOa

est un rotor, un tambour ou un volant d'inertie; la partie anti-

tournante lOb est une plate-forme ou le corps principal de l'engin

spatial. Un semblable satellite est désigné dans cette description

par l'expression "satellite décentré à moment angulaire par rapport à l'axe directeur". L'orbite synchrone est une orbite passant à une altitude d'environ 35 000 km de la surface de la terre et se trouvant sensiblement dans le plan de l'équateur. Le corps du satellite 10 a une taille et une forme appropriées quelconques. Du centre de masse, ou centre de gravité, 12 du satellite, ou engin spatial, partent trois axes mutuellement perpendiculaires X, Y et Z correspondant respectivement à l'axe de tangage 14, l'axe de roulis 16 et l'axe directeur 18, ainsi qu'on les désigne classiquement. L'axe directeur (Z) est défini comme étant dans la direction de la flèche 19. Lorsque l'engin spatial 10 opère suivant une orbite équatoriale synchrone et lorsqu'il n'existe pas de nutation, ni d'erreur d'attitude, alors la direction de la flèche 19 est colinéaire avec celle du vecteur moment cinétique total du satellite 10 (désigné par la référence 21) et est perpendiculaire au plan de l'orbite. Dans ces conditions, l'axe directeur (Z) est parallèle à l'axe de rotation propre du

volant d'inertie lOa et au vecteur moment cinétique X. La conven-

tion de signe est que l'axe directeur pointant vers le nord sur la figure 1 est positif et qu'il est dans le sens positif du vecteur moment cinétique H. Selon la technique antérieure, l'échange de

moment cinétique entre la partie rotative lOa et la partie anti-

tournante lob de l'engin spatial est commandé de façon à faire tourner la plate-forme, ou corps, anti-tournante lOb dans le sens anti-horaire sur l'axe directeur pour maintenir l'orientation par rapport à la terre. Les axes de tangage (X) et de roulis (Y) sont

mutuellement perpendiculaires et sont orthogonaux & l'axe directeur.

Le système d'axes défini et utilisé dans cette description est, selon

la pratique habituelle, régi par la convention de la main droite en

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ce qui concerne l'ordre des axes X, Y et Z. A tout instant, l'axe Z est désigné comme étant l'axe directeur et il est parallèle à l'axe

du volant d'inertie rotatif lOa ou aligné avec lui.

Pour le cas de l'orbite synchrone discutée ci-dessus, il faut que le vecteur moment cinétique positif H désigné par la

référence 21 soit parallèle à la normale à l'orbite ou perpendicu-

laire au plan de l'orbite de l'engin spatial.

Une application d'un couple magnétique à des satellites stabilisés en rotation propre en vue de la commande d'attitude est bien connue et, ainsi que cela a été indiqué ci-dessus, est décrite

dans le brevet des Etats-Unis d'Amérique n0 3 834 653. Un autre dis-

positif d'application de couple magnétique cité ci-dessus est décrit

dans le brevet des Etats-Unis d'Amérique n0 4 062 509.

Dans le dispositif du brevet cité na 3 834 653, un

dip8le magnétique est orienté suivant l'axe de roulis pour un satel-

lite en orbite géosynchrone et est en interaction avec le champ

magnétique principal de la terre qui est nominalement perpendicu-

laire au plan de l'orbite de façon à assurer un couple de commande magnétique autour de l'axe de tangage lorsque le roulis dépasse une valeur de seuil prédéterminée. Le dispositif décrit comporte des capteurs servant & mesurer les erreurs de roulis qui sont le seul paramètre d'entrée du dispositif en boucle fermée. En combinaison avec un moyen logique électronique, des capteurs d'attitude excitent le dip8le magnétique au moyen de courants d'une polarité et d'une amplitude appropriées de manière à produire une interaction avec le champ magnétique terrestre et ainsi former le couple nécessaire pour corriger l'attitude du satellite. Le couple de commande provoque la précession sur l'axe de roulis qui annule l'erreur de roulis. Ainsi, le dispositif applicateur de couple magnétique réduit l'erreur de

roulis et, par un couplage croisé gyroscopique, commande indirecte-

ment l'erreur de tangage. Dans le brevet cité no 4 062 509, le dipOle magnétique est orienté perpendiculairement à l'axe directeur du satellite dans le plan des axes de roulis et de tangage avec un angle d'inclinaison prédéterminé par rapport à l'axe de roulis, ce qui a pour effet de minimiser les erreurs de roulis et de tangage

en réaction avec le champ magnétique terrestre.

Relativement à la figure 2, est illustrée la manière dont le couple de commande produit par ces dispositifs de commande d'attiuude magnétiques agissent sur le satellite. La coordonnée d'abscisse de la figure 2 représente l'angle de roulis 4 (phi) ou le moment cinétique transverse sur l'axe X, soit H x La coordonnde x

d'ordonnée représente l'angle de tangage - (psi) ou le moment ciné-

tique transverse sur l'axe Y, soit H. Il existe une erreur d'atti-

y tude lorsque le vecteur moment cinétique total H (désigné par la référence 21 sur la figure 1) n'est pas aligné avec la normale à

l'orbite (c'esc-à-dire n'est pas perpendiculaire au plan de l'orbite).

La désignation du moment cinétique en le-ttre majuscule (H) défi-

nit des composantes vectorielles dans le cadre des coordon-

nées orbitales. Sur la figure 2, un vetteur IHT partant de l'origine des axes, représente le vecteur moment cinétique transverse qui se

trouve dans le plan équatoriai pour le cas d'une orbite géosynchrone.

Le cercle 29 de la figure 2 représente le lieu de l'extrémité du vecteur transverse dans le plan orbital qui tourne à la fréquence orbitale dans le cadre géoddsique (cadre référencé par rapport à l'orbite). Le cercle 29 qui représente le lieu de la composante du moment cinetique total dans le plan orbital tourne dans le sens

horaire et coupe un seuil de roulis positif (tI) et un seuil néga-

tif (-ú, qui sont indiquénes par des ligne. en trait interrompu.

Lorsque le satellite tourne autour de î- cerre sur son orbite nominale de 24 heures, un vecteur moment cinétique transverse donné produit en séquence une erreur d1 7tituda en roulis, puis

en tangage, puis un roulis n'gat. pUi, ofln, un tangage néga-

tif. Selon les dispositifs de command de réolis et de tangage des brevets cites ci-dessus, lorsque lu seuil est dépasse, un couple négatif (-.) ou un couple positif () j est produit, qui réduit c c le vecteur moment cinétique transverse HT. Pour l'exemple du vecteur moment cinétique transverse HT qui est présentement tel qu'indiqué par la flèche 30 coupant le seuil ó'f) de roulis positif, il est créé un couple négatif (J ') das une direction nominale indiquée

par le vecteur 33 qui est opposée au vecteur moment cinétique trans-

verse. De même, lorsque le vecteur moment cinétique transverse HT qui se trouve présentement tel qu'indiqud par la ligne 31 en trait interrompu dépasse le seuil (-El) de roulis négatif, il est créé un couple positif (+ %tC) dans une direction nominale indiquée par le vecteur 35. Un couple positif (+C) est un couple pour lequel la ou les bobines produisant le dip8le magnétique dans le plan X-Y du satellite sont polarisés au moyen de courants produisant, par inter- action avec le champ magnétique terrestre, un couple dans le sens positif des axes de roulis et de tangage. Pour un couple négatif (Jrc), des courants de sens inverse sont appliqués à la bobine ou aux bobines afin de produire un couple dans le sens négatif des

axes de roulis et de tangage. L'opposition entre le couple de com-

mande ^tC) et le moment cinétique transverse HT s'exprime en termes

de polarité de quadrants et non pas nécessairement en termes d'orien-

tation antiparallèle parfaite.

Ainsi que cela a été indiqué précédemment, l'inven-

tion concerne un dispositif d'amortissement de la nutation qui utilise un dispositif d'application de couple magnétique tel que

décrit dans les brevets cités ne 3 834 653 et 4 062 509. Le mouve-

ment de nutation de l'engin spatial survient lorsque l'axe directeur

et le vecteur moment cinétique angulaire total â ne sont pas paral-

lèles ou alignés et que l'axe directeur Z du corps de l'engin spatial effectue un mouvement de nutation ou un mouvement en cône autour du vecteur moment cinétique total et suit un lieu de points autour du

vecteur moment cinétique total.

On se reporte à la. figure 3. La spirale 49 illustre le lieu de la composante du moment cinétique total dans le plan transverse de l'engin spatial tournant à la fréquence de nutation dans le cadre relatif au corps de l'engin spatial. La coordonnée d'abscisse de la figure 3 est l'angle de roulis ou le moment de nutation transverse sur l'axe X (hx) et la coordonnée d'ordonnée est l'angle de tangage + ou le moment de nutation transverse sur l'axe Y (h). La désignation par une lettre minuscule du moment y cinétique (h) définit des vecteurs transverses dans le cadre de coordonnées du corps de l'engin spatial. Dans le diagramme de la figure 3, le vecteur moment cinétique total est aligné avec la perpendiculaire à l'orbite de sorte qu'aucune erreur d'attitude en-roulis ou tangage vraie n'est présente. Le seuil de roulis négatif (-Et) est illustré par la ligne 41 en trait interrompu et le seuil de roulis positif (Et) est indiqué par la ligne 42 en trait interrompu sur la figure 3. Il faut noter que la direction du lieu de la composante du moment cinétique total d'un engin spatial tourne, avec une fréquence de nutation, dans le sens opposé, ou sens anti- horaire, par rapport au vecteur moment cinétique transverse de la figure 2. Avec le dispositif de commande magnétique décrit ci-dessus et dans les brevets des Etats-Unis d'Amérique no 3 834 653 et 4 062 509 cités, le dispositif de commande magnétique fait agir des couples d'axe X et d'axe Y positifs lorsque le roulis mesuré est négatif, ainsi que cela est représenté sur la figure 2 par le

vecteur couple 35. Le point A de la figure 3 représente l'axe direc-

teur et le centre initial de rotation du vecteur moment cinétique 50

sur l'axe directeur. Lorsque l'engin spatial a un mouvement de nuta-

tion jusqu'au point 56 o le signal de capteur de roulis décèle une

erreur de roulis allant au-delà du seuil de roulis négatif, le dis-

positif de commande magnétique fait agir le couple positif (+C)} qui consistent respectivement en les composantes.+Tx et +Ty sur les axes x et y. A cet instant, ce couple déplace initialement le centre

de rotation du vecteur moment cinétique suivant h positif et hx néga-

tif, du point A au point B. Ce couple positif (+i) activé lorsque

le roulis mesuré est négatif, augmente la nutation de façon à pro-

duire le vecteur moment cinétique transverse 51 plus grand. Lorsque l'engin spatial a un mouvement de nutation jusqu'au point 57 o l'erreur de roulis change de signe, le couple positif (-WC) est C

désactivé et produit le vecteur transversal 32 issu du point centralA.

Lorsque, du fait de la nutation de l'engin spatial, le détecteur de seuil décèle le passage du seuil de roulis positif au point 58, le dispositif de commande magnétique de- l'attitude fait agir le couple négatif (-<) qui est constitué respectivement des composantes -Tx C et -Ty sur les axes x et y. Ceci déplace le centre de rotation du vecteur moment cinétique 53 suivant les axes négatif h et positif h jusqu'au point C. Le couple négatif ( el-,) activé,lorsque le roulis mesuré est positif, augmente encore la nutation de façon à produire un vecteur moment cinétique transverse 53 encore plus grand. En

d'autres termes, l'application des couples de commande selon les dis-

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positifs de commande d'attitude décrits produit une nutation ou augmente l'importance de la nutation. Comnle on peUL le voir en

observant la figure 3, en l'absence d'un moyen distinct d'amortis-

sement de la nutation, l'engin spatial commencerait à avoir un mou-

vement de nutation ou aurait une nutation accrue SOUS l'effet du

système de commande d'attitude.

Selon l'invention, par ajustement de phase des couples de commande magnétiques, l'attitude en roulis et en tangage peut être commandée de la manière établie par exemple dans le brevet cité n' 3 834 653 tandis qu'il est simultanément produit un amortissement de la nutation. De plus, selon l'invention, cet ajustement de phase

des couples de commande magnétiques peut servir à commander l'amor-

tissement de la nutation même si l'attitude de l'engin spatial est correcte. Une analyse d'un dispositif de commande d'attitude en roulis et tangage à décentrement du moment cinétique utilisant le brevet des EtatsUnis d'Amérique n0 3 834 653 ou 4 062 509 révèle

une période de mutation qui n'est que de 1 à 3 minutes environ.

Presque immédiatement (quelques secondes) après que la nutation de l'engin spatial entraîne une détection d'un passage par un seuil, le moment cinétique transverse donne à l'engin spatial un mouvement de nutation dans le sens opposé. Le couple s'ajoute alors au vecteur

moment cinétique transverse ou fait croître la nutation. Dans le dis-

positif décrit présentement, les couples magnétiques ne sont pas appliqués dès que le seuil de roulis d'attitude positif ou négatif

a été dépassé.

Selon les enseignement donnés dans cette description,

l'application d'un couple est retardée d'une fraction de la période de mutation. De cette manière, au lieu que les couples magnétiques soient en phase et aident au mouvement de nutation, les couples

seront appliqués de façon déphasée et tendront à réduire la nutation.

Sur la figure 4, est illustrée la manière dont le

fonctionnement du dispositif à couple retardé réduit la nutation.

La figure 4 montre le lieu de la composante du moment cinétique total dans le plan transverse de l'engin spatial tournant à la fréquence de nutation. Lorsque le seuil de roulis négatif est atteint au point , avec un même vecteur moment cinétique transverse 50, l'action du couple magnétique appliqué (+ C) est retardée pendant une partie

prédéterminée de la période de nutation, jusqu'au point 101. L'appli-

cation d'un couple ma6aétique déplace encore une fois le centre de

rotation du vecteur moment cinétique du point A au point B à l'ins-

tant o le couple +C retardé est appliqué. Le fait d'appliquer le couple magnétique à cet instant diminue la longueur du vecteur moment cinétique transverse à celle représentee par le vecteur 55, ce qui amène une réduction de la rnutation. L'application du couple magnétique s'arrâte normalement lorsque le capteur d'erreur de roulis détecte un changement de signe de l'erreur de roulis. Celui-ci est normalement détecté au point 102, et il est également appliqué un retard, de la même partie prédéterminée de la période de nutation, jusqu'au point 120. Par ce moyen, la nutation se ramène au cercle

intérieur 103 se trouvent à l'intérieur du seuil voulu. Fondamenta-

lement, selon l'invention, Papplication du couple est retardée d'une fraction d'une période de nutation de façon que l'application résultante du couple diminue la nutation au lieu de l'augmentea. La période de nutation est courte par comparaisn avec la période orbitale géosynchrone, Par -xn.'ple, la période de nutation n'est

que de 1 h 3 minutes pour ut eonfeiguration de satellite typique.

La période de nutation a { ddrermiree par lquation H/-I=; x n' o H est le m*ment cirétique ne eoia t e L u T sont les mo s d'inertie e e l'engin snaeiai par rapport au"- ae U x et y, tandis que wn est la fréquence de natation. La përiode Orbitale géosynchrone

est naturellement de 24 heures, Airn'i, a arde du retard A liappli-

cation d'un couple magnétique est extr-met petite par comparaiaon à la période orbitale giosyycarone et a'est <ourquoi le retard à l'application du couple d'une durée d:n fraction de la période de nutation n'a aucun effet nCf.aste sur!a commande d'attitude en roulis et tangage exercëe par le dispositif décrit dans le brevet cité n 3 834 653 par exemple. Ainsi que ce!a a été précédemment mentionné, le couple wmgnétique s'arréte avec un retard prédéterminé après que le passage par zéro de l'erreur de roulis a été détecté ou après un changement de signe du roulis (au point 120 sur la

figure 4).

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Le retard est fonction de divers facteurs, que l'on va maintenant décrire. La figure 5 est une représentation graphique du facteur d'amortissement D (normalisé à +2 pour l'amortissement maximal, à -2 pour la croissance maximale, et à 0 lorsqu'il n'y a ni amortissement ni croissance) en fonction du déphasage de commande. Comme on peut le voir pour une nutation importante de 50 fois le niveau de seuil (soit r = 50), l'amortissement maximal (D = +2) doit être appliqué à la moitié de la période de nutation, soit un retard de phase de 180 . Toutefois, si l'amplitude de nutation est égale au seuil (r = 1), l'amortissement maximal doit être appliqué avec un retard de 1350. Il a été mathématiquement déterminé que le meilleur facteur moyen d'amortissement pour toutes les valeurs de r était

obtenu pour un retard de 1630 dans l'application du couple de com-

mande VC sur l'axe de tangage pour le brevet cité n0 3 834 653 et

pour le dipôle magnétique suivant l'axe de roulis 16 de la figure 1.

Avec le dispositif décrit dans le brevet cité

no 4 062 509, le dipôle de commande est incliné dans le plan roulis-

tangage d'un angle y allant de l'axe de roulis (Y) à l'axe de tan-

gage (-X). Le retard de 163 précédemment évoqué correspond au dipôle aligné avec l'axe de roulis de la manière décrite dans le

brevet cité n0 3 834 653. Il a été déterminé que, pour réaliser l'ap-

plication optimale du couple au dispositif décrit dans le brevet

cité no 4 062 509, il fallait, pour chaque degré de l'angle d'incli-

naison y, qu'il y ait un retard d'un degré dans l'application du couple. Pour que le dispositif précédemment décrit fonctionne avec un dipôle incliné, il faut que le retard soit de 163 plus l'angle d'inclinaison du dipôle dans le plan roulis-tangage, compté de l'axe de roulis positif à l'axe de tangage négatif. Par exemple, si l'angle d'inclinaison Y est de 76 comme sur la figure 1, le déphasage recommandé doit être de 163 + 76 (valeur du retard discutée ci-dessus pour un facteur d'amortissement moyen maximal) u

239 , soit, nominalement, les deux tiers d'une période de nutation.

La figure 6 est un schéma de principe d'un mode de réalisation de l'invention dans lequel les retards sont appliqués au dispositif décrit dans le brevet cité n0 4 062 509. Des capteurs d'attitude, tels qu'un capteur d'horizon 60, sont disposés de manière appropriée sur le satellite et répondent à l'énergie envoyée de la surface terrestre. Le capteur d'attitude peut être disposé d'une manière convenable quelconque connue dans la technique, et la mesure - de l'attitude du satellite peut être réalisée à l'aide de capteurs d'horizon, de capteurs solaires, de capteurs stellaires, de gyros- copes, d'accéléromètres ou d'instruments simples. Typiquement, une

paire de capteurs peut être disposée de manière à balayer l'horizon.

Des dispositifs électroniques 62 associés aux capteurs sont commo-

dément disposés de façon à produire, en réponse aux signaux venant

du capteur d'horizon 60, un signal proportionnel à l'erreur d'atti-

- tude de roulis + du satellite et la polarité ou la direction (le signe + ou le signe -) de l'erreur d'attitude de roulis. Le capteur

peut être un capteur du type à ligne de visée en V, dont les prin-

cipes sont décrits dans un article de W. Lindlay et al., intitulé "Attitude and Spin Control for TIROS Wheel", Proceedings of AIAAISACC

Guidance and Control Conference, aot 1966. Selon le mode de réalisa- -

tion particulier du capteur d'horizon 60 et, ou bien, de 1'électro-

nique associée62, le signal de sortie de l'électronique associée peut

être une forme d'onde analogique ou un ensemble de mots numériques. Le signal de sortie de l'électronique 62 associé au capteur est

filtré par un filtre électronique ou numérique 64 de manière à limi-

ter le bruit.

Le signal de sortie du filtre 64 est appliqué à un moyen retardateur 65 qui applique le retard de la fraction mentionnée ci-dessus de la période de nutation. Le détecteur de seuil 66 compare les signaux de sortie filtrés et retardés avec un niveau de seuil donné E,. Le niveau de seuil dépend du degré de précision d'attitude qui est exigé dans un satellite. Le détecteur de seuil 66 comporte classiquement un circuit permettant de produire et de maintenir un signal de sortie lorsque l'erreur de roulis dépasse le niveau de seuil donné. Le signal de sortie du détecteur 66 est maintenu jusqu'à ce que l'erreur de roulis change de signe (ce qui se produit lorsque l'erreur de roulis passe par 00). Le changement de signe indique que le couple de commande créé par le dispositif 74 applicateur de couple a minimisé l'erreur de roulis. Si l'erreur de roulis est supérieure à un niveau de seuil prédéterminé, le sens du dip6le magnétique qui est créé par le dispositif 74 applicateur de couple magnétique est déterminé par le capteur de polarité 68. Le capteur de polarité 68 détermine la polarité du courant qui doit passer dans le dispositif 74 d'application de couple magnétique de façon à donner le sens voulu au couple de commande. Un circuit logique 70 répondant aux signaux-de sortie

du détecteur de seuil 66 et du capteur de polarité d'erreur 68 pro-

duit un signal de commande qui indique la polarité appropriée du courant qui doit exciter le dispositif 74 d'application de couple

O10 magnétique de façon que l'erreur de roulis soit minimisée. Un cir-

cuit 72 de commande du dispositif d'application de couple, compre-

naut typiquement une source de courant ou une source de tension est agencé de manière convenable pour produire, en réponse aux signaux du circuit logique 70, des signaux déterminant la polarité appropriée

du courant destiné au dispositif 74 applicateur de couple magnétique.

Le dispositif 74 peut être une unité simple, telle qu'un bobinage & air ou un électro-aimant, ou bien, en raison de considérations de montage, un ensemble d'unités qui produit des dipôles magnétiques dont la somme vectorielle donne l'amplitude et le sens voulus du dipole. Ainsi, le sens du courant passant dans le dispositif 74 applicateur de couple magnétique est déterminé par le sens du signal

d'erreur de roulis filtré. Pour une description complète du disposi-

tif de commande magnétique d'attitude, on se reportera aux brevets

cités n 3 834 653 et 4 062 509.

Selon l'invention, les signaux d'erreur de roulis

venant du filtre 64 sont retardés avant d'être appliqués au détec-

teur de seuil 66. L'amplitude du retard est celle qui a été indiquée cidessus. L'amplitude du retard est telle que le déclenchement de l'action du dispositif 74 d'application de couple magnétique fait converger l'angle de nutation. On choisit le retard de manière &

garantir que le couple magnétique ait pour effet de réduire la nuta-

tion au lieu d'y contribuer. Ce retard est de 1630 plus l'angle

d'inclinaison du dipôle, ainsi que cela a été exposé ci-dessus.

Par exemple, pour un satellite ayant une période de nutation de

1 min et un angle d'inclinaison du dipôle de 76 , le moyen retar-

dateur 65 retarde les signaux venant du filtre 64 des deux tiers

2498 155

d'un cycle de nutation, soit 60 x 2/3 = 40 s. Le dispositif peut également comporter, mais ceci n'est pas une obligation, un capteur ou un dispositif logique 79 permettant de déterminer la période de

nutation et d'ajuster le moyen retardateur 65 en proportion.

Le moyen retardateur 65 agit également sur le détec- teur de seuil 66 et le capteur de polarité 63, en retardant des mêmes durées la mise en marche et l'arrêt du dispositif 74 applicateur de

couple magnétique.

Alors que le dispositif décrit ci-dessus a été discuté en relation avec un satellite en orbite équatoriale, les principes de l'invention s'appliquent également à des satellites présentant des orbites à inclinaison élevée. L'emploi de dispositif applicateurs de couple magnétique dans des satellites a orbites d'inclinaison élevée est bien connu et, en ajustant convenablement la phase des couples de commande suivant les principes discutés ci-dessus, on

peut obtenir un amortissement magnétique de la nutation tout en réa-

lisant simultanément la commande de l'attitude en roulis et tangage

des engins spatiaux.

Dans le cas d'orbites 'inclinaison élevée, ayant par exemple un plan d'orbite qui est approximativement perpendiculaire (à + 20 ) au plan équatorial, le vecteur champ magnétique primaire, soit V, change de position dans l'orbite. ainsi que cela est illustré sur la figure 7, et le sens du couple produit varie avec la position sur l'orbite. Le dispositif doit donc comporter un moyen permettant d'ajuster le retard dans le moyen retardateur 65 en fonction de la position du satellite sur son orbite. il peuit être par exemple prévu un compteur de signaux d'horloge et de sigcnax binaires qui délivre un code binaire au moyen retardateur A l'instat de détection afin de modifier le retard. Ceci s'effectue oen plus du retard fractionnel

discuté ci-dessus.

Alors que le satellite décrit ci-dessus est du type

à double rotation, le dispositif de commande de nutation selon l'in-

vention peut également être applique à tout satellite décentré à un moment cinétique y compris des satellites à rotation propre. Dans le cas d'un satellite à rotation propre sur orbite équatoriale, on réalise la correction du dip le de rotation propre en conmmutant le sens du courant qui passe dans le dip6le à chaque demi-révolution

de l'engin spatial.

Alors que des retards d'une fraction (x) de la période de nutation (tn) ont été utilisés dans l'exemple présenté ci-dessus, n on peut réaliser une même correction avec un retard d'une valeur (x + n) (tn), o n est un nombre entier. Dans le cas d'une période

de nutation de 1 min et d'un retard de 60 x 240/360, on peut effec-

tuer la même correction en choisissant un retard de 40 s augmenté d'un nombre quelconque de périodes de nutation, soit (40 + 60)s, (40 + 120)s, (40 + 360)s, etc.

Bien entendu, l'homme de l'art sera en mesure d'ima-

giner, à partir du procédé et du dispositif dont la description

vient d'être donnée b titre simplement illustratif et nullement limitatif, diverses variantes et modifications ne sortant pas du

cadre de l'invention.

Claims (4)

R E V E N D I C A T I 0 N S

1. Procédé permettant de réduire la nutation d'un engin spatial en orbite terrestre décentré à moment angulaire par rapport à l'axe directeur, qui comprend les opérations consistant à mesurer

l'amplitude et le sens d'une erreur dans l'attitude de l'engin spa-

tial par rapport à une attitude voulue, et à produire pendant une

partie d'une période de nutation (t) dudit engin spatial et en fonc-

tion de l'amplitude et du sens de l'erreur mesurée un dipôle magné-

tique dans le plan des axes de roulis et de tangage de l'engin spa-

tial, le dipôle magnétique ayant une amplitude et un sens lui permet-

tant de réagir avec le champ magnétique terrestre de façon à réduire l'écart de l'engin spatial vis-à-vis de ladite attitude voulue, le procédé étant caractérisé en ce que, dans l'opération consistant à produire ledit dipôle magnétique, on retarde l'instant initial de production dudit dipôle d'une fraction prédéterminée (x) de ladite période de nutation (t) de l'engin spatial après que l'erreur mesurée a dépassé un seuil donné; et on retarde l'instant final de production dudit dip8le de ladite

fraction prédéterminée de ladite période de nutation après le change-

ment immédiatement suivant de sens de ladite erreur mesurée.

2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que la durée T de ladite fraction prédéterminée est égale à (D/360)tn, o D est égal à ( - + y), y est l'angle d'inclinaison, en degré, du dipôle magnétique par rapport à l'axe de roulis de l'engin spatial, et [5 est un angle d'une amplitude, en degrés, comprise entre 135 et

, inclusivement.

3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que ladite erreur est mesurée par rapport à l'axe de roulis de

l'engin spatial.

4. Dispositif (figure 6) de mise en oeuvre du procédé

de réduction de la nutation de la revendication 1, 2 ou 3, compre-

nant, dans ledit engin spatial, un moyen (60, 62, 64) de mesure d'erreur d'attitude qui produit un signal ou des signaux de sortie représentant l'amplitude et la direction de j'écart de l'engin spatial par rapport à ladite attitude voulue, et un moyen (66, 68, 70, 72, 74) applicateur de'couple magnétique qui répond au signal ou aux signaux indiquant l'amplitude de l'erreur et son sens en amenant un dispositif (74) applicateur de couple magnétique monté sur le corps de l'engin spatial à produire ledit dipôle magnétique, le dispositif étant carac- térisé en ce que ledit moyen applicateur de couple magnétique comprend:

un moyen de commande (66) qui répond à un signal de sortie repré-

sentant un seuil d'erreur d'attitude prédéterminé en excitant ledit dispositif applicateur de couple magnétique et qui répond à un signal de sortie indiquant que l'erreur d'attitude a été ramenée à un niveau donné (zéro) en désexcitant ledit dispositif applicateur de couple magnétique, et un moyen (65) qui retarde l'excitation et la désexcitation du dispositif applicateur de couple d'un intervalle de temps qui est égal à l'intervalle de ladite fraction prédéterminée (x) de ladite

période de nutation.