FR2522614A1 - Configuration de satellite a orbite equatoriale a moyens solaires perfectionnes - Google Patents

Configuration de satellite a orbite equatoriale a moyens solaires perfectionnes Download PDF

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Abstract

CONFIGURATION DE SATELLITE A ORBITE EQUATORIALE A MOYENS SOLAIRES PERFECTIONNES. SELON L'INVENTION, LES PANNEAUX SOLAIRES 34 SONT INCLINES SUR LE PLAN EQUATORIAL 36. DIVERS AUTRES MOYENS SOLAIRES SONT PREVUS SOIT POUR UTILISER MIEUX LE SOLEIL, SOIT POUR S'EN PREVENIR (PARE-SOLEIL, SENSEUR SUR LA FACE ANTISOLAIRE, CONTROLE D'ATTITUDE PENDANT ET EN DEHORS DES ECLIPSES, ETC.). APPLICATION AUX TELECOMMUNICATIONS PAR SATELLITE.

Description

La présente invention a pour objet une confi-
guration de satellite sur orbite équatoriale à moyens
solaires perfectionnés Elle trouve une application no-
tamment en télécommunications par satellite.
Le satellite de l'invention est du type "sta-
bilisé trois axes" Dans un tel satellite la charge uti-
le est placée sur un corps principal en rotation autour d'un axe perpendiculaire au plan de l'orbite, donc en pratique parallèlement à l'axe Nord-Sud La vitesse de rotation est telle qu'une des faces du satellite est
constamment orientée vers la terre Le générateur solai-
re est constitué par deux ailes planes recouvertes de
capteurs solaires.
Une configuration de satellite entrant dans
cette catégorie et qui se rapproche le plus de l'inven-
tion est décrite dans le brevet français FR-A-2 472 509.
Elle est illustrée sur la figure 1 Une telle configura-
tion comprend: un module de service 21 équipé d'un senseur stellaire de polaire 25 disposé sur la face Nord 211, un senseur
solaire 26 disposé sur la face solaire 212, ces dispo-
sitifs senseurs étant agencés pour fournir des infor-
mations de contr 8 le d'attitude suivant trois axes pour la stabilisation du satellite; des panneaux solaires 23 fixés rigidement au module de service de manière telle que, lorsqu'ils sont déployés en configuration orbitale, ils s'étendent dans le plan orbital, un dispositif d'interface rotatif 24 fixé au module de service, et un hodule charge utile 22 muni d'antennes et relié au dispositif d'interface, celui-ci étant agencé pour
permettre-au module charge utile 22 d'être continuel-
lement pointé vers la terre.
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Une telle configuration présente des inconvé-
nients en ce qui concerne les moyens solaires qu'elle emploie Par "moyens solaires" on entend, dans toute la suite, des moyens ayant une fonction en rapport avec le soleil La présente invention a justement pour objet une configuration dans laquelle ces moyens solaires sont agencés de manière à éviter ces inconvénients, soit qu'ils utilisent mieux le soleil, soit au contraire
qu'ils s'en protègent de manière plus efficace pour évi-
ter ses effets nocifs.
La première disposition retenue par l'inven-
tion concerne l'orientation des panneaux solaires Dans l'art antérieur tel qu'il est illustré sur la figure 1, ces panneaux sont dans le plan orbital Il en résulte une gêne pour les antennes montées sur la charge utile, notamment en cas de champs de vue importants (de 10 à
ou plus).
Selon une première caractéristique de l'in-
vention, les panneaux solaires sont inclinés sur le plan orbital ce qui en dégage les extrémités L'inclinaison est soit préréglée au sol, soit modifiable en vol.
Selon une deuxième caractéristique, le satel-
lite comprend un écran pare-soleil fixé sur la platefor-
me et protégeant la charge utile du rayonnement solaire.
Selon une troisième caractéristique, des moyens d'actuation composés d'une roue cinétique et d'une roue de réaction, permettent un pilotage à la fois
en période hors éclipse et en période d'éclipse de so-
leil, dans des conditions économiques.
Selon une quatrième caractéristique, le sen-
seur stellaire de polaire est placé sur la face anti-
solaire de la plateforme et non plus sur la face Nord,
ce qui le protège du rayonnement solaire.
Enfin, selon une dernière caractéristique, une voile ou un système de voile solaire peut être fixée à la charge utile pour réduire les couples perturbateurs
d'origine externe et en particulier solaire.
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De toute façon, les caractéri stiques de l'in-
vention apparaîtront mieux après la description qui
suit, d'un exemple de-réalisation donné à titre explica-
tif et nullement limitatif Cette description se réfère
à des dessins annexés, qui font suite à la figure 1 déjà décrite, et sur lesquels: la figure 2 représente une configuration de satellite conforme à l'invention, la figure 3 représente un détail montrant
l'implantation du senseur stellaire sur la face anti-
solaire, la figure 4 représente schématiquement une première variante du système d'actuation de l'invention, la figure 5 représente schématiquement une deuxième variante du système d'actuation de l'invention,
la figure 6 illustre l'opération de désatu-
ration dans le cas de la première variante,
la figure 7 illustre l'opération de désatu-
ration dans le cas de la seconde variante.
Le satellite représenté sur la figure 2 se compose de deux parties en rotation relative autour de
l'axe Nord-Sud, une partie dite 'charge utile" 31 poin-
tée vers la Terre ou tout autre référence, une partie dite "plateforme" 32 orientée vers le soleil "moyen", c'est-à-dire vers la projection du soleil sur le plan équatorial. La partie plateforme comprend principalement
les moyens permettant d'assurer les servitudes de géné-
ration de puissance, de contrôle d'attitude et d'orbite.
Cette partie comprend aussi un système 33 contra-rotatif entre la charge utile et la plateforme et permettant le transfert de l'énergie électrique et de divers signaux,
des moyens assurant le contrôle thermique lié à la pla-
teforme, un pare-soleil 38 destiné à protéger la charge utile du rayonnement solaire, et enfin, divers moyens
associés à la gestion et au calcul.
B 7513 RS
La partie pointée vers la projection du soleil sur le plan équatorial peut comprendre, dans certains
cas intéressants, la majeure partie de la charge utile.
A titre d'exemple, on peut orienter uniquement vers la Terre un ou plusieurs réflecteurs 37 de la charge utile, la partie émission se situant sur la partie pointée sur
le soleil.
La partie "charge utile", en configuration de lancement est liée à la "plateforme" par un nombre de
points discrets (typiquement 4) par o passent les ef-
forts au lancement de manière à délester le système con-
tra-rotatif.
La plateforme étant maintenue dans la direc-
tion du soleil moyen, le générateur solaire peut donc être fixe Il se présente sous la forme de deux ailes
planes 34 reliées à la plateforme à l'aide d'un disposi-
tif 35 assurant la mise en position correcte du généra-
teur, par exemple lors d'un déployement de celui-ci Ce
dispositif peut être réglable au sol ou en vol La mé-
diane de chaque aile du générateur solaire est inclinée sur le plan équatorial de façon, entre autres, à dégager le champ de vue des antennes et à rendre acceptables les
couples perturbateurs liés à l'ensemble générateur so-
laire et antennes La normale au générateur solaire peut être calée dans la direction du soleil moyen ou suivre le mouvement saisonnier du soleil (+ 23 ) ou calée dans
une direction optimale.
Le système de mesure d'attitude est constitué d'un senseur stellaire de polaire 40 (ou de deux si l'on
recherche une redondance) implanté sur la face anti-so-
laire 42 de la plateforme (voir figure 3) et orienté
vers le Nord Ce senseur permet de mesurer les deux ro-
tations autour des deux axes perpendiculaires à l'axe de
rotation charge utile/plateforme Le système peut com-
prendre encore un (ou éventuellement deux) senseur so-
laire 39 implanté sur la face solaire 44 de la platefor-
me 32 et orienté vers la projection du soleil sur le
B 7513 RS
plan équatorial Ce senseur 39 permet de mesurer l'atti-
tude de la plateforme autour de l'axe de tangage, qui
est l'axe Nord-Sud.
Le pointage de la charge utile sur la Terre est assuré soit par un ou plusieurs senseurs radio-élec- triques soit-par un ou plusieurs senseurs terrestres 1 axe, capables de mesurer les rotations autour de l'axe
de tangage par rapport à la Terre.
La disposition qui vient d'être décrite auto-
rise l'utilisation d'un système d'actuation original qui
va maintenant être décrit.
Le système d'actuation de l'invention est com-
posé d'une roue cinétique dont l'axe de rotation est perpendiculaire à l'axe "Nord-Sud" et d'une roue de
réaction.
Une roue cinétique, ou une roue de réaction, permet sur un satellite d'obtenir un couple de réaction
autour de son axe de rotation par accélération ou décé-
lération du rotor de la roue Une roue de réaction com-
prend un rotor dont la vitesse angulaire est située en-
tre deux valeurs opposées (-W, +u Pour la roue cinéti-
que, le domaine de vitesse angulaire du rotor est situé entre deux valeurs importantes mais de même signe Si un
couple extérieur agit sur le satellite, il sera néces-
saire, pour maintenir l'orientation du satellite, d'ac-
célérer la roue de façon à créer un couple de réaction
opposé à ce couple extérieur perturbateur; on peut no-
ter que l'accélération de la roue se fera dans le même
sens que le couple perturbateur agissant sur le satelli-
te.
Les couples extérieurs agissant sur le satel-
lite sont en général à valeurs moyennes non nulles; la
roue constitue un "intégrateur" de ces couples perturba-
teurs puisque sa vitesse de rotation augmentera ou dimi-
nuera suivant le signe du couple extérieur.
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Le domaine de fonctionnement d'une roue étant limité en vitesse angulaire, il sera donc nécessaire de ramener sa vitesse angulaire à l'intérieur de ce domaine lorsque cette vitesse atteindra la valeur limite; cette dernière opération constitue la "désaturation' de la roue.
En pratique, cette opération peut être réali-
sée en utilisant le système de propulsion nécessaire au contrôle d'orbite du satellite et à certaines manoeuvres d'attitude (acquisition d'attitude) On opère en général de la façon suivante: on engendre un couple à l'aide du système de propulsion dont la durée et le signe sont tels que le système de pilotage utilisant la roue (et la
mesure d'attitude appropriée) contrera ce couple consi-
déré comme perturbateur La roue verra alors sa vitesse de rotation ramenée à une valeur largement à l'intérieur
de son domaine de fonctionnement.
Deux dispositions générales de roue sont pro-
posées par l'invention Toutes deux utilisent une roue
cinétique et une roue de réaction.
Selon la première variante, illustrée par la figure 4, l'axe de rotation 50 de la roue cinétique 52
est situé dans le plan équatorial 36 du module de servi-
ce (ou plateforme) 32 et l'axe de rotation 60 de la roue de réaction 62 est perpendiculaire à celui de la roue
cinétique et situé dans ce même plan équatorial 36.
Selon une seconde variante illustrée sur la figure 5, l'axe de rotation 50 de la roue cinétique 52
est toujours dans le plan équatorial 36 et l'axe de ro-
tation 60 de la roue de réaction 62 est orienté suivant
l'axe Nord-Sud.
Pour les deux variantes, l'orientation opti-
male de la roue cinétique correspond à la direction du soleil moyen" (intersection du méridien solaire et du
plan équatorial).
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Pour les deux variantes, la désaturation sera effectuée durant les corrections orbitales de la manière suivante: pour la première variante: la désaturation des deux roues sera effectuée en utilisant un jeu d'au moins trois tuyères orientées suivant l'axe Nord-Sud et capables d'engendrer des couples suivant les axes de chaque roue, ces mêrmes tuyères effectuant alors le contrôle d'orbite dit 1 P "Nord-Sud" ou contrôle d'inclinaison de l'orbite La
figure 6 représente un exemple de désaturation utili-
sant quatre tuyères 71, 72,73, 74 durant le contrôle Nord-Sud. pour la deuxième variante:
la désaturation de la roue cinétique sera ef-
fectuée par au moins deux tuyères "Nord-Sud" 71, 73
capables d'engendrer un couple autour de l'axe de cet-
te même roue et ceci durant les contrôles d'orbite "Nord-Sud" La désaturation de la roue de réaction sera effectuée durant les contrôles d'excentricité ou de demi grand axe de l'orbite par des tuyères 75, 76
poussant suivant le plan équatorial La figure 7 il-
lustre ce mode de désaturation.
Pour maintenir un satellite sur son orbite no-
minale, il est nécessaire, pour la majorité des missions de télécommunications, d'effectuer périodiquement des corrections d'orbite (inclinaison, demi grand axe et
excentricité); l'avantage du système de l'invention ré-
side dans le fait que la désaturation des roues n'en-
traîne pas de consommation d'ergol, puisque cette der-
nière est incluse dans la consommation nécessaire aux
corrections d'orbite.
Le principe de pilotage trois axes de la pla-
teforme est alors le suivant: en période hors éclipse:
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le contrôle d'attitude autour des axes perpen-
diculaires à l'axe "Nord-Sud" est assuré par l'accélé-
ration et la décélération de la roue cinétique et de la roue de réaction La désaturation de ces deux roues est effectuée au voisinage d'un noeud de l'orbite pen-
dant les corrections Nord-Sud et en utilisant princi-
palement les tuyères communiquant l'impulsion de con-
trôle d'orbite suivant l'axe Nord-Sud; de cette fa-
çon, la consommation d'ergol nécessaire à la désatura-
tion des roues est nulle ou négligeable puisqu'elle
intervient intégralement dans le contrôle Nord-Sud.
en période d'éclipse:
le senseur solaire ne fournit plus l'informa-
tion de mesure d'attitude autour de l'axe de tangage
(ou axe Nord-Sud); on utilise alors la rigidité gy-
roscopique de la roue cinétique pour maintenir l'atti-
tude autour de cet axe; il faut noter que la perfor-
mance de pointage de la plateforme autour du tangage sera peu dégradée durant cette période puisque les
couples perturbateurs principalement d'origine solai-
re seront négligeables durant cette phase.
Afin de réduire les couples perturbateurs d'origine solaire, il peut être intéressant d'envisager une inclinaison variable des générateurs solaires par
rapport au plan orbital; celui-ci peut en effet permet-
tre de contrer la majorité des couples d'origine solaire variables (à la période journalière ou saisonnière et à long terme) induits par les antennes autour de la charge
utile 37.
Les besoins de contrôle d'attitude de la pla-
teforme autour de l'axe de tangage étant moins sévères que suivant les autres axes (exigences d'orientation des générateurs solaires, la charge utile étant asservie par ailleurs), il est possible:
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soit de s'affranchir de l'utilisation de la roue de réaction sans consommation supplémentaire d'ergol en
utilisant uniquement la roue à moment cinétique dispo-
s sée comme précédemment; on peut noter alors que le dépointage du moment cinétique et, par conséquent de la plateforme autour de l'axe de tangage remplacera directement la fonction de la roue de réaction; soit, pour améliorer les performances de la plateforme autour de l'axe parallèle à la face solaire et passant par le plan orbital, de placer la roue de réaction
suivant l'axe de tangage (ou axe Nord-Sud).
L'asservissement d'un axe de la charge utile sur la Terre est effectué directement par un senseur 1 axe (mesure de rotation autour de l'axe de tangage) de
type radio-électrique ou par un senseur infrarouge ter-
restre et par la commande en position du système contra-
rotatif de la charge utile par rapport à la plateforme.
Ce senseur sera implanté sur la charge utile.
Les avantages procurés par ces dispositions sont les suivants:
1) Précision de pointage du satellite largement supé-
rieure à celle des satellites de télécommunications actuels et notamment autour de l'axe de lacet
(tul/100 de degré).
2) Plus grande efficacité du système de propulsion et notamment pour les corrections d'orbite suivant
l'axe Nord-Sud.
3) Possibilité de dépointage quelconque de la charge utile autour de l'axe de tangage par rapport à la Terre avec les mêmes performances de dépointage en roulis-lacet. 4) Possibilité d'introduire des biais d'au moins + 5 en roulis-lacet sur l'attitude du satellite, tout en conservant les performances en précision de
pointage suivant ces deux axes.
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D'autres avantages viennent s'ajouter à cette
liste En effet, dans la configuration proposée, une fa-
ce du satellite 44 est constamment exposée au flux so-
laire Correctement isolée, elle ne pose aucun problème thermique En revanche, les autres faces du satellite ne
sont jamais éclairées par le soleil Il n'y a donc pra-
tiquement plus de cyclage diurne ou saisonnier de la température des équipements En outre, le vieillissement des revêtements n'a plus d'importance Cette solution présente donc les avantages suivants: réduction des variations de température diurnes et
saisonnières des équipements, d'o diminution des con-
traintes thermiques, possibilité de diminuer la tempé-
rature moyenne de fonctionnement des équipements, aug-
mentation de la fiabilité globale des équipements, et simplification du contr 8 le thermique; possibilité d'accroître la durée de vie du satellite puisqu'elle n'a plus d'influence sur les problèmes thermiques du satellite; simplification des essais thermiques de qualification
au sol et donc réduction de leur coût car ils ne né-
cessitent plus de système de mise en rotation dans une chambre de simulation ni de simulateur solaire, cher et délicat à mettre au point et coûteux à utiliser; simplification des précautions de propreté lors des opérations au sol car les revêtements sont insensibles
aux problèmes de pollution et de vieillissement.
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1 l

Claims (6)

REVENDICATIONS
1 Satellite à orbite équatoriale compre-
nant: une plateforme ( 32) ayant deux axes situés dans le plan orbital du satellite et un axe perpendiculaire à ce plan, une charge utile ( 31),
un senseur stellaire de polaire ( 40) fixé sur la pla-
teforme, apte à orienter l'axe de la plateforme per-
pendiculairement au plan orbital dans la direction Nord-Sud,
un senseur solaire ( 39) également fixé sur la plate-
forme et dirigé vers le soleil,
des panneaux solaires ( 34) formés de deux ailes re-
liées symétriquement à la plateforme, des moyens d'actuation disposés dans la plateforme, des antennes de communication ( 37) solidaires de la charge utile, des senseurs fixés sur la charge utile et aptes à orienter un axe de la charge utile en direction de la terre, caractérisé en ce que les deux panneaux solaires ( 34) sont inclinés d'un certain angle par rapport au plan
équatorial ( 36).
2 Satellite selon la revendication 1, carac-
térisé en ce qu'il comprend en outre un écran pare-so-
leil ( 38) fixé sur la plateforme ( 32) portant ombre sur
la charge utile ( 31).
3 Satellite selon l'une quelconque des reven-
dications 1 et 2, caractérisé en ce que les moyens d'ac-
tuation comprennent une roue cinétique ( 52) dont l'axe de rotation ( 50) est perpendiculaire à l'axe Nord-Sud et une roue de réaction ( 62) dont l'axe de rotation ( 60) est à la fois perpendiculaire à l'axe ( 50) de la roue
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cinétique ( 52) et à l'axe Nord-Sud, ces roues étant as-
sociées à des moyens de désaturation actionnés pendant les corrections d'attitude à partir de tuyères ( 71, 72, 73, 74) communiquant l'impulsion de contrôle d'orbite suivant l'axe Nord-Sud.
4 Satellite selon l'une quelconque des reven-
dications 1 et 2, caractérisé en ce que les moyens d'ac-
tuation comprennent une roue cinétique ( 52) dont l'axe de rotation ( 50) est perpendiculaire à l'axe Nord-Sud et une roue de réaction ( 62) dont l'axe de rotation ( 60)
est dirigé selon l'axe Nord-Sud, ces roues étant asso-
ciées à des moyens de désaturation actionnés pendant les corrections d'attitude à partir de tuyères ( 71, 73; ,76) communiquant l'impulsion de contrôle d'orbite
Nord-Sud pour la roue cinétique et de contrôle.
5 Satellite selon l'une quelconque des reven-
dications 1 à 4, caractérisé en ce que le senseur stel-
laire de polaire ( 40) est placé sur une face antisolaire
( 42) de la plateforme ( 32).
6 Satellite selon l'une quelconque des reven-
dications 1 à 5, caractérisé en ce qu'il comprend une voile ou un système de voile solaire ( 41 > fixée à la
charge utile < 31).
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FR8203412A 1982-03-02 1982-03-02 Configuration de satellite a orbite equatoriale a moyens solaires perfectionnes Granted FR2522614A1 (fr)

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