FR2531547A1 - Systeme de controle d'attitude d'un satellite geostationnaire - Google Patents
Systeme de controle d'attitude d'un satellite geostationnaire Download PDFInfo
- Publication number
- FR2531547A1 FR2531547A1 FR8213572A FR8213572A FR2531547A1 FR 2531547 A1 FR2531547 A1 FR 2531547A1 FR 8213572 A FR8213572 A FR 8213572A FR 8213572 A FR8213572 A FR 8213572A FR 2531547 A1 FR2531547 A1 FR 2531547A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- axis
- signal
- alpha
- torque
- angle
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000003491 array Methods 0.000 claims abstract description 10
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 10
- 230000004044 response Effects 0.000 claims description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 2
- 230000009471 action Effects 0.000 abstract description 3
- 230000003466 anti-cipated effect Effects 0.000 abstract 1
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 1
- 230000002354 daily effect Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000003203 everyday effect Effects 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 230000008520 organization Effects 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 239000002689 soil Substances 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/244—Spacecraft control systems
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
SYSTEME POUR CONTROLER LA DIRECTION DU VECTEUR MOMENT DU COUPLE SANS FAIRE APPEL A L'ACTION DES PROPULSEURS DU SATELLITE. IL SE CARACTERISE PAR UNE ORGANISATION POUR ENREGISTRER LA VALEUR A DE L'ANGLE D'UN AXE PERPENDICULAIRE AUX RESEAUX SOLAIRES (AXE ALPHA) LORSQUE LA DIRECTION DU SOLEIL ET CELLE DE LA TERRE SONT ORTHOGONALES ET LA VALEUR B DE L'ANGLE D'UN AXE CONTENU DANS LE PLAN DES RESEAUX SOLAIRES (AXE BETA) LORSQUE LES DIRECTIONS DU SOLEIL ET DE LA TERRE SONT ANTIPARALLELES, POUR DETERMINER LA VALEUR PREVISIONNELLE AP, BP DES ANGLES DESDITS AXES POUR LES ENREGISTREMENTS CORRESPONDANTS DU LENDEMAIN ET POUR REGLER AUTOMATIQUEMENT LES RESEAUX SOLAIRES AFIN DE RETABLIR LE VECTEUR MOMENT DU COUPLE DANS SA DIRECTION NOMINALE. L'INVENTION EST UTILISEE DANS LA TECHNIQUE SPATIALE.
Description
SYSTEME DE CONTROLE DATTITUflE D'UN SATELLITE CEOSTATION
NAIRE.
NAIRE.
La présente invention concerne un système pour contrôler la direction du vecteur moment du couple dVun satellite géostationnaire ayant des réseaux solaires tournants s'étendant dans la direction nord-sud lorsqu e lls sont déployés sur orbite et commandés pour suivre le soleil, ledit satellite ayant un ou plusieurs degrés de liberté entre le vecteur moment du couple et l'axe du senseur de roulis.
Il est connu que la principale source de perturbation d'un satellite géostationnaire est la pression solaire exercée sur les réseaux solaires déployés en configu- ration orbitale.
Bien que les satellites soient stabilisés par des moyens appropriés (cardans ou volants d'inertie) en sorte que leur vecteur moment du couple soit maintenu dans la direction voulue, la pression solaire exercée sur les réseaux solaires déployés en configuration orbitale occasionne une dérive inévitable qui doit entre contrôlée et compensée afin de rétablir.l'attitude équilibrée du satellite sur son orbite.
Lilnvention a pour objet un système basé sur la technique du voile solaire pour contrôler la direction du vecteur moment du couple, c'est-à-dire un système de contrôle qui ne fait pas appel à l'action des propulseurs à bord du satellite.
Le système selon l'invention se caractérise par une organisation suivant laquelle sont enregistrées la valeur de l'angle d'un axe perpendiculaire au plan des réseaux solaires au moment où la direction du soleil et celle de la terre sont orthogonales entre elles et la valeur de l'angle d'un axe contenu dans le plan des réseaux solaires au moment où la direction du soleil et celle de la terre sont antiparalleles,s-aivant laquelle chaque valeur mesurée est comparée à la valeur correspondante mesurée vingt quatre heures auparavant afin de déterminer le taux de dérive du vecteur moment du couple du satellite et de déterminer la valeur prévisionnelle desdits angles pour les enregistrements correspondants du lendemain,et suivant laquelle un réseau solaire au moins est réglé lorsque la valeur prévisionnelle desdits angles est située en dehors de seuils limites prédéterminés afin de produire un couple de correction en vue de rétablir le vecteur moment du couple dans sa direction nominale.
Le système de contrôle selon l'invention a pour avantage de permettre un contrôle efficace de l'attitude d'un satellite artificiel sans adjonction d'équipements embarqués et sans consommation de carburant De plus, comme cet ensemble de contrôle travaille dans un système de coordonnées inertiellement fixé, la précision de poin- tage de l'axe dirigé vers la terre est aussi grande que celle du pointage de l'axe dirigé dans la direction de vol.
En outre, le contrôle d'attitude réalisé est indépendant des variations journalières du senseur de roulis (variations qui sont assez appréciables pour certains types de senseurs lors de l'occultation du soleil ou lors de réflexions des rayons solaires autour du satellite) car les mesures de l'angle de roulis qui servent à établir la valeur de l'angle de l'axe perpendiculaire au plan des réseaux solaires et dc angle de l'axe contenu dans ce plan se font toujours aux mimes moments de la journée, lesquels moments se trouvent en dehors des périodes où se produisent les variations en question.
Le rétablissement de l'attitude correcte du satellite étant effectué selon l'invention à deux instants seulement par période de v & gt-quatre heures, le système selon l'invention suppose que le centre de gravité et le centre de pression du satellite ont une stabilité raisonnable d'un jour à lsautre, c'est-à-dire qu'il ne se produit aucune variation brusque de l'angle des réseaux solaires ou aucune variation brusque. de la répartition de masse dans les réservoirs de carburant.
L'invention est exposée en détail dans ce qui suit en référence aux dessins ci-annexés sur lesquels: - la figure 7 est une vue schématique d'un exemple de satellite artificiel avec réseaux solaires déployés, montrant les axes de référence considérés dans le contrôle d'attitude du satellite; - la figure 2 est un schéma synoptique d'un mode de réalisation du dispositif de contrôle selon l'invention; - les figures 3 et 4 illustrent la création des couples de correction utilisés dans le système selon l'invention.
L'attitude d'un satellite géostationnaire peut être définie par rapport à un système de coordonnées lié au corps du satellite et par rapport à un système de coordonnées lié aux réseaux solaires (figure 1). Le premier système a pour axes de coordonnées un axe dirigé vers la terre (par exemple l'axe de lacet) et un axe dirigé dans le sens du vol (par exemple l'axe de roulis). Le second système a pour axes de coordonnées un axe perpendiculaire au plan d'un réseau solaire (axe alpha), cet axe étant nominalement dirigé vers le soleil, et un axe contenu dans le plan du réseau solaire (axe bêta).
La direction du vecteur moment du couple H s'exprime normalement par rapport au système de coordonnées roulis lac et fixé au corps du satellite mais étant donné que les satellites peuvent avoir un ou plusieurs degrés de liberté entre le vecteur moment du couple et l'axe du senseur de roulis, ressortant de l'utilisation de cardans ou de volants multiples dédiés à la stabilisation du corps du satellite, la direction du vecteur H est définie par rapport-au système de coordonnées alpha-beta lié aux réseaux solaires.
Le principe sur lequel est basé le système de contr8le selon l'invention consiste à produire des couples de correction d'attitude sans faire appel à l'action des propulseurs. Plus particulièrement, le système selon l'invention est organisé pour déterminer séparément la dérive du vecteur Elautour de l'axe alpha et autour de l'axe buta, et les valeurs de ces dérives, prises à des moments prééterminés, sont utilisées pour régler automatiquement les réseaux solaires afin d'appliquer au satellite des couples de correction propres à rétablir le vecteur moment du couple H dans sa direction nominale.
Le seul paramètre matériellement disponible sur un satellite en ce qui concerne son attitude étant 1'angle de roulis du vecteur moment du couple, c'est donc à partir de la mesure de cet angle de roulis qu'est mis en oeuvre le système de contrôle selon l'invention. L'angle de-roulls est mesuré par un senseur approprié, connu en soi, à des instants précis deux fois par jour: une fois à 6.00 heures, temps du satellite, lorsque la direction du soleil et celle de la terre sont orthogonales entre elles et une seconde fois à 12.00 heures, temps du satellite, lorsque la direction du soleil et celle de la terre sont antiparallèles.La première mesure correspond à un instant où l'axe de roulis coincide avec l'axe alpha et elle est utilisée selon l'invention pour corriger l'angle de l'axe alpha par rapport à sa direction nominale. La seconde mesure correspond à un instant où l'axe de roulis coïncide avec l'axe bêta et elle est utilisée pour corriger 12angle de l'axe bêta par rapport à sa direction nominale.
Les angles des axes alpha et beta mesurés à 6000 heures et à 12.00 heures sont appelés dans ce qui suit respectivement angle alpha et angle bêta. Ces angles sont enre gistrés et contrôlés séparément dans un dispositif de contrôle pour produire un couple de correction.Le dispo- sitif de contrôle est décrit avec référence à la figure 2.
Ce dispositif comprend deux circuits de contrôle similaires: l'un (A) pour le contrôle de l'angle alpha et l'autre (B) pour le contrôle de l'angle bêta. Chaque circuit de contrôle comporte un commutateur d'entrée 1 qui se trouve actionné à l'instant voulu chaque jour par une impulsion de commande C engendrée par une horloge embarquée. Le commutateur 1A du circuit de contrôle A est actionné à 6.00 heures, temps du satellite, tandis que le commutateur 1B du circuit de contrôle B est actionné à 12000 heures, temps du satellite, Le commutateur 1A, à l'état travail, applique l'angle mesuré alpha provenant du senseur de roulis (dispositif connu en sol) à un dispositif mémoire 2A.Celui-ci est par exemple un registre à décalage à deux étages. Chaque étage est connecté à une entrée d'un comparateur 3A qui, à l'instant où l'angle alpha est enregistré, compare la valeur actuelle à la valeur précédente (Wo) et détermine la dérive moyenne (différence entre valeur actuelle et valeur précédente, divisée par 24).
La sortie du comparateur 3A es connectée à une entrée d'un autre comparateur 4A dont une seconde entre est connectée à la sortie du premier étage du registre 2A (étage qui contient la valeur actuelle). Le comparateur 4A est organisé pour déterminer la prévision de l'angle concerné pour la mesure du lendemain.Cette détermination de la valeur prévisionnelle s'exprime par les formules suivantes:
p = + α x 24 = α + α - αo x 24
24 = 2 α - αo où ct est la valeur actuelle mesurée de l'angle concerné do est la valeur précédente de l'angle concerné ip est la valeur prévisionnelle de l'angle concerné R est la dérive moyenne de l'angle concerné
La valeur prévisionnelle o(p est appliquée à un indicateur de seuil 5A organisé pour produire un signal de contrôle RA lorsque la valeur prévisionnelle p est située en dehors de seuils limites prédéterminés.Le signal de contrôle RA est appliqué à un dispositif de commande 6A'agencé pour produire l'application au satellite d'un couple de correction de dissymétrie c'est-àdire un couple produit par la création d'une dissymétrie des surfaces des réseaux solaires exposées au soleil (figure 3). Le dispositif de commande 6A est par exemple un moteur à pas actionnant les charnières du ou des panneaux voulusdtun des réseaux solaires. La figure 3 montre par exemple le panneau extérieur du réseau sud P2 replié derrière le premier panneau. La réduction de la surface exposée du réseau sud P2 rend la distribution de la pression solaire dissymétrique et engendre un couple autour de l'axe buta.Ce couple de correction, qui est représenté symboliquement par la flèche R1, équivaut à une dérive D1 du vec-teur moment du couple H autour de l'axe alpha en sorte de rétablir le vecteur moment du couple dans sa direction nominale.
p = + α x 24 = α + α - αo x 24
24 = 2 α - αo où ct est la valeur actuelle mesurée de l'angle concerné do est la valeur précédente de l'angle concerné ip est la valeur prévisionnelle de l'angle concerné R est la dérive moyenne de l'angle concerné
La valeur prévisionnelle o(p est appliquée à un indicateur de seuil 5A organisé pour produire un signal de contrôle RA lorsque la valeur prévisionnelle p est située en dehors de seuils limites prédéterminés.Le signal de contrôle RA est appliqué à un dispositif de commande 6A'agencé pour produire l'application au satellite d'un couple de correction de dissymétrie c'est-àdire un couple produit par la création d'une dissymétrie des surfaces des réseaux solaires exposées au soleil (figure 3). Le dispositif de commande 6A est par exemple un moteur à pas actionnant les charnières du ou des panneaux voulusdtun des réseaux solaires. La figure 3 montre par exemple le panneau extérieur du réseau sud P2 replié derrière le premier panneau. La réduction de la surface exposée du réseau sud P2 rend la distribution de la pression solaire dissymétrique et engendre un couple autour de l'axe buta.Ce couple de correction, qui est représenté symboliquement par la flèche R1, équivaut à une dérive D1 du vec-teur moment du couple H autour de l'axe alpha en sorte de rétablir le vecteur moment du couple dans sa direction nominale.
Par contre, lorsque la valeur prévisionnelle Mp déterminée par le comparateur A est située entre les seuils limites prédéterminés, aucun couple de correction n'est néces- saire et l'indicateur de seuil 5A ne produit aucun signal de contrôle (ou un signal O)pour le dispositif de commande 6A
Le circuit de contrôle B pour le contrôle de l'angle bêta est similaire au circuit A mais son commutateur d'entrée 1B est actionné en réponse à une impulsion dP commande C2, produite à 12.00 heures, temps du satellite.
Le circuit de contrôle B pour le contrôle de l'angle bêta est similaire au circuit A mais son commutateur d'entrée 1B est actionné en réponse à une impulsion dP commande C2, produite à 12.00 heures, temps du satellite.
Le signal de mesure bêta reçu à ce moment est traité comme décrit plus haut pour le signal alpha. L'indicateur de seuil 5B produit un signal de contrôle RB lorsque la valeur prévisionnelleO(p de l'angle bêta est située en dehors des seuils limites prédéterminés et le signal de contrôle RB est appliqué à un dispositif de commande 6B ayant pour fonction de régler le décalage angulaire entre les plans des deux réseaux solaires (figure +) Lorsqu'un réseau solaire est en retard sur l'autre d'une façon constante, la pression solaire sur ces réseaux reste symétrique mais les rayons solaires réfléchis inégalement sur les réseaux produisent un couple aéro-moteur ou moulin à - vent autour de l'axe alpha. Ce couple de correction, représenté symboliquement par la flèche R2 à la figure , équivaut à une dérive constante D2 du vecteur moment du couple H autour de l'axe bêta en sorte de rétablir le vecteur moment du couple dans sa direction nominale.
Claims (3)
1. Procédé pour contrôler la direction du vecteur moment du couple d'un satellite géostationnaire ayant deux réseaux solaires tournants qui s'étendent dans la directionnord-sud lorsqu'ils sont déployés sur orbite et qui sont commandés pour suivre le soleil, ledit satellite ayant un ou plusieurs degrés de liberté entre le vecteur moment du couple et l'axe du senseur de roulis, caractérisé par les phases suivantes:: (a) enregistrement d'une première valeur actuelle (OC) de l'angle d'un axe perpendiculaire aux réseaux solaires (axe alpha) au moment où la direction du soleil et celle de la terre sont orthogonales entre elles; (b) comparaison de ladite première valeur actuelle CX) avec la valeur enregistrée vingtrquatre heures auparavant afin d'établir le taux de dérive (R) dudit angle et comparaison de ladite première valeur actuelle avec le taux de dérive afin d'établir la valeur prévisionnelle dudit angle pour l'enregistrement du lendemain;; (c) comparaison de la valeur prévisionnelle ( p) avec des valeurs de seuil prédéterminées et production d'un premier signal de contrôle (RA) lorsque la valeur prévisionnelle est située en dehors des valeurs de seuil prédéterminées; (d) modification de la surface d'un des réseaux solaires en réponse au premier signal de contrôle (RA) afin de produire un couple de correction de dissymétrie pour rétablir le vecteur moment du couple(H) dans sa direction nominale; (e) enregistrement d'une seconde valeur actuelle (ss) de l'angle d'un axe contenu dans le plan des réseaux solaires (axe buta) au moment où la direction du soleil et celle de la terre sont antiparallèles;; (f) comparaison de ladlte seconde valeur actuelle (ss) avec la valeur enregistrée vingt-quatre heures auparavant afin d'établir le taux de dérive (R) dudit angle et comparaison de ladite seconde valeur actuelle avec le taux de dérive afin d'établir la valeur prévisionnelle p) dudit angle pour l'enregistrement du lendemain; (g) comparaison de la valeur prévisionnelle 3p) avec des valeurs de seuil prédéterminées et production d'un second signal de contrôle (Rg) lorsque la valeur prévit sionnelle est située en dehors des valeurs de seuil prédéterminées;; (h) établissement d'un décalage angulaire entre les plans des réseaux solaires en réponse au second signal de con- trôle (RB) afin de produire un couple de correction aéromoteur ou moulin-à-vent pour rétablir le vecteur moment du couple (H) dans sa direction nominale,
2. Dispositif pour contrôler la direction du vecteur moment du couple d'un satellite géostationnaire ayant deux réseaux solaires tournants s'étendant dans la direction nord-sud lorsqu'ils sont déployés sur orbite et qui sont commandés pour suivre le soleil, ledit satellite ayant un ou plusieurs degrés de liberté entre le vecteur moment du couple et l'axe du senseur de roulis, caractérisé en ce qu'il com- prend deux circuits de contrôle (A,B) connectés pour recevoir les signaux représentant la valeur de l'angle d'un axe perpendiculaire au plan des réseaux solaires (axe alpha) et d'un axe contenu dans ledit plan (axe bêta) chaque circuit de contrôle comprenant un commutateur d'entrée (1A, 1B) actionné en réponse à un signal de commande extérieur (C1, C2) afin d'accepter le signal de mesure d'entrée; un dispositif mémoire (2A, 2B) , connecté au commutateur (1A, 1B) pour recevoir et stocker le signal de mesure; des moyens (3A, 4A; 3B, 4B) connectés au dispositif mémoire (2A, 2B) pour recevoir le signal actuel reçu (X. ) et le signal (αo,sso) stocké antérieurement dans le dispositif mémoire, lesdits moyens étant organisés pour établir le taux de dérive ( ,4) du vecteur moment du couple (H) respectivement autour de l'axe (alpha) perpendiculaire au plan des réseaux solaires et autour de l'axe (bêta) contenu dans le plan des réseaux solaires et pour produire un signal représentant la valeur prévisionnelle (αp,ssp) de l'angle correspondant au moment de la réception du signal de mesure correspondant suivant; un dispositif indicateur de seuils (5A, 5B) connecté pour recevoir ledit signal (3(p,p) et produire un signal de contrôle (RA, RB) lorsque le signal de valeur prévisionnelle (αp,ssp) est situé en dehors des seuils limites prédéterminés, le signal de contrôle (RA, RB) étant destiné à commander un dispositif de commande (6A, 6B) d'au moins un des réseaux solaires en sorte d'appliquer un couple de correction prédéterminé au satellite afin de rétablir le vecteur moment du couple (H) dans sa direction nominale.
3. Dispositif selon la revendication 2, caractérisé en ce que lesdits moyens (3A, 4A; 3B, 4B) pour produire le signal de contrôle (RA, RB) comprennent un montage (3A, 3B) connecté aux sorties du dispositif mémoire (2A, 2B) pour recevoir le signal actuel reçu (G, ) et le signal (αo,sso) stocké antérieurement dans le dispositif mémoire et pour produire un signal (α, ss) représentant le taux de dérive du vecteur moment du couple (H) respective ment autour dudit axe (alpha) perpendiculaire aux réseaux solaires et autour dudit axe (bêta) contenu dans le plan des réseaux solaires; et un montage (4A, 4B) ayant une entrée connectée pour recevoir le signal actuel reçu et une entrée connectée pour recevoir le signal de taux de dérive (α,ss) et pour produire un signal représentant la valeur prévisionnelle ( p, ssp) de l'angle correspondant au moment de la réception du signal de mesure correspondant suivant.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8213572A FR2531547A1 (fr) | 1982-08-03 | 1982-08-03 | Systeme de controle d'attitude d'un satellite geostationnaire |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8213572A FR2531547A1 (fr) | 1982-08-03 | 1982-08-03 | Systeme de controle d'attitude d'un satellite geostationnaire |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2531547A1 true FR2531547A1 (fr) | 1984-02-10 |
| FR2531547B1 FR2531547B1 (fr) | 1985-01-11 |
Family
ID=9276596
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR8213572A Granted FR2531547A1 (fr) | 1982-08-03 | 1982-08-03 | Systeme de controle d'attitude d'un satellite geostationnaire |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR2531547A1 (fr) |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2550757A1 (fr) * | 1983-08-19 | 1985-02-22 | Erno Raumfahrttechnik Gmbh | Regulation de position de satellites |
| FR2580582A1 (fr) * | 1985-04-19 | 1986-10-24 | Matra | Procede et dispositif d'amortissement de nutation de satellite par commande d'orientation de masses presentant un produit d'inertie variable |
| FR2615477A1 (fr) * | 1987-05-22 | 1988-11-25 | Centre Nat Etd Spatiales | Dispositif et procede de pointage d'une sonde spatiale vers un corps celeste |
| EP0372434A2 (fr) * | 1988-12-09 | 1990-06-13 | Hughes Aircraft Company | Dispositif de commande pour satellite |
| FR2655167A1 (fr) * | 1989-11-29 | 1991-05-31 | Aerospatiale | Procede de controle d'attitude en roulis et en lacet d'un satellite. |
| EP0460935A2 (fr) * | 1990-06-07 | 1991-12-11 | Hughes Aircraft Company | Système de commande d'attitude pour un véhicule spatial rappelé par inertie |
| EP0544238A1 (fr) * | 1991-11-27 | 1993-06-02 | Hughes Aircraft Company | Procédé et appareil pour compenser les transitoires des couples de pression solaire sur un satellite pendant une éclipse solaire |
| US7185856B2 (en) | 2004-07-13 | 2007-03-06 | Korea Advanced Institute Of Science And Technology | Method for controlling the attitude of an satellites in elliptic orbits using solar radiation pressure |
| EP3252559A1 (fr) * | 2016-06-03 | 2017-12-06 | Thales | Procédé de contrôle d'attitude d'un engin spatial, produit programme d'ordinateur et module de contrôle associés |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE2537577A1 (de) * | 1975-08-22 | 1977-03-03 | Michael Dipl Ing Truemper | Lagerregelung fuer satelliten |
| DE2604005A1 (de) * | 1976-02-03 | 1977-08-11 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Einrichtung zur beeinflussung der position und lage eines satelliten |
| BE874523A (fr) * | 1979-02-28 | 1979-06-18 | Organisation Europ De Rech S S | Systeme de controle du vecteur moment du couple d'un satellite artificiel |
-
1982
- 1982-08-03 FR FR8213572A patent/FR2531547A1/fr active Granted
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE2537577A1 (de) * | 1975-08-22 | 1977-03-03 | Michael Dipl Ing Truemper | Lagerregelung fuer satelliten |
| DE2604005A1 (de) * | 1976-02-03 | 1977-08-11 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Einrichtung zur beeinflussung der position und lage eines satelliten |
| BE874523A (fr) * | 1979-02-28 | 1979-06-18 | Organisation Europ De Rech S S | Systeme de controle du vecteur moment du couple d'un satellite artificiel |
Cited By (22)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2550757A1 (fr) * | 1983-08-19 | 1985-02-22 | Erno Raumfahrttechnik Gmbh | Regulation de position de satellites |
| US4591116A (en) * | 1983-08-19 | 1986-05-27 | Erno Raumfahrttechnik Gmbh | Attitude control for satellites |
| FR2580582A1 (fr) * | 1985-04-19 | 1986-10-24 | Matra | Procede et dispositif d'amortissement de nutation de satellite par commande d'orientation de masses presentant un produit d'inertie variable |
| EP0199648A2 (fr) * | 1985-04-19 | 1986-10-29 | Matra | Procédé et dispositif d'amortissement de nutation de satellite par commande d'orientation de masses présentant un produit d'inertie variable |
| EP0199648A3 (en) * | 1985-04-19 | 1987-08-26 | Matra | Method and device for a satellite nutation damper by mass location control |
| FR2615477A1 (fr) * | 1987-05-22 | 1988-11-25 | Centre Nat Etd Spatiales | Dispositif et procede de pointage d'une sonde spatiale vers un corps celeste |
| EP0295978A1 (fr) * | 1987-05-22 | 1988-12-21 | Centre National D'etudes Spatiales | Dispositif et procédé de pointage d'une sonde spatiale vers un corps céleste |
| EP0372434A3 (en) * | 1988-12-09 | 1990-11-14 | Hughes Aircraft Company | Satellite control system |
| JPH02262500A (ja) * | 1988-12-09 | 1990-10-25 | Hughes Aircraft Co | 衛星制御システム |
| EP0372434A2 (fr) * | 1988-12-09 | 1990-06-13 | Hughes Aircraft Company | Dispositif de commande pour satellite |
| US4949922A (en) * | 1988-12-09 | 1990-08-21 | Hughes Aircraft Company | Satellite control system |
| AU639504B2 (en) * | 1989-11-29 | 1993-07-29 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Satellite roll and yaw attitude control method |
| FR2655167A1 (fr) * | 1989-11-29 | 1991-05-31 | Aerospatiale | Procede de controle d'attitude en roulis et en lacet d'un satellite. |
| EP0435708A2 (fr) * | 1989-11-29 | 1991-07-03 | AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle | Procédé de contrôle d'attitude en roulis et en lacet d'un satellite |
| EP0435708A3 (fr) * | 1989-11-29 | 1991-07-10 | AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle | Procédé de contrôle d'attitude en roulis et en lacet d'un satellite |
| US5149022A (en) * | 1989-11-29 | 1992-09-22 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Satellite roll and yaw attitude control method |
| EP0460935A2 (fr) * | 1990-06-07 | 1991-12-11 | Hughes Aircraft Company | Système de commande d'attitude pour un véhicule spatial rappelé par inertie |
| EP0460935A3 (en) * | 1990-06-07 | 1993-04-28 | Hughes Aircraft Company | Attitude control system for momentum-biased spacecraft |
| EP0544238A1 (fr) * | 1991-11-27 | 1993-06-02 | Hughes Aircraft Company | Procédé et appareil pour compenser les transitoires des couples de pression solaire sur un satellite pendant une éclipse solaire |
| US7185856B2 (en) | 2004-07-13 | 2007-03-06 | Korea Advanced Institute Of Science And Technology | Method for controlling the attitude of an satellites in elliptic orbits using solar radiation pressure |
| EP3252559A1 (fr) * | 2016-06-03 | 2017-12-06 | Thales | Procédé de contrôle d'attitude d'un engin spatial, produit programme d'ordinateur et module de contrôle associés |
| FR3052269A1 (fr) * | 2016-06-03 | 2017-12-08 | Thales Sa | Procede de controle d'attitude d' un engin spatial, produit programme d'ordinateur et module de controle associes |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2531547B1 (fr) | 1985-01-11 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP0363243B1 (fr) | Procédé et système de contrôle autonome d'orbite d'un satellite géostationnaire | |
| FR2705448A1 (fr) | Système et procédé de détermination d'attitude d'un engin spatial utilisant des capteurs stellaires ou terrestres. | |
| EP0571239B1 (fr) | Procédé et dispositif d'acquisition de la Terre via la Polaire pour satellite stabilisé 3-axes en orbite de faible inclinaison | |
| EP0435708B1 (fr) | Procédé de contrôle d'attitude en roulis et en lacet d'un satellite | |
| EP0875002B1 (fr) | Systeme d'aide au pilotage d'aeronefs a l'aide d'un viseur tete haute | |
| FR2522614A1 (fr) | Configuration de satellite a orbite equatoriale a moyens solaires perfectionnes | |
| CA2057804A1 (fr) | Systeme de controle d'attitude pour satellite stabilise 3-axes, notamment pour satellite d'observation | |
| CA2057720A1 (fr) | Systeme de controle d'attitude pour satellite stabilise 3-axes, sur orbite a faible inclinaison | |
| EP3201091B1 (fr) | Procédé de contrôle d'attitude d'un satellite en mode survie, satellite adapté et procédé de commande à distance d'un tel satellite | |
| EP3921235B1 (fr) | Procédé de contrôle d'attitude d'un satellite en mode survie sans connaissance a priori de l'heure locale de l'orbite du satellite | |
| FR2531547A1 (fr) | Systeme de controle d'attitude d'un satellite geostationnaire | |
| EP2597040A1 (fr) | Système d'imagerie spatiale en trois dimensions | |
| EP0603058A1 (fr) | Procédé de contrôle d'attitude d'un satellite pointé vers un objet céleste et satellite adapté à sa mise en oeuvre | |
| EP0209429B1 (fr) | Procédé et dispositif d'injection de satellite sur orbite géostationnaire avec stabilisation suivant les trois axes | |
| EP0790505A1 (fr) | Viseur solaire à fente | |
| EP0996860B1 (fr) | Dispositif d'interferometrie radar | |
| FR3066610A1 (fr) | Systeme satellite pour la navigation et/ou la geodesie | |
| EP0341130B1 (fr) | Procédé de basculement du moment d'inertie d'un corps rotatif libre dans l'espace jusqu'en une direction donnée | |
| CA1267949A (fr) | Procedure de repointage rapide des satellites a pointage terrestre, et notamment des satellites geostationnaires de telecommunication a stabilisation par volant d'inertie | |
| FR2472509A1 (fr) | Configuration de satellite artificiel permettant un controle d'attitude continu suivant trois axes | |
| EP0917799B1 (fr) | Procede pour l'acquisition d'une image par balayage pousse-balai surechantillonne | |
| EP0267086B1 (fr) | Sonde spatiale pourvue d'un dispositif de pointage d'une antenne vers la terre | |
| EP0608945B1 (fr) | Viseur d'étoile à matrice de DTC, procédé de détection, et application au recalage d'un engin spatial | |
| EP1635485B1 (fr) | Procédé de transmission optique entre un terminal embarqué sur un engin spatial et un terminal distant, et engin spatial adapté pour un tel procédé | |
| EP0678732A1 (fr) | Procédé et appareil de calibration des gyromètres d'un satellite stabilisé 3-axes |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| ST | Notification of lapse |