FR2532911A1 - Procede pour la correction d'orbite d'un satellite artificiel et dispositif correspondant - Google Patents
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Abstract
PROCEDE ET DISPOSITIF DE CORRECTION D'ORBITE POUR SATELLITE ARTIFICIEL. POUR STABILISER L'ATTITUDE DU SATELLITE PENDANT LA MANOEUVRE DE CORRECTION ON UTILISE UN SENSEUR STELLAIRE DE POLAIRE 20. L'AXE DE POUSSEE 28 DU PROPULSEUR 26 FAIT UN ANGLE DETERMINE AVEC LA DIRECTION DE POINTAGE 22 DU SENSEUR DE POLAIRE. APPLICATION AUX SATELLITES GEOSTATIONNAIRES.
Description
La présente invention a pour objet un procédé pour la correction d'orbite d'un satellite ar- tificiel et un dispositif correspondant. Elle s'applique notamment aux satellites géostationnaires.
Les manoeuvres de correction d'orbite des satellites artificiels ou des sondes interplanétaires nécessitent la production d'un accroissement de vitesse considérable de l'ordre de plusieurs centaines de mètres par seconde. On utilise pour cela, en règle générale, soit un ou plusieurs propulseurs à poudre, soit un système de propulsion à ergols liquides (diergols ou monoergols)
Dans le premier cas, compte tenu des poussése considérables qui sont développées (quelques centaines à quelques dizaines de milliers de Newton) il est généralement procédé à une mise en rotation rapide du satellite autour a un axe parallèle à l'axe de poussée du propulseur.Cette méthode, dite de stabilisation par "spin" garantit au satellite une grande rigidité gyroscopique et par là même une bonne stabilité d'attitude durant toute la poussée.
Dans le premier cas, compte tenu des poussése considérables qui sont développées (quelques centaines à quelques dizaines de milliers de Newton) il est généralement procédé à une mise en rotation rapide du satellite autour a un axe parallèle à l'axe de poussée du propulseur.Cette méthode, dite de stabilisation par "spin" garantit au satellite une grande rigidité gyroscopique et par là même une bonne stabilité d'attitude durant toute la poussée.
Pour une orbite terrestre, les repères d'attitude généralement utilisés sont la terre et le soleil.
Cette technique est utilisée notamment dans les ma noeuvres d'apogée des satellites géostationnaires
OTS, INTELSAT V et TELECOM 1.
OTS, INTELSAT V et TELECOM 1.
flans le second cars, les poussées mises en jeu sont beaucoup plus faibles puisque comprises entre quelques dizaines et quelques centaines de Newton Une stabilisation par mise en rotation rapi- de, comme dans le cas précédente pourrait etre uti lisée, mais on lui préfère en général une stabilisation suivant trois axes Celle-ci donne en effet une plus grande souplesse à la manoeuvre et réduit les contraintes imposées à la charge utile et à la configuration inertielle du satellite. Par ailleurs, la mise en rotation rapide d'un satellite contenant des liquides poserait de sérieux problèmes d'instabili- té.Cette technique de stabilisation "3 axes est utilise notamment dans les satellites TV SAT-TDFl et ARABSAT.
La présente invention se rapporte à la se- tonde technique, de stabilisation trois axes. Pour mieux la préciser, afin que l'invention soit bien comprise, on peut rappeler brièvement quelles sont les manoeuvres d'apogée effectuées avec le satellite
TVSAT-TDFl et cela à l'aide des figures 1 et 2.
TVSAT-TDFl et cela à l'aide des figures 1 et 2.
La figure 1 représente schématiquement les différentes orbites empruntées par un satellite entre son lancement et se mise en orbite géostation- naire. La figure 1 est une projection des orbites sur le plan équatorial terrestre, la figure 2 préci- sant mieux les écarts angulaires que présentent les plans des différentes orbites avec le plan équatorial. L'orbite Ot est l'orbite de transfert sur la quelle le satellite est injecté par le lanceur, arcane Il ou III en l'occurrence. Cette orbite de transfert possède un apogée à 36000 km de la terre, et un périgée à environ 200 km.A l'apogée, un accroissement de vitesse V1 est communiqué au satellite, qui passe alors sur une orbite intermédiaire dont le périgée ese plus élevé que le précédent.
Lors d'un nouveau passage à l'apogée, un nouvel accroissement de vitesse #V2 est communiqué au satellite, qui passe sur une nouvelle orbite ineermédiaire 02, etc... Une dernière poussée aV3 rend l'orbite circulaire (Ogs) de rayon 36000 km et le satellite est alors géostationnaire.
La figure 2 représente l'attitude du satellite au moment de la correction d'orbite. Ce satellite 10 possède une tuyère 12 reliée au moteur d'apogée et développant une poussée de 400 N, un générateur solaire 14 et trois axes Ox, Oy, Oz de stabilisation. La poussée s'effectue selon 11 axe Oz.
L'attitude du satellite est telle que cet axe soit décalé angulairement par rapport h la tangente à la trajectoire de transfert 16, d'un angle qui est de l'ordre de 20 et. qui dépend des conditions de lan- cement. La poussée fournie par le propulseur accrott la vitesse du satellite1 ce qui tend à circulariser l'orbite et, en même temps, à réduire l'écart angulaire entre le plan de cette orbite et le plan équatorial terrestre.
Durant chacune des corrections d'orbite qui s'effectuent à l'apogée, le-satellite est stabi lisé autour de ses trois axes grâce à un ensemble spécial de senseurs, l'un terrestre, l'autre solai- re. Les corrections d'attitude s'effectue à l'aide de propulseurs à diergols utilisant le péroxyde d'azote (N2O4) et le monométhylhydrazine (MMH). La poussée de ces propulseurs est de 10N. Ce sont les mêmes réservoirs d'ergols qui alimentent les propulseurs de contrôle attitude et le propulseur de correction d'orbite fournissant les incréments de vitesse.
Lorsque le satellite est enfin géostationnaire, des moyens de stabilisation lui donnent l'attitude qu'il doit présenter pour remplir correctement sa mission.
Une telle technique présente l'inconvénient de nécessiter des senseurs qui sont spécifiques à la phase de transfert et qui ne sont généralement pas les senseurs qui seront utilisés lorsque le satellite sera à poste. I1 en résulte une complexité des moyens de contrôle d'attitude avec, en outre, cet inconvénient que l'attitude du satellite n'est pas la même en phase de transfert qu'à poste.
En particulier, les conditions d'éclairement par le soleil sont différentes dans les deux phases, et par conséquent, les conditions thermiques et énergeti- ques puisque ces dernières dépendent de l'orientas tion des capteurs solaires.
La présente invention a justement pour but de remédier à ces inconvénients. A cette fin, elle préconise d'effectuer un pointage sur La'étoile po- laire lors de la correction d'orbite et de caler angulairement l'axe de poussée du propulseur de correction d'orbite sur la direction de pointage de l'étoile polaire. Comme on le verra dans la description qui va suivre, il est en effet possible d'effectuer correctement les manoeuvres de correction d'orbite avec un propulseur ainsi orienté. L'intérct de cette manière de procéder est de pouvoir utiliser les moyens de mesure de l'attitude du satellite à poste, moyens qui peuvent comprendre, justement, un senseur stellaire de polaire, sans qu'il soit besoin d'avoir recours à des senseurs spécifiques. Comme il faut stabiliser le satellite sur trois axes et qu'à lui seul le senseur stellaire de polaire ne peut stabiliser le satellite qu'autour de deux axes, on a recours à un senseur complémentaire, par exemple solaire ou terrestre, lequel est également utilisé pour le contrôle d'attitude à poste. I1 n'y a donc plus de moyens supplémentaires à prévoir pour le contrôle d'attitude en orbite de transfert (par exemple des blocs gyroscopiques lourds et coûteux).
Comme l'attitude du satellite se trouve ainsi commandée, en période de transfert, par les moyens mêmes qui sont utilisés pour la commande d'attitude à poste, le satellite adopte une attitude qui est sensiblement la même dans les deux phases, ce qui le met immédiatement dans les conditions thermiques et énergétiques qui seront les siennes, à poste
Enfin, les procédures de maintien d'atti- tude sont simplifiées par l'invention puisque le pointage de l'étoile polaire est maintenu en perma- nence durant les orbites de transfert.
Enfin, les procédures de maintien d'atti- tude sont simplifiées par l'invention puisque le pointage de l'étoile polaire est maintenu en perma- nence durant les orbites de transfert.
De façon précise, la présente invention a donc pour objet un procédé pour la correction d'orbite d'un satellite artificiel, dans lequel on ef fectue une poussée du satellite en un point de son orbite en stabilisant selon trois axes son attitude pendant la poussée caractérisée en ce que, pour stabiliser l'attitude du satellite pendant cette poussée, on effectue un pointage en direction de l'étoile polaire et un pointage complémentaire vers un autre repère, et en ce qu'on effectue la poussée selon une direction fixe par rapport à la direction de pointage sur l'étoile polaire
a présente invention a également pour objet un dispositif qui met en oeuvre un tel procédé et qui comprend un propulseur ayant un axe de pou s- sée et des moyens pour stabiliser selon trois axes l'attitude du satellite pendant la poussée du pro pulseur, ce dispositif se caractérisant en ce que les moyens pour stabiliser l'attitude du satellite comprennent un senseur stellaire de polaire ayant un axe optique dirigé vers l'étoile polaire et un senseur complémentaire dirigé vers un autre repère, et en ce que l'axe de poussée du propulseur fait un angle fixe avec la direction de pointage du senseur stellaire de polaire
Les caractéristiques de l'invention appa- raieront mieux apres la. description gui suit, d'un exemple de réalisation donné à titre explicatif et nullement limitatif.Cette description se réfère à des dessins annexés qui font suite aux dessins déja décrits et sur lesquels
la figure 3 représente schématiquement la configuration de satellite selon l'invention,
- la figure 4 montre l'organisation fonc- tionnelle des moyens de correction orbite;;
- la figure 5 est un diagramme vectoriel illustrant le fractlonnement de la correction,
- la figure 6 représente la disposition de différents centres de masse du satellite à réservoirs pleins,
- la figure 7 illustre la disposition desdits centres de masse à réservoirs partiellement vi- des,
- la figure 8 représente, dans un plan perpendiculaire à la direction de poussée, la projection des différents centres de masse.
a présente invention a également pour objet un dispositif qui met en oeuvre un tel procédé et qui comprend un propulseur ayant un axe de pou s- sée et des moyens pour stabiliser selon trois axes l'attitude du satellite pendant la poussée du pro pulseur, ce dispositif se caractérisant en ce que les moyens pour stabiliser l'attitude du satellite comprennent un senseur stellaire de polaire ayant un axe optique dirigé vers l'étoile polaire et un senseur complémentaire dirigé vers un autre repère, et en ce que l'axe de poussée du propulseur fait un angle fixe avec la direction de pointage du senseur stellaire de polaire
Les caractéristiques de l'invention appa- raieront mieux apres la. description gui suit, d'un exemple de réalisation donné à titre explicatif et nullement limitatif.Cette description se réfère à des dessins annexés qui font suite aux dessins déja décrits et sur lesquels
la figure 3 représente schématiquement la configuration de satellite selon l'invention,
- la figure 4 montre l'organisation fonc- tionnelle des moyens de correction orbite;;
- la figure 5 est un diagramme vectoriel illustrant le fractlonnement de la correction,
- la figure 6 représente la disposition de différents centres de masse du satellite à réservoirs pleins,
- la figure 7 illustre la disposition desdits centres de masse à réservoirs partiellement vi- des,
- la figure 8 représente, dans un plan perpendiculaire à la direction de poussée, la projection des différents centres de masse.
Tel que représenté sur la figure 3, les chiffres sont donnés pour le lanceur Ariane IV, le satellite comprend un senseur stellaire de polaire 20 avec un axe optique, un senseur solaire 24, un propulseur de correction d'orbite 26, de poussée 400N, ayant un axe de poussée 28, et deux moteurs auxiliaires 311 et 312 de commande d'attitude dont les axes de poussée sont parallèles à l'axe 28 et qui peuvent développer chacun une poussée de 10N. La direction de pointage du senseur stellaire de polaire est orientée de telle sorte que l'image de l'étoile polaire coïncide, dans un plan image, avec une référence qui est calculée en fonction de la position à donner au satellite .La référence n'est pas nécessairement située sur l'axe optique, c'està-dire à l'origine de deux axes de référence d'un plan, de sorte que l'axe optique du senseur-n'est pas rigoureusement confondu avec la direction de pointage (22) vers l'étoile polaire.
Selon la caractéristique essentielle de l'invention, l'axe 28 de poussée fait un angle dé~.
terminé avec la direction de pointage du senseur stellaire de polaire.
Dans le cas d'un lancement par ARIANE IV; par exemple, les valeurs des différents paramètres sont les suivantes : le plan de l'orbite de transfert 30 fait, avec le le plan de orbite équatoriale 32, un angle de 7 et l'angle de l'axe de poussée 28 avec la direction de pointage du senseur de polaire est pris égal à 82 , la vitesse V0 du satellite à l'apogée est de l'ordre de 1700 m/s sur orbite de transfert ; le propulseur 26 communique au satellite un accroissement de vitesse au de 1500 m/s orienté selon l'axe de-poussee 28, ce qui confère au satel- lite une vitesse V0+#V de l'ordre de 3000 m/s diri gée selon l'orbite équatoriale0
La figure 4 montre l'organisation fonc- tionnelle des moyens permettant, d'une part, dgef fectuer la poussée souhaitée et, d'autre part , de maintenir correcte l'attitude du satellite.Le senseur stellaire de polaire- 20 commande un circuit électronique 21 de prétraitement et le senseur 24 un circuit analogue 25 ; un circuit électronique 27 détermine, à partir des signaux délivrés par les cir- cuits 21 et 25, l'-attitude du satellite et engendre des signaux de commande de correction de cette attitude, signaux qui sont appliqués à un circuit électronique de puissance 29, lequel commande les propulseurs auxiliaires 311 et 312 aptes à modifier l'attitude du satellite. Par ailleurs, le circuit 29 commande le moteur principal de poussée 26.
La figure 4 montre l'organisation fonc- tionnelle des moyens permettant, d'une part, dgef fectuer la poussée souhaitée et, d'autre part , de maintenir correcte l'attitude du satellite.Le senseur stellaire de polaire- 20 commande un circuit électronique 21 de prétraitement et le senseur 24 un circuit analogue 25 ; un circuit électronique 27 détermine, à partir des signaux délivrés par les cir- cuits 21 et 25, l'-attitude du satellite et engendre des signaux de commande de correction de cette attitude, signaux qui sont appliqués à un circuit électronique de puissance 29, lequel commande les propulseurs auxiliaires 311 et 312 aptes à modifier l'attitude du satellite. Par ailleurs, le circuit 29 commande le moteur principal de poussée 26.
Le calage angulaire de l'axe de poussée 28 du propulseur 26 sur la direction de pointage 22 du senseur de polaire 20 autorise un fractionnement de la correction d'orbite, par décomposition de lrac- croissement de vitesse global en une pluralité d'accroissements de plus faible amplitude. C'est ce qu'illustre le diagramme vectoriel de la figure 5.
Au point A figurant l'apogée, la vitesse V0 dirigée selon 30 est, dans le cas d'une correction unique, composée avec l'incrément #V=#V1+#V2+#V3 dirigé selon 28, ce qui donne au satellite une vitesse V3 dirigée selon 32. On peut obtenir le même résultat en appliquant d'abord un incrément AV1, toujours orienté selon 28, conformément à l'invention, ce qui donne à la vitesse une valeur intermédiaire V1, puis en appliquant au cours d'une nouvelle correction, un incrément M 2 (toujours orienté selon 28), ce qui fait passer la vitesse du satellite de V1 à une noue velle valeur t2 puis en appliquant un incrément ce ce qui fait passer la vitesse du satellite à une nouvelle valeur, qui n'est autre que la vitesse V@ recherchée étant donné la composition des vecteurs vitesse.
Durant la ou les manoeuvres d'apogée (manoeuvre de circularisation et d'annulation de l'inclinaison de l'orbite), la mesure d'attitude est assurée par le senseur de polaire (mesure de deux angles de rotation sur trois) et complétée par le senseur solaire qui permet la mesure du troisième angle de rotation, autour de l'axe Nord-Sud). La direction du soleil se situe entre -230 et +230 du plan équatorial, suivant la saison.
Durant la (ou les) poussée(s) d'apogée, des couples perturbateurs peuvent agir sur le satellite. Ils sont directement proportionnels à l'écart entre le centre de masse du satellite et l1axe de poussée du propulseur principal à 400N (tuyère 26 de la figure 3). Si l'on utilise des tuyères de poussée 10N pour compenser ces perturbations et maintenir correcte l'attitude du satellite etc par conséquente l'orientation de la tuyère 400N, cet écart doit être inférieur au 1/40ième du bras de levier des tuyè- res 10N.
Par exemple, si le bras de levier des tuyères iON est de D m, l'écart entre le centre de masse du satellite et l'axe de poussée de la tuyère 400N doit rester inférieur à 2,5 cm.
De façon à assurer le fonctionnement cor- rect d'un tel dispositif, il est donc nécessaire de veiller à ce que, lors du déplacement du centre de masse des ergols des réservoirs, cette condition reste satisfaite.
Pour préciser davantage ces questions et démontrer la faisabilité du système de l'invention, on-prendra comme exemple le cas particulier où les ergols de la propulsion (N2O4+MMH) sont contenus dans deux réservoirs sphériques. Les conditions pré cédentes sont satisfaites lorsque le centre de masse du satellite à réservoirs vides et le centre de masse des ergols à réservoirs pleins sont situés sur (ou voisins de) l'axe de poussée de la tuyère 26
Les figures 6 et 7 illustrent cette condi- tion Deux réservoirs 40 et 42, le premier de MMH, le second de N2O4, ont chacun un centre de masse (Cdm MMh et cdm N2O4).Le centre de masse moyen est le point cdm(N2O4+MMH). Les distances entre les centres de masse des réservoirs et -le centre de masse moyen sont désignées respectivement par LMMH et
LN2O4 et les densités des ergols respectivement par dN2O4 et dMMH. On a naturellement
LMMH ~ dN2 4 LN2O4 dMN
Le satellite a, par ailleurs, un centre masse (cdm sat) qui se déplace au fur et à mesure de la consommation des ergols jusqu'a un point extrême (cdm sat V) correspondant à la situation où les réservoirs sont vides.
Les figures 6 et 7 illustrent cette condi- tion Deux réservoirs 40 et 42, le premier de MMH, le second de N2O4, ont chacun un centre de masse (Cdm MMh et cdm N2O4).Le centre de masse moyen est le point cdm(N2O4+MMH). Les distances entre les centres de masse des réservoirs et -le centre de masse moyen sont désignées respectivement par LMMH et
LN2O4 et les densités des ergols respectivement par dN2O4 et dMMH. On a naturellement
LMMH ~ dN2 4 LN2O4 dMN
Le satellite a, par ailleurs, un centre masse (cdm sat) qui se déplace au fur et à mesure de la consommation des ergols jusqu'a un point extrême (cdm sat V) correspondant à la situation où les réservoirs sont vides.
Durant la manoeuvre d'apogée, la vidange des réservoirs étant symétrique en volume, tie mé- lange de N2O4 et de MMH se fait à équi-volume durant la combustion), le centre de masse des ergols s se déplace sur l'axe 28 de pousse de la tuyère 26, car les surfaces d'équilibre des ergols sont planes et perpendiculaires à 1 l'axe de de poussée du propulseur (figure 6).
Dans un cas idéal, le propulseur 26 de 400N ne produirait pas de couples perturbateurs du- rant sa poussée En pratique cependant, les incertitudes sur la direction de la poussée réelle du moteur et sur les postions respectives des centres de masses; entraînent des couples perturbateurs qui doivent eAtre compenses par les propulseurs auxilxai- res qui, dans l'exemple pris, ont les poussées de 10N.
On est alors contraint de décaler volon tairement l'axe de poussée du moteur 400N par rap- port au centre de masse du satellite, comme il est indiqué sur la figure 8, qui est une vue dans un plan perpendiculaire aux axes de poussée des propulseurs 26 de 400N et 311 et 312 de 10N. Le propulseur principal 26 est distant de L2 des propulseurs auxiliaires, lesquels sont écartés l'un de l'autre de
L3. La zone 48 marque le domaine où peut se trouver la projection du centre de masse du satellite avec ses réservoirs d'ergols.La ligne en tirets 50 marque la limite du domaine du centre de masse où le maintien du satellite est possible Il s'agit deun quadrilatère voisin dun losange de côtés Li dont l'une des diagonales est de longueur L4 On a les relations :
L1 10 1
L2 400+10 41
L4 L1 = 1
L3 L2 41
A titre d'exemple et pour fixer les ordres de grandeur on peut avoir
L1 = 4 cm L2 = 1,64 m
L3 = 2,05 m L4 = 5 cm
Le domaine où le maintien du satellite est possible est donc un quadrilatère voisin dun losange de côtés respectivement 4 cm et dont l'une des diagonales fait 5 cm.Comme on sait aujourdhui déR terminer le centre de masse d'un satellite à mieux qu'un centimètre près, on voit que la mise en oeuvre de l'invention ne poste pas de problème particulier à cet égard. Par ailleurs, l'incertitude d'orientation de la poussée d'une tuyère de 400N étant de l'ordre du demi-degré, cela équivaut à une incerti- tude de 1 cm à une distance de 1,3 m, ce qui est encore convenable.
L3. La zone 48 marque le domaine où peut se trouver la projection du centre de masse du satellite avec ses réservoirs d'ergols.La ligne en tirets 50 marque la limite du domaine du centre de masse où le maintien du satellite est possible Il s'agit deun quadrilatère voisin dun losange de côtés Li dont l'une des diagonales est de longueur L4 On a les relations :
L1 10 1
L2 400+10 41
L4 L1 = 1
L3 L2 41
A titre d'exemple et pour fixer les ordres de grandeur on peut avoir
L1 = 4 cm L2 = 1,64 m
L3 = 2,05 m L4 = 5 cm
Le domaine où le maintien du satellite est possible est donc un quadrilatère voisin dun losange de côtés respectivement 4 cm et dont l'une des diagonales fait 5 cm.Comme on sait aujourdhui déR terminer le centre de masse d'un satellite à mieux qu'un centimètre près, on voit que la mise en oeuvre de l'invention ne poste pas de problème particulier à cet égard. Par ailleurs, l'incertitude d'orientation de la poussée d'une tuyère de 400N étant de l'ordre du demi-degré, cela équivaut à une incerti- tude de 1 cm à une distance de 1,3 m, ce qui est encore convenable.
On notera que les références des positions de l'image de l'étoile polaire ou du soleil sur le senseur (références théoriques calculées avant le tir) peuvent être modifiées par télécommande, de fa- çon à tenir compte des incertitudes sur les paramè--- tres réels après mise en orbite par le lanceur.
On observera pour finir, que le dispositif décrit permet de limiter la consommation d'ergols puisque les deux tuyères auxiliaires de contrôle d'attitude coopèrent avec la tuyère principale-pour accrottre la vitesse totale du satellite.
Claims (3)
- REVENDICATIONS
- 2.Dispositif pour la correction d'orbite d'un satellite artificiel mettant en oeuvre le procédé selon la revendication 1, ce dispositif compre- nant un propulseur ayant un axe de de pousses et des moyens pour stabiliser selon trois axes attitude du satellite pendant la poussée du propulseur, ca- ractérisé en ce que ces moyens pour stabiliser l'at- titude du satellite comprennent un senseur stellaire -de polaire (20) ayant une direction de pointage g22) dirigée vers l'étoile polaire et un senseur complé mentaire (24) dirigé vers un autre repère, et en ce que l'axe de poussée (28) du propulseur (26) fait un angle fixe avec la direction de pointage (22) du senseur stellaire de polaire (20).le Procédé pour la correction d'orbite d'un satellite artificiel, dans lequel on effectue une poussée du satellite en un point de son orbite en stabilisant selon trois axes son attitude pendant la poussée, caractérisé en ce que, pour stabiliser l'attitude du satellite pendant cette poussée, on effectue un pointage en direction de l'étoile polaire et un pointage complémentaire vers un autre repè- re, et en ce qu'on effectue la poussée selon une direction fixe par rapport à la direction de pointage sur l'étoile polaire
- 3. Dispositif selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'il comprend des propulseurs auxiliaires 63112 312) de contrôle attitude dont les axes de poussée sont parallèles à l'axe de poussée (28) du propulseur de correction d'orbite
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8215301A FR2532911B1 (fr) | 1982-09-09 | 1982-09-09 | Procede pour la correction d'orbite d'un satellite artificiel et dispositif correspondant |
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8215301A FR2532911B1 (fr) | 1982-09-09 | 1982-09-09 | Procede pour la correction d'orbite d'un satellite artificiel et dispositif correspondant |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2532911A1 true FR2532911A1 (fr) | 1984-03-16 |
| FR2532911B1 FR2532911B1 (fr) | 1986-06-27 |
Family
ID=9277330
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR8215301A Expired FR2532911B1 (fr) | 1982-09-09 | 1982-09-09 | Procede pour la correction d'orbite d'un satellite artificiel et dispositif correspondant |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR2532911B1 (fr) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0394897A1 (fr) * | 1989-04-24 | 1990-10-31 | Alcatel Espace | Procédé de mise à poste d'un satellite de télécommunications géostationnaire |
| FR2661261A1 (fr) * | 1990-04-19 | 1991-10-25 | Gen Electric | Commande d'attitude tridimensionnelle d'un engin spatial utilisant un detecteur d'etoile polaire. |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2373823A1 (fr) * | 1976-12-10 | 1978-07-07 | Matra | Procede et dispositif de commande d'attitude de vehicule spatial |
-
1982
- 1982-09-09 FR FR8215301A patent/FR2532911B1/fr not_active Expired
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2373823A1 (fr) * | 1976-12-10 | 1978-07-07 | Matra | Procede et dispositif de commande d'attitude de vehicule spatial |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0394897A1 (fr) * | 1989-04-24 | 1990-10-31 | Alcatel Espace | Procédé de mise à poste d'un satellite de télécommunications géostationnaire |
| FR2647565A1 (fr) * | 1989-04-24 | 1990-11-30 | Alcatel Espace | Procede de mise a poste d'un satellite de telecommunications geostationnaire |
| FR2661261A1 (fr) * | 1990-04-19 | 1991-10-25 | Gen Electric | Commande d'attitude tridimensionnelle d'un engin spatial utilisant un detecteur d'etoile polaire. |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2532911B1 (fr) | 1986-06-27 |
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