FR2595147A1 - Procede de determination du champ magnetique terrestre et de la position pour le controle de l'orientation d'un satellite - Google Patents
Procede de determination du champ magnetique terrestre et de la position pour le controle de l'orientation d'un satellite Download PDFInfo
- Publication number
- FR2595147A1 FR2595147A1 FR8702684A FR8702684A FR2595147A1 FR 2595147 A1 FR2595147 A1 FR 2595147A1 FR 8702684 A FR8702684 A FR 8702684A FR 8702684 A FR8702684 A FR 8702684A FR 2595147 A1 FR2595147 A1 FR 2595147A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- satellite
- components
- axis
- magnetic field
- moments
- 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
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 11
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 4
- 239000013598 vector Substances 0.000 description 10
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 7
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 4
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 3
- 230000001629 suppression Effects 0.000 description 3
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 101150116295 CAT2 gene Proteins 0.000 description 1
- 101100326920 Caenorhabditis elegans ctl-1 gene Proteins 0.000 description 1
- 101100126846 Neurospora crassa (strain ATCC 24698 / 74-OR23-1A / CBS 708.71 / DSM 1257 / FGSC 987) katG gene Proteins 0.000 description 1
- 102100029469 WD repeat and HMG-box DNA-binding protein 1 Human genes 0.000 description 1
- 101710097421 WD repeat and HMG-box DNA-binding protein 1 Proteins 0.000 description 1
- 238000009472 formulation Methods 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 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
- B64G1/28—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect
- B64G1/283—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect using reaction wheels
-
- 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
-
- 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
- B64G1/32—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using earth's magnetic field
-
- 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
- B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
- B64G1/363—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using sun sensors
-
- 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
- B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
- B64G1/369—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using gyroscopes as attitude sensors
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Environmental & Geological Engineering (AREA)
- General Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Geochemistry & Mineralogy (AREA)
- Geology (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
PROCEDE DE DETERMINATION DU CHAMP MAGNETIQUE TERRESTRE AVEC FACULTATIVEMENT DETERMINATION DE LA POSITION EN TANT QUE CONDITION PREALABLE AU CONTROLE DE L'ORIENTATION D'UN SATELLITE. A TROIS MOMENTS CONSECUTIFS (T, T, T) SE SUCCEDANT RESPECTIVEMENT A DES INTERVALLES DE TEMPS DT (T T T) ET DT (T T T), ON MESURE LES COMPOSANTES DES MOMENTS ANGULAIRES (H,H), ORIENTEES PERPENDICULAIREMENT A L'AXE X, DU SATELLITE, AUCUN MOMENT MAGNETIQUE N'ETANT PRODUIT PENDANT L'UN DES DEUX INTERVALLES DE TEMPS, TANDIS QU'UN MOMENT MAGNETIQUE CONSTANT M EST PRODUIT DANS LE SENS DE L'AXE X PENDANT L'AUTRE INTERVALLE DE TEMPS.
Description
Procédé de détermination du champ magnétique terrestre et de la position
pour le contrôle de l'orientation d'un satellite. L'invention se rapporte à un procédé de détermination du champ magnétique terrestre et de la position en tant que condition préalable au contrôle de l'orientation d'un satellite qui, se trouvant sur une orbite terrestre connue et équipé de bobines magnétiques, de gyroscopes ainsi que de roues à réaction et/ou de roues à inertie, est constamment orienté vers le centre du soleil par l'axe x de son système de coordonnées x,y,z et qui, par rapport à un système de coordonnées de référence absolu X,Y,Z, dont l'axe X coïncide avec l'axe x, est tourné à un instant to d'un angle o< autour de ce dernier et peut se trouver en
rotation avec une vitesse angulaire).
Un satellite d'un type de ce genre est par exemple le ROSAT qui tourne sur une orbite terrestre relativement basse et nettement inclinée par rapport au plan de l'équateur. Ce satellite a pour mission d'explorer l'espace à la recherche de sources de rayons X. Son système de contrôle d'orientation est établi de manière que le satellite ait constamment l'une de ses faces tournée vers le soleil. Un capteur solaire veille a ce que l'axe x du système de coordonnées x,y,z du satellite soit toujours pointé en direction-du centre du soleil. Les écarts détectés par le capteur solaire sont immédiatement annulés par le système de contrôle d'orientation. Mais le satellite peut prendre n'importe quelle position angulaire et peut même tourner lentement autour de cet axe x. Sa position angulaire en résultant n'est tout d'abord pas connue, attendu qu'aucun capteur n'est prévu à cet effet. Le système de contrôle d'orientation utilise des bobines magnétiques, des gyroscopes ainsi que des roues à réaction. On peut, par exemple, installer trois bobines magnétiques qui, dirigées dans le sens des axes x,y,z, des coordonnées du satellite, créent, à chaque fois qu'elles sont parcourues par un courant, un moment magnétique pour produire, en interaction avec le champ magnétique terrestre, des couples correspondants pour le contrôle de l'orientation et pour réduire les couples excédentaires des roues à réaction. Pour activer les bobines magnétiques de façon adéquate, il faut toutefois connaitre la direction que présente le champ magnétique
terrestre en chaque point considéré de l'orbite.
L'orbite terrestre est connue et par conséquent, en principe, aussi la grandeur et le sens du champ magnétique terrestre que l'on doit y rencontrer. En raison de l'angle de rotation inconnu du satellite autour de l'axe x, on ne connaît tout d'abord pas quelle orientation relative le vecteur-champ magnétique terrestre présente aux différents points de l'orbite par rapport au système de coordonnées du satellite et donc par rapport au sens des moments magnétiques susceptibles d'être produits. Cette connaissance est pourtant la condition préalable indispensable pour la production contrôlée de couples de correction à l'aide des moments magnétiques produits en liaison avec le champ magnétique terrestre. Un système de contrôle de l'orientation des satellites faisant usage de roues a inertie et de bobines magnétiques est connu par le brevet américain 3.189.298. Le problème qui y est abordé est de réduire, c'est-à- dire de supprimer, les moments angulaires indésirables en provoquant des couples de correction de hauteur appropriée par interaction entre le champ magnétique terrestre et les moments magnétiques produits dans le satellite. De tels moments angulaires peuvent s'accumuler dans les roues à réaction, étant donné que des moments perturbateurs ext&rieurs doivent constamment être compensés par le système de contrôle d'orientation. Les vitesses de rotation des roues à réaction ne doivent cependant pas dépasser certaines limites supérieures. Il convient donc de les ramener sans cesse à certains intervalles à leur plage de fonctionnement normal, c'est-à-dire de réduire les
composantes excédentaires des moments angulaires.
Pour ce faire, les bobines magnétiques doivent être alimentées en courant de façon déterminée suivant une loi de régulation connue en fonction du moment angulaire à r6duire ainsi que du champ magnétique terrestre, voir le brevet américain 3.189.298 ainsi que, en ce qui concerne le moment magnétique produit par ce courant "Torques and Attitude Sensing in Earth Satellites" publié par S. Fred Singer, New York/Londres, 1964, pages 140 à 142. Dans cette loi de régulation qui se présente sous la forme: M = K (B x H) (1) (M = moment magnétique produit par la bobine magn6tique, B = vecteur-champ magnétique terrestre, H = Vecteur du moment angulaire à réduire, K = constante), on suppose cependant que l'orientation du vecteur B ainsi que H est connue. Dans le cas du système de contrôle d'orientation selon le brevet américain 3.189.298, on prévoit pour la mesure du champ magnétique terrestre un magnétomètre permettant de déterminer les composantes de ce dernier par rapport au système de coordonnées du satellite. Un tel magnétomètre entraîne cependant la mise en oeuvre de
certains appareils compliqués.
L'invention a par conséquent pour objet de mettre au point un procédé du type précité qui permette de déterminer les composantes du champ magnétique terrestre dans le système de coordonnées du satellite ainsi que l'angle de rotation 0< du satellite autour de l'axe x pointé vers le soleil, et ce, sans recourir a l'emploi d'un magnétomètre ou autres capteurs qui sont généralement utilisés pour la détermination d'un tel angle de rotation. Elle implique simplement l'utilisation du fait que l'orbite terrestre du satellite ainsi que les vecteurs-champs magnétiques terrestres qui s'y trouvent sont connus par rapport à un
système de coordonnées de référence absolu.
Ce résultat est atteint selon l'invention par le fait que: - à trois moments consécutifs (to,ti,t2) se succédant respectivement à des intervalles de temps At1 (to < t C tl) et t2 (t1 t d t2), on mesure les composantes des moments angulaires (HyHz), orientées perpendiculairement à l'axe x, du satellite, aucun moment magnétique n'étant produit pendant l'un des deux intervalles de temps, par exemple pendant le premier intervalle de temps A t1, et un moment magnétique constant Mx dans le sens de l'axe x étant produit pendant l'autre intervalle de temps, par exemple pendant le second intervalle de temps Jt2; - à partir des composantes des moments angulaires mesurées, Hy (to), Hy (tl), Hy (t2), Hz (to), Hz (tl) ainsi que Hz (t2) et à l'aide d'un calculateur, on calcule conformément aux équations: By(t) = Q2[Hz(t2) - Q31Hz(tl) + Q21 Hz(to) + OAt2[Hy(t1) Hy(to)]J} Bz(t) = Q2J-Hy(t2) + Q30y(tl) - Q21Hy(t) + OAt2[Hz(tl) HZ(to)]} les composantes By(to) ainsi que Bz(to) du champ magnétique terrestre par rapport au système de coordonnées (x, y, z) du satellite (avec Q2 = 1/MxAt2' Q31 = At3/Atl' Q21 = t2/tl' At3 = t2 - to' At1 = t1 top At2 t2 - t1) - et facultativement, on calcule en plus l'angle de rotation 0 suivant la formule: By(tO) By(to) + B Z(to) Bz(to) Cos a 2 2 t B2(t0) + Bz(to) auquel cas, on utilise les composantes By(to) et Bz(to) également connues du champ magnétique terrestre sur l'orbite terrestre connue par rapport au système de
coordonnées de référence absolu (X,Y,Z).
Selon la technique préconisée par l'invention, on mesure tout d'abord au début et a la fin d'un court intervalle de temps Bt1 les composantes Hy et Hz des moments angulaires du satellite et pendant cet intervalle de temps À4t1 aucun moment magnétique n'est engendré par les bobines magnétiques. Au cours de cet intervalle de temps, il se produit une variation correspondante du moment angulaire en présence d'un moment perturbateur extérieur Mg. Cette variation se manifeste dans les deux valeurs mesurées Hy et Hz au début et à la fin de l'intervalle de temps àt1. Pendant un second court intervalle de temps At2 immédiatement voisin, par exemple consécutif, la bobine magnétique, orientée dans le sens de l'axe x et X, est maintenant alimentée en courant, si bien qu'un moment magnétique Mx est engendré dans le sens de ces axes. Aux effets du moment perturbateur extérieur MS agissant sur la variation du moment angulaire H, s'ajoute maintenant l'effet provoqué par l'action conjuguée du moment magnétique engendré Mx et du champ magnétique terrestre B. Pour déterminer également cet effet, à la fin du second intervalle de temps 4t2, on procède encore à une
mesure des composantes Hy et Hz des moments angulaires.
En raison des conditions différentes régnant pendant les deux intervalles de temps, on enregistre différentes variations des composantes des moments angulaires, de sorte que l'on peut séparer l'effet du champ magnétique terrestre B intervenant pendant le second intervalle de temps de l'effet des moments perturbateurs extérieurs intervenant pendant les deux intervalles de temps. Si les intervalles de temps sont assez courts, on peut raisonnablement considérer le moment perturbateur
extérieur M comme constant.
La technique selon l'invention se fonde sur le fait physique qu'une variation bien déterminée du moment angulaire H est provoquée par l'action conjuguée du moment magnétique connu Mx engendrée pendant le second intervalle de temps at2 et du champ magnétique terrestre B et que de cette variation, on peut déduire sans équivoque le vecteur B du champ magnétique terrestre. Si donc, on mesure les composantes des moments angulaires dans le système de coordonnées du satellite au début et à la fin de l'intervalle de temps t t2, on obtient la variation du vecteur H du moment
angulaire intervenant pendant cet intervalle de temps.
Comme par ailleurs, il peut encore se produire un moment perturbateur extérieur M:, son effet doit être
déterminé pendant un autre intervalle de temps et1.
La tentative d'une formulation mathématique du procédé technique fondé sur un principe physique et décrit ci-dessus, aboutit tout d'abord au système d'équations fondamental suivant qui indique la variation des composantes des moments angulaires Hx, Hy ainsi que Hz en fonction de couples extérieurs: x = Msx + MyBz - MzBy y = OHz + MSy + MzBx - MxBz (2) z = -OHy + MSz + MxBy - MyBX MSX, etc., désignant les composantes du moment perturbateur extérieur m dans le sens des axes des coordonnées du satellite, Mx, etc., les moments magnétiques engendrés par les bobines magnétiques du satellite, Bx, etc., les composantes du champ magnétique terrestre et t) la vitesse angulaire du satellite autour
de l'axe x.
Si on intègre les équations (2) sur cet intervalle de temps 4t1 en partant de l'hypothèse que Mx = My = M4z = 0 et en supposant, par ailleurs, en toutes raisons, que les composantes M >, etc., des moments perturbateurs sont constantes pendant ce petit intervalle de temps At1, on a alors: HX(t1) HX(t0) + MsxAt1 Hy(t1) = Hy(t0) + aAtl1Hz(t0) + Msyhtl (3) Hz(ti) = Hz(t0) - 06tlHy(t0) + MszAt 1 Par l'intégration des équations (2) sur un petit intervalle de temps consécutif 4t2 en partant de l'hypothèse que Mx = constante, My = rz = O ainsi qu'en admettant la constance des composantes MX, etc., des moments perturbateurs ainsi que des composantes By et Bz du champ magnétique dans l'intervalle de temps àt2, on obtient: Hx(t2) ' HX(tl) + MSXAt2 Hy (t2) = Hy(t1) + At2Hz(tl) + MsyAt2 -Mx Bzt2 4) Hz (t2) = Hz(t1) - t2Hy (t1) + Msz At2 + MB yAt2 En résolvant les deux dernières équations (4) en fonction de By et Bz et en remplaçant les composantes rSy et MSZ des moments perturbateurs, les équations (3) donnent finalement: (avec Q2 ' Q31 =.. Q21 =... At3 = t2 - tO):
Z595147
By(t) = Q2{Hz(t2) - Q31Hz(tl) + Q21Hz(to) + àt2 [Hy(t1) - Hy(to)]}
(5)
B (to) = Q2{-Hy(t2) + Q31Hy(tl) - Q21Hy(to) + cat2 [Hz(t1) - z(to)]} Ce sont deux équations, d'une part pour les composantes By du champ magnétique terrestre et d'autre part pour Bz, les signes supérieurs s'appliquant à By, les signes inférieurs à Bz. Si on pose atl = at2 = a t, on obtient les équations simplifi6es suivantes: (avec Q = 1/Mx t) By(t0) = Q{Hz(t2) - 2Hz(t1) + Hz(to) + wAt[Hy(tl) - Hy (to)])
(6)
Bz(t0) = Q(-Hy(t2) + 2Hy(t1) - Hy(tO) + eAt[Hz(t1) - Hz (to)]} La relation mathématique entre les composantes Bx, etc., du champ magnétique terrestre dans le système de coordonnées du satellite et BX,etc., dans le système de coordonnées de référence absolu est donnée dans le cas présent par le système d'équations suivant: B x(t) = BX(t) By(t) = By(t) cos a + Bz(t) sin a (7) Bz(t) = -By(t) sin a + Bz(t) cos a On suppose ici qu'il s'agit de deux systèmes de coordonnées cartésiennes qui coïncident dans leurs axes x et X et qui sont tournés l'un par rapport à l'autre de l'angle c< autour de ces axes. En ce qui concerne le système de coordonnées de référence absolu, il peut s'agir par exemple d'un système dans lequel l'axe X est également orienté en direction du centre du soleil, l'axe Y est disposé parallèlement au plan de l'orbite terrestre et l'axe Z perpendiculairement à ce
dernier.
Du système d'équation (7) il en résulte finalement pour l'angle de rotation Q(: a By(t0) By(to) + Bz(t0) Bz(t) 8) Cos C = (8) B2(t) + BZ(t0) ou comme solution équivalente: By(tO) Bz(to) - Bz(t0) By(to) sin CL= 2 2 B2(t0) + Bz(to) Des dérivés mathématiques ci-dessus, il ressort que l'intervalle de temps global At3 doit être choisi suffisamment court pour qu'en plus des composantes MSX, etc., des moments perturbateurs, le champ magnétique terrestre B (voir équation (4)) puisse être aussi considéré comme constant. On a donc: B(to) = B(tl) = B(t2). On suppose, par ailleurs, que la vitesse angulaire W du satellite autour de l'axe x ou X est également constante pendant l'intervalle de temps At3 et est suffisamment petite pour que l'angle de rotation < ne varie que peu pendant cet intervalle de temps. On admet, pour finir, que la variation du moment angulaire est petit par rapport au moment angulaire H lui-même, si bien que ce dernier peut être considéré comme constant pendant l'intégration. Cela dépend aussi, d'une part, du choix approprié des deux intervalles de temps et, d'autre part, de la précision avec laquelle on peut mesurer les composantes des
moments angulaires et par conséquent leurs variations.
Dans le cas d'un satellite ne tournant pas, son moment angulaire est donné en tant que somme vectorielle des moments angulaires individuels des roues a réaction ou des roues à inertie. Pour déterminer les composantes des moments angulaires, on doit donc mesurer leurs vitesses de rotation et connâitre leurs moments d'inertie. Pour mesurer la vitesse angulaire 0, on
utilise le système gyroscopique.
Si, par exemple, on envisage la suppression d'un moment angulaire excédentaire, on peut procéder immédiatement auparavant aux trois mesures des composantes des moments angulaires aux instants to, t1 et t2. Si la suppression ne s'étend pas sur un laps de temps trop grand par rapport à At3, on peut considérer l'angle < comme constant, si bien qu'il suffit de calculer les composantes By et Bz du champ magnétique terrestre selon l'équation (5), mais non pas en plus les angles z< selon l'équation (8). Il peut toutefois aussi être nécessaire de calculer en plus cet angle C0< et d'inclure dans le calcul sa variabilité dans le temps " (t) conformément à la formule: < (t) = m<+ t (9) Cette variabilité dans le temps CO (t) intervient alors également dans le système d'équations (7) qui reproduit la relation des composantes du champ magnétique terrestre dans les deux systèmes de coordonnées (x,y,z) et (X,Y,Z). L'angle c" doit par exemple être calculé lorsque la suppression d'un moment angulaire ou un autre ordre de contrôle d'orientation a exécuter avec activation des bobines magnétiques doit être effectué à un certain intervalle de temps après l'instant t3 et/ou doit se poursuivre sur une période de temps relativement longue, si bien que l'on est en droit de supposer que l'angle C<(t) varie notablement pendant le temps écoulé. Ici aussi, il convient de tenir compte de la grandeur de la vitesse angulaire a à mesurer par exemple
par le système gyroscopique.
L'invention sera mieux comprise à l'aide de la
description d'un mode de réalisation pris comme exemple,
mais non limitatif, et illustré par le dessin annexé qui représente schématiquement: Figure 1 - un montage de roues à réaction et de bobines magnétiques ainsi que d'un capteur solaire dans le système de coordonnées du satellite; Figure 2 - un satellite sur une orbite terrestre. La figure 1 représente schématiquement un système de coordonnées de satellite x,y,z comprenant quatre roues à réaction 1 à 4 présentant la même disposition que celle qui a été utilisée dans le satellite ROSAT mentionné au début, trois bobines magnétiques 5, 6 et 7 ainsi qu'un capteur solaire 8. Ce dernier est orienté dans le sens de l'axe x, tandis que les trois bobines magnétiques 5, 6 et 7 sont situées dans le sens des trois axes x,y,z du satellite et peuvent sous tension produire des moments magnétiques Mx, My ainsi que Mz. Les axes de rotation de deux roues à réaction 1 et 2 ainsi que 3 et 4, se situent respectivement dans les plans xz et xy et sont inclinés de l'angle 3 par rapport aux axes z et y positifs et négatifs. A partir des moments d'inertie à chaque fois considérés des roues à réaction 1 à 4 ainsi que de leurs vitesses de rotation ou de leurs vitesses angulaires)l1 à 44, on peut calculer respectivement le
vecteur résultant H du couple par addition vectorielle.
A cet effet, il suffit de disposer de dispositifs de mesure (non représentés) pour les vitesses de rotation correspondantes. Le capteur solaire 8 regarde dans la direction de l'axe x qui doit constamment être pointé vers le centre du soleil. Le capteur solaire 8 détecte de façon usuelle les écarts de l'axe x du satellite par rapport à cette direction de consigne et le système de contrôle d'orientation monté en aval veille à ce que ces écarts soient immédiatement annulés. Cela s'effectue par exemple par variation adéquate de la vitesse de rotation des roues à réaction correspondantes ou aussi par activation des bobines magnétiques correspondantes. Les écarts de l'axe x par rapport à la direction de consigne peuvent être provoqués par des moments perturbateurs extérieurs, par exemple sous l'effet de la force répulsive du rayonnement solaire, et les ordres de correction d'orientation affluant alors sans cesse peuvent avoir pour conséquence que l'une ou plusieurs des roues à réaction dépasse(nt) les plages de vitesses de rotation autorisées. Une diminution du moment angulaire indésirable correspondant est alors nécessaire pour ramener les vitesses de rotation à leur plage autorisée. Conformément à la loi de régulation (1), cela peut se faire par production de moments magnétiques appropriés. Ici, l'invention, en vue de la détermination des composantes du champ magnétique terrestre qui est nécessaire selon la loi de régulation (1), intervient dans le système de coordonnées du satellite de la même façon que cela peut être le cas lors de l'activation des bobines magnétiques pour la production d'ordres de contrôle d'orientation dans le champ magnétique
terrestre.
La figure 2 représente de façon schématique la terre 9 vue du soleil et comportant un satellite 12 se trouvant sur une orbite 1l inclinée par rapport au plan de l'équateur. On y a, en outre, représenté le système de coordonnées x,y,z du satellite ainsi que le système de coordonnées de référence absolu X,Y,Z. L'axe Y est disposé parallèlement au plan 13 de l'orbite terrestre et l'axe Z perpendiculairement à celui-ci. Les axes Y et Z présentent un angle de rotation c< par rapport aux axes y et z. Lorsque le satellite 12 tourne avec une vitesse angulaire t) autour de l'axe x ou X, l'angle " se rapporte à un instant fixe ou à un très petit intervalle de temps tt3 pendant lequel la
variation de l'angle 0C peut être relativement petite.
Autrement, la variabilité dans le temps de l'angle o<, en cas de vitesse angulaire constante ci, est donnée par
l'équation (9).
Claims (3)
1. Procédé de détermination du champ magnétique terrestre avec facultativement en plus détermination de la position en tant que condition préalable au contrôle de l'orientation d'un satellite qui, se trouvant sur une orbite terrestre connue et équipé de bobines magnétiques, de gyroscopes ainsi que de roues à réaction et/ou de roues à inertie, est constamment orienté vers le centre du soleil par l'axe (x) de son système de coordonnées (x,y,z) et qui, par rapport à un système de coordonnées de référence absolu (X,Y,Z), dont l'axe (X) coïncide avec l'axe (x), est tourné à un instant (to) d'un angle (c<) autour de ce dernier et peut se trouver en rotation avec une vitesse angulaire ()), caractérisé par le fait que: - à trois moments consécutifs (to,ti,t2) se succédant respectivement à des intervalles de temps Tt1 (to < t <t1) et àt2 (tl t 4 t2), on mesure les composantes des moments angulaires (Hy,Hz), orientées perpendiculairement à l'axe (x), du satellite, aucun moment magnétique n'étant produit pendant l'un des deux intervalles de temps, par exemple pendant le premier intervalle de- temps tt1, et un moment magnàtique constant (Mx) dans le sens de l'axe (x) étant produit pendant l'autre intervalle de temps, par exemple pendant le second intervalle de temps 4t2; - a partir des composantes des moments angulaires mesurés Hy(to), Hy(tl), Hy(t2), Hz(to), Hz(tl), ainsi que Hz(t2) et à l'aide d'un calculateur, on calcule conformément aux équations: By(t) = Q2(Hz(t2) Q31Hz(tl) + Q21z(t 0o + t2Hy(t1) Hy(to)]} Bz (t0) = Q2{-Hy(t2) + Q31Hy(tl) - Q21Hy(to + t2Atz (t!) -Z H (to) les composantes By(to) ainsi que Bz(to) du champ magnétique terrestre par rapport au système de coordonnées du satellite (x,y,z) (avec Q2 = l/Mx &t2, Q31 = At3/Atl' Q21= At2t/At1 At3 = t2 - to, At1 t1 - to, At2 = t2 - tl) - et facultativement, on calcule en plus l'écart angulaire C< suivant la formule: By(to) By(to) + Bz (tO) Bz(to) COS CLy0 0 By(to) + Bz(to) ' t auquel cas, on utilise les composantes By(to) et B- to) du champ magnétique terrestre, également connues sur l'orbite terrestre connue, par rapport au système de
coordonnées de référence absolu (X,Y,Z).
2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé par le fait que les intervalles de temps
Atl et At2 sont choisis égaux.
3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, caractérisé par le fait que les composantes (Hy) et (Hz) des moments angulaires sont déterminées à partir des mesures des vitesses de rotation des roues à réaction et/ou des roues à inertie ainsi que des giroscopes.
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE3606636A DE3606636C1 (de) | 1986-02-28 | 1986-02-28 | Verfahren zur Bestimmung von Erdmagnetfeldkomponenten bezueglich eines satellitenfesten Koordinatensystems |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2595147A1 true FR2595147A1 (fr) | 1987-09-04 |
| FR2595147B1 FR2595147B1 (fr) | 1991-01-25 |
Family
ID=6295229
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR878702684A Expired - Lifetime FR2595147B1 (fr) | 1986-02-28 | 1987-02-27 | Procede de determination du champ magnetique terrestre et de la position pour le controle de l'orientation d'un satellite |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4746085A (fr) |
| JP (1) | JPS62211511A (fr) |
| DE (1) | DE3606636C1 (fr) |
| FR (1) | FR2595147B1 (fr) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2649809A1 (fr) * | 1989-07-11 | 1991-01-18 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Procede et dispositif pour orienter un vehicule spatial, en particulier un satellite geostationnaire, suivant une direction de reference |
| FR2705944A1 (fr) * | 1993-04-26 | 1994-12-09 | Hughes Aircraft Co | Système et procédé de commande d'un spationef. |
| FR2724364A1 (fr) * | 1994-09-12 | 1996-03-15 | Matra Marconi Space France | Procede et systeme de stabilisation selon trois axes d'un satellite d'orbite non-equatoriale |
| FR2912379A1 (fr) * | 2007-02-08 | 2008-08-15 | Alcatel Lucent Sas | Dispositif d'estimation de la normale a une orbite pour satellite place en orbite |
| CN112896556A (zh) * | 2021-03-23 | 2021-06-04 | 湖南揽月机电科技有限公司 | 一种阵列式卫星智能姿控组件及其工作方法 |
| CN113815903A (zh) * | 2021-09-06 | 2021-12-21 | 长光卫星技术有限公司 | 一种用于遥感卫星的飞轮过零规避方法 |
| CN116331525A (zh) * | 2023-03-13 | 2023-06-27 | 长光卫星技术股份有限公司 | 一种卫星飞轮转速过零规避方法 |
Families Citing this family (25)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE4007497A1 (de) * | 1990-03-09 | 1991-09-12 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Vorrichtung zur lageregelung von raumstationen |
| DE4129630A1 (de) * | 1991-09-06 | 1993-05-06 | Deutsche Aerospace Ag, 8000 Muenchen, De | Messanordnung und regelungssystem zur lageregelung eines dreiachsenstabilisierten satelliten sowie zugehoerige mess- und regelverfahren |
| US5269482A (en) * | 1991-09-30 | 1993-12-14 | Shearing Ernest J | Protective enclosure apparatus for magnetic propulsion space vehicle |
| CA2080612A1 (fr) * | 1991-11-27 | 1993-05-28 | Douglas J. Bender | Methode et dispositif pour compenser les couples de perturbation magnetique dans un satellite |
| FR2718105B1 (fr) * | 1994-03-30 | 1996-06-14 | Centre Nat Etd Spatiales | Satellite artificiel muni de générateurs de moments magnétiques et aérodynamiques et procédé de commande d'un tel satellite. |
| DE19520410A1 (de) * | 1995-06-09 | 1996-12-12 | Daimler Benz Aerospace Ag | Erdorientierter Satellit und Verfahren zur Lage-, Nutations- und Raddrallregelung |
| US5984236A (en) * | 1995-12-22 | 1999-11-16 | Keitel; Keith F. | Momentum unloading using gimbaled thrusters |
| US6128556A (en) * | 1998-03-16 | 2000-10-03 | Honeywell International Inc. | CMG control based on angular momentum to control satellite attitude |
| IL126210A (en) * | 1998-07-01 | 2002-12-01 | Israel Aircraft Ind Ltd | Lightweight and low-excitation magnetoturker |
| US6356814B1 (en) * | 1999-02-03 | 2002-03-12 | Microcosm, Inc. | Spacecraft magnetic torquer feedback system |
| DE19924908B4 (de) * | 1999-05-31 | 2008-05-29 | Astrium Gmbh | Verfahren zur dreiachsigen Lagebestimmung für einen niedrig fliegenden Satelliten |
| FR2856145B1 (fr) * | 2003-06-16 | 2005-09-02 | Michelin Soc Tech | Detection des revolutions d'un ensemble pneumatique et roue, a l'aide du champ magnetique terrestre. |
| CN102616386B (zh) * | 2012-03-29 | 2014-04-02 | 哈尔滨工业大学 | 单轴快速机动航天器飞轮构型的优化方法 |
| CN102799105B (zh) * | 2012-09-06 | 2014-07-02 | 哈尔滨工业大学 | 单轴轮控快速姿态机动卫星的变结构控制模型的建模方法 |
| FR2997519B1 (fr) * | 2012-10-30 | 2014-12-12 | Astrium Sas | Procede de commande de magneto-coupleurs d'un systeme de controle d'attitude d'un vehicule spatial |
| CN105207430B (zh) * | 2015-09-15 | 2017-11-14 | 清华大学 | 一种磁轮驱动的磁悬浮动量球 |
| CN106542120B (zh) * | 2016-09-30 | 2018-11-02 | 上海航天控制技术研究所 | 飞轮欠驱动时结合磁力矩器的卫星三轴姿态控制方法 |
| CN111060111A (zh) * | 2019-12-23 | 2020-04-24 | 北京国电高科科技有限公司 | 一种低轨卫星入轨初期定轨方法 |
| CN111874269B (zh) * | 2020-08-10 | 2022-02-01 | 吉林大学 | 一种磁控小卫星的低功耗对日捕获及定向姿态控制方法 |
| CN113155153B (zh) * | 2021-03-29 | 2022-10-28 | 北京控制工程研究所 | 一种在轨磁力矩器干扰效能预测方法及系统 |
| CN112937920B (zh) * | 2021-03-30 | 2024-07-19 | 湖南揽月机电科技有限公司 | 一种多冗余卫星智能姿控组件及其工作方法 |
| CN112977890B (zh) * | 2021-04-06 | 2024-01-16 | 湖南揽月机电科技有限公司 | 一种智能姿控组件中的线圈磁力矩器 |
| CN113184222B (zh) * | 2021-05-13 | 2022-11-15 | 上海卫星工程研究所 | 卫星姿轨控综合测试设备的磁力矩器信号处理方法及系统 |
| CN113335567B (zh) * | 2021-05-26 | 2022-09-23 | 航天科工空间工程发展有限公司 | 一种微小卫星的轮磁混合姿态控制方法和系统 |
| CN114236585B (zh) * | 2021-12-09 | 2023-04-14 | 国网思极位置服务有限公司 | 基于北斗导航卫星系统的目标运动监测方法及存储介质 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3189298A (en) * | 1962-08-06 | 1965-06-15 | Westinghouse Electric Corp | Control apparatus for spacecraft |
| DE1948760A1 (de) * | 1968-09-27 | 1970-05-06 | Tokyo Shibaura Electric Co | Vorrichtung zur Steuerung der Haltung eines Raumsatelliten unter Verwendung des geomagnetischen Feldes |
| FR2178668A5 (fr) * | 1972-03-27 | 1973-11-09 | Rca Corp | |
| US4010921A (en) * | 1975-08-20 | 1977-03-08 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Spacecraft closed loop three-axis momentum unloading system |
| FR2525359A1 (fr) * | 1982-04-20 | 1983-10-21 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Procede et dispositif de regulation d'attitude d'un satellite terrestre artificiel |
-
1986
- 1986-02-28 DE DE3606636A patent/DE3606636C1/de not_active Expired
-
1987
- 1987-02-26 US US07/019,485 patent/US4746085A/en not_active Expired - Lifetime
- 1987-02-27 FR FR878702684A patent/FR2595147B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 1987-02-28 JP JP62044150A patent/JPS62211511A/ja active Granted
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3189298A (en) * | 1962-08-06 | 1965-06-15 | Westinghouse Electric Corp | Control apparatus for spacecraft |
| DE1948760A1 (de) * | 1968-09-27 | 1970-05-06 | Tokyo Shibaura Electric Co | Vorrichtung zur Steuerung der Haltung eines Raumsatelliten unter Verwendung des geomagnetischen Feldes |
| FR2178668A5 (fr) * | 1972-03-27 | 1973-11-09 | Rca Corp | |
| US4010921A (en) * | 1975-08-20 | 1977-03-08 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Spacecraft closed loop three-axis momentum unloading system |
| FR2525359A1 (fr) * | 1982-04-20 | 1983-10-21 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Procede et dispositif de regulation d'attitude d'un satellite terrestre artificiel |
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2649809A1 (fr) * | 1989-07-11 | 1991-01-18 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Procede et dispositif pour orienter un vehicule spatial, en particulier un satellite geostationnaire, suivant une direction de reference |
| FR2705944A1 (fr) * | 1993-04-26 | 1994-12-09 | Hughes Aircraft Co | Système et procédé de commande d'un spationef. |
| US5517418A (en) * | 1993-04-26 | 1996-05-14 | Hughes Aircraft Company | Spacecraft disturbance compensation using feedforward control |
| FR2724364A1 (fr) * | 1994-09-12 | 1996-03-15 | Matra Marconi Space France | Procede et systeme de stabilisation selon trois axes d'un satellite d'orbite non-equatoriale |
| FR2912379A1 (fr) * | 2007-02-08 | 2008-08-15 | Alcatel Lucent Sas | Dispositif d'estimation de la normale a une orbite pour satellite place en orbite |
| WO2008145428A1 (fr) * | 2007-02-08 | 2008-12-04 | Thales | Dispositif d'estimation de la normale a une orbite pour satellite place en orbite |
| CN112896556A (zh) * | 2021-03-23 | 2021-06-04 | 湖南揽月机电科技有限公司 | 一种阵列式卫星智能姿控组件及其工作方法 |
| CN113815903A (zh) * | 2021-09-06 | 2021-12-21 | 长光卫星技术有限公司 | 一种用于遥感卫星的飞轮过零规避方法 |
| CN116331525A (zh) * | 2023-03-13 | 2023-06-27 | 长光卫星技术股份有限公司 | 一种卫星飞轮转速过零规避方法 |
| CN116331525B (zh) * | 2023-03-13 | 2024-04-02 | 长光卫星技术股份有限公司 | 一种卫星飞轮转速过零规避方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS62211511A (ja) | 1987-09-17 |
| US4746085A (en) | 1988-05-24 |
| FR2595147B1 (fr) | 1991-01-25 |
| JPH0577245B2 (fr) | 1993-10-26 |
| DE3606636C1 (de) | 1987-11-05 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| FR2595147A1 (fr) | Procede de determination du champ magnetique terrestre et de la position pour le controle de l'orientation d'un satellite | |
| EP0435708B1 (fr) | Procédé de contrôle d'attitude en roulis et en lacet d'un satellite | |
| US4321678A (en) | Apparatus for the automatic determination of a vehicle position | |
| EP0076179B1 (fr) | Procédé pour aligner l'axe de roulis d'un satellite avec une direction désirée | |
| EP2361368B1 (fr) | Procede de determination d'un cap en direction du nord geographique au moyen d'une centrale inertielle | |
| FR2705448A1 (fr) | Système et procédé de détermination d'attitude d'un engin spatial utilisant des capteurs stellaires ou terrestres. | |
| JPH01501015A (ja) | 宇宙飛行体、３次元基準座標系再アライン方法、及び航法システム較正方法 | |
| FR2789172A1 (fr) | Appareil a gyrometres et accelerometres pour la determination des attitudes d'un aerodyne | |
| EP2667155B1 (fr) | Centrale inertielle à gyroscopes vibrants montés sur un carrousel et procédé de mesure angulaire | |
| FR2622001A1 (fr) | Procede pour le calibrage de gyroscopes d'un satellite stabilise suivant trois axes | |
| FR3093998A1 (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 | |
| EP0341130B1 (fr) | Procédé de basculement du moment d'inertie d'un corps rotatif libre dans l'espace jusqu'en une direction donnée | |
| FR2525359A1 (fr) | Procede et dispositif de regulation d'attitude d'un satellite terrestre artificiel | |
| FR2461926A1 (fr) | Systeme de navigation par inertie a reference de cap et de position base sur l'utilisation de pendules gyroscopiques | |
| EP0321342B1 (fr) | Dispositif inertiel de stabilisation en inclinaison d'un élément orientable et miroir de télescope embarqué muni d'un tel dispositif | |
| EP0267086B1 (fr) | Sonde spatiale pourvue d'un dispositif de pointage d'une antenne vers la terre | |
| JPH0626865A (ja) | 車両方位補正装置 | |
| EP0336828B1 (fr) | Sonde de mesure utilisable en vue de l'établissement du relevé topographique d'un tube non librement accessible | |
| FR2821683A1 (fr) | Procede de commande pour controler ou stabiliser l'orientation d'un engin dans l'espace | |
| Lamprecht | Base motion compensation for a fiber-optic north-seeking gyroscope | |
| FR2471582A1 (fr) | Gyroscope de recherche du nord | |
| EP0838019B1 (fr) | Centrale inertielle triaxiale a plusieurs types de gyrometres | |
| WO1995024340A1 (fr) | Procede adaptatif de controle d'attitude pour stabiliser magnetiquement un satellite au moins en roulis-lacet | |
| FR2514890A1 (fr) | Appareil de reference cap-position avec plate-forme a deux axes | |
| FR2530806A1 (fr) | Appareil pour la determination de la direction du nord au moyen d'un gyroscope influence par la rotation terrestre |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| ST | Notification of lapse |