FR2601159A1 - Procedure de repointage rapide des satellites a pointage terrestre, et notamment des satellites geostationnaires de telecommunication a stabilisation par volant d'inertie - Google Patents

Abstract

L'OBJECTIF DE L'INVENTION EST DE PERMETTRE UN REPOINTAGE RAPIDE COMPATIBLE AVEC LES MODES CLASSIQUES DE SAUVEGARDE DITS "ARM" ET "ESR". CET OBJECTIF EST ATTEINT A L'AIDE D'UNE PROCEDURE EN DEUX PHASES SUCCESSIVES A, B, TELLE QUE PRESENTEE SCHEMATIQUEMENT EN FIG.2, AVEC POSSIBILITE D'ENTRER DANS LA SEQUENCE AU NIVEAU DE CHACUNE DES ETAPES. L'INVENTION TROUVE UNE APPLICATION AUSSI BIEN POUR LES SATELLITES A STABILISATION PAR VOLANT D'INERTIE QUE POUR CEUX A CENTRALE INERTIELLE A GYROMETRES.

Description

"Procédure de repointage rapide des satellites à pointage terrestre, et notamment des satellites géostationnaires de téléoxmlunication à stabilisation par volant d'inertie".

Une modification accidentelle de l'attitude d'un satellite peut se produire à la suite de plusieurs types de pannes ou de manoeuvres maladroites.On peut noter entre autre
- les pannes de matériel, comme par exemple une panne du système d'entrarnement des panneaux solaires, un grippage des volants d'inertie, un défaut optique du détecteur à référence terrestre, ou encore un mauvais fonctionnement des micropropulseurs;
- les pannes électriques, essentiellement de la centrale inertielle, ou encore les variations de la puissance disponible entraînant une panne momentanée des boucles d' asservissement du contrôle d'attitude;;
- les défauts de conception de la centrale de commande du satellite, par exemple dans le cas où les détecteurs à référence terrestre sont perturbés par le passage du soleil ou de la lune dans leur champ de vision ou encore lorsque les boucles d'asservissement ititeragissent de fa çon non prévue;
- les fausses manoeuvres dûes à des erreurs de programmation des logiciels de bord, ou encore à des télécommandes erronées envoyées depuis le sol, sous contrôle automatique ou manuel.

Ce type de panne est susceptible de perturber gravement le fonctionnement du satellite, voire meme de l'interrompre, lorsqu'il n'est opérationnel que sous une condition stricte d'orientation. C'est notamment le cas pour les satellites de télécommunication géostationnaires, et stabilisés sur trois axes en pointage terrestre.

Les satellites de télécommunication de la génération actuelle, de fabrication européenne ou américaine, n'ont été conçus qu'avec des exigences assez peu contraignantes en ce qui concerne la procédure de repointage après modification accidentelle d'attitude.

Dans le cas d'une perte d'orientation, (Fig.10b) lé satellite prend automatiquement deux configurations successives de sauvegarde
- le mode automatique de reconfiguration (modeAR > );
- le mode de repointage d'urgence sur le soleil (mode ESR).

le but du mode ARSi est de mettre en attente le système de contrôle d'attitude et d'orbite (AOCS) suite à une perte de puissance ou encore à une perte de contrôle du pointage. Toutes les unités de commance d'attitude sont mises enredondance, à l'exception des volants dans le cas d'un système d'inertie à volants décalés (skewed wheel configuration). Une minuterie est également mise en route pendant quinze minutes,afin de donner à l'opérateur au sol la possibilité d'établir la gravité de la défaillance, et éventuellement d'y remédier dans le laps de temps imparti.

Pour les cas de défaillance légère, facilement réparable, ce mode transitoire permet d'éviter une interruption trop longue et non nécessaire du service de communication. L'opérateur peut éventuellement prolonger le mode ARM au-delà du quart d'heure programmé par la minuterie.

Toutefois la durée d'intervention est limitée par le fait que, en mode ARM, le mécanisme d'entratnement des panneaux solaires est également déconnecté, ce qui signifie que les panneaux restent verrouillés dans l'orientation par rapport au satellite qu'ils avaient au moment de la détection de la défaillance.

Dans le cas où le contrôle de pointage n'a pas pu être rétabli en mode ARM, le satellite passe ensuite automatiquement en mode ESR. L'objectif de cette configuration est d'amener le satellite jusqu'à une attitude de sécurité en pointage sur le soleil de façon à ce qu'il soit alimenté en énergie. Toutes les unités de la charge utile et de commande d'attitude sont éteintes, à l'exception de celles nécessaires au pointage sur le soleil, de façon à protéger le satellite de toutes erreurs supplémentaires possibles.

Les moyens de pointage sur le soleil sont constitués de boucles d'asservissement spécifiques de secours, de conception simple,utilisant une alimentation redondante d'énergie, ainsi que des unités de propulsion de secours.

Dans le cas d'un satellite à stabilisation par volant d'inertie, le volant est immobilisé afin de détruire le couple de stabilisation, et le satellite est maintenu en pointage solaire sous le contrôle des détecteurs solaires (SAS) et des micropropulseurs, avec verrouillage des panneaux.

Dans les systèmes actuels, le repointage terrestre à partir du mode ESR ne peut intervenir que sous certaines conditions de position relatives de la terre et du soleil par rapport au satellite. Cette contrainte empêche un repointage immédiat du satellite, dès réparation des pannes, ce manque de souplesse se traduisant par des durées de non-fonctionnement supplémentaires du satellite.

En effet, dans les systèmes connus, le repointage vers la terre s'effectue au moyen du détecteur à référence terrestre et d'une boucle d'asservissement correspondante. Le volant est ensuite lancé en rotation de façon à reprendre le mode normal de fonctionnement. Toutefois, dans la mesure où le satellite pointe initialement vers le Soleil selon son axe des x ou des y, et du fait que le détecteur terrestre (infrarouge) a son champ de vision selon l'axe des z, la direction de la Terre et celle du
Soleil tellesque vuesdePuis le satellite doivent être pernendiculaires (cf. Fig.lOc). Une telle situation n'existe qu'à 0600 et 1800 heure locale du satellite, ce qui peut représenter jusqu'à douze heures d'attente non opérationnelle.On peut même noter que le temps d'attente peut se monter jusqu'à 24 heures dans le cas où un seul axe de roulis peut être utilisé en pointage solaire dans la procédure ESR,
(commepar exemple dans les satellite OTS).

En résumé, les techniques existantes de mise en mode d'attente,puis de repointage des satellites à pointage terrestre, présentent les inconvénients suivants
- le temps de réaction de 15 minutes est généralement trop bref pour permettre à l'opérateur de réagir, et ne peut être guère prolongé -sans entamer de façon trop importante les réserves d'énergie solaire;
- le mode de pointage d'urgence sur le soleil correspond à la mise en oeuvre d'une sécurité maximale, mais il entraîne l'utilisation des micropropulseurs dans une boucle d'asservissement entralnant la consommation de jusqu'à plusieurs kilos d'ergols. En outre, une défaillance des Licropropulseurs de rechange utilisés en mode ESR (fuite ou fonctionne- ment prolongé accidentel) pet remettre en cause complètement la stabilité en mode ESR
Le tenus de repointage terrestre à partir du mode
ESR est trop long. Ce dernier point est notamment particulièrement vrai pour la nouvelle génération de satellite de télécommunication (INMARSAT 2, ECS-AJ dans lesquels il est nécessaire de limiter les pertes de communication éventuelle une heure et demi maximum. Cette contrainte est d'ailleurs également maintenant imposée pour les satellites déjà en orbite.

En conséquence, la présente invention est destinée à fournir une procédure de repointage terrestre permettant notamment de pallier les inconvénients des procédures existantes rappelés ci-dessus.

Plus précisément, un premier objectif de l'invention est de fournir une procédure de repointage rapide d'un satellite à pointage terrestre permettant un retour aux conditions nominales de fonctionnement en moins d'une heure à partir du mode de pointage solaire d'urgence.

Un deuxième objectif de l'invention est de fournir une telle procédure qui puisse aussi bien être contrôlée à partir du sol,qu'aumayend'un logiciel embarqué utilisant une logique relativement simple.

Un troisième objectif de l'invention est de fournir une telle procédure qui soit applicabie en particulier auxsatellitesà contrôle d'attitude par volant d'inertie, mais également auxsatellites stabilisés sur trous axes sans couple interne de stabilisation.

Un objet complémentaire de l'invention est de fournir une procédure qui se présente sous forme d'une succession d'étapes, dont la séquence puisse n'être que partiellement suivie dans le cas de modificationsaccidentellesd'attitude peu graves.

Plus précisément, si la procédure permet effectivement un retour rapide en pointage terrestre tartir du mode ESR, il est étalement possible de n'utiliser aue les dernières étapes permettant de maitriser un satellite à mouvement de nutation et vitesses angulaires modérées sans qu'il soit nécessaire de l'amener tout d'abord en pointage solaire.

Un autre objet de l'invention est de fournir un tel système dont l'application au satellite à stabilisation par volant d'inertie permet de se passer totalement des micropropulseurs pour l'o- pération de repointage.

L'invention a également pour avantage de permettre, dans un mode de réalisation préféren tiel, un fonctionnement à partir des équipements disponibles sur la plupart des satellites déjà en orbite , et notamment les satellites ECS, et MARES de l'Agence Spatiale Européenne.

D'une manière générale, l'objectif est d'obtenir une procédure d'une très grande souplesse, sans contrainte spécifique de temps des télécommandes ou de la réaction des opérateurs au sol, et avec au moins une étape d'orientation des panneaux so- laires vers le soleil afin d'éviter les coupures- d'énergie. En outre, la mise en oeuvre de la procédure selon l'invention n'empêche absolument pas, en cas de mauvais fonctionnement et d'interruption de cette procédure, de retourner en mode de pointage solaire à sécurité maximale, et d'assurer un repointage par la procédure longue connue,-rappelée ci-dessus.Ces objectifs sont obtenus à l'aide d'une procédure en deux phases successives basées sur les principes suivants :
- la phase A permet de ramener le satellite depuis le mode de pointage solaire de sauvegarde jusqu'à une attitude dans laquelle l'axe de tangage du satellite oscille dans une fourchette suffisamment étroite autour de la direction terrestre, avec une nutation et des vitesses angulaires réduites. Cette phase est basée sur la détermination et la maitrise de la vitesse de rotation et de la position angulaire de l'axe de tangage du satellite par rapport à la direction solaire. Deux modes de réalisation seront précisés plus loin.

- la phase B constitue la phase de repointage rapide proprement dit et consiste à ramener le satellite à mouvement de nutation réduit et vitesse angulaire limitée jusqu'à la stabilisation trois axes en orientation vers la terre. Ceci est obtenu par une succession d'étapes destinées tout d'abord à amortir progressivement la nutation, puis à aligner précisément l'axe de tangage du satellite. Cette phase est de principe différent suivant que le satellite est avec couple de stabilisation par volant d'-inertie, ou sans couple de stabilisation.

De plus, dans le mode de réalisation de cette phase
B appliquée au satellite à couple de stabilisation, les étapes s'end fnt avec une gradation progressive de la stabilité obtenue. Ceci permet éventuellement d'entrer dans cette phase de repointage, dans le cas d'une modification accidentelle d'attitude peu importante, à une étape interme'diaire correspondant au degré effectif d'instabilité acquis accidentellement par le satellite.

Plus précisément, la phase B définie ci-dessus et appliquée aux satellites à couple de stabilisation consiste, selon l'invention, en une procédurede repointage rapide d'un tel satellite à pointage terrestre, notamment du type des satellites de communication géostationnaires, ledit satellite étant muni d'une part de moyens de mesure constitués de détecteurs à référence solaire, de détecteurs à référence terrestre et/ou de gyromètres et d' autre part de moyens de rectif i- cation d'attitude par variation du couple du ou ies volant(s) d'inertie,
procédure caractérisée en ce qu'elle est constituée de la séquence d'étapes prises dans l'ordre suivant avec possibilité d'entrer dans la séquence au niveau de chacune desdites étapes.

(i) une étape d'initialisation de la procédure, consistant à déconnecter la boucle d'asservissement en roulis, à connecter tous les détecteurs à références solaire et terrestre etiou les pyromètres disponibles et à établir un contrôle en boucle ouverte des vitesses du ou des volants d'i nertie;
(ii) étape de préstabilisation en tangage consistant à placer le satellite en configuration à double rotation, la plate-forme étant amenée en contre-rotation, puis à déterminer les variations en tangage à partir des détecteurs à référence solaire ou terrestre et à contrôler ces variations par actions sur le ou les volants d' iner- tie; ;
(iii) une étape de réalignement du tangage consistant à ramener le satellite dans la fourchette de fonctionnement de la boucle d'asservissement en tangage, par capture de la terre en tangage avec un contrôle sur un seul axe;
(iv) amortissement de la nutation résiduelle, consistant à exercer des couples transversaux en roulis et/ou en lacets par action sur les volants d'inertie etiou activation des micropropulseurs jusqu'à capture de la terre en roulis par la boucle d'asservissement correspondante.

Cette procédure comporte éventuellement une étape supplémentaire d'amortissement du mouvement de nutation,préalable au réalignement du tangage dans 16 cas où le mouvement de nutationest d'amplitude supé rieureà la fourchette de fonctionnement de la boucle d'asservissement en tangage. Selon l'invention, cette étape d'amortissement préalable du mouvement de nutation consiste à verrouiller les panneaux solaires à 1809 l'un par rapport à l'autre pour optimiser la génération d'énergie dans la configuration à double rotation, et à contrôler la nutation soit par contrôle actif en agissant sur les couples des volants d'inertie, ou en activant les micropropulseurs, soit par contrôle passif avec l'échange de couple entre les volants et la plate-forme du satellite.

La phase B de la procédure de repointage rapide selon l'invention, telle que détaillée ci-dessus, s'applique notamment fort avantageusement à la suite de la mise du satellite en mode ARMrésultant d'une modification accidentelle d'attitude. Cette phase de la procédure évite donc avantageusement de placer le satellite en pointage solaire de sauvegarde (mode ESR).

Toutefois, l'invention s'applique également au cas où le satellite a été placé en mode
ESR. Dans ce cas, la phase permettant de ramener le satellite depuis son pointage solaire de sauvegarde jusqu'd la phase de repointage terrestre rapide détaillée ci-dessus est caractérisée selon un mode de réalisation préférentiel par la succession d'Étapes suivante
(i) les panneaux solaires sont verrouillés en direction du soleil, par activation des détecteurs à référence solaire montés sur les panneaux;
(ii) le bloc - support du réseau so- laire (BASTA) est déverrouillé par rapport à la plateforme du satellite, de façon à permettre une séparation anculaire entre les panneaux solaires et la plate-forme, cette dernière étant amenée en alignement avec la terre.La valeur de la séparation angulaire à réaliser est préalablement dét2riainée en fonction des orientations relatives de la direction solaire et de la direction terrestre par rapport au satellite à 'heure locale de manoeuvre.

(iii) le mouvement de rotation du satellite autour de son axe de roulis permet alors de repérer la position de la terre, et en conséquence de déterminer la vitesse angulaire et la position de l'axe de tangage.

(iv) la rotation en roulis est enfin stoppée, et les volants ou gyroscopes sont lancés lorsque l'axe de tangage se trouve en position favorable pour l'initialisation de la phase B de repointage.

Alors que ce premier mode de réalisation de l'invention peut s'effectuer à partir des dispositifs couramment embarqués sur la plupart des satellites déjà en orbite, l'invention concerne également un second mode de réalisation de la phase A permettant d'amener le satellite depuis le pointage solaire de sauvegarde jusqu'à une position permettant l'enchaînement avec la phase B de repointage terrestre.

Ce second mode de réalisation de la procédure consiste à utiliser un détecteur vidéo à dispositif CCD linéaire ou matriciel destiné à fournir un repérage astronomique sur des étoiles de manitude choisi , et après détermination de la position et de la vitesse de rotation de l'axe de tangage du satellite par rapport à la direction solaire, de stopper la rotation en roulis et de lancer les gyroscopes et/ ou les volants d'inertie lorsque l'axe de tangage se trouve en position favorable pour l'initialisation de la phase B de repointage rapide.

Dans le cas ou l'un ou l'autre de ces modes de réalisation de la phase A de la procédure à un satellite sans couple de stabilisation, ce sont les gyromètres de la centrale inertielle qui sont lancés (au lieu des volants d'inertie dans le cas des satellites à couple stabilisateur), au moment de l'arrêt du mouvement de roulis et du passage de l'axe de tangage en position favorable pour l'initialisation de la phase B de la procédure de repointage terrestre.

Dans ce cas, la procédure B consiste, selon l'invention, à utiliser les informations de vitesse angulaire fournies par les gyromètres intégrateurs pour assurer le repointage terrestre par traitement sur les angles d'Euler et le verrouillage en position stabilisée.

D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante de quelques modes de réalisation détaillés de l'invention, et des dessins annexés dans lesquels
- la Fig.1 représente schématiquement le système de contrôle et d'attitude d'un satellite (AOCS), avec l'emplacement préférentiel pour les détecteurs à références terrestre et so- laire (Fig.1a) ainsi qu'un mode de réalisation préférentiel du principe de réalisation de l'unité de stabilisation inertielle par volants d'inertie (Fig.lb);
- la Fig.2 représente schématiquement la succession des phases de la procédure de repointage terrestre selon l'invention;;
- les Figs.3, 4 et 5 représentent schématiquement l'attitude du satellite en pointage terrestre normal, en perte de référence terrestre, et en spin à plat, respectivement;
- la Fig. 6 schématise la boucle d'asservissement en tangage du satellite correspondant au mode normal de stabilisation;
- les Figs 7 et 8 représentent l'dvolu- tion des signaux émis par les détecteurs infrarouges à référence terrestre lors des étapes de préstabilisation en tangage (fig.7), et réalignement en tangage
(fiv.8) respectivement;
- la Fig.9 représente les signaux émis par les détecteurs à référence solaire lorsque le satellite est entrarné en mouvement de nutation;;
- les Figs. 10a, 1Ob illustrent une première manière de détermination des vitesse et position angulaires du satellite (étape A12) par balayage conique d'un capteur SAS.

- les Figs.lla et llb illustrent la seconde manière de détermination des vitesses et position angulaires du satellite (Etape A12) par écartement angulaire panneaux solaires/plate-forme (Etape Ail).

- les Figs 12a,b,c, représentent les trois étapes de la procédure lente de repointage terrestre de l'art antérieur à partir du pointage solaire de sauvegarde en mode ESR.

Dans le satellite représenté en figure 1, l'axe de roulis est en x, l'axe de tangage est en y et l'axe de lacet est en z.

Lorsqu'vil est en orbite autour de la terre, et stabilisé en pointage terrestre, le satellite pointe son axe de lacet vers le sol et parcourt son orbite dans la direction de l'axe x de roulis.

Le satellite représenté en figure la est muni de moyens de mesures classiques, à savoir un détecteur à référence solaire 21 monté sur le panneau solaire 10, un détecteur à référence solaire de secours 22, à grand angle de vision, et un bloc de deux détecteurs terrestres et d'un détecteur solaire à faisceaux en V 23. Le satellite présente également un détecteur de secours infrarouge deux-axes, à référence terrestre 24.

La figure lb est la y. vue schématique dans un plan y,z d'un mode de réalisation possible pour la centrale inertielle du satellite. Celle-ci est ooeposée des trois volants d'inertie 31,32,33, du type à décalage (skewed wheel configuration).

Toutefois la procédure selon l'invention ne se limite pas à son application à des satellites prcsentant une centrale inertielle de ce type, et on peut aussi bien envisager que le satellite soit muni d'un nombre inférieur ou supérieur de volants d'inertie. Dans le cas des satellites à stabilisation sans couple d'inertie, la centrale inertielle ne comporte d'ailleurs aucun volant d'inertie, mais essentiellenent des gyromitres intégrateurs, comme on le verra plus loin dans la description d'un mode de réalisation particulier de l'invention.

La procédure complète selon l'invention est schématisée en figure 2. On y reconnais, tout d'abord, la phase
A permettant de ramener le satellite depuis la ccnfiguration de sauvegarde en pointage solaire (A1) jusqu'à une position intermédiaire de préalignement de l'axe de tangage vers sa position stable en pointage terrestre (A30), (A40).

Comme déjà mentionnés précédemment, deux modes de réalisation de cette phase A sont couverts iar la présente invention
- la détermination de la vitesse angulaire et de la position de l'axe de tangage du satellite est réalisée par rage du cercle d'apparition de la terre à partir d'un détecteur monté sur la plate-forme du satellite (A10), (Ail), (A12);
- la détermination des mêmes paramètres de l'axe de tangage par rapport aux étoiles à partir d'un système de repérage astronomique (A20), (A21).

La phase A s'adève ensuite par la stabilisation du mouvement de roulis du satellite et la réinitialisation du ou des volants d'inertie (A30) (satellite à couple de stabilisation), ou des gyromètres intégrateurs (A40), (satellite sans couple stabilisateur).

La phase B correspond au repointace terrestre final jusqu'à la position stabilisée N1. Cette phase peut soit s'enchaîner avec l'une des procédures de la phase A lorsque le satellite se trouvait initialement en pointage solaire de sauvegarde (ESR), soit être directrent initialisée à partir de la configuration d'attente (au{).

Selon l'invention, deux modes de réalisation sont ici encore possibles
- un repointage terrestre par mise en double rotation du satellite, avant de ramener les paramètres d'évolution du satellite à l'inté- rieur des fourchettes de fonctionnement des boucles normales d'asservissement servant au maintien stabilisé en pointage terrestre (BlO), (B11), (B12)7(B13)r (B14J. Ce mode de réalisation est utilisable dans les satellites à couple stabilisateur;
- un repointage par traitement des angles d'Euler (B20) dans le cas des satellites sans couple stabilisateur.

On va ddtaillerci-après chacun des sous, ensembles de la procédure selon l'inventionNidenti- fiés ci-dessus.

Toutefois, il est nécessaire de rappeler préalablement brièvement quél est le principe de stabilisation des deux systèmesinertiels envisagés dans la présente invention, à savoir les systèmes à stabilisation par volants d'inertie (couplesstabilisateurs),et les systèmes sans couple stabilisateur.

Dans un système à couple stabilisateur (momentum bias control system),comme par exemple dans le satellite MARECS, le pointage terrestre en condition normale est réalisé par la référence inertielle fournie par un volant d'inertie (ou un jeu de plusieurs volants) en rotation à une vitesse d'environ 4000 toursjminute.

Le système représenté en figure 1, et qui correspond à celui équipant les satellites
MARECS, comporte tous les éléments nécessaires à une stabilisation par volant d'inertie. La détection de la terre est réalisée au moyen du détecteur infrarouge deux axes 24. Le contrôle en roulis et en lacet est effectué en référence au moment normal au plan de l'orbite, par impulsions de micropropulseurs ou par utilisation des couples de pression solaire s'exerc,ant sur les panneaux. Le contrôle en tangage s'effectue par ajustement de la vitesse du volant d'inertie, de façon à créer un couple sur la plate-forme du satellite. A titre d'exemple, le principe de stabilisation par volant d'inertie est utilisé dans les satellites de télécommunication (ECS, MARECS,TELAXtI, DFS, RCA-SATCOM, FORD-nME=SAS
V, et INSAT).La plupart de ces satellites utilise un système à volants décalés (deux ou trois volants placés en configuration en V) permettant une plus grande flexibilité et redondance.

A la différence du système à couple stabilisateur, les systèmes sans couple stabilisateur fonctionnent à partir d'un ensemble intégrateur sur trois axes (RIG) avec par exemple détermination de la position du satellite par captage optique (capteurs à références terrestre ou solaire puis procédure de repointage pilotée par des gyro- mètres intégrateurs selon un traitement sur les angles d'Euler, et enfin retour à la détection optique de la terre pour la stabilisation en pointage final.

Ces différences de conception étant rappelées, il est maintenant intéressant de caractériser rapidement les effets d'une modification accidentelle d'attitude sur le comportement d'un satellite initialement stabilisé en pointage terrestre par volants d'inertie.

Dès la détection de la modification d'attitude,un mode d'alerte et d'attente, tel que le mode ARti, est adopté par le satellite. Corrélativement, toutes les boucles d'asservissement sont interrompues, qui assuraient la stabilisation du satellite en pointage terrestre nominal.

A ce moment, le volant d'inertie reste soit à vitesse constante, dans le cas des systèmes à contrôle tachymétrique, soit subit une dérive lente due au déséquilibre entre les couples d'entraînement du volant et les couples de friction.

De plus, et en fonction de la cause de la modification d'attitude, il peut se produire une mise en mouvement de nutation.

Le satellite prend de la vitesse autour de son axe de tangage à cause du principe de la conservation des moments angulaires,et la plate-forme farme,avec-le volant d'inertie,une configuration à double rotation.

Les vitesses angulaires autour des autres axes dépendent de la nutation initiale. Si la déstabilisation a été provoquée par un ordre incorrect envoyé au volant, la nutation peut être considérable.

Si I'onn'intervient pas, le satellite évolue progressivement vers une situation de spin à plat, résultant finalement en une rotation autour des axes latéraux. La constante de temps du mquvement de spin à plat est typiquement de l'ordre de quelques heures.

L'ensemble de cette séquence est représenté dans les figures successives Figs 3,4 et 5
La nouvelle procédure rapide de repointage terrestre selon l'invention (phase B) a pour objet d'éviter un pointage solaire de sauvegarde (mode ESR).

Cette procédure est basée sur les principes suivants
- il y a préservation du couple inertiel de référence, même en cas de nutation importante; l'objectif est de ramener le satellite dans des conditions d'évolution maitrisablespar la boucle d'asservissement normal en tangage. Pour une boucle d'asservissement telle que représentée en figure 6, on peut obtenir typiquement un fonctionnement pour des angles de nutation inférieurs à 150 et une vitesse moyenne de tangage inférieure à 0,050 par seconde. Cette boucle d1asservissement est constituée par le détecteur infrarouge à référence terrestre 60, qui fournit un signal d'erreur de tangage alimentévers un circuit d'avance de phase 61 avec int-gration éventuelle par circuit 62.Les signaux résultants sont alimentés depuis le circuit additionneur 63 sur un amplificateur de gain 64 en direction des moyens de commande 65 du volant 66.

Afin d'obtenir un retour dans la fourchette de fonctionnement de cette boucle d'asservissement en tangage, une maitrise des paramètres d'évolution du satellite peut être effectuée par modification des couples de tangage et vérification au moyen des détecteurs à référencessolaireset/ou terrestres.

Le détail des manoeuvres successives à effectuer, soit sous la direction d'un opérateur, soit automatiquement, correspond donc aux étapes
B1O, B11,B12,B13,B14 de la figure 2.

L'étape d'initialisation B10 correspond à une déconnexion de la boucle d'asservissement en roulis dès la détection de la modification accidentelle d'attitude et de la perte de contrôle par les boucles d'asservissement normal. Dans le cas où la boucle d'asservissement en tangage peut être maintenue, l'étape B13 peut s'appliquer directement.

Dans le cas contraire, une configuration d'asservissement en boucle ouverte est mise en route, consistant à
- connecter tous les détecteurs à ré férencessalaire et terrestre disponibles;
- connecter tous les gyromètres;
- établir un contrôle en boucle ouverte des vitesses de volants.

Selon l'invention, cette étape vient se substituer à la mise en mode ESR.

Dans l'étape suivante B11 de préstabilisation en tangage, l'objectif est de stabiliser l'attitude du satellite. Ceci est préférentiellement atteint,d'une part en augmentant légèrement le moment de tangage de quelques pourcents au-dessus de la valeur nominale, d'autre part en plaçant la plateforme en contre-rotation par rapport au volant d'inertie. Dans cette position stable, le moment en tangage peut être ajusté de façon importante sans provoquer de nutation. Cette variation des moments de tangage permet de faire varier les vitesses de tangage avec confirmation par les informations fournies par les détecteurs. On arrive ainsi à ramener les variations en tangage au-dessous de la limite de O,05c/s,ce qui permet de rentrer dans la fourchette de fonctionnement de la boucle normale d'asservissement en tangage.

Selon I'invention, la réduction en tangage s'effectue par maximisation du temps d'apparition de la terre dans le champ de vision du détecteur à chaque cycle, par action sur le moment en tangage.

La figure 7 permet de visualiser un signal typique obtenu en sortie du détecteur à référence terrestre lors de cette étape.

Lorsque les oscillations en tangage sont maîtrisées, il est éventuellement nécessaire d'amortir un mouvement de nutation trop fort, en passant par l'étape B12. L'objectif est ici de maintenir la terre à l'intérieur du champ de vision du détecteur à référence terrestre.

Il existe deux principes fondamentaux permettant le contrôle de nutation, à savoir un contrôle actif par ajustement des moments transversaux (en utilisant les volants, ou des micropropulseurs), et un contrôle passif par échange des moments entre le volant d'inertie en tangage et la plate-forme du satellite.

Le principe consiste ici à déterminer la valeur de la nutation à l'aide dis gyromètres ou des détecteurs à références terrestre ou salaire.

Pendant cette opération, les panneaux solaires sont verrouillés à 1800 l'un par rapport à l'autre de façon à maximiser la production d'énergie.

Le contrôle actif ou passif du moment de nutation est poursuivi jusqu'à -obtention d'un anor- tissement suffisant (Fig. 9).

Bien entendu, cette étape est inutile dans le cas où la nutation provoquée par la modification accidentelle d'attitude est d'emblée suffisamment faible.

L'étape B13 de réalignement de l'axe de tangage s'effectue ensuite lorsque,d'une part la vitesse en tangage a été suffisamment réduite, et d'autre part, le mouvement de nutation se trouve en deçà du seuil de fonctionnement de la boucle d'asservissement en tangage. Cette boucle est alors activée. La configuration en double rotation se trouve donc sous contrôle sur un seul axe, avec de faibles variations d'attitude. La figure 8 représente le signal convergent obtenu en sortie du détecteur à références terrestres lors de cette étape de réalignement.

Lors de cette étape, il est avantageux d'asservir les panneaux solaires de façon à les maintenir convenablement orientés.

L'étape B14 consiste enfin à réaliser l'amortissement de la nutation résiduelle afin d'assurer une stabilisation complète du satellite en pointage terrestre. Dans la mesure où l'axe de tangage est maîtrisé, il suffit de maîtriser l'axe de roulis, par détection des variations au moyen des détecteurs optiques ou des gyromètres. La rectification s'effectue par commande des moments transversaux avec les décalages de phases carres- pondant aux détecteurs utilisés. Il est également possible d'utiliser les micropropulseurs.

Lorsque le mouvement de roulis a réintégré la fourchette de fonctionnement de la boucle d'asservissement en roulis, celle-ci est réactivée et le satellite se trouve finalement stabilisé en pointage terrestre N1.

Lorsque le satellite se trouve initialement en mode ESR de pointage solaire de sauvegarde, la phase B de repointage terrestre décrite ci-dessus doit être précédée de l'un des deux modes de réalisation de la phase A tels que représentés en figure 2.

La procédure totale de repointage s'applique alors aussi bien auxsystèmesh couple de stabilisation qu'auxsystèmessans couple de stabilisation.

Dans le premier cas, le but poursuivi est de ramener le moment angulaire du volant d'inertie dans une direction perpendiculaire au plan de l'orbite pour pouvoir passer en phase B.

Lors de l'application autsystèmessans couple de stabilisation, la procédure consiste à déterminer l'attitude du satellite pour réinitialiser les gyromètres intégrateurs. Il est ensuite possible de définir une stratégie permettant de restaurer le pointage terrestre par manoeuvres sur un seul axe et traitements sur les angles d'Euler.

Quelque soit le mode de stabilisation du satellite, deux méthodes sont présentées, l'une utilisable à partir des dispositifs existants sur la plupart des satellites déjà lancés,et l'autre nécessitant de prévoir un dispositif spécifique de repérage astronomique. Toutefois, l'objectif des deux méthodes de la phase A est de déterminer la vitesse angulaire et la position de l'axe de tangage du satellite afin de pouvoir précisément choisir le moment du cycle d'évolution du satellite où enclencher la phase B de repointage terrestre.

Comme on l'a déjà vu plus haut, le mode ESR de pointage solaire de sauvegarde se caractérise par une liberté de roulis du satellite avec un contrôle actif sur deux axes du pointage solaire. La centrale inertielle principale est généralement stoppe.

Selon la première méthode de préparation du repointage terrestre, l'objectif est d'utiliser la rotation du satellite autour < e son axe de roulis pointé vers le soleil pour faire entrer cycliquement la terre dans le champ d vision du capteur à référence terrestre. L'angle de vision du capteur terrestre est limité. L'objectif est donc de faire effectuer au capteur terrestre un balayage conique interceptant la terre en un point du cycle de balayage.

Ceci est réalisable du fait que, pour toute heure de la journée, et donc pour l'heure précise où l'on souhaite initialiser le repointage, on connait très bien l'angle que présentent entre elles la direction du soleil et la direction de la terre telles que vues depuis le satellite. En conséquence, si l'on prend cet angle comme valeur du demi-angle du cane de balayage du capteur terrestre (par rapport à la direction solaire connue), on est certain que ce cene de balayage incluten un point du cycle la direction de la terre.

Les intersections cycliques avec la terre, lors du balayage conique, permettent alors de déterminer à la fois la vitesse de rotation angulaire et la position angulaire du satellite à tout instant.

On utilise cette information pour rétablir un moment angulaire normal au plan de l'orbite comme on le verra ci-après.

Il existe deux manière de réaliser le balayage conique du capteur terrestre constituant la première méthode de préparation du repointage terrestre ici exposée
- par décalage d'un capteur solaire
SAS monté sur la plate-forme;
- par utilisation d'un capteur solaire
SASS des panneaux solaires, après écartement angulaire panneaux solairesjplate-forme (étape Hall).

L'utilisation d'un capteur solaire SAS de plate-forme est mentionnée à titre illustratif et explicatif, bien que les limites qui lui sont inhérentes en restreignent l'emploi.

En pointage ESR, le satellite est pointé vers le soleil avec contrôle du capteur solaire SAS sur deux axes, captage du tangage et information de lacet. La figure 1Oa schématise cette configuration dans laquelle l'orientation des axes y et z est-inconnue alors que l'axe x pointe vers le soleil avec une rotation faible à vitesse inconnue du satellite autour de cet axe x.

En partant de ce pointage de l'axe des x vers le soleil, on introduit une valeur de recalage dans la boucle d'asservissement enlacetdu capteur so- laire SAS. Ceci entraîne un déplacement de l'axe de x en x' (figure 10b) avec un déplacement concommitant de l'axe des z (correspondant au centre du champ de vision du capteur terrestre) en z'. Du fait de la vitesse constante de rotation en roulis , l'axe des x suit un balayage conique autour du soleil (de la même manière que l'axe z), de façon à venir intercepter la direction terrestre.

Les caractéristiques non linéaires du capteur solaire SAS limitent l'angle de décalage réalisable à environ 200, mais en rajoutant les 200 du champ de vision du capteur, on peut arriver à couvrir une portion non négligeable des"heures de la journée".

L'étape A11 de la figure 2 correspond à la seconde manière,plus souple de détermination de la vitesse angulaire et de la position du satellite, en utilisant un décalage angulaire panneaux solaires / plate-forme (cf.Figs Ila,llb).

Dans ce cas, on tranfère tout d'abord le contrôle en tangage du satellite au capteur solaire
SASS monté sur les panneaux solaires, alors que ce contrôle est généralement effectué par un capteur solaire SAS de plate-forme lorsque le satellite est en mode de sauvegarde ESR. La boucle d'asservissement en lacet est également déconnectée. (Etape 10)
Ensuite, des moyens de commande du bloc support des panneaux solaires (CAPTA) sont activés jusqu'à ce que l'angle de vision du détecteur infrarouge à référence terrestre (IRES) et la direction solaire présentent entre eux un angle correspondant à l'écartement des deux directions à l'heure précise de manoeuvre (étape Ail). L'axe x vient en x', ce qui permet d'obtenir le balayage conique du capteur terrestre (Tig.llDj. Cette manière de capter la terre dans le champ de vision de l'IRES est applicable quelque soit l'angle d'écartement nécessaire.

Toutefois, dans la seconde manière illustrée en figure 11b, on notera que la vitesse angulaire de rotation autour de la direction solaire ne correspond plus à la vitesse de roulis du satellite, mais les gyromètres alignés en Z peuvent être lancés.

Après détermination de la vitesse angulaire et de la position du satellite, le lancement du volant d'inertie doit s'effectuer de façon à établir
un moment angulaire normal au plan de l'orbite (étape A30). Ceci signifie que l'axe de lacet doit être perpendiculaïre au plan de l'orbite, en pointant vers le sud, avec des vitesses de rotation autour des trois axes sensiblement égales à 0.

Cette préparation du repointage nécessite que l'on place le satellite dans une attitude particulière, car le lancement du volant d'inertie est une opération qui n'est pas instantanée, mais peut au contraire prendre jusqu'à plus de dix minutes.

Or, on ne peut pas stopper simplement les déplacements du satellite au moment où l'axe'9"pointe vers le sud pour deux raisons:
- le mouvement angulaire est réalisé autour de la direction solaire. Or, cette rotation ne peut pas être considérée comme s'effectuant en roulis par rapport au corps du satellite, et en conséquence il n'est pas possible d'appliquer un couple idoine au moyen des propulseurs afin d'annuler la rotation.

Pour cette raison, il est généralement nécessaire,(après l'étape A12) de décaler de façon supplémentaire l'axe z du satellite afin de - l'ali- gner dans la direction solaire (mais en sens opposé).

Dans cette figuration, la terre sort à nouveau du champ de vision du capteur terrestre IRES. En revanche, on peut alors actionner les propulseurs de lacet pour stopper la rotation angulaire avec une phase correcte.

Pour obtenir le même résultat, il est également possible de ramener'l'axe de x en pointage solaire. Toutefois, l'alignement de l'axe de lacet z en pointage antisolaire est souvent préférable du fait que le gyromètre de lacet fournit une estimation de rotation plus simplement que le capteur solaire
SAS. Dans le cas où cella est nécessaire, cette étape de rectification du couple de lacet s'effectue par exemple par commande d'impulsions du micro-propulseur de lacet. La mise à feu doit prendre place au moment du passage de la terre, après alignement de l'axe de lacet en pointage anti-solaire comme indiqué ci-dessus. Le gyromètre de lacet fournit alors une confirmation de la rectification effectuée, permettant préférentiellement d'obtenir des variations en lacet inférieures à 0,Oî0is.

- La-méthcde de stabilisation ainsi réalisée ne prend pas en compte l'inclinaison du plan orbital du satellite par rapport à la direction solaire. Or, l'élévation du soleil par rapport au plan de l'orbite se monte jusqu'à 23".

Si l'on choisit de négliger cet angle, le moment angulaire initialisé est décalé de jusqu'à 230 par rapport à la normale de 1 'orbite. Ce décalage peut ensuite être annulé au moyen des boucles d'asservissement normales du pointage, après détection de la terre.

Toutefois, il est également possible de décaler la boucle d'asservissement en lacet autour du capteur solaire
SAS, de façon à compenser l'élévation du soleil. La valeur de ce décalage est fonction de la saison (déclinaison solaire), et de l'heure de repointage.

L'étape suivante vus), (pour satellite à couple de stabilisation) ou (A40), (pour satellite sans couple de stabilisation), consiste enfin à stopper la rotation en roulis et à réinitialiser le ou les volants d'inertie, ou les gyromètres respectivement afin de passer en phase (B) de repointage terrestre.

La procédure de repointage terrestre pour satellite à stabilisation par couple a déjà été décrite ci-dessus.

Dans le cas d'un satellite sans couple de stabilisation, ce sont les signaux en Fawenance des gyromètres d'intégration qui permettent le repointage et la stabilisation du satellite en position nominale par traitement sur les angles d'Euler (B2O).

La deuxième méthode de retour depuis le mode ESR, fait appel a un dispositif de repérage astroncmique du type linéaire ou matriciel à faible précision. Ce dispositif est destiné à déterminer la position et la vitesse de rotation de l'axe de tangage au moyen des techniques de reconnaissance de la position des étoiles présentant une magnitude donnée.

Cette étape de repérage astronomique peut être entièrement réalisée sous commande de la station au sol, soit par mise en oeuvre d'un logiciel spécifique, soit par interprétation manuelle réalisée par l'opérateur au sol.

Lorsque l' attitude et l'évolution du satellite ont été déterminées, le roulis est stoppé, et de la meme manière que pour la méthode précédente, le ou les volants d'inertie (A30), ou les gyromètres (A40) sont lancés, suivante type de stabilisation du satellite.

L'unité de repérage astronomique utilisée en A20 est avantageusement un dispositif CCD linéaire ou matriciel, de faible précision absolue (par exemple de l'ordre de 10), mais de résolution moyenne (jusqu'à 0,1 ). Cette unité est avantageusement munie d'un niveau variable de détection de la magnitude d'illumination des étoiles, niveau que l'on peut choisir depuis la station de contrôle au sol. La carte des étoiles relevée peut être envoyée vers le sol à travers les canaux normaux de télémétrie, aux fins d'interprétation. L'unité peut par exemple ainsi travailler entre O et 1 Jseconde, avec un champ de vision sous un angle de 200 à 400 environ, perpendiculairement à la direction du soleil.

La procédure décrite ci-dessus offre donc plusieurs méthodes dé repointage terrestre adaptés à différents types d'équipement embarqués sur les satellites. Chacun des modes de réalisation représentés permet d'obtenir généralement un repointage en moins d'une heure.

Comme on l'a vu, chacune des méthodes limite au minimum l'utilisation des micropropulseurs, et optimise l'utilisation des panneaux so- laires pour la génération d'énergie.

Dans son application aux satellites de télécommunication stabilisée sur trois axes en orbite géostationnaire, la procédure selon l'invention permet donc de réduire au minimum les durées pendant lesquelles le satellite n'est pas opérationnel.

Claims (6)

REVENDICATIONS

10. Procédure de repointage rapide d'un satellite à pointage terrestre, notamment du type des satellites de télécommunication géostationnairesà couple de stabilisation, ledit satellite étant muni d'une part de moyens de mesure constitués de détecteurs (21,22) à référence solaire, de détecteur (24) à référence terrestre etiou de gyromètres, et d'autre part de moyens de rectifications d'attitude par variation du couple du ou des volants d'inertie (31,32,33),

procédure caractérisé entre qu'elle est constituée de la séquence d'étapes prises dans l'ordre suivant avec possibilité d'entrer dans la séquence au niveau de chacune desdites étapes

(i) une étape d'initialisation de la procédure (B100 consistant à déconnecter la boucle d'asservissement en roulis, à connecter tous les détecteurs à références solaire et terrestre et/ou les gyromètres disponibles et à établir un contrôle en boucle ouverte des vitesses du ou des volants d'inertie;

(ii) une étape de préstabilisation en tangage (bit) consistant à placer le satellite en configuration à double rotation, la plate-forme étant amenée en contre-rotation, puis à déterminer les variations en tangage-à partir des détecteurs à référence solaire ou terrestre et à contrôler ces variations par actions sur le ou les volants d'inertie;

(iii) une étape de réalignement du tangage (E13) consistant à ramener le satellite dans la fourchette de fonctionnement de la boucle d'asservissement en tangage, par capture de la terre en tangage avec un contrôle sur un seul axe;;

(iv) une étape d'amortissenent de la nutation résiduelle (B14), consistant-à.exercer des couples transversaux en roulis et/ou en lacets par action sur les volants d'inertie etyou activation des micropropulseurs jusqu a capture de la terre en roulis par la boucle d'asservissement correspondante.

20. Procédure selon la revendication 1, caractérisée en ce qu'elle comporte une étape supplémentaire d'amortissement du mouvement de nutation (B12) préalable au réalignement de l'axe de tangage (B13) dans le cas ou le mouvement de nutation est d'amplitude supérieure à la fourchette de fonctionnement de ladite boucle d'asservissement en tangage, ladite étape consistant à verrouiller les panneaux solaires à 1800 l'un par rapport à l'autre, pour optimiser la génération d'énergie, et à amortir la nutation par contrôle actif en agissant sur les couples tles volants d'inertie ou en activant les micropropulseurs, ou par contrôle passif avec échange de couple entre les volants et la plate-forme du satellite.

30. Procédure selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite étape de réalignement en tangage consiste à ramener le satellite à un mouvement de nutation inférieur à 15 et à une vitesse angulaire en tangage inférieure à O,O50jseconde.

40. Procédure selon la revendication 1, pour un satellite stabilisé initialement dans la direction solaire sur deux axes, avec liberté de roulis,

caractérisé en ce qu'elle consiste à faire précéder la séquence d'étapes de la revendication 1 par les étapes suivantes

(i) une étape(A10)d'asservissement des panneaux solaires en pointage solaire utilisant spécifiquement les détecteurs à référence solaire montés sur les panneaux;;

(ii) une étape (Ail) dans laquelle on fait apparaître entre le bloc support des panneaux solaires et la plate-forme du satellite un angle correspondant à celui présenté par les directions solaire et terrestre vues depuis le satellite à'heure locale de manoeuvre,

(iii) une étape (A12) de détermination de l'attitude du satellite par chronométrage des apparition de la terre dans le champ de vision du détecteur à référence terrestre monté sur la plate-forme lors de chaque cycle du mouvement de roulis;

(iv) une étape (A30,A40) d'interruption de la liberté de roulis, et de mise en rotation du ou des volants d'inertie etjou des gyromètres de la centrale inertielle au moment où l'axe de tangage se trouve en position favorable pour réaliser le repointage terrestre selon la séquence de la revendication 1.

5 . Procédure selon la revendication 4, caractérisée en c que l'étape (A30,A40J de mise en rotation de la centrale inertielle du satellite est précédée d'une étape d'annulation de la rotation du satellite en lacet.

60. Procédure selon la revendication 1, pour un satellite stabilisé initialement dans la direction solaire sur deux axes avec liberté de roulis, ledit satellite étant muni d'une unité de repérage astronomique du type à détecteur vidéo linéaire ou matriciel,

caractérisée en ce qu'elle comporte les étapes suivantes effectuées avant les étapes de la revendication 1

(i) une étape (A20) de détection de la position des étoiles visibles depuis le satellite à l'aide dudit dispositif de repérage astronomique;

(ii) une étape (A21) de détermination de l'attitude du satellite par rapport à la direction solaire, à partir dudit repérage astronomique; ;

(iii) une étape (A30,A40) d' interruption de la liberté de roulis, et de mise en rotation du ou des volants d'inertie etjou des gyromètres de la centrale inertielle au moment où l'axe de tangage se trouve en position favorable pour réaliser le repointage terrestre selon la séquence de la revendication 1.

70.Procédure selon la revendication 6 caractérisée en ce que ledit repérage astronomique est réalisé à l'aide d'un dispositif CCD linéaire ou matriciel.

80. Procédure selon l'une quelconque

des revendications 4 à 7 caractérisée dans son

application à un satellite sans volant d'inertie.