FR2689855A1 - Coordinated position maintenance of geostationary satellite cluster - Google Patents
Coordinated position maintenance of geostationary satellite cluster Download PDFInfo
- Publication number
- FR2689855A1 FR2689855A1 FR9215363A FR9215363A FR2689855A1 FR 2689855 A1 FR2689855 A1 FR 2689855A1 FR 9215363 A FR9215363 A FR 9215363A FR 9215363 A FR9215363 A FR 9215363A FR 2689855 A1 FR2689855 A1 FR 2689855A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- satellites
- orbit
- relative
- satellite
- swarm
- 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
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 title claims description 4
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 43
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims abstract description 9
- 238000012937 correction Methods 0.000 claims description 30
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 claims description 16
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 16
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 11
- 238000005457 optimization Methods 0.000 claims description 3
- 230000004075 alteration Effects 0.000 claims description 2
- 238000002955 isolation Methods 0.000 claims 1
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 abstract description 14
- 239000013598 vector Substances 0.000 description 8
- 230000006870 function Effects 0.000 description 5
- 230000008859 change Effects 0.000 description 3
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 2
- 230000004044 response Effects 0.000 description 2
- 101100369074 Tuber dryophilum TDF-1 gene Proteins 0.000 description 1
- 230000001174 ascending effect Effects 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 1
- 230000037452 priming Effects 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 230000035484 reaction time Effects 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 description 1
- 230000002123 temporal effect Effects 0.000 description 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 1
- 230000001052 transient effect 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
- B64G1/1085—Swarms and constellations
-
- 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
- B64G1/242—Orbits and trajectories
-
- 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
- B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G3/00—Observing or tracking cosmonautic vehicles
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S13/00—Systems using the reflection or reradiation of radio waves, e.g. radar systems; Analogous systems using reflection or reradiation of waves whose nature or wavelength is irrelevant or unspecified
- G01S13/88—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S17/00—Systems using the reflection or reradiation of electromagnetic waves other than radio waves, e.g. lidar systems
- G01S17/88—Lidar systems specially adapted for specific applications
-
- 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
- B64G1/66—Arrangements or adaptations of apparatus or instruments, not otherwise provided for
Abstract
Description
Agencement et procédé pour le maintien coordonne en
position d'un essaim de satellites géostationnaires
L'invention concerne un agencement et un procédé pour le maintien coordonné en position d'un essaim de satellites géostationnaires constitué par un certain nombre de satellites dans une zone commune limitée sur l'orbite géostationnaire.Arrangement and method for coordinated maintenance in
position of a swarm of geostationary satellites
The invention relates to an arrangement and a method for the coordinated holding in position of a swarm of geostationary satellites constituted by a number of satellites in a limited common area on the geostationary orbit.
Quand on a recours au maintien en position traditionnel d'un satellite géostationnaire, il faut que le satellite se trouve de façon continue dans une zone prédéterminée en longueur et en largeur de ce que l'on appelle la fenêtre de tolérance. Pour assurer ce résultat, on realise à des instants appropriés par une ou plusieurs stations au sol équipées de façon correspondante des relèvements d'orbite, appelés poursuites, à l'aide desquels on établit et on prédit la position précise du satellite, ceci signifiant que l'on effectue un relèvement et une prédiction d'orbite.Pour éviter une sortie de la fenêtre de tolérance provoquée par des perturbations naturelles ou forcées de l'orbite et pour assurer le maintien en position, on calcule dans le centre de contrôle au sol des manoeuvres de correction d'orbite et on les transmet au satellite en vue de son exécution par l'intermédiaire d'une station au sol. La séquence des commandes nécessaires est générée au sol, contrôlée et envoyée au satellite. La réaction du satellite est surveillée par ses données télémétriques au cours de chaque étape intermédiaire. When resorting to the traditional position-keeping of a geostationary satellite, it is necessary that the satellite is continuously in a predetermined area in length and in width of what is called the tolerance window. To ensure this result, we carry out at appropriate times by one or more ground stations correspondingly equipped with orbital readings, called tracking, with the help of which the precise position of the satellite is established and predicted, this means that we perform an orbit bearing and prediction. To avoid an exit from the tolerance window caused by natural or forced disturbances of the orbit and to maintain the position, we calculate in the ground control center orbit correction maneuvers and are transmitted to the satellite for execution via a ground station. The sequence of necessary commands is generated on the ground, checked and sent to the satellite. The response of the satellite is monitored by its telemetry data during each intermediate step.
Du fait d'une utilisation et d'un partage croissants de l'orbite géostationnaire, il a été accordé par les autorités compétentes plusieurs fenêtres de tolérance communes à des satellites, ceci signifiant que les satellites sont co-positionnés. Des recherches très récentes ont montré que, par un maintien en position non coordonné des satellites à l'intérieur d'une fenêtre de tolérance, il existe un risque de collision qui n'est pas négligeable. Due to the increasing use and sharing of the geostationary orbit, it has been granted by the competent authorities several tolerance windows common to satellites, this signifying that the satellites are co-positioned. Very recent research has shown that, by keeping the satellites in an uncoordinated position within a tolerance window, there is a risk of collision which is not negligible.
Grâce à des stratégies de maintien coordonné en position appropriées, qui prévoient entre les éléments d'orbite des satellites individuels des différences définies qui déterminent des orbites relatives dites nominales, on peut fortement réduire le risque de collision. Des stratégies souvent discutées utilisent une séparation en longitude,une séparation des vecteurs d'excentricité ou une séparation coordonnée des vecteurs d'excentricité/inclinaison. Thanks to strategies of coordinated maintenance in appropriate position, which foresee between the orbit elements of the individual satellites defined differences which determine the so-called nominal relative orbits, the risk of collision can be greatly reduced. Often discussed strategies use a separation in longitude, a separation of the eccentricity vectors or a coordinated separation of the eccentricity / tilt vectors.
C'est ainsi que les satellites de communication français TDF-l et TDF-2 sont maintenus sur une longitude de 18 , 8 ouest et par des vecteurs d'excentricité différents dans une importante fenêtre de tolérance de 0,2 x 0,20. Les satellites britanniques BSB-1 et BSB-2 sont soumis sur une longitude de 31C ouest à une séparation coordonnée des vecteurs d'excentricité/inclinaison. Thus the French communication satellites TDF-1 and TDF-2 are maintained on a longitude of 18.8 west and by different eccentricity vectors in a large tolerance window of 0.2 x 0.20. The British satellites BSB-1 and BSB-2 are subjected on a longitude of 31C west to a coordinated separation of the eccentricity / tilt vectors.
Le relèvement d'orbite par des stations de poursuite au sol conduit de façon générale à des erreurs de détermination d'orbite relativement importantes en ce qui concerne la position en longitude des satellites. Cet effet négatif est accru par les manoeuvres de correction d'orbite et surtout par les manoeuvres d'inclinaison qui présentent également des erreurs de valeur et de direction pendantleur exécution, dans la'mesure où une dérive additionnelle et imprévue peut se produire en longitude.La sécurité qui est réduite pour ces raisons exige pour le maintien en position de plusieurs satellites à l'intérieur d'une fenêtre de tolérance des valeurs plus importantes pour le partage en excentricité et en inclinaison des éléments de I'orbite, ce qui a cependant pour conséquence une utilisation inutile de l'espace disponible d'une fenêtre de tolérance et de limiter le nombre possible de satellites par fenêtre de tolérance. Orbearing by ground tracking stations generally leads to relatively large orbit determination errors with respect to the longitude position of the satellites. This negative effect is increased by the orbit correction maneuvers and especially by the tilt maneuvers which also present errors of value and direction during their execution, in the measure where an additional and unforeseen drift can occur in longitude. The security which is reduced for these reasons requires, for the holding in position of several satellites within a tolerance window, values which are more important for the sharing in eccentricity and in inclination of the elements of the orbit, which however has as a consequence, unnecessary use of the available space of a tolerance window and of limiting the possible number of satellites per tolerance window.
Un autre inconvénient du relèvement d'orbite par des stations au sol consiste dans le fait que la géométrie de la position à relever d'un satellite géostationnaire ne change que légèrement et lentement, à savoir avec une période d'un jour. I1 faut donc actuellement une durée d'environ deux jours pour relever une orbite d'une façon suffisamment précise. Pour tenir compte à long terme du nombre croissant de satellites sur orbite géostationnaire, des procédés de relèvement ou de détermination d'orbite plus précis et plus rapides sont nécessaires. Another disadvantage of the orbit raising by ground stations consists in the fact that the geometry of the position to be raised by a geostationary satellite changes only slightly and slowly, namely with a period of one day. It therefore currently takes about two days to survey an orbit in a sufficiently precise manner. To take account of the growing number of satellites in geostationary orbit in the long term, more precise and faster orbiting or determination methods are necessary.
Le maintien coordonné en position dans une fenêtre de tolérance, dont la zone a été attribuée à plusieurs pays, est rendu difficile, comme le montre la pratique, pour toute une série de raisons. C'est ainsi que les satellites qui sont utilisés par des pays différents sont relevées et sont pilotés dans la plupart des cas également par des stations au sol différentes. Ce contrôle décentralisé a pour conséquence une multiplication des procédés de maintien en position qui sont en principe les mêmes et que des mesures additionnelles sont nécessaires pour coordonner les centres de contrôle au sol, par exemple pour mettre en harmonie les systèmes de poursuite et les programmes de calcul. Ceci demande beaucoup de temps et a pour conséquence un transfert de données compliqué et des colts considérables. Dans le même temps, les sources d'erreur possibles ont une ampleur qui va en grandissant.Par ailleurs, la séquence des commandes nécessaires et détaillées au sol pour l'exécution d'une manoeuvre d'orbite, et sa surveillance en pas à pas au sol, sont certainement coûteuses. Maintaining a coordinated position within a tolerance window, the area of which has been allocated to several countries, is made difficult, as practice shows, for a variety of reasons. This is how the satellites which are used by different countries are surveyed and in most cases are also controlled by different ground stations. This decentralized control results in a multiplication of the methods of maintaining in position which are in principle the same and that additional measures are necessary to coordinate the control centers on the ground, for example to harmonize the tracking systems and the programs of calculation. This is time consuming and results in complicated data transfer and considerable cost. At the same time, the possible sources of error have a growing magnitude, and the sequence of commands necessary and detailed on the ground for the execution of an orbit maneuver, and its monitoring step by step. on the ground, are certainly expensive.
Pour éviter les inconvénients des procédés de maintien en position traditionnels décrits dans ce qui précède, il est proposé selon l'invention un agencement et un procédé de maintien coordonné en position d'un essaim de satellites dans lequel la régulation coordonnée des mouvements relatifs d'un nombre relativement important de satellites qui forment l'essaim est réalisée dans une fenêtre de tolérance commune grâce à des mesures opérationnelles réduites et avec un danger de collision qui est pratiquement exclu.Selon l'invention, ce but est atteint du fait qu'au moins un satellite sélectionné parmi l'essaim comprend en outre un mécanisme d'entraînement en rotation et de pivotement et une fonction de pilotage mise en oeuvre à bord du satellite, au moyen desquels une unité de mesure montée sur le mécanisme et destinée à la mesure des données d'écart, angulaires ou
Doppler, peut pivoter dans une plage d'environ + 45 hors du plan de l'orbite et sur 360 dans le plan de l'orbite.To avoid the drawbacks of the traditional position-keeping methods described in the foregoing, there is proposed according to the invention an arrangement and a method of coordinated holding in position of a swarm of satellites in which the coordinated regulation of the relative movements of a relatively large number of satellites which form the swarm is produced in a common tolerance window thanks to reduced operational measures and with a danger of collision which is practically excluded. According to the invention, this object is achieved because at at least one satellite selected from the swarm further comprises a rotational and pivoting drive mechanism and a control function implemented on board the satellite, by means of which a measurement unit mounted on the mechanism and intended for measurement deviation data, angular or
Doppler, can rotate in a range of about + 45 out of the orbit plane and 360 in the orbit plane.
Les satellites à piloter de l'essaim sont chacun équipés de préférence d'un anneau de réflecteurs avec des récepteurs de signaux et des émetteurs de codes intégrés sur leur périphérie et dans le plan de l'orbite, pour renvoyer à l'unité de mesure le signal de mesure émis par l'unité de mesure du satellite sélectionné. The satellites to be controlled by the swarm are each preferably equipped with a ring of reflectors with signal receivers and code transmitters integrated on their periphery and in the plane of the orbit, to refer to the unit of measurement the measurement signal emitted by the measurement unit of the selected satellite.
Le système automatique de régulation d'orbite relative est alors installé dans le satellite sélectionné, qui comprend, en dehors d'une forme intégrale et étendue des équations de Clohessy-Wiltshire permettant la détermination de l'orbite relative, un filtre Kalman fonctionnant séquentiel lement. The automatic relative orbit regulation system is then installed in the selected satellite, which includes, apart from an integral and extended form of the Clohessy-Wiltshire equations allowing the determination of the relative orbit, a Kalman filter operating sequentially. .
L'invention concerne également un procédé pour le maintien coordonné en position d'un essaim de satellites comprenant un certain nombre de satellites dans une zone commune limitée sur l'orbite géostationnaire, à l'aide d'un satellite sélectionné dans l'essaim, caractérisé en ce que a) les positions et les vitesses relatives précises de tous les autres satellites sont déterminées au moyen du système de régulation automatique d'orbite relative à l'aide du filtre Kalman à partir de données de mesure d'écart, angulaires ou Doppler en relation avec le satellite sélectionné et produites de façon continue; b) ensuite sont comparées les déterminations des positions et des vitesses relatives de tous les satellites à mouvements relatifs nominaux qui ont été fixés, y compris des tolérances prédéterminées conformément à la stratégie de séparation sélectionnée; c) dans le cas de dépassements des tolérances, les manoeuvres de correction relatives optimales et leurs points d'exécution dans le temps sont calculés à l'aide du procédé connu d'optimisation non linéaire et en utilisant les équations étendues de Clohessy-Wiltshire de manière que la somme des impulsions de manoeuvre nécessaires à la correction des mouvements relatifs soit nominale et que dans le même temps les nombreuses conditions secondaires pendant l'exécution des manoeuvres de correction relatives soient remplies, à savoir des conditions secondaires telles que le fait d'atteindre les positions et les vitesses nominales relatives recherchées, le fait d'éviter de dépasser les écarts de sécurité minimaux fixés entre tous les satellites, le maintien de la zone de visibilité de l'unité de mesure du satellite sur environ t 45" à partir du plan de l'orbite et sur 360 dans le plan de l'orbite, le maintien de la fenêtre de tolérance ainsi que l'exclusion de zones temporelles ou angulaires dans lesquelles aucune manoeuvre de correction ne pourrait être exécutée en rapport avec les capteurs embarqués; d) ensuite les manoeuvres de correction relatives sont transmises à tous les satellites et exécutées par ces derniers; et e) finalement, la succession d'ensemble des étapes a) à d) est répétée cycliquement en vue de la correction relative d'orbite. The invention also relates to a method for the coordinated holding in position of a swarm of satellites comprising a certain number of satellites in a limited common area on the geostationary orbit, using a satellite selected from the swarm, characterized in that a) the precise relative positions and speeds of all the other satellites are determined by means of the automatic relative orbit control system using the Kalman filter from deviation, angular or Doppler in relation to the selected satellite and produced continuously; b) then the determinations of the positions and the relative speeds of all the satellites with nominal relative movements which have been fixed are compared, including the tolerances predetermined in accordance with the selected separation strategy; c) in the case of exceeding the tolerances, the optimal relative correction maneuvers and their execution points over time are calculated using the known method of non-linear optimization and using the extended Clohessy-Wiltshire equations of so that the sum of the operating pulses necessary for the correction of the relative movements is nominal and that at the same time the numerous secondary conditions during the execution of the relative correction maneuvers are fulfilled, namely secondary conditions such as the fact of reach the desired relative nominal positions and speeds, avoiding exceeding the minimum safety deviations fixed between all the satellites, maintaining the visibility zone of the satellite measurement unit for approximately t 45 "from from the orbit plane and over 360 in the orbit plane, maintaining the tolerance window as well as excluding zo nes temporal or angular in which no correction maneuver could be executed in connection with the on-board sensors; d) then the relative correction maneuvers are transmitted to and executed by all the satellites; and e) finally, the whole succession of steps a) to d) is repeated cyclically with a view to the relative correction of orbit.
Le procédé de l'invention est également caractérisé en ce que f) un équilibrage automatique du circuit de régulation est effectué lors du changement de la régulation de position entre le mode normal (sans signal de capteur) et le mode de maintien en position (avec signal de capteur) pour éviter une altération d'une manoeuvre orbitale par des impulsions de régulation de position; g) des données de manoeuvres globales sont reçues, transformées de façon autonome à bord selon la séquence nécessaire, et exécutées et surveillées automatiquement par chaque satellite; h) toutes les impulsions de régulation de position sont détectées et recalculées en impulsions équivalentes Est/Ouest, et la manoeuvre en court ou suivante est automatiquement corrigée de façon correspondante au moyen de l'ordinateur embarqué; et i) les étapes g) et h) sont répétées en cas de besoin. The method of the invention is also characterized in that f) an automatic balancing of the regulation circuit is carried out when changing the position regulation between the normal mode (without sensor signal) and the position hold mode (with sensor signal) to avoid alteration of an orbital maneuver by position control pulses; g) global maneuver data is received, independently processed on board in the necessary sequence, and executed and monitored automatically by each satellite; h) all position control pulses are detected and recalculated into equivalent East / West pulses, and the short or next maneuver is automatically corrected correspondingly by means of the on-board computer; and i) steps g) and h) are repeated as necessary.
L'idée de base de l'invention est que les activités de contrôle de l'essaim de satellites géostationnaires, qui sont concentrées selon les procédés connus sur un satellite qui a été sélectionné dans l'essaim et qui est piloté à partir d'une station au sol ou d'un centre de contrôle au sol, sont mises en oeuvre en ce qui concerne les mouvements relatifs entre les satellites à l'aide d'un système automatique embarqué de régulation d'orbite relative, et en ce qu'un mécanisme d'entraînement en rotation et de pivotement qui permet la poursuite d'une unité de mesure dans toutes les directions nécessaires est installé pour mesurer les données d'écart, angulaires ou Doppler. The basic idea of the invention is that the activities of controlling the swarm of geostationary satellites, which are concentrated according to known methods on a satellite which has been selected from the swarm and which is controlled from a ground station or a ground control center, are implemented with regard to the relative movements between the satellites using an on-board automatic system for regulating relative orbit, and in that a rotational and pivoting drive mechanism which allows the pursuit of a unit of measurement in all necessary directions is installed to measure deviation, angular or Doppler data.
Dans les procédés de maintien en position traditionnels, un centre de contrôle au sol sur lequel les utilisateurs des satellites qui forment l'essaim se sont mis d'accord contrôle le satellite sélectionné qui se maintient avec les autres satellites de l'essaim dans la même fenêtre de tolérance. Le satellite sélectionné qui sera appelé également dans ce qui suit satellite MASCOT (Multiple
Application Satellite for Cluster Contre} and Operational Tasks), et qui conserve sa fonction d'origine en tant que satellite de télécommunication, de météorologie ou autre, est piloté à la condition que les manoeuvres de correction d'orbite calculées maintiennent, outre le satellite sélectionné, tous les autres satellites de l'essaim à l'intérieur de la fenêtre de tolérance, ce que l'on appelle manoeuvre globale.In traditional position-keeping methods, a ground control center on which the users of the swarm satellites have agreed controls the selected satellite which is maintained with the other swarm satellites in the same tolerance window. The selected satellite which will also be called in the following MASCOT satellite (Multiple
Application Satellite for Cluster Contre} and Operational Tasks), which retains its original function as a telecommunications, meteorological or other satellite, is piloted on the condition that the calculated orbit correction maneuvers maintain, in addition to the satellite selected, all the other swarm satellites inside the tolerance window, which is called global maneuver.
Les données des manoeuvres de correction d'orbite sont transmises par la station au sol au satellite dit MASCOT, puis transmises par ce dernier à l'aide d'un dispositif émetteur optique ou à haute fréquence aux autres satellites, qui sont équipés de récepteurs de signaux, de systèmes d'exécution de manoeuvres et d'horloges synchronisées embarqués; ainsi, des corrections simultanées d'orbites sont rendues possibles. Si cette correction s'effectue sans qu'il y ait d'erreur, l'état relatif antérieur à l'exécution des manoeuvres, c'est-à-dire la position relative et la vitesse relative, est maintenu. The data of the orbit correction maneuvers are transmitted by the ground station to the so-called MASCOT satellite, then transmitted by the latter using an optical or high-frequency transmitter device to the other satellites, which are equipped with radio receivers. signals, on-board synchronized maneuver execution systems and clocks; thus, simultaneous orbital corrections are made possible. If this correction is carried out without any error, the relative state prior to the execution of the maneuvers, that is to say the relative position and the relative speed, is maintained.
Pour que les mesures de relèvement d'orbite par la station au sol soient limitées dans le cas nominal au satellite sélectionné, ce dernier est équipé d'une unité de mesure optique ou à haute fréquence à l'aide de laquelle peuvent être effectuées des mesures pour déterminer les positions et les vitesses relatives des autres satellites par rapport à lui. En raison des mouvements relatifs nominaux choisis pour éviter des collisions, le satellite MASCOT est entouré complètement par les autres satellites. L'unité de mesure mentionnée est de ce fait montée sur un mécanisme d'entraînement en rotation et de pivotement du satellite sélectionné, qui permet d'une part un pivotement sur une plage d'environ + 45 hors du plan de l'orbite et d'autre part une rotation sur 3600 dans le plan de l'orbite.Quand on utilise une unité de mesure optique, les autres satellites sont équipés sur leur périphérie et dans le plan de l'orbite d'un anneau de réflecteurs pour permettre, par réflexion des signaux optiques, des mesures par l'unité de mesure. Les données rassemblées d'écart, angulaires ou Doppler peuvent être différenciées par des codes que les satellites individuels transmettent par un émetteur optique ou à haute fréquence aux récepteurs du satellite
MASCOT sélectionné.So that the measurements of orbit by the ground station are limited in the nominal case to the selected satellite, the latter is equipped with an optical or high-frequency measurement unit with the help of which measurements can be made. to determine the positions and relative speeds of other satellites relative to it. Due to the nominal relative movements chosen to avoid collisions, the MASCOT satellite is completely surrounded by the other satellites. The aforementioned unit of measurement is therefore mounted on a rotary drive and pivoting mechanism of the selected satellite, which allows on the one hand a pivoting over a range of about + 45 outside the plane of the orbit and on the other hand, a rotation over 3600 in the plane of the orbit. When an optical measurement unit is used, the other satellites are equipped on their periphery and in the plane of the orbit with a ring of reflectors to allow, by reflection of the optical signals, measurements by the measurement unit. The collected deviation, angular or Doppler data can be differentiated by codes that the individual satellites transmit by an optical or high frequency transmitter to the satellite receivers
MASCOT selected.
Quand au moins un second satellite MASCOT comprenant un équipement additionnel approprié est prévu pour des raisons de redondance dans l'essaim de satellites, ses données de mesure peuvent être également détectées et transmises au satellite MASCOT primaire. When at least a second MASCOT satellite comprising appropriate additional equipment is provided for reasons of redundancy in the satellite swarm, its measurement data can also be detected and transmitted to the primary MASCOT satellite.
Dans l'ordinateur embarqué du satellite MASCOT primaire sont évaluées les données de mesure d'ensemble à l'aide d'un programme de détermination d'orbite relative, qui constitue une partie du système de régulation automatique d'orbite relative, et les positions et les vitesses relatives précises des autres satellites sont détectées. Une comparaison avec des mouvements relatifs nominaux indique si, tenant compte des perturbations naturelles de l'orbite et en exécutant simultanément les manoeuvres globales, un positionnement de tous les satellites qui ne présente aucun risque de collision continue d'exister.In the on-board computer of the primary MASCOT satellite, the overall measurement data are evaluated using a relative orbit determination program, which is part of the automatic relative orbit control system, and the positions and the precise relative speeds of the other satellites are detected. A comparison with nominal relative movements indicates whether, taking into account the natural disturbances of the orbit and simultaneously executing the global maneuvers, a positioning of all the satellites which presents no risk of collision continues to exist.
Dans le cas nominal, cette disposition est rendue possible par la stratégie de séparation coordonnée mentionnée dans le préambule, par exemple par une séparation des vecteurs d'excentricité/ inclinaison, qui par un choix approprié d'éléments d'orbite que sont l'ascension droite du noeud ascendant et l'argument du périgée, donne une ellipse relative inclinée par rapport au plan de l'équateur à l'intérieur de la fenêtre de tolérance. Qn est ainsi assuré d'une visibilité sans interruption des satellites individuels par les stations au sol, et on évite une occultation mutuelle. In the nominal case, this arrangement is made possible by the coordinated separation strategy mentioned in the preamble, for example by a separation of the eccentricity / inclination vectors, which by an appropriate choice of orbit elements that are the ascent right of the ascending node and the argument of the perigee, gives a relative ellipse inclined relative to the plane of the equator inside the tolerance window. Qn is thus guaranteed uninterrupted visibility of individual satellites by ground stations, and mutual obscuration is avoided.
Lorsqu'il y a dépassement des conditions de tolérance établies pour une ellipse relative provoqué par des perturbations dues à la pression solaire agissant de façon différente sur les satellites et par des erreurs d'exécution de poussée des manoeuvres globales, un calcul est effectué à bord en utilisant le système de régulation automatique d'orbite relative, à l'aide d'un programme de calcul de manoeuvres de correction, pour établir une succession de manoeuvres entraînant une consommation minimale de combustible, dites manoeuvres de correction relatives, et ces manoeuvres sont transmises par le dispositif d'émission optique ou à haute fréquence aux récepteurs respectifs des satellites de l'essaim en vue de leur mise en oeuvre. When there is exceedance of the tolerance conditions established for a relative ellipse caused by disturbances due to the solar pressure acting in a different way on the satellites and by errors of execution of thrust of the global maneuvers, a calculation is carried out on board using the automatic relative orbit regulation system, using a correction maneuver calculation program, to establish a succession of maneuvers involving minimum fuel consumption, called relative correction maneuvers, and these maneuvers are transmitted by the optical or high frequency transmission device to the respective receivers of the swarm satellites with a view to their implementation.
Tous les satellites de l'essaim sont ainsi maintenus à l'intérieur des conditions de tolérance déterminées pour l'ellipse relative, par lesquelles sont évités des collisions, et ils sont maintenus simultanément dans la fenêtre de tolérance sur l'orbite géostationnaire.All the swarm satellites are thus maintained within the tolerance conditions determined for the relative ellipse, by which collisions are avoided, and they are simultaneously maintained in the tolerance window on the geostationary orbit.
La précision de l'exécution des manoeuvres d'orbite effectuées de façon autonome à bord est améliorée grâce aux mesures décrites dans ce qui suit. Dans les ordinateurs embarqués des satellites individuels sont générées des commandes dites globales. Une commande globale comprend par exemple l'instant dans le temps, la direction et l'importance d'une modification de vitesse désirée pour le satellite. The precision of the execution of the orbit maneuvers carried out autonomously on board is improved thanks to the measures described below. In the on-board computers of the individual satellites, so-called global commands are generated. A global command includes for example the instant in time, the direction and the importance of a desired speed change for the satellite.
Une séquence de commutations détaillée est alors générée à bord, comme par exemple une décharge nécessaire d'une roue gyroscopique, une sélection de buses de poussée, l'instant dans le temps du début d'une succession d'impulsions et le nombre des impulsions de poussée, un calcul du signal nominal du capteur solaire pour une régulation de lacet, un calcul du point dans le temps de la commutation de la régulation de position de mode normal (sans signal de capteur solaire) au mode de maintien en position dit "Station Keeping Modus" (avec signal de capteur solaire) pour la régulation de lacet, ainsi qu'une manoeuvre de retour au mode normal.A detailed switching sequence is then generated on board, such as a necessary discharge of a gyroscopic wheel, a selection of thrust nozzles, the instant in time of the start of a succession of pulses and the number of pulses. thrust, a calculation of the nominal signal from the solar collector for yaw regulation, a calculation of the point in time from the switching of the position regulation from normal mode (without solar collector signal) to the so-called hold mode " Station Keeping Modus "(with solar sensor signal) for yaw regulation, as well as a maneuver to return to normal mode.
Lorsqu'il y a passage du mode normal au mode de maintien en position, un équilibrage automatique du circuit de régulation est intercalé, dont la fonction est que le signal de pilotage du circuit de régulation soit réglé sur la valeur qui est mesurée actuellement par le capteur solaire actif. On évite ainsi un choc au démarrage au prix d'une déviation tolérable de la position de lacet. De ce fait des manoeuvres Est/Ouest ainsi que des valeurs Nord/Sud précises après un calibrage approprié peuvent être exécutées. Toutes les impulsions de réglage de position, par exemple pour la décharge de la roue gyroscopique, sont détectées par un ordinateur embarqué et transformées en impulsions Est/Ouest équivalentes. La manoeuvre
Est/Ouest qui en découle ou qui est en court est corrigée automatiquement de façon appropriée.Quand il s'agit de manoeuvres
Nord/Sud, cette information est évaluée en vue du calibrage des composantes du couple Est/Ouest.When there is a change from normal mode to position hold mode, an automatic balancing of the regulation circuit is interposed, the function of which is that the control signal of the regulation circuit is set to the value which is currently measured by the active solar collector. This prevents a shock at start-up at the cost of a tolerable deviation from the yaw position. Therefore East / West maneuvers as well as precise North / South values after an appropriate calibration can be performed. All position adjustment pulses, for example for the discharge of the gyroscopic wheel, are detected by an on-board computer and transformed into equivalent East / West pulses. The process
East / West which results from it or which is in short is corrected automatically as appropriate. When it comes to maneuvers
North / South, this information is evaluated with a view to calibrating the components of the East / West pair.
Pour détecter des cas d'urgence ou des fonctionnements erronés et imprévisibles, et pour pouvoir éviter des perturbations par une réponse des systèmes de pilotage des satellites à partir du sol, des données de contrôle continues des états relatifs et des manoeuvres de correction calculés à bord sont transmises à la station au sol et surveillées au centre de contrôle au sol par un système automatique ou par un opérateur. De même, des modifications de stratégie de maintien en position, des calibrages, un choix des sous-systèmes embarqués (amorçage, doublage des données --enregistrées)-, --la- synchronisation des horloges ainsi qu'une mise en phase et hors phase de satellites sont réalisées par les contrôles au sol. To detect emergency cases or erroneous and unpredictable operations, and to be able to avoid disturbances by a response of the satellite control systems from the ground, continuous control data of the relative states and correction maneuvers calculated on board are transmitted to the ground station and monitored at the ground control center by an automatic system or by an operator. Likewise, modifications to the holding position strategy, calibrations, a choice of on-board subsystems (priming, doubling of - recorded data) -, - synchronization of clocks as well as phasing and off satellite phase are carried out by ground controls.
L'invention présente donc des avantages qui sont essentiellement les suivants. The invention therefore has advantages which are essentially the following.
A l'aide de relèvements par un satellite sélectionné parmi l'essaim, on détermine en peu de temps les états relatifs avec une précision élevée, et les grossières erreurs d'estimation d'orbite de position en longitude qui proviennent des mesures par une station au sol sont réduites en proportion. Comme une détermination précise d'une orbite a partir du sol exige environ deux jours, la durée de réaction pour éliminer les perturbations de la géométrie des mouvements relatifs est raccourcie de façon décisive par la mesure et la régulation automatiques s'effectuant à bord. La sécurité est alors augmentée et un danger de collision est totalement exclu; le maintien en position d'un nombre élevé de satellites est ainsi possible dans une fenêtre de tolérance commune. With the help of bearings by a satellite selected from the swarm, the relative states are determined with high precision in a short time, and the large errors of estimation of the position orbit in longitude which come from measurements by a station. to the ground are reduced in proportion. As an accurate determination of an orbit from the ground requires approximately two days, the reaction time to eliminate disturbances in the geometry of relative movements is shortened decisively by automatic measurement and regulation taking place on board. Safety is therefore increased and the risk of collision is completely excluded; keeping a large number of satellites in position is thus possible within a common tolerance window.
Une détermination précise d'orbite relative et une dérive relative entre les satellites pouvant être éliminée en peu de temps par le pilotage par le satellite MASCOT sélectionné, dérive qui dépasse dans le cas d'erreur d'exécution de manoeuvres globales la mesure admissible dans le cadre par exemple d'une séparation coordonnée des vecteurs d'excentricité/inclinaison, le maintien en position de satellites dans une fenêtre de tolérance en nombre plus élevé que celui qui est possible jusqu'ici devient possible. Par concentration des tâches de relèvement et de pilotage dans une station au sol et dans un satellite MASCOT, la coordination des opérations au sol qui demande du temps et qui est nécessaire pour un maintien en position de satellites d'utilisateurs différents dans une fenêtre de tolérance commune devient inutile, ainsi qu'une mise en harmonie des programmes de calcul.Le domaine des sources d'erreurs possibles est limité par une telle concentration des tâches. En outre, les manoeuvres globales sont effectuées de façon autonome à bord et surveillées à bord du satellite sélectionné. En évitant des phénomènes transitoires pendant le changement de mode de régulation de position et par un calcul et une correction autonomes à bord des impulsions
Est/Ouest, la précision de i'exécution des manoeuvres Est/Ouest augmente et de ce fait la fréquence des manoeuvres de correction d'orbites relatives diminue.A precise determination of relative orbit and a relative drift between the satellites which can be eliminated in a short time by piloting by the selected MASCOT satellite, drift which exceeds in the case of error in execution of global maneuvers the admissible measurement in the For example, in the context of a coordinated separation of the eccentricity / inclination vectors, keeping satellites in position in a tolerance window in a higher number than that which is possible up to now becomes possible. By concentrating the bearing and piloting tasks in a ground station and in a MASCOT satellite, the coordination of ground operations which takes time and which is necessary for keeping satellites of different users in position within a tolerance window common becomes unnecessary, as well as a harmonization of calculation programs. The field of possible sources of error is limited by such a concentration of tasks. In addition, the overall maneuvers are carried out autonomously on board and monitored on board the selected satellite. Avoiding transient phenomena during the change of position regulation mode and by autonomous calculation and correction on board the pulses
East / West, the precision of the execution of the East / West maneuvers increases and therefore the frequency of the relative orbit correction maneuvers decreases.
L'invention va maintenant être expliquée en détail dans ce qui suit au moyen de modes de réalisation préférés et en se référant aux dessins annexés dans lesquels:
la figure 1 est une représentation schématique d'un essaim de satellites se trouvant dans une fenêtre de tolérance;
la figure 2 est une représentation schématique d'un satellite sélectionné comprenant une géométrie de mesure et un mécanisme d'entraînement en rotation et de pivotement;
la figure 3 est une représentation schématique de l'un des satellites de l'essaim comprenant un anneau à réflecteurs;
la figure 4 est une vue en perspective simplifiée de la position d'un ellipse relative par rapport au satellite sélectionné de la figure 2;
les figures 4A à 4C sont des vues diverses de l'ellipse relative de la figure 4; et
la figure 5 est une représentation schématique d'un système automatique de régulation d'orbite relative.The invention will now be explained in detail in the following by means of preferred embodiments and with reference to the accompanying drawings in which:
Figure 1 is a schematic representation of a swarm of satellites located in a tolerance window;
FIG. 2 is a schematic representation of a selected satellite comprising a measurement geometry and a rotational and pivoting drive mechanism;
FIG. 3 is a schematic representation of one of the satellites of the swarm comprising a ring of reflectors;
Figure 4 is a simplified perspective view of the position of a relative ellipse with respect to the selected satellite of Figure 2;
FIGS. 4A to 4C are various views of the relative ellipse of FIG. 4; and
FIG. 5 is a schematic representation of an automatic system for regulating relative orbit.
A la figure I, un essaim de satellites 1, 101 à 105, qui sont stabilisés par rotation ou stabilisés par rapport à trots axes mutuellement perpendiculaires, sont placés sur l'orbite géostationnaire 2 en étant positionnés dans une fenêtre de tolérance 20 qui leur a été attribuée. Tous les satellites 1 et 101 à 105 se déplacent sur des orbites géostationnaires proches les unes des autres, qui présentent les mêmes valeurs en différence des vecteurs d'excentricité/inclinaison de manière qu'il en découle une ellipse relative (figure 4) visible par une station au sol 30 sur la Terre 3 sans occultation. In FIG. 1, a swarm of satellites 1, 101 to 105, which are stabilized by rotation or stabilized with respect to mutually perpendicular trots, are placed on the geostationary orbit 2 while being positioned in a tolerance window 20 which has them been assigned. All satellites 1 and 101 to 105 move in geostationary orbits close to each other, which have the same values as a difference from the eccentricity / inclination vectors so that a relative ellipse results (figure 4) visible by a ground station 30 on Earth 3 without occultation.
Parmi les satellites de l'essaim, on choisit au moins un satellite qui est par exemple le satellite 1 et on l'équipe d'un système additionnel de navigation relative embarqué. Pour des raisons de redondance, un autre satellite tel que le satellite 101 est équipé d'un système additionnel de navigation relative embarqué. Le satellite sélectionné 1 et l'autre satellite 101 prévu pour des raisons de redondance sont appelés satellites MASCOT. Among the swarm satellites, at least one satellite is chosen which is, for example, satellite 1 and the team is fitted with an additional on-board relative navigation system. For reasons of redundancy, another satellite such as satellite 101 is equipped with an additional on-board relative navigation system. The selected satellite 1 and the other satellite 101 provided for reasons of redundancy are called MASCOT satellites.
Pour déterminer les positions ou les vitesses relatives de chacun des autres satellites lOl à 105 par des mesures d'écart, angulaires (par exemple azimutales et en élévation) ou Doppler, on prévoit sur le satellite MASCOT sélectionné 1 une unité 11 fonctionnant dans une plage de fréquences optiques, par exemple un télémètre à diode laser ou autre par rapport à un système de coordonnées fixé pour un tel satellite MASCOT, unité qui fournit d'une façon avantageuse des données de mesure très précises. Mais on peut également installer à la place de cette dernière une unité de mesure à haute fréquence - non montrée - telle qu'un radar, un réseau radar piloté en phase ou autres. To determine the positions or the relative speeds of each of the other satellites lOl to 105 by deviation, angular (for example azimuthal and elevation) or Doppler measurements, a unit 11 operating in a range is provided on the selected MASCOT satellite 1 of optical frequencies, for example a laser diode rangefinder or the like with respect to a coordinate system fixed for such a MASCOT satellite, a unit which advantageously provides very precise measurement data. However, it is also possible to install in place of the latter a high frequency measurement unit - not shown - such as a radar, a radar network controlled in phase or the like.
Grâce à un pilotage mis en oeuvre par un ordinateur embarqué sur le satellite sélectionné 1, on peut explorer la zone à surveiller s'étendant sur environ + 450 à partir du plan de l'orbite et sur 3600 dans le plan de l'orbite au moyen de l'unité de mesure optique ou d'une unité de mesure à haute fréquence, de manière que soient détectés tous les satellites 101 à 106 (voir figue 4) se trouvant dans cette zone. L'unité de mesure optique 11 est montée sur un mécanisme rotatif ou pivotant 111 et comprend une unité de visée à laser et une unité de balayage, qui comprend entre autres une optique émettrice et réceptrice, un miroir et des moteurs.Cette unité de mesure est en outre équipée d'un module - non représenté - qui permet une transmission des données, par exemple des données de manoeuvres de correction, vers les récepteurs de signaux des autres satellites 101 à 105 ou 106. Thanks to piloting implemented by a computer on board the selected satellite 1, it is possible to explore the zone to be monitored extending over approximately + 450 from the orbit plane and over 3600 in the orbit plane at by means of the optical measurement unit or a high frequency measurement unit, so that all the satellites 101 to 106 (see fig. 4) located in this zone are detected. The optical measurement unit 11 is mounted on a rotary or pivoting mechanism 111 and includes a laser sighting unit and a scanning unit, which includes, among other things, transmitting and receiving optics, a mirror and motors. is also equipped with a module - not shown - which allows data transmission, for example correction maneuver data, to the signal receivers of other satellites 101 to 105 or 106.
Pour pouvoir différencier les satellites 101 à 105 ou 106 au cours d'une réception de valeurs de mesure, ces satellites sont équipés de transpondeurs. Ceux-ci réagissent aux impulsions envoyées par l'unité de mesure optique ou à haute fréquence 11 et émettent de leur côté un code de reconnaissance qui est envoyé au récepteur 112 du satellite MASCOT sélectionné 1. Pour utiliser l'unité de mesure optique 11, les satellites 101 à 105 ou 106 ont besoin d'un anneau de réflecteurs 100 monté sur la périphérie du satellite dans le plan de l'orbite, pour pouvoir renvoyer le faisceau laser vers l'unité de mesure (voir figure 3). Des systèmes de contrôle de position de type connu qui ne sont pas représentés compensent les erreurs de position des satellites. To be able to differentiate satellites 101 to 105 or 106 during the reception of measured values, these satellites are fitted with transponders. These react to the pulses sent by the optical or high-frequency measurement unit 11 and on their side transmit a recognition code which is sent to the receiver 112 of the selected MASCOT satellite 1. To use the optical measurement unit 11, Satellites 101 to 105 or 106 need a ring of reflectors 100 mounted on the periphery of the satellite in the plane of the orbit, in order to be able to return the laser beam to the measurement unit (see Figure 3). Position control systems of known type which are not shown compensate for the position errors of the satellites.
Tous les satellites 1, 101 à IOs ou 106 peuvent utiliser la station au sol 30 en dehors des phases de fonctionnement de routine, dans des cas d'urgence ou pendant des phases de positionnement de commandes de pilotage. Pour déterminer l'orbite relative d'ensemble de l'essaim de satellites 10 constitué par les satellites 101 à 105 ou 106, un ordinateur embarqué - non représenté - du satellite MASCOT sélectionné 1 comprend un filtre Kalman ou autre à peu d'emplacements de mémoire et fonctionnant séquentiellement. Il sert en outre à évaluer les erreurs de position qui ont une influence sur les mesures. All the satellites 1, 101 to IOs or 106 can use the ground station 30 outside of the routine operating phases, in emergency cases or during the positioning phases of piloting commands. To determine the overall relative orbit of the swarm of satellites 10 constituted by satellites 101 to 105 or 106, an on-board computer - not shown - of the selected MASCOT satellite 1 comprises a Kalman or other filter at few locations of memory and operating sequentially. It is also used to assess position errors which have an influence on the measurements.
Une propagation des orbites relatives s'effectue au moyen d'une forme intégrale des équations de Clohessy-Wiltshire (eiFCW) implémentée à bord du satellite MASCOT sélectionné 1, qui sont étendues depuis les termes dits de perturbation de pression solaire différentielle qui dépendent des rapports entre surface et masse des satellites qui sont différents, jusqu'à des termes de second ordre et des termes de manoeuvres de correction relatives. Propagation of the relative orbits is carried out by means of an integral form of the Clohessy-Wiltshire equations (eiFCW) implemented on board the selected MASCOT satellite 1, which are extended from the terms known as differential solar pressure disturbance which depend on the ratios between surface and mass of the satellites which are different, up to second order terms and relative correction maneuver terms.
A la figure 5 est représenté schématiquement un système de régulation automatique d'orbite relative. Par exemple, en utilisant un système optique qui se présente sous la forme d'un télémètre à laser, on effectue de façon continue des mesures des positions relatives des satellites 101 à 105 ou 101 à 106 à partir du satellite MASCOT sélectionné 1 à l'aide de l'unité de mesure optique 11. On détermine alors par ces mesures les états relatifs précis, c'est-à-dire les positions relatives et les vitesses de tous les satellites 10I à 105 ou IO1 à 106 au moyen d'un filtre Kalman.Grâce à la comparaison qui suit de ces états relatifs instantanés avec des mouvements relatifs nominaux, qui sont déterminés conformément à une stratégie de séparation choisie, par exemple une séparation des vecteurs d'excentricité/inclinaison, et qui présentent des tolérances déterminées, on détermine si ces tolérances sont dépassées. In Figure 5 is shown schematically an automatic relative orbit regulation system. For example, using an optical system which is in the form of a laser rangefinder, measurements of the relative positions of the satellites 101 to 105 or 101 to 106 are continuously carried out from the selected MASCOT satellite 1 to the using the optical measurement unit 11. These precise states are then determined by these measurements, that is to say the relative positions and the speeds of all the satellites 10I to 105 or IO1 to 106 by means of a Kalman filter. Thanks to the following comparison of these instantaneous relative states with nominal relative movements, which are determined in accordance with a chosen separation strategy, for example a separation of the eccentricity / inclination vectors, and which have determined tolerances, it is determined whether these tolerances are exceeded.
Si cela est le cas, des manoeuvres de correction relatives optimales et leur point d'exécution dans le temps sont calculés à l'aide du procédé connu d'optimisation linéaire. Ce qui s'applique à chaque satellite est que la fonction de minimisation, c'est-à-dire la fonction cible, est fixée pour chaque satellite en tant que somme des impulsions de manoeuvre nécessaires à la correction du mouvement relatif qui correspondent à la consommation de combustible. Dans le même temps, de nombreuses conditions dites secondaires sont déterminées pour tous les satellites 101 à 105 ou 101 à 106, qui sont remplies pendant le calcul des impulsions de manoeuvre minimales en utilisant les équations étendues de Clohessy-Wiltshire. Les conditions secondaires comprennent les positions et les vitesses relatives nominales sans collision que l'on recherche ainsi que les conditions qui excluent un dépassant des écarts de sécurité minimaux déterminés à l'avance entre tous les satellites 1, 101 à 1o5 ou 101 à 106, la sortie de la zone de visibilité de l'unité de mesure de + 45 à partir du plan de l'orbite et de 3609 dans le plan de l'orbite, les zones temporelles et angulaires par rapport aux capteurs embarqués, dans lesquelles aucune manoeuvre de correction ne peut être exécutée en raison du type de construction des satellites, ainsi que la sortie de la fenêtre de tolérance pendant l'exécution des manoeuvres de correction relatives. A l'aide des manoeuvres de correction ainsi calculées, les satellites 101 à 105 ou 101 à 106 sont pilotés au moyen du système à buses de poussée habituellement présent, pour maintenir les satellites sur les orbites relatives qui leur ont été prescrites. If this is the case, optimal relative correction maneuvers and their point of execution over time are calculated using the known method of linear optimization. What applies to each satellite is that the minimization function, that is to say the target function, is fixed for each satellite as the sum of the operating pulses necessary for the correction of the relative movement which correspond to the fuel consumption. At the same time, many so-called secondary conditions are determined for all satellites 101 to 105 or 101 to 106, which are fulfilled during the calculation of the minimum maneuvering pulses using the extended Clohessy-Wiltshire equations. The secondary conditions include the positions and the relative relative speeds without collision that are sought as well as the conditions which exclude exceeding the minimum safety deviations determined in advance between all the satellites 1, 101 to 105 or 101 to 106, the exit from the visibility zone of the measurement unit of + 45 from the orbit plane and 3609 in the orbit plane, the time and angular zones relative to the on-board sensors, in which no maneuver correction cannot be performed due to the type of construction of the satellites, as well as the exit from the tolerance window during the execution of the relative correction maneuvers. With the aid of the correction operations thus calculated, the satellites 101 to 105 or 101 to 106 are controlled by means of the system of thrust nozzles usually present, in order to maintain the satellites in the relative orbits which have been prescribed for them.
Claims (5)
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE4142685 | 1991-12-21 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2689855A1 true FR2689855A1 (en) | 1993-10-15 |
| FR2689855B1 FR2689855B1 (en) | 1994-10-21 |
Family
ID=6447957
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR9215363A Expired - Fee Related FR2689855B1 (en) | 1991-12-21 | 1992-12-21 | Arrangement and method for the coordinated holding in position of a swarm of geostationary satellites. |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| DE (1) | DE4243395C2 (en) |
| FR (1) | FR2689855B1 (en) |
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0807829A2 (en) * | 1996-05-15 | 1997-11-19 | HE HOLDINGS, INC. dba HUGHES ELECTRONICS | Satellite ephemeris determination system using GPS tracking techniques |
| EP0825508A1 (en) * | 1996-08-22 | 1998-02-25 | HE HOLDINGS, INC. dba HUGHES ELECTRONICS | Satellite co-location methods |
| EP1837680A1 (en) * | 2006-03-23 | 2007-09-26 | Alcatel Lucent | Deployment control system for spacecraft having to fly in formation using simultaneous high precision determination of their positions |
| CN103226356A (en) * | 2013-02-27 | 2013-07-31 | 广东工业大学 | Image-processing-based unmanned plane accurate position landing method |
| RU2509041C1 (en) * | 2012-12-19 | 2014-03-10 | Сергей Васильевич Стрельников | Method of defining spacecraft orbit |
| RU2520714C1 (en) * | 2013-02-05 | 2014-06-27 | Сергей Васильевич Стрельников | Method of defining spacecraft orbit |
| RU2542836C2 (en) * | 2013-07-09 | 2015-02-27 | Открытое акционерное общество "Корпорация космических систем специального назначения "Комета" | Method of determination of state vector of passive space object |
| CN104648700A (en) * | 2014-12-16 | 2015-05-27 | 北京空间飞行器总体设计部 | Super-agility no-vibration space observation system and method |
| CN114715436A (en) * | 2022-03-30 | 2022-07-08 | 西安中科天塔科技股份有限公司 | Spacecraft collision early warning method and device, control equipment and storage medium |
| CN116750210A (en) * | 2023-07-12 | 2023-09-15 | 银河航天(北京)网络技术有限公司 | Method for controlling orbit of satellite formation |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0692425A1 (en) * | 1994-07-14 | 1996-01-17 | Orbital Sciences Corporation | Method and system for formationkeeping between orbiting spacecraft by varying their ballistic coefficients |
| FR2727934A1 (en) * | 1994-12-08 | 1996-06-14 | Aerospatiale | Geostationary satellite e.g. for telephone and television broadcast applications |
| DE59701839D1 (en) * | 1996-11-15 | 2000-07-13 | Contraves Space Ag Zuerich | Method and arrangement for maintaining the position of a geostationary swarm of satellites using an optical satellite connection |
| WO1998025156A2 (en) * | 1996-12-05 | 1998-06-11 | Shabbir Ahmed Parvez | Autonomous guidance system with position and velocity feedback using modern control theory |
| DE59800354D1 (en) | 1998-02-16 | 2001-01-04 | Contraves Space Ag Zuerich | Procedure for determining the orbital positions of satellites in LEO networks |
| UA55515C2 (en) * | 1998-12-21 | 2003-04-15 | Сергій Михайлович Сафронов | Outer space game and device for its reralization |
| US6341249B1 (en) | 1999-02-11 | 2002-01-22 | Guang Qian Xing | Autonomous unified on-board orbit and attitude control system for satellites |
| DE102007030944A1 (en) * | 2007-07-03 | 2009-01-15 | Astrium Gmbh | Control of master / slave satellite constellations |
| CN104142686B (en) * | 2014-07-16 | 2016-06-29 | 北京控制工程研究所 | A kind of satellite Autonomous formation flight control method |
| CN106564622B (en) * | 2016-11-02 | 2019-04-09 | 北京控制工程研究所 | A kind of remote modification method of geosynchronous satellite relative inclination based on visual line measurement |
| CN109110158B (en) * | 2018-07-26 | 2022-07-12 | 西北工业大学 | Chip satellite group and its distribution method |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3521835A (en) * | 1967-06-05 | 1970-07-28 | Massachusetts Inst Technology | Synchronous satellite |
| US3522433A (en) * | 1968-01-15 | 1970-08-04 | Hughes Aircraft Co | Satellite command system |
| BE877989A (en) * | 1979-07-31 | 1979-11-16 | Organisation Europ De Rech S S | ATTITUDE CONTROL SYSTEM OF A SPACE MACHINE |
| EP0322349A2 (en) * | 1987-12-23 | 1989-06-28 | Hughes Aircraft Company | Satellite attitude determination and control system with agile beam sensing |
Family Cites Families (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4375697A (en) * | 1980-09-04 | 1983-03-01 | Hughes Aircraft Company | Satellite arrangement providing effective use of the geostationary orbit |
| DE3431616A1 (en) * | 1984-08-28 | 1986-03-06 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | MEASURING DEVICE FOR DETERMINING THE RELATIVE POSITION OF TWO BODIES |
| GB8616385D0 (en) * | 1986-07-04 | 1986-08-13 | Marconi Space Systems Ltd | Satellite attitude control |
-
1992
- 1992-12-21 FR FR9215363A patent/FR2689855B1/en not_active Expired - Fee Related
- 1992-12-21 DE DE4243395A patent/DE4243395C2/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3521835A (en) * | 1967-06-05 | 1970-07-28 | Massachusetts Inst Technology | Synchronous satellite |
| US3522433A (en) * | 1968-01-15 | 1970-08-04 | Hughes Aircraft Co | Satellite command system |
| BE877989A (en) * | 1979-07-31 | 1979-11-16 | Organisation Europ De Rech S S | ATTITUDE CONTROL SYSTEM OF A SPACE MACHINE |
| EP0322349A2 (en) * | 1987-12-23 | 1989-06-28 | Hughes Aircraft Company | Satellite attitude determination and control system with agile beam sensing |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ROYAL AIRCRAFT ESTABLISHMENT - TECHNICAL REPORT 77044 Mars 1977, FARNBOROUGH, HANTS,UK J.G. WALKER 'CONTINUOUS WHOLE-EARTH COVERAGE BY CIRCULAR-ORBIT SATELLITE PATTERNS' * |
Cited By (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0807829A3 (en) * | 1996-05-15 | 1998-11-25 | Hughes Electronics Corporation | Satellite ephemeris determination system using GPS tracking techniques |
| EP0807829A2 (en) * | 1996-05-15 | 1997-11-19 | HE HOLDINGS, INC. dba HUGHES ELECTRONICS | Satellite ephemeris determination system using GPS tracking techniques |
| EP0825508A1 (en) * | 1996-08-22 | 1998-02-25 | HE HOLDINGS, INC. dba HUGHES ELECTRONICS | Satellite co-location methods |
| EP1837680A1 (en) * | 2006-03-23 | 2007-09-26 | Alcatel Lucent | Deployment control system for spacecraft having to fly in formation using simultaneous high precision determination of their positions |
| WO2007107604A1 (en) * | 2006-03-23 | 2007-09-27 | Thales | System for controlling the deployment of spacecraft required to fly in formation, by simultaneous and high-precision determination of their positions |
| US8096511B2 (en) | 2006-03-23 | 2012-01-17 | Thales | System for controlling the deployment of spacecraft required to fly in formation, by simultaneous and high-precision determination of their positions |
| RU2509041C1 (en) * | 2012-12-19 | 2014-03-10 | Сергей Васильевич Стрельников | Method of defining spacecraft orbit |
| RU2520714C1 (en) * | 2013-02-05 | 2014-06-27 | Сергей Васильевич Стрельников | Method of defining spacecraft orbit |
| CN103226356A (en) * | 2013-02-27 | 2013-07-31 | 广东工业大学 | Image-processing-based unmanned plane accurate position landing method |
| RU2542836C2 (en) * | 2013-07-09 | 2015-02-27 | Открытое акционерное общество "Корпорация космических систем специального назначения "Комета" | Method of determination of state vector of passive space object |
| CN104648700A (en) * | 2014-12-16 | 2015-05-27 | 北京空间飞行器总体设计部 | Super-agility no-vibration space observation system and method |
| CN104648700B (en) * | 2014-12-16 | 2017-01-11 | 北京空间飞行器总体设计部 | Super-agility no-vibration space observation system and method |
| CN114715436A (en) * | 2022-03-30 | 2022-07-08 | 西安中科天塔科技股份有限公司 | Spacecraft collision early warning method and device, control equipment and storage medium |
| CN114715436B (en) * | 2022-03-30 | 2023-09-08 | 西安中科天塔科技股份有限公司 | Spacecraft collision early warning method and device, control equipment and storage medium |
| CN116750210A (en) * | 2023-07-12 | 2023-09-15 | 银河航天(北京)网络技术有限公司 | Method for controlling orbit of satellite formation |
| CN116750210B (en) * | 2023-07-12 | 2024-02-20 | 银河航天(北京)网络技术有限公司 | Method for controlling orbit of satellite formation |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2689855B1 (en) | 1994-10-21 |
| DE4243395A1 (en) | 1993-06-24 |
| DE4243395C2 (en) | 1997-05-22 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| FR2689855A1 (en) | Coordinated position maintenance of geostationary satellite cluster | |
| EP1130809B1 (en) | Satellite optical communication acquisition techniques | |
| EP0363244B1 (en) | Method for active control by means of three attitude axes of a geostationary satellite | |
| EP3488540B1 (en) | Combined imaging and laser communication system | |
| EP1116959A2 (en) | Satellite communication optical beam acquisition techniques using a plurality of scan patterns | |
| FR2638544A1 (en) | SYSTEM FOR DETERMINING THE SPATIAL POSITION OF A MOVING OBJECT, PARTICULARLY APPLYING TO THE LANDING OF AIRCRAFT | |
| FR2681190A1 (en) | SYSTEM FOR CONTROLLING RADIATION DIAGRAM OF ANTENNA NETWORK. | |
| FR2670328A1 (en) | Antenna aiming equipment | |
| FR2485275A1 (en) | METHOD FOR CONTROLLING ANTENNA ORIENTATION ON A SATELLITE AND CONFIGURING DETECTORS USING THE SAME | |
| EP0209429B1 (en) | Method and device for placing a 3-axis stabilized satellite into a geostationary orbit | |
| EP0363243A1 (en) | Method and system for autonomously controlling the orbit of a geostationary satellite | |
| FR2773624A1 (en) | Attitude monitoring and control system for orbital satellite | |
| FR2632755A1 (en) | System for assisting the movement of mobile units in a grouped formation | |
| EP0756180B1 (en) | Method to control an antenna positioner for an orbiting satellite | |
| FR2721458A1 (en) | Military observation plane with video camera on board | |
| EP2304512B1 (en) | Optical communication terminal with pointing controlled by simple servo loop | |
| CA1267949A (en) | Rapid repointing method for earth pointed satellites, particularly inertia wheel stabilized geostationary telecommunication satellites | |
| EP4154437B1 (en) | Laser signal transmission between a satellite and an earth-based receiving station | |
| EP0321342B1 (en) | Inertial stabilizing device for the inclination of orientable elements and telescope mirror mounted on this device | |
| EP1777844B1 (en) | Communication system by multiuser optical link, multiuser terminal and communication method therefor | |
| EP1635485B1 (en) | Optical transmission method between an on-board spacecraft terminal and a distant terminal, and spacecraft adapted for said method | |
| EP3560114A1 (en) | Optical transmission from a satellite to a reception terminal | |
| US20050108884A1 (en) | Spacecraft gyro calibration system | |
| EP4183066B1 (en) | Method for transmitting data by a spacecraft comprising a laser emission module | |
| WO2021161157A1 (en) | Method for correcting positioning data between two platforms and associated threat inter-designation method |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| ST | Notification of lapse |