FR2694821A1 - Système de commande du lacet, à trois axes et à couples de perturbation compensés. - Google Patents

Abstract

Ce système de commande d'attitude de satellite est utilisable en l'absence de toute référence inertielle d'attitude en lacet tel un gyroscope et en l'absence d'énergie cinétique d'impulsion de tangage. La dynamique du solide en roulis et lacet et la cinématique orbitale en roulis et lacet sont modélisées (312, 314). La commande d'attitudes en tangage et roulis sont traditionnelles. Le modèle reçoit des signaux provenant d'un capteur de roulis (16) et des couples de roulis et de lacet provenant de dispositifs de surveillance des roues de réaction (212b, 216b). Le modèle produit un lacet estimé qui commande l'attitude en lacet du vaisseau spatial. Le modèle produit en outre une estimation de la composante constante des couples de perturbations permettant de les compenser.

Description

SYSTEME DE COMMANDE DU LACET, A TROIS AXES ET A

COUPLES DE PERTURBATION COMPENSES

La présente invention concerne des systèmes de commande d'attitude en général et, plus particulièrement, la compensation de couples perturbateurs destinée à des systèmes de commande d'attitude pour stabiliser des satellites à trois axes et à énergie cinétique nulle en l'absence d'informations de référence d'attitude fournies par des dispositifs inertiels de référence de roulis et/ou

de lacet comme des gyroscopes.

Les satellites modernes sont largement utilisés pour les communications et pour la mesure de paramètres terrestres Toutes ces applications des satellites nécessitent de maîtriser l'orientation du satellite dans l'espace pour que capteurs et antennes soient pointés dans les directions appropriées Des satellites en orbite autour de la terre ou de tout autre corps céleste (appelé ici terre) ne restent pas avec une seule face dirigée vers ce corps sans commande supplémentaire Cette commande est normalement appelée la commande d'attitude Un premier type de commande d'attitude inclut l'utilisation d'un ou plusieurs gyroscopes stabilisateurs qui stabilisent l'attitude en fournissant une impulsion d'énergie cinétique ou une certaine raideur gyroscopique Une impulsion d'énergie cinétique ne peut stabiliser qu'indirectement les axes du satellite se trouvant dans un plan orthogonal à

l'axe d'impulsion, mais il n'y a pas de commande directe.

Pour satisfaire aux exigences d'orientation plus strictes associées aux missions des satellites modernes, il est nécessaire de maîtriser directement les axes de rotation du satellite On utilise en général trois axes: l'axe de lacet orienté vers la terre, l'axe de tangage aligné avec la normale à l'orbite du satellite, et l'axe de roulis qui complète le repère orthogonal direct L'homme du métier

sait qu'il est possible d'utiliser d'autres repères non-

orthogonaux et que des transformations simples relient ces

repères au repère orthogonal.

La fabrication et le lancement des satellites coûtent très chers Par conséquent pour maintenir à un niveau faible le coût unitaire des services par satellite, il est nécessaire que le satellite soit utilisé pendant longtemps C'est pour cela que la fiabilité du satellite est une préoccupation majeure nécessitant des mesures lourdes comme la redondance et les essais de qualification

et de prélancement.

Une commande typique de l'attitude d'un satellite stabilisé sur trois axes s'effectue en détectant directement les trois attitudes orthogonales (le lacet (x) le roulis (y) et le tangage (z)) et en provoquant des couples correcteurs de commande par l'intermédiaire de dispositifs d'actionnement de roues de réaction ou grâce à d'autres générateurs de couple Une telle commande utilise souvent un ensemble capteur de terre (ESA) pour donner une information d'attitude de roulis et de tangage On utilise un gyroscope pour obtenir l'information d'attitude inertielle sur l'axe de lacet parce que des erreurs de lacet (le degré de liberté en lacet) ne sont pas observables avec le dispositif ESA On utilise souvent des gyroscopes de roulis et de tangage dans les phases d'ascension et d'acquisition de la terre du lancement du satellite Toutefois, une fois que l'on a acquis les données de terre l'information d'attitude en roulis et tangage est obtenue à partir du dispositif ESA plutôt qu'à

partir des gyroscopes.

Le dispositif ESA peut être fabriqué sans parties mobiles et s'avère par conséquent très fiable Même ainsi, la redondance garantit la disponibilité d'une information d'attitude en roulis et en tangage sur toute la durée de vie du satellite Toutefois, le gyroscope de lacet est un dispositif mécanique susceptible de défaillances Une redondance directe n'est pas normalement utilisée en raison du coût élevé du gyroscope Un gyroscope supplémentaire d'obliquité fournit la seule redondance pour les trois

gyroscopes orthogonaux.

Si le gyroscope de lacet est défaillant, le gyroscope d'obliquité redondant peut être utilisé pour donner une information d'attitude en lacet mais l'information dérivée du seul gyroscope d'obliquité est déformée par l'information de roulis et de tangage Pour permettre d'obtenir une information d'attitude en lacet à partir du gyroscope d'obliquité, on fait fournir des signaux correcteurs par les gyroscopes de roulis et de tangage Toutefois, si l'un des gyroscopes de roulis ou de tangage (ou les deux) s'avère(nt) également défaillant(s), aucune information utilisable de lacet n'est disponible et l'attitude du satellite n'est plus maîtrisée En outre, l'erreur de pointage du satellite est empirée par les

couples de perturbation dus à l'environnement.

Dans les satellites de faible coût pour lesquels une précision de pointage n'est pas requise, le coût du dispositif ESA et des gyroscopes peut s'avérer excessif et d'autres références d'inertie peuvent ne pas être disponibles Un système de commande d'attitude amélioré est

donc souhaité.

Un système de commande d'attitude conforme à l'invention commande et régule l'orientation d'un satellite

à énergie cinétique nulle par rapport à un corps céleste.

Le satellite a une liberté gyroscopique dans le plan orbital et détermine des références d'orientation en l'absence de gyroscopes utilisables Des première et seconde roues de réaction ont une composante d'énergie cinétique respectivement le long des axes de roulis et de lacet du satellite Un dispositif capteur de terre est monté sur le satellite pour produire des signaux représentant l'attitude de roulis Des premier et second moteurs de roues de réaction, respectivement couplés aux première et seconde roues de réaction, accélèrent les roues sous la commande de signaux de commande du couple qui représentent les instructions de couple autour des axes de roulis et de lacet du satellite Des premier et second tachymètres, couplés aux première et seconde roues de réaction, génèrent respectivement des signaux de vitesse représentant leurs vitesses angulaires Un dispositif de commande de l'attitude en roulis est couplé au capteur de terre et à l'un au moins des premier et second moteurs de roues de réaction pour accélérer au moins la roue de réaction associée en vue au moins d'une compensation proportionnelle et dimensionnée de l'attitude de roulis Un dispositif de transmission du couple de la roue de réaction de roulis est couplé à l'un au moins des premier et second tachymètres pour différentier les signaux de vitesse et produire des signaux représentatifs du couple de la roue de réaction de roulis Un dispositif de transmission du couple de la roue de réaction de lacet est couplé à l'un au moins des premier et second tachymètres pour différentier les signaux de vitesse et produire des signaux représentatifs du couple de la roue de réaction de lacet Un dispositif d'estimation du lacet est couplé au capteur de terre, aux dispositifs de transmission du couple des roues de réaction de roulis et de lacet et à l'un au moins des premier et second moteurs de roue de réaction, pour modéliser la cinématique orbitale linéarisée de roulis/lacet du satellite et pour modéliser en outre la dynamique du solide en roulis/lacet du satellite, ainsi que pour appliquer au modèle des signaux représentant l'attitude de roulis et des signaux représentatifs du couple des roues de réaction de lacet et de roulis, afin de produire des signaux représentant des instructions de couple autour de l'axe de lacet du satellite et de les envoyer à l'un au moins des premier et second moteurs de roues de réaction On obtient la composante constante de l'un au moins des couples de perturbation dus à l'environnement sur l'axe de lacet ou de roulis en faisant la moyenne des vitesses de roue de la roue de réaction correspondante Lorsque les roues sont obliques par rapport aux axes du corps de satellite, on fait la moyenne des composantes de *vitesses le long des

axes du corps.

La présente invention va maintenant être décrite

dans la description ci-dessous, en liaison avec les dessins

annexés dans lesquels: la figure 1 est une vue générale simplifiée d'un satellite en orbite; la figure 2 est une vue en transparence, simplifiée, d'une partie du satellite représentée à la figure 1; la figure 3 est un schéma synoptique simplifié d'un système de commande d'attitude de satellite; les figures 4 et 5 sont des schémas synoptiques simplifiés de certaines parties du système de la figure 3; la figure 6 est un schéma synoptique simplifié de modèles de la dynamique des solides et de la cinématique orbitale de roulis et lacet; la figure 7 est un graphe donnant la performance de lacet d'un satellite utilisant un système de commande de lacet sans gyroscope conforme à la figure 6; la figure 8 est un schéma synoptique simplifié de modèles de la cinématique orbitale et de la dynamique du solide en roulis et lacet avec compensateur de couples de perturbation; la figure 9 est un graphe de la performance simulée en lacet du système de la figure 8 avec la performance de

la figure 6 à titre de référence.

Sur la figure 1, un satellite 8 comprend un corps 10 Le satellite 8 est en orbite autour de la terre ou d'un autre corps céleste 12 Le corps 10 soutient des premier et second panneaux solaires 14 a et 14 b Le corps 10 supporte un capteur de terre 16 capable de mesurer l'horizon en donnant de ce fait des signaux d'attitude en tangage et roulis Le capteur de terre 16 est orienté suivant un axe 18, parallèle à l'axe de lacet 20 du corps Des axes de roulis et de tangage du corps, respectivement 22 et 24, sont mutuellement orthogonaux et sont orthogonaux à l'axe de lacet 20 La direction orbitale de déplacement du satellite 8 est orientée suivant l'axe de roulis 22 du corps et l'axe de tangage 24 est orthogonal au plan orbital. Sur la figure 2, une roue de réaction de tangage 218 a son axe d'énergie cinétique parallèle à l'axe de tangage 24 (coïncident avec lui dans ce cas) Un dispositif d'entraînement de la roue de réaction de tangage, représenté par le bloc 220 a, commande la roue 218 de façon classique. Toujours sur la figure 2, une roue de réaction de lacet 214, dont l'axe d'énergie cinétique est parallèle à l'axe de lacet 20 (coïncident avec lui dans ce cas) est

entraînée par un dispositif d'entraînement ou moteur 216 a.

La vitesse de la roue de lacet 214 est surveillée par un tachymètre 216 b Une roue de réaction de roulis 210, dont l'axe d'énergie cinétique est parallèle à l'axe de roulis 22 (coïncident avec lui dans ce cas), est entraînée par un dispositif d'entraînement ou moteur 212 a La vitesse de la

roue de roulis 210 est surveillée par le tachymètre 212 b.

En général, la commande de lacet sans gyroscope est effectuée par un modèle de la dynamique du solide en roulis et lacet appliquée au satellite, comme dans la technique antérieure, associé à un autre modèle de la cinématique orbitale en roulis et lacet pour les petits angles La dynamique du solide correspond aux accélérations en rotation du corps du satellite autour de son propre centre de masse en réponse à des couples appliqués de l'extérieur, couples qui peuvent être créés par un appareil interne comme une roue de réaction La cinématique orbitale aux petits angles décrit le mouvement orbital du satellite Il serait souhaitable d'utiliser la cinématique orbitale générale pour la modélisation, mais la complexité des calculs non-linéaires ne se justifie pas au vu de

l'augmentation relativement faible de la précision.

La figure 3 est un schéma synoptique simplifié d'un dispositif de commande d'attitude de satellite stabilisé, à trois axes et à énergie cinétique nulle, utilisant des modèles de dynamique du solide et de cinématique orbitale en accord avec l'invention Les éléments de la figure 3 qui correspondent à ceux des figures 1 et 2 sont désignés par les mêmes repères numériques Sur la figure 3, le capteur de terre 16 produit des signaux mesurés ou réels de tangage et de roulis sur des lignes de données 350 et 352 pour les appliquer respectivement à des compensateurs 330 et 332 de commande et régulation du tangage et du roulis Les détails du compensateur 330 de commande de tangage sont décrits en liaison avec la figure 4 et ceux du compensateur 332 de commande de roulis sont décrits en liaison avec la figure Les compensateurs 330 et 332 de tangage et de roulis produisent respectivement des instructions de couple de tangage et de roulis qui sont envoyées respectivement aux moteurs 220 a et 212 a des roues de tangage et de roulis Les moteurs 220 a et 212 a des roues de tangage et de roulis entraînent respectivement les roues de réaction 218 et 210 de tangage et de roulis Les vitesses angulaires des roues de réaction 218 et 210 de tangage et de roulis sont respectivement mesurées par des tachymètres 220 b et 212 b de

tangage et de roulis.

Un modèle 310 du système, représenté à la figure 3, inclut un modèle désigné par le bloc 312 de la dynamique du solide en roulis-lacet pour le satellite particulier Un tel modèle inclut une information se rapportant au moins à

l'inertie autour des axes de roulis et de lacet du corps.

Le modèle 310 du système contient également un modèle de la cinématique de roulis et lacet aux faibles angles, représenté par le bloc 314 Cette information n'est pas spécifique à une caractéristique, comme la masse ou l'inertie, du satellite lui-même Au contraire, seule la vitesse orbitale ò O du satellite est significative Les signaux qui entrent dans le modèle 310 du système incluent le roulis réel obtenu à partir du capteur de terre 16 et envoyé par la ligne de données 352 ainsi que les couples de roulis et de lacet qui sont obtenus à partir du tachymètre de roulis 212 b et d'un tachymètre de lacet 216 b, au moyen de dispositifs de transmission du roulis et du lacet représentés respectivement par les blocs 316 et 318 Cette information minimale permet d'estimer le lacet Le signal de lacet estimé produit par le modèle 310 du système est envoyé à un compensateur 334 de commande et régulation du lacet, semblable aux compensateurs 330 et 332 de tangage et de roulis, pour produire des instructions de couple de lacet qui sont envoyées à une roue de réaction de lacet 214, au moyen d'un moteur 216 a de roue de lacet Ainsi, l'attitude de lacet peut être corrigée sans être mesurée directement. Des installations de la technique antérieure utilisent également des estimateurs de lacet, comme décrit par exemple dans le brevet US-4 521 855 délivré le 4 juin 1985 au nom de Lehner et al Bien que ces systèmes estiment le lacet, leurs modèles couplent la dynamique de roulis et

de lacet par l'énergie cinétique d'impulsion de tangage.

Donc, ils ne peuvent être utilisés que pour des satellites comprenant une roue de réaction de tangage fournissant une impulsion d'énergie cinétique Dans de nombreux cas, l'énergie cinétique d'impulsion de tangage résulte en un

couplage entre le mouvement d'attitude en roulis et lacet.

De tels mouvements couplés compliquent la commande et peuvent limiter les attitudes de lacet et de roulis que l'on peut atteindre Par exemple, pour modifier l'orientation de lacet dans un satellite à énergie cinétique d'impulsion de tangage, l'application d'un couple de lacet résulte en la nécessité d'appliquer un couple de

roulis de compensation en raison du couplage gyroscopique.

D'ordinaire, cela résulte de façon peu souhaitable en une

consommation de combustible supplémentaire.

Dans ce qui a été décrit jusque là en liaison avec la figure 3, le lacet est estimé sans connaître les couples de perturbations dus à l'environnement On a constaté que si les effets des couples de perturbations dus à l'environnement ne sont pas pris en compte, la précision de du pointage de lacet peut n'être pas aussi précise que souhaitée Sur la figure 3, le circuit de calcul de la moyenne, représenté par le bloc 360, est relié au tachymètre de roulis 212 b pour faire la moyenne des signaux de vitesse de la roue, de préférence sur une longue période de temps comme une ou plusieurs orbites du satellite Le signal moyen de la vitesse de la roue de roulis est envoyé par la ligne 362 au modèle 314 de cinématique orbitale en roulis/lacet Un dispositif similaire 364 de calcul de la moyenne de la vitesse de la roue de lacet est couplé au tachymètre de lacet 216 b pour produire un signal moyen de la vitesse de la roue de lacet qui est envoyé par la ligne

366 au modèle 314 de cinématique orbitale en roulis/lacet.

Sur la figure 4, le tangage mesuré ( 0), c'est-à-

dire réel, est envoyé du capteur de terre 16 (figure 3) par la ligne de données 350, en parallèle, à un multiplicateur scalaire 410 en vue d'une multiplication par le facteur Kpz, à un intégrateur 414 en vue d'une intégration et d'une multiplication par un facteur Kiz, et à un différentiateur 416 en vue d'une différentiation et d'une multiplication par un facteur Kdz Les signaux résultants, proportionnels, intégrés et dérivés (PID) sont sommés dans le circuit de sommation 412 Bien que la commande PID soit préférée, il s'est avéré que la commande PD était satisfaisante pour de nombreuses applications de commande dans lesquelles des

erreurs de capteur à l'état stable ne sont pas importantes.

Le signal PID de tangage qui sort du sommateur 412 est amplifié dans un amplificateur 220 a et, si nécessaire, converti d'analogique à numérique Le signal amplifié est envoyé à la roue de tangage 218 Dans un mode particulier de réalisation de l'invention, décrit ultérieurement, la dynamique de la roue de tangage est décrite dans le domaine de Laplace par la fonction de transfert: 75 s/( 600 s+l), ce qui signifie que la tension du signal amplifié résulte en un couple de tangage du corps proportionnel pour des

fréquences de signal amplifié supérieures à 1/600 secondes.

Sur la figure 5, le roulis mesuré ( 0) c'est-à-dire réel, est envoyé du capteur de terre 16 (figure 3) sur la ligne de données 352, en parallèle, à un multiplicateur scalaire 510 en vue d'une multiplication par un facteur Kpy, à un intégrateur 514 en vue d'une intégration et d'une il multiplication par un facteur Kiy, et à un différentiateur 516 en vue d'une différentiation et d'une multiplication par un facteur Kdy Les signaux résultants proportionnels, intégrés et dérivés (PID) sont sommés dans un circuit de sommation 512 Le signal PID de roulis qui sort du sommateur 512 est amplifié dans l'amplificateur 212 a Le signal amplifié est envoyé à la roue de roulis 210 Dans le mode de réalisation mentionné ci-dessus de la présente invention, les dynamiques des roues de réaction de roulis

et de tangage sont identiques.

Dans le schéma synoptique plus détaillé de la figure 6, le signal réel de roulis (D) provenant du capteur de terre 16 de la figure 3 est envoyé par la ligne de données 352 à une borne d'entrée non-inverseuse (+ ) du sommateur 610 Le sommateur 610 reçoit également un signal de roulis estimé, dérivé comme décrit ci-dessous, au niveau de sa borne d'entrée inverseuse (-) Le signal qui sort du sommateur 610 constitue l'erreur du système, appelée erreur d'estimateur L'erreur d'estimateur est envoyée, par le trajet de données 612, à des multiplicateurs scalaires 614, 616, 644 et 646 en vue d'une multiplication par des constantes choisies L'erreur d'estimateur traitée par le multiplicateur 614 est envoyée à la borne d'entrée + d'un sommateur 618, conjointement avec les couples réels de lacet transmis depuis la roue de réaction de lacet de la figure 3 par le transmetteur de lacet 318 et le couple gyroscopique de roulis produit par le multiplicateur scalaire 648 De façon semblable, l'erreur d'estimateur traitée par le multiplicateur 616 est envoyée à la borne d'entrée + d'un sommateur 620 en même temps que les couples de roulis réels transmis depuis la roue de réaction de roulis de la figure 3 par le transmetteur de roulis 316 Le couple gyroscopique de lacet produit par le multiplicateur scalaire 650 est envoyé à la borne d'entrée (-) de 620 Les signaux qui sortent des sommateurs 618 et 620 sont respectivement le couple de lacet total et le couple de

roulis total.

Les équations de la dynamique du solide appliquée au satellite, désignées globalement par 312 sur la figure 6 et plus précisément par 622, sont représentées par les blocs 624, 626, 628, 630, 648 et 650 Le couple total de roulis du corps, produit au niveau de la sortie du sommateur 620, est envoyé à un multiplicateur scalaire 626 en vue d'une division du couple total de roulis du corps par l'inertie en rotation connue suivant l'axe de roulis du satellite, Iy, pour produire l'accélération de roulis, oye De la même manière, le couple total de lacet du corps, produit à la sortie du sommateur 618, est envoyé à un multiplicateur scalaire 624 en vue d'une division du couple total de lacet du corps par l'inertie en rotation connue suivant l'axe de lacet du satellite, Ix, afin de donner l'accélération de lacet, x Les accélérations de lacet et de roulis du corps, respectivement produites aux sorties des multiplicateurs 624 et 626, sont envoyées à des intégrateurs par rapport au temps, respectivement 628 et 630, pour donner respectivement les vitesses angulaires de lacet et de roulis du corps, ox et oey Les signaux obtenus par la dynamique du solide en lacet-roulis 312 sont les vitesses angulaires de roulis et de lacet estimés du corps, respectivement x et ỳs La vitesse angulaire de lacet du corps qui sort de l'intégrateur 628 est envoyée à un multiplicateur scalaire 650 en vue d'une multiplication de la vitesse angulaire de lacet du corps par le produit de la vitesse orbitale (o) du satellite et de la différence entre l'inertie de rotation en tangage (IZ) et l'inertie en roulis (Iy) du satellite pour produire le couple de roulis gyroscopique La vitesse angulaire de roulis du corps, qui sort de l'intégrateur 630, est envoyée à un multiplicateur scalaire 648 en vue d'une multiplication de la vitesse angulaire totale de roulis du corps par le produit de la vitesse orbitale (wo) du satellite et de la différence entre l'inertie de rotation en tangage (Iz) et l'inertie en lacet (Ix) du satellite afin de donner le couple de lacet gyroscopique Le bloc 648 représente le couplage de rotation autour de l'axe de roulis pour donner le couple de lacet attribuable à la rotation orbitale du satellite autour de la terre Le bloc 650 représente de la même manière le couplage de la rotation autour de l'axe de lacet pour donner le couple de roulis attribuable à la rotation

orbitale du satellite autour de la terre.

L'estimateur 314 de la cinématique orbitale en lacet-roulis, représenté à la figure 6, inclut un circuit 632 de sommation du lacet qui reçoit la vitesse angulaire de lacet estimé du corps ox au niveau de sa borne d'entrée +, en même temps que l'erreur d'estimateur traitée par le multiplicateur 644 De façon semblable, l'estimateur 314 de la figure 6 comprend un circuit 634 de sommation du roulis qui reçoit la vitesse angulaire de roulis estimé du corps o y au niveau de sa borne d'entrée + en même temps que l'erreur d'estimateur traitée par le multiplicateur 646 Le sommateur 632 produit la vitesse d'attitude de lacet estimé È, qui diffère de la vitesse de lacet du corps, ox par le fait que la vitesse d'attitude de lacet inclut l'effet du couplage orbital lacet- roulis De même, le sommateur 634 produit la vitesse d'attitude de roulis estimé 0, qui diffère de la vitesse de roulis du corps oy par le fait que la vitesse d'attitude de roulis inclut l'effet du couplage

orbital lacet-roulis.

Les signaux qui sortent des sommateurs 632 et 634 sont envoyés à des intégrateurs en fonction du temps, respectivement 638 et 636, pour intégrer les vitesses d'attitude de roulis et de lacet estimés et produire des attitudes de lacet et de roulis estimés, respectivement 'Y et 0. Le roulis estimé qui sort de l'intégrateur par rapport au temps 636 est renvoyé à l'entrée + du sommateur 632 au moyen d'un multiplicateur scalaire 640 qui multiplie par un facteur %r représentatif de la vitesse orbitale angulaire du satellite Le roulis estimé, produit au niveau de la sortie de l'intégrateur 636, est envoyé à l'entrée inverseuse du sommateur 610 De la même manière, le lacet estimé qui sort de l'intégrateur par rapport au temps 638 est multiplié par oo dans un multiplicateur scalaire 642 et envoyé à l'entrée inverseuse (-) du sommateur 634 Le lacet estimé produit au niveau de la sortie de l'intégrateur 638

constitue la sortie souhaitée du modèle 310 du système.

Le lacet estimé qui sort du modèle 310 du système est envoyé à un compensateur 334 de commande de lacet, sur la figure 3, qui est identique aux compensateurs de tangage

et de roulis, 330 ou 332.

Pour comprendre les concepts sous-jacents à l'invention, il faut considérer que l'estimateur est utilisé pour commander et réguler l'attitude de lacet La nature de l'estimateur peut être décrite par un modèle mathématique simplifié, à quatre degrés de liberté, de la cinématique orbitale en roulis/lacet et de la dynamique du solide en roulis/lacet d'un véhicule en orbite Les degrés de liberté peuvent être écrits comme un vecteur d'état, X, de la façon suivante: X = llacet(Y), roulis( 0), vitesse de lacet(o X), vitesse de roulis(Cy)l Les équations différentielles pour les quatre états sont v Ox + O 0 =y Coo I ox = Ix llTx + (Iz-Iy)oooyl oy = îy 1 lTx + (Iz-Ix)oeoo)yl ( 1) Dans lesquelles IXX, Iyy et Izz sont les inerties de rotation en lacet, roulis et tangage du véhicule autour de son centre de masse, TX et Ty les couples totaux de lacet

et de roulis et o O la vitesse angulaire orbitale.

Comme les équations d'états sont couplées en croix, il est mathématiquement possible de reconstruire l'attitude de lacet estimé 'Y et la vitesse du corps ò X si on ne

connaît que l'attitude réelle de roulis du satellite, 0.

Cela permet d'utiliser le modèle à quatre degrés de liberté comme un estimateur des degrés de liberté, à savoir les états réelsde lacet, de roulis, de vitesse de lacet et de vitesse de roulis du satellite L'estimateur forme la différence entre le roulis réel du satellite (mesuré par son capteur de terre ou par un autre moyen) et le roulis estimé pour donner l'erreur d'estimateur Ensuite, il fait tourner le modèle avec l'erreur d'estimateur pour faire converger son état vers l'état réel du satellite La convergence est obtenue par addition de l'erreur d'estimateur, multipliée par les gains d'estimateur (Ke(l) à Ke( 4)), à chacune des quatre équations différentielles de

mouvement des quatre états.

Un mode de réalisation réel de l'invention décrite jusque là sur la figure 6 a été mis en oeuvre sur un satellite en fonctionnement avec une période orbitale de minutes et comportant des roues de réaction de lacet, de roulis et de tangage identiques dont les équations de la dynamique sont définies ci-dessus et ayant des compensateurs, accordés de façon identique, de commande d'attitude en lacet, roulis et tangage ( 330, 332 et 334 sur la figure 3) réglés à une largeur de bande de 0,1 radian/seconde et dans lesquels les gains d'estimateurs étaient respectivement de -960,0, 0,609, -0,384 et -0, 899 pour Ke(l), Ke( 2), Ke( 3) et Ke( 4) Lorsque le système de commande du lacet actionné de façon gyroscopique a été arrêté et que l'on a donné à l'estimateur décrit ci-dessus la commande de l'attitude de lacet du satellite, on a tracé l'erreur d'attitude de lacet en fonction du temps La figure 7 constitue une copie des données télémesurées Sur la figure 7, le tracé désignéglobalement par 710 représente les degrés d'erreur d'attitude de lacet Sur la figure 7, la commande a été transférée à l'estimateur de lacet de l'invention à environ 72 minutes sur l'échelle des temps Partant d'une erreur nulle, le système converge et stabilise l'attitude de lacet à environ 80 minutes (portion 712 du tracé 710) La zone 714 représente la commande de l'estimateur en réponse à des couples de perturbation dus à l'environnement non modélisés L'interruption 716 sur le graphe 710 représente une perte d'information A environ 98 minutes, l'estimateur a été redémarré dans les conditions initiales nulles à titre d'essai Là encore, pour des raisons non totalement comprises, l'estimateur présente un état transitoire bref dans la direction opposée Après 110 minutes, le système se stabilise de nouveau mais se trouve perturbé dans la région 720 par le système automatique de déchargement de l'énergie cinétique magnétique du satellite Ce déchargement a lieu périodiquement pendant le fonctionnement normal du satellite en raison de l'accumulation d'énergie cinétique de perturbations Dans l'intervalle compris entre 120 et 150 minutes, la commande non- perturbée de lacet de l'estimateur peut être vue comme la région 722 du tracé 710 Après 150 minutes, un autre déchargement automatique d'énergie cinétique magnétique se produit qui obscurcit la réponse de l'estimateur Il apparaît d'après les parties non-perturbées du tracé que l'erreur de lacet ne dépasse pas environ 3 degrés lors du fonctionnement avec la commande de lacet estimé Le décalage constant négatif d'environ 1,5 degré est attribué à un couple non-modélisé, constant, fixe, de lacet

aérodynamique du corps.

Dans la conception de l'estimateur décrit jusque là en liaison avec la figure 6, les couples dus aux perturbations ne sont pas modélisés Comme un couple constant dû aux perturbations de lacet résulte en un décalage fixe de la vitesse de la roue de réaction de roulis (une valeur constante autour de laquelle la vitesse de la roue varie de façon symétrique) et, de façon similaire, un couple constant de perturbations de roulis résulte en un décalage fixe de la vitesse de la roue de réaction de lacet, l'estimateur conforme à l'invention, tel qu'illustré sur la figure 8, calcule de plus les couples de perturbations constants dus à l'environnement sur les axes de lacet et de roulis, Txo et Ty, à partir des vitesses moyennes des roues de réaction de lacet et de roulis (ou leurs composantes) de la façon suivante: Txo = o Jy Sy ( 2) Tyo= o Jx Sx ( 3) dans lesquelles: o O est un scalaire représentant la vitesse orbitale du satellite (rad/s), et ix et Jy sont des scalaires représentant les inerties de rotation des roues de réaction de lacet et de roulis, et Sx et Sysont les vitesses moyennes des roues de réaction de lacet et de roulis, dont on a fait la moyenne sur une durée d'une orbite ou plus, de la façon suivante Sx = f T Sx(t)dt ( 4) T J f T Sy(t)dt ( 5)

T O

dans lesquelles T est la période orbitale du véhicule,

exprimée en seconde.

Les signaux de couples de perturbations de lacet et de roulis, constants, Txo et Tyo sont alors sommés avec

d'autres couples estimés pour une correction améliorée.

La figure 8 est semblable à la figure 6 et les éléments correspondants sont désignés par des repères numériques identiques La figure 8 diffère de la figure 6 en ce que les signaux de vitesse moyenne de la roue de réaction de lacet provenant du bloc 364 sont envoyés par le trajet 366 à une autre borne non-inverseuse du circuit de sommation 618 et, de même, les signaux de vitesse moyenne de la roue de réaction de roulis, provenant du bloc 360,

sont envoyés par le trajet 362 à une autre borne non-

inverseuse du circuit de sommation 620 Comme mentionné ci-

dessus, la vitesse moyenne de la roue de réaction représente la composante constante du couple de perturbations dans la direction de l'axe du corps du satellite De la même manière que des signaux de couples de commande, comme ceux produits par les transmetteurs 316 et 318, sont requis pour orienter correctement le satellite en orbite autour de la terre, les signaux de couples de perturbations produits par les dispositifs effectuant la moyenne 360 et 364 sont requis pour compenser les couples de perturbations Comme les deux couples agissent au même moment, il sont simplement ajoutés ensemble dans les circuits de sommation 618 et 620 Les modèles de la cinématique orbitale en lacet/roulis et les modèles de la dynamique du solide en lacet/roulis agissent sur les

couples combinés comme décrit en liaison avec la figure 6.

La figure 9 représente par le graphique 910 le pointage simulé de lacet pour un vaisseau spatial identique à celui décrit en liaison avec la figure 7 Comme représenté, le graphe 910 présente une erreur de pointage de lacet à l'état stable de 3 degrés Le graphe 912 de la figure 9 est une simulation du même vaisseau spatial avec l'addition d'un estimateur de couple de perturbations tel que décrit à la figure 8 Comme représenté sur le graphe 912, l'erreur de pointage de lacet à l'état stable est de

0,680, ce qui constitue une amélioration significative.

D'autres modes de réalisation de la présente invention apparaîtront à l'homme du métier Par exemple, des signaux de commande traités analogiquement et numériquement peuvent être interchangés librement comme les conditions l'exigent De même, la vitesse de lacet estimé utilisée dans le compensateur de commande de lacet 334 de la figure 6 peut être obtenue par différentiation du lacet estimé comme décrit ou peut aussi être obtenue directement à la sortie de l'intégrateur 628 On peut calculer le gain de l'estimateur en utilisant un algorithme numérique de position de pôle, avec un algorithme de régulation

quadratique linéaire ou par tout autre procédé.

Claims (6)

REVENDICATIONS

1 Système de commande d'attitude pour maîtriser l'orientation d'un satellite ( 18) à énergie cinétique nulle par rapport à un corps céleste ( 12), ledit satellite ayant une liberté gyroscopique dans le plan orbital et obtenant des références d'orientation en l'absence de gyroscopes utilisables, caractérisé en ce qu'il comprend: un corps ( 10) de satellite définissant des axes de roulis ( 22) et de lacet ( 20), ledit axe de lacet étant pointé vers la terre, ledit axe de roulis étant parallèle au déplacement du satellite, ledit corps de satellite ayant respectivement une inertie de corps en lacet et en roulis autour desdits axes de lacet et de roulis, des première et seconde roues de réaction montées sur ledit corps, chacune desdites première et seconde roues de réaction ayant une composante d'énergie cinétique respectivement le long desdits axes de roulis et de lacet du satellite, un moyen ( 16) capteur de terre monté sur ledit corps pour générer des signaux représentatifs de l'attitude en roulis dudit satellite par rapport audit corps céleste, des premier et second moyens d'entraînement de roue de réaction, respectivement couplés auxdites première et seconde roues de réaction, pour accélérer lesdites roues sous la commande de signaux de commande de couple représentant des instructions de couple autour desdits axes de roulis et de lacet du satellite, des premier et second moyens formant tachymètres respectivement couplés auxdits première et seconde roues de réaction pour générer des signaux de vitesse représentatifs des vitesses angulaires desdites roues de réaction, un moyen de commande de l'attitude en roulis, couplé audit moyen détecteur de terre, et à l'un au moins desdits premier et second moyens d'entraînement de roues de réaction pour traiter lesdits signaux d'erreur d'attitude en roulis avec au moins une compensation proportionnelle et dimensionnée de ladite attitude de roulis, pour générer lesdits signaux de commande de couples représentatifs desdites instructions de couples autour dudit axe de roulis, pour accélérer au moins celle associée desdites roues de réaction, un moyen de commande d'attitude en lacet, couplé à l'un au moins desdits premier et second moyens d'entraînement de roues de réaction pour traiter les signaux de lacet estimé avec au moins une compensation proportionnelle et dimensionnée de ladite attitude en lacet, pour générer lesdits signaux de commande de couples représentatifs desdites instructions de couples autour dudit axe de lacet, pour accélérer au moins celle associée desdites roues de réaction, un moyen transmetteur de couple de roue de réaction de roulis, couplé à l'un au moins desdits premier et second moyens formant tachymètre pour différentier lesdits signaux de vitesse afin de générer des signaux représentatifs du couple de roue de réaction de roulis, un moyen transmetteur de couple de roue de réaction de lacet, couplé à l'un au moins desdits premier et second moyens formant tachymètre, différentier lesdits signaux de vitesse afin de générer des signaux représentatifs du couple de roue de réaction de lacet, un moyen estimateur de lacet, couplé audit moyen détecteur de terre, auxdits moyens transmetteurs de couple de roues de réaction de roulis et de lacet et à l'un au moins desdits premier et second moyens d'entraînement des roues de réaction pour modéliser la cinématique orbitale linéarisée en lacet/roulis dudit satellite et pour en outre modéliser la dynamique du solide en lacet/roulis dudit satellite, et pour envoyer lesdits signaux représentatifs de l'attitude en roulis et lesdits signaux représentatifs des couples de roues de réaction de lacet et de roulis audit modèle, pour générer des signaux représentatifs des instructions de couple autour dudit axe de lacet du satellite et les envoyer audit au moins un des premier et second moyens d'entraînement de roues de réaction, un moyen estimateur de couple de perturbations, ledit moyen estimateur de couple de perturbations comprenant: (a) un moyen de mesure de la vitesse moyenne, couplé à l'un au moins desdits premier et second moyens formant tachymètre pour produire des signaux de vitesse moyenne représentatifs de la vitesse moyenne de l'une desdites roues de réaction, et (b) des moyens scalaires couplés audit moyen de mesure de la vitesse moyenne pour multiplier lesdits signaux de vitesse moyenne par un facteur représentatif de l'énergie cinétique gyroscopique de la roue de réaction afin de produire des signaux représentatifs du couple de perturbations qui représentent la composante constante du couple de perturbations, et un moyen de sommation couplé audit moyen d'estimation de couple de perturbations et audit moyen d'estimation du lacet pour additionner lesdits signaux représentatifs du couple de perturbations à l'un desdits signaux représentatifs du couple des roues de réaction de

lacet et roulis.

2 Système selon la revendication 1, caractérisé en

ce que lesdits axes des roues de réaction sont non-

orthogonaux et en ce qu'il comprend en outre un moyen de transformation de l'axe d'énergie cinétique, couplé auxdits moyens formant tachymètre et auxdits moyens d'entraînement des roues, pour transformer les coordonnées suivant lesdits axes non-orthogonaux en coordonnées suivant des axes orthogonaux. 3 Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite première roue de réaction est une roue de réaction de lacet et ladite roue de réaction à laquelle est couplé ledit moyen estimateur de lacet est ladite roue de réaction de lacet. 4 Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit satellite définit en outre une inertie de tangage autour d'un axe de tangage et ledit moyen estimateur de lacet inclut un moyen de modélisation de la dynamique du solide en lacet/roulis, comprenant: un moyen estimateur de lacet et de roulis pour produire des signaux de lacet et de roulis estimés en réponse aux signaux de vitesse du corps en lacet et roulis estimés et aux signaux d'erreur de roulis estimé multipliés par un scalaire, un premier moyen de différenciation couplé audit moyen capteur de terre et auxdits moyens d'estimation de lacet et de roulis pour produire lesdits signaux d'erreur de roulis estimé représentatifs de la différence entre ledit signal représentatif du roulis et lesdits signaux estimés de roulis, des premier et second moyens de multiplication par un scalaire couplés audit premier moyen de différenciation pour multiplier lesdits signaux d'erreur de roulis estimé par des premier et second scalaires afin de produire respectivement des premier et second signaux d'erreur de roulis estimé multipliés par un scalaire, un premier moyen de sommation couplé audit premier moyen de multiplication par un scalaire et audit moyen transmetteur de couple de roue de réaction de lacet pour sommer lesdits signaux représentatifs du couple de roue de réaction de lacet, lesdits signaux d'erreur de roulis estimé multipliés par un scalaire et un signal de couple gyroscopique de lacet estimé, afin de générer des signaux de couple de lacet estimé, un second moyen de sommation couplé audit second moyen de multiplication par un scalaire et audit moyen transmetteur de couple de roue de réaction de roulis pour sommer lesdits signaux représentatifs du couple de roue de réaction de roulis, lesdits signaux d'erreur de roulis estimé multipliés par un scalaire et un signal de couple gyroscopique de roulis estimé afin de générer des signaux de couple de roulis estimé, un moyen estimateur de la vitesse de lacet du corps, couplé audit premier moyen de sommation pour produire une vitesse de lacet estimé du corps par intégration du quotient desdits signaux de couple de lacet estimé divisés par ladite inertie de lacet du satellite, un moyen d'estimation de la vitesse de roulis du corps, couplé audit second moyen de sommation, pour produire la vitesse de roulis estimé du corps par intégration du quotient desdits signaux de couple de roulis estimé divisés par ladite inertie de roulis du satellite, un moyen d'estimation du couple de couplage croisé lacet-roulis, couplé audit moyen estimateur de vitesse de roulis du corps et audit premier moyen de sommation pour multiplier par la vitesse orbitale la différence entre lesdites inerties du corps en tangage et roulis afin de produire des signaux de couple gyroscopique de lacet estimé et pour coupler lesdits signaux de couple gyroscopique de lacet estimé audit premier moyen de sommation, un moyen d'estimation de couple de couplage croisé roulis-lacet, couplé audit moyen estimateur de vitesse du corps en lacet et audit second moyen de sommation pour multiplier par la vitesse orbitale la différence entre lesdites inerties du corps en tangage et lacet afin de produire des signaux de couple gyroscopique de roulis estimé et pour coupler lesdits signaux de couple gyroscopique de roulis estimé audit second moyen de sommation. Système selon la revendication 4, caractérisé en ce que ledit moyen estimateur de lacet inclut un moyen de modélisation de la cinématique orbitale en roulis/lacet, comprenant: des troisième et quatrième moyens de multiplication par un scalaire couplés audit premier moyen de différenciation pour produire des troisième et quatrième signaux d'erreur de roulis estimé multipliés par un scalaire, un troisième moyen de sommation couplé audit moyen de modélisation de la dynamique du solide en roulis/lacet et audit troisième moyen de multiplication par un scalaire afin de faire la somme desdits signaux de lacet estimé, desdits troisième signaux d'erreur de roulis estimé multipliés par un scalaire et d'un signal de correction de la cinématique d'attitude de lacet afin de produire des signaux de vitesse d'attitude de lacet estimée, un quatrième moyen de sommation couplé audit moyen de modélisation de la dynamique du solide en roulis/lacet et audit quatrième moyen de multiplication par un scalaire afin de faire la somme desdits signaux de roulis estimé, desdits quatrième signaux d'erreur de roulis estimé multipliés par un scalaire et d'un signal de correction de la cinématique d'attitude en roulis afin de produire des signaux de vitesse d'attitude de roulis estimée, un troisième moyen d'intégration couplé audit quatrième moyen de sommation et audit premier moyen de différenciation pour intégrer lesdits signaux de vitesse d'attitude en roulis estimé afin de produire lesdits signaux d'attitude de roulis estimé, un quatrième moyen d'intégration couplé audit troisième moyen de sommation, audit premier moyen de différenciation et audit moyen de commande d'attitude en lacet pour intégrer lesdits signaux de vitesse d'attitude en lacet estimé et produire lesdits signaux d'attitude de lacet estimé, des moyens de multiplication par un scalaire de la vitesse orbitale en roulis et lacet, couplés respectivement auxdits troisième et quatrième moyens d'intégration et auxdits troisième et quatrième moyens de sommation, pour multiplier respectivement le lacet et le roulis estimés par des signaux représentatifs de ladite vitesse orbitale afin de produire respectivement lesdits signaux de correction de la cinématique d'attitude en lacet

et roulis.

6 Système selon la revendication 5, caractérisé en ce que ledit moyen de mesure de la vitesse moyenne comprend: un moyen d'intégration couplé à l'un au moins desdits premier et second moyens formant tachymètre de roues pour accumuler les signaux représentatifs de la vitesse de roue sur un certain laps de temps afin de produire un signal accumulé, un moyen diviseur couplé audit moyen d'intégration pour diviser ledit signal accumulé par ledit

temps d'accumulation.

7 Procédé pour maîtriser l'orientation d'un satellite à énergie cinétique nulle par rapport à un corps céleste, ledit satellite ayant une liberté gyroscopique dans le plan orbital et obtenant des références d'orientation en l'absence de gyroscopes utilisables, le corps du satellite définissant des axes de roulis et de lacet, ledit axe de lacet étant pointé vers la terre et ledit axe de roulis étant parallèle au déplacement du satellite, ledit corps du satellite ayant des inerties de lacet et de roulis autour desdits axes respectifs de lacet et de roulis, ledit procédé étant caractérisé par le fait qu'il comprend les étapes consistant à: faire tourner lesdites première et seconde roues de réaction montées sur ledit corps pour produire des composantes d'énergie cinétique le long desdits axes respectifs de roulis et de lacet du satellite, générer des signaux représentatifs de l'attitude de roulis du satellite par rapport audit corps céleste, générer des signaux de commande de couple représentatifs de ladite attitude de roulis autour dudit axe de roulis, envoyer lesdits signaux de commande de couple à l'une desdites première et seconde roues de réaction, générer des signaux de vitesse de roue de réaction de roulis représentatifs de la vitesse angulaire effective de ladite roue de réaction, générer des signaux de vitesse de réaction de lacet représentatifs de la vitesse angulaire effective de ladite roue de réaction, différentier lesdits signaux de vitesse de roue de réaction pour produire des signaux représentatifs du couple de roue de réaction de roulis, différentier lesdits signaux de vitesse de roue de réaction de lacet pour générer des signaux représentatifs du couple de roue de réaction de lacet, modéliser la cinématique orbitale linéarisée de lacet/roulis dudit satellite pour produire un modèle de la cinématique orbitale de lacet/roulis, modéliser la dynamique du solide en lacet/roulis dudit satellite pour produire un modèle de dynamique du solide en lacet/roulis, envoyer lesdits signaux représentatifs de l'erreur d'attitude en roulis et lesdits signaux représentatifs des couples de roue de réaction de lacet et de roulis audit modèle de la dynamique du solide en lacet/roulis pour produire des signaux de vitesse en lacet et roulis estimés du corps, envoyer lesdits signaux de vitesse en lacet et roulis du corps et lesdits signaux d'erreur de roulis audit modèle de cinématique orbitale en lacet/roulis pour générer des signaux d'erreur d'attitude en roulis et en lacet estimés, générer des signaux de commande de couple de lacet représentatifs desdites erreurs de lacet estimé autour dudit axe de lacet, envoyer lesdits signaux de commande de couple de lacet à au moins une roue de réaction associée pour accélérer ladite roue afin de générer un couple de lacet, faire la moyenne de la vitesse de l'un au moins desdits signaux de vitesse des roues de réaction de lacet et de roulis pour produire des signaux de vitesse moyenne de roue, multiplier lesdits signaux de vitesse moyenne de roue par le produit de l'inertie polaire de roue de réaction multipliée par la vitesse orbitale pour produire des signaux de couple de perturbations représentatifs de la composante constante des couples de perturbations dus à l'environnement, et faire la somme desdits signaux de couple de perturbations et de l'un des signaux représentatifs du couple de roue de réaction pour effectuer la correction compensant la composante constante des couples de

perturbations dus à l'environnement.

8 Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit satellite définit en outre une inertie de tangage autour d'un axe de tangage, et en ce que ladite étape de modélisation de ladite dynamique du solide en lacet/roulis dudit satellite comprend en outre les étapes consistant à: effectuer la différence entre ledit signal représentatif de roulis et lesdits signaux de roulis estimé pour produire des signaux représentatifs de l'erreur de roulis estimé, multiplier lesdits signaux d'erreur de roulis estimé par des premier et second scalaires afin de produire respectivement des premier et second signaux d'erreur de roulis estimé multipliés par un scalaire, faire la somme desdits signaux représentatifs du couple de roue de réaction de lacet, desdits signaux d'erreur de roulis estimé multipliés par un scalaire et d'un signal de couple gyroscopique de lacet estimé pour produire des signaux de couple de lacet estimé, faire la somme desdits signaux représentatifs du couple de roue de réaction de roulis, desdits signaux d'erreur de roulis estimé multipliés par un scalaire et d'un signal de couple gyroscopique de roulis estimé pour produire des signaux de couple de roulis estimé, générer la vitesse de lacet estimé du corps par intégration du quotient desdits signaux de couple de lacet estimé divisés par l'inertie de lacet du satellite, générer la vitesse de roulis estimé du corps par intégration du quotient desdits signaux du couple de roulis estimé divisés par l'inertie de roulis du satellite, multiplier ladite vitesse de roulis estimé du corps par le produit de la vitesse orbitale et de la différence entre lesdites inerties de tangage et de roulis du corps afin de produire des signaux de couple gyroscopique de lacet estimé, coupler lesdits signaux de couple gyroscopique de lacet estimé audit premier moyen de sommation, multiplier ladite vitesse de lacet estimé du corps par le produit de la vitesse orbitale et de la différence entre lesdites inerties de tangage et de lacet du corps afin de produire des signaux de couple gyroscopique de roulis estimé, coupler lesdits signaux de couple gyroscopique de

roulis estimé audit second moyen de sommation.

9 Procédé selon la revendication 8, caractérisé en ce que ladite étape de modélisation de la dynamique du solide en lacet/roulis dudit satellite comprend en outre les étapes consistant à: multiplier par un scalaire lesdits signaux d'erreur de roulis estimé pour produire des troisième et quatrième signaux d'erreur de roulis estimé multipliés par un scalaire, faire la somme desdits signaux de lacet estimé, desdits troisième signaux d'erreur de roulis estimé multipliés par un scalaire et d'un signal de correction de la cinématique d'attitude en lacet afin de produire des signaux de vitesse d'attitude en lacet estimé, faire la somme desdits signaux de roulis estimé, desdits quatrième signaux d'erreur de roulis estimé multipliés par un scalaire et d'un signal de correction de la cinématique d'attitude en roulis afin de produire des signaux de vitesse d'attitude de roulis estimé, intégrer lesdits signaux de vitesse d'attitude de roulis estimé pour produire lesdits signaux d'attitude de roulis estimé, intégrer lesdits signaux de vitesse d'attitude de lacet estimé pour produire lesdits signaux d'attitude de lacet estimé, multiplier lesdits signaux de lacet et de roulis estimés respectivement par des signaux représentatifs de ladite vitesse orbitale afin de produire respectivement lesdits signaux de correction de cinématique d'attitude en

lacet et roulis.