FR2756065A1

FR2756065A1 - APPARATUS AND METHOD FOR CONTROLLING THE ATTITUDE OF A SATELLITE WITH RESPECT TO THREE AXES USING A SUN DETECTOR MOUNTED ON A SOLAR PANEL

Info

Publication number: FR2756065A1
Application number: FR9713624A
Authority: FR
Inventors: Sibnath Basuthakur; William Joe Haber; Peter A Swan
Original assignee: Motorola Inc
Current assignee: Motorola Solutions Inc
Priority date: 1996-10-30
Filing date: 1997-10-30
Publication date: 1998-05-22
Also published as: GB9720844D0; GB2318888A

Abstract

L'appareil et le procédé, selon l'invention, permettent de commander de façon précise l'attitude d'un satellite par rapport aux trois axes et d'étalonner de manière fréquente ses gyroscopes (66) pendant le parcours de l'orbite fonctionnelle grâce à un traitement supplémentaire des signaux de sortie d'un détecteur solaire simple (46) monté sur un panneau solaire (48) du satellite. Le fait que le détecteur (46) soit placé sur la surface du panneau solaire (48) amène son orientation par rapport au corps (32) du satellite à varier, en produisant des informations par rapport aux trois axes, pendant le parcours de l'orbite toute entière. Une unité (56) de traitement de signaux fonctionne avec un gain relativement faible pendant les phases de montée et d'acquisition de l'orbite, et avec un gain relativement élevé une fois que le Soleil a été acquis. On utilise une modélisation de données solaires en combinaison avec une certaine géométrie relative de l'orbite et du détecteur pour prédire et mesurer les composantes axiales, pour chaque axe (28) indépendamment, de la déclinaison solaire, de l'attitude du satellite et de l'alignement du panneau solaire, en des points de l'orbite où la composante modélisée considérée n'est pas influencée par d'autres composantes modélisées.The apparatus and method according to the invention make it possible to precisely control the attitude of a satellite with respect to the three axes and to calibrate its gyroscopes (66) frequently during the course of the functional orbit by additional processing of the output signals from a simple solar detector (46) mounted on a solar panel (48) of the satellite. The fact that the detector (46) is placed on the surface of the solar panel (48) causes its orientation relative to the body (32) of the satellite to vary, producing information with respect to the three axes, during the path of the whole orbit. A signal processing unit (56) operates with a relatively low gain during the ascent and acquisition phases of the orbit, and with a relatively high gain once the Sun has been acquired. Solar data modeling is used in combination with a certain relative geometry of the orbit and the detector to predict and measure the axial components, for each axis (28) independently, of the solar declination, of the attitude of the satellite and of the alignment of the solar panel, at points of the orbit where the modeled component considered is not influenced by other modeled components.

Description

La présente invention concerne de façon générale le domaine desThe present invention relates generally to the field of

applications aux véhicules spatiaux et, plus spécialement, le domaine de la déter- applications to space vehicles and, more specifically, the field of deter-

mination et de la commande de l'attitude et de l'orbite des satellites. mination and satellite attitude and orbit control.

Classiquement, pour placer un satellite sur une orbite opérationnelle (c'est-à-dire une orbite d'exploitation) et maintenir le satellite suivant des attitudes (ou orientations) voulues sur l'orbite, on a utilisé un assortiment coûteux de gyroscopes de haute précision et de détecteurs, grossiers aussi bien que fins, de la Conventionally, to place a satellite in an operational orbit (that is to say an operating orbit) and to maintain the satellite according to desired attitudes (or orientations) in the orbit, an expensive assortment of gyroscopes has been used. high precision and coarse as well as fine detectors of the

Terre et du Soleil.Earth and Sun.

Un satellite classique peut employer deux rangées de petits détecteurs solaires (c'est-à-dire des détecteurs du Soleil) photoélectriques analogiques qui sont montés sur les bras d'éloignement de panneaux solaires afin de fournir des signaux de sortie non précis indiquant la position du Soleil pendant les phases A conventional satellite can employ two rows of small analog photoelectric solar detectors (i.e., Sun detectors) that are mounted on the remote arms of solar panels to provide inaccurate output signals indicating the position from the Sun during the phases

d'activité du satellite qui correspondent à la montée et à l'acquisition de l'orbite. of activity of the satellite which correspond to the rise and the acquisition of the orbit.

Plusieurs rangées de grands et complexes détecteurs solaires numériques, à angle de champ étroit, qui sont montés sur le corps même du satellite, fournissent des signaux de sortie précis indiquant la position du Soleil pendant la phase de séjour sur l'orbite opérationnelle. On peut utiliser plusieurs détecteurs à angle de champ étroit pour assurer qu'un de ces détecteurs sera face au Soleil à tout moment, sauf pendant une éclipse, et un mécanisme de commutation complexe peut être utilisé pour assurer que le détecteur correct est en activité étant donnée la position courante sur l'orbite. Puisque ces détecteurs sont placés sur le corps du satellite, ils sont soumis à un cycle thermique important et un équipement de régulation Several rows of large and complex digital, narrow field angle solar detectors, which are mounted on the very body of the satellite, provide precise output signals indicating the position of the Sun during the phase of stay on the operational orbit. Several narrow field angle detectors can be used to ensure that one of these detectors will face the Sun at all times, except during an eclipse, and a complex switching mechanism can be used to ensure that the correct detector is active being given the current position on the orbit. Since these detectors are placed on the body of the satellite, they are subjected to a significant thermal cycle and regulatory equipment

thermique est utilisé pour gérer les problèmes de température. thermal is used to handle temperature issues.

Les détecteurs solaires à angle de champ étroit qui sont montés sur le corps fournissent des données destinées à étalonner les gyroscopes du satellite de manière relativement peu fréquente. De ce fait, on a utilisé des gyroscopes à dérive réduite, plus précis et complexes que cela n'aurait été nécessaire si l'étalonnage des The narrow field angle solar detectors that are mounted on the body provide data for calibrating satellite gyroscopes relatively infrequently. Therefore, reduced drift gyroscopes were used, more precise and complex than would have been necessary if the calibration of the

gyroscopes avait pu être effectué plus souvent. gyroscopes could have been performed more often.

Classiquement, pour acquérir la position de la Terre et pour orienter correctement le satellite par rapport à la Terre, on a utilisé des détecteurs terrestres (c'est-à-dire des détecteurs de la Terre) infrarouges non précis et précis. Ces détecteurs terrestres infrarouges souffrent d'une absence de précision propre, qui est due à la fluctuation constante des températures de la Terre sur l'étendue des différentes latitudes ainsi qu'à la couverture nuageuse présente sur la planète de Conventionally, in order to acquire the position of the Earth and to correctly orient the satellite with respect to the Earth, terrestrial detectors (that is to say detectors of the Earth) are not precise and precise infrared. These infrared terrestrial detectors suffer from a lack of specific accuracy, which is due to the constant fluctuation of Earth temperatures over the extent of the different latitudes as well as to the cloud cover present on the planet.

manière générale.In General.

Ainsi, les satellites classiques contiennent une multitude d'équipements coûteux et inutilement redondants qui leur ont été incorporés pour maintenir l'orbite opérationnelle ordinaire. Ces équipements utilisent des systèmes complexes de gestion thermique qui consomment de l'énergie et augmentent la masse, le volume et la complexité du satellite. A une époque d'inflation des demandes fonctionnelles des missions, ces abondants équipements de maintien d'orbite obligent à consacrer à la commande du satellite une part et une proportion Thus, conventional satellites contain a multitude of expensive and unnecessarily redundant equipment which has been incorporated into them to maintain the ordinary operational orbit. This equipment uses complex thermal management systems which consume energy and increase the mass, volume and complexity of the satellite. At a time of inflation in the functional demands of the missions, these abundant orbit maintenance equipment means that part and proportion must be devoted to satellite control.

toujours croissantes de la complexité, de la masse et de la taille du satellite. ever increasing in complexity, mass and size of the satellite.

Par conséquent, le besoin existe de moyens qui permettraient de réduire la proportion de la masse et du volume du satellite n'ayant pour rôle que de Consequently, the need exists for means which would make it possible to reduce the proportion of the mass and the volume of the satellite having only the role of

maintenir l'orbite.maintain orbit.

La description suivante, conçue à titre d'illustration de l'invention, vise The following description, intended to illustrate the invention, aims

à donner une meilleure compréhension de ses caractéristiques et avantages; elle s'appuie sur les dessins suivants, o des numéros de référence identiques désignent des éléments identiques, et o: la figure 1 représente deux satellites en orbite autour de la Terre, selon une première vue en perspective équatoriale; la figure 2 représente deux satellites en orbite autour de la Terre, selon une deuxième vue en perspective équatoriale; la figure 3 représente un détecteur solaire monté sur un panneau solaire articulé, lui-même monté sur le corps d'un satellite, selon un mode de réalisation préféré de l'invention; la figure 4 est une représentation simplifiée montrant des dispositifs photoélectriques d'un détecteur solaire monté sur un panneau solaire, dans une vue en bout et en perspective, selon un mode de réalisation préféré de l'invention; la figure 5 est une représentation simplifiée montrant des dispositifs photoélectriques d'un détecteur solaire monté sur un panneau solaire, dans une vue en perspective latérale, selon un mode de réalisation préféré de l'invention; la figure 6 est un schéma fonctionnel d'une unité de traitement de signaux selon un mode de réalisation préféré de l'invention; la figure 7 représente une courbe montrant le signal de sortie d'un détecteur solaire en fonction de l'angle solaire, tel que calculé selon un mode de réalisation préféré de l'invention; la figure8 représente des positions orbitales vues suivant une perspective polaire (pôles de la Terre); et la figure 9 est un organigramme d'un processus permettant d'assurer la commande de l'attitude du satellite par rapport à un axe de roulis, selon un mode to give a better understanding of its characteristics and advantages; it is based on the following drawings, o identical reference numbers designate identical elements, and o: FIG. 1 represents two satellites in orbit around the Earth, according to a first view in equatorial perspective; FIG. 2 represents two satellites in orbit around the Earth, according to a second view in equatorial perspective; FIG. 3 represents a solar detector mounted on an articulated solar panel, itself mounted on the body of a satellite, according to a preferred embodiment of the invention; FIG. 4 is a simplified representation showing photoelectric devices of a solar detector mounted on a solar panel, in an end view and in perspective, according to a preferred embodiment of the invention; FIG. 5 is a simplified representation showing photoelectric devices of a solar detector mounted on a solar panel, in a side perspective view, according to a preferred embodiment of the invention; Figure 6 is a block diagram of a signal processing unit according to a preferred embodiment of the invention; FIG. 7 represents a curve showing the output signal of a solar detector as a function of the solar angle, as calculated according to a preferred embodiment of the invention; FIG. 8 represents orbital positions seen from a polar perspective (poles of the Earth); and FIG. 9 is a flow diagram of a process making it possible to ensure the control of the attitude of the satellite with respect to a roll axis, according to a mode

de réalisation préféré de l'invention. preferred embodiment of the invention.

Un système d'alignement de satellite utilisant la position du Soleil, configuré selon l'invention, remplace les détecteurs terrestres précis et non précis, les gyroscopes précis et les détecteurs solaires fins par un traitement de calcul et d'amplification à gain variable. La comparaison des signaux de sortie de détecteurs solaires relativement simples avec des modèles de la déclinaison du soleil, de la dynamique de l'engin spatial et de l'alignement des panneaux solaires produit des informations détaillées sur l'attitude, qui peuvent être utilisées pour commander A satellite alignment system using the position of the Sun, configured according to the invention, replaces precise and non-precise terrestrial detectors, precise gyroscopes and fine solar detectors by a variable gain calculation and amplification processing. Comparing the output signals of relatively simple solar detectors with models of the sun's declination, spacecraft dynamics and alignment of solar panels produces detailed attitude information, which can be used to order

l'attitude du satellite.the attitude of the satellite.

La figure 1 représente un satellite 20 en orbite autour de la Terre 22, comme on peut le voir suivant une première vue en perspective équatoriale. Le satellite 20 se déplace dans une direction orbitale qui est définie par un axe de roulis 24, lequel est tangent à la Terre, un axe de lacet 26, qui pointe vers le centre de la Terre, et un axe de tangage 28, qui est perpendiculaire aux deux axes de roulis 24 et de lacet 26. Sur une orbite 30, l'axe de roulis 24, l'axe de lacet 26 et l'axe de tangage 28 restent fixes par rapport au corps 32 du satellite 20. Le corps 32 du satellite contient une charge utile (non représentée) et d'autres éléments FIG. 1 represents a satellite 20 in orbit around the Earth 22, as can be seen according to a first view in equatorial perspective. The satellite 20 moves in an orbital direction which is defined by a roll axis 24, which is tangent to the Earth, a yaw axis 26, which points towards the center of the Earth, and a pitch axis 28, which is perpendicular to the two roll axes 24 and yaw axis 26. In an orbit 30, the roll axis 24, the yaw axis 26 and the pitch axis 28 remain fixed relative to the body 32 of the satellite 20. The body 32 of the satellite contains a payload (not shown) and other elements

classiques dans la technique.classics in the art.

La figure 1 représente le satellite 20 dans la position orbitale méridienne (midi) 34. Dans la position méridienne 34, la Terre 22, le satellite 20 et FIG. 1 represents the satellite 20 in the meridian orbital position (noon) 34. In the meridian position 34, the Earth 22, the satellite 20 and

le Soleil 36 sont alignés, le satellite 20 étant placé entre la Terre 22 et le Soleil 36. the Sun 36 are aligned, the satellite 20 being placed between the Earth 22 and the Sun 36.

L'axe de lacet 26 est aligné avec la ligne solaire 38. La ligne solaire 38 est définie comme la ligne allant du centre du Soleil au satellite 20. Le satellite 20 est The yaw axis 26 is aligned with the solar line 38. The solar line 38 is defined as the line going from the center of the Sun to the satellite 20. The satellite 20 is

également aligné avec le Soleil et la Terre lorsqu'il se trouve dans la position anti- also aligned with the Sun and Earth when it is in the anti-position

méridienne (minuit) 34', même si, pour la position 34', le Soleil ne peut pas être vu meridian (midnight) 34 ', even if, for position 34', the Sun cannot be seen

du satellite 20, car la Terre 22 est placée entre le satellite 20 et le Soleil 36. from satellite 20, because Earth 22 is placed between satellite 20 and the Sun 36.

Le satellite 20' est également représenté à la position "dix-huit heures" 40. A la position "dix-huit heures" 40, l'axe de roulis 24' est parallèle à la ligne solaire 38 et l'axe de lacet 26' est perpendiculaire à la ligne solaire 38. Le satellite 20' n'est pas colinéaire avec la ligne solaire 38, puisque le satellite 20' est placé à une distance de la ligne solaire 38 qui est égale au rayon de la Terre plus la distance du satellite à la surface de la Terre. Le satellite 20' est vu de côté, l'axe de roulis 24' pointant de la gauche vers la droite sur la figure 1, en étant tangent à la Terre, l'axe de lacet 26' pointant vers le centre de la Terre (c'est-à-dire en entrant dans la feuille du dessin), et l'axe de tangage 28' étant perpendiculaire aux deux The satellite 20 'is also shown at the "eighteen o'clock" position 40. At the "eighteen o'clock" position 40, the roll axis 24' is parallel to the sun line 38 and the yaw axis 26 'is perpendicular to the solar line 38. The satellite 20' is not collinear with the solar line 38, since the satellite 20 'is placed at a distance from the solar line 38 which is equal to the radius of the Earth plus the distance from the satellite to the surface of the Earth. The satellite 20 ′ is seen from the side, the roll axis 24 ′ pointing from the left to the right in FIG. 1, being tangent to the Earth, the yaw axis 26 ′ pointing towards the center of the Earth ( that is to say by entering the sheet of the drawing), and the pitch axis 28 'being perpendicular to the two

axes de roulis 24' et de lacet 26'.24 'roll and 26' yaw axes.

Les figures 1 et 2 montrent le Soleil placé en divers points, lorsqu'il se lève et lorsqu'il se couche, par rapport à un plan hypothétique 42 qui est coplanaire avec l'équateur de la Terre. Ce plan 42 est connu de l'homme de l'art comme étant le plan équatorial terrestre. Le plan 42 est généralement perpendiculaire à l'axe de tangage 28. Le mouvement du Soleil par rapport au plan 42 au cours de l'année fait que l'inclinaison de la Terre par rapport au Soleil change. L'angle entre le satellite 20 et le soleil est connu sous l'appellation de "déclinaison solaire" 43, et le changement d'attitude (orientation) de référence du Soleil par rapport au satellite 20 est l'écart de déclinaison. Lorsque le Soleil se trouve dans la position équinoxiale typique des mois de mars et septembre, comme indiqué par la position 36, le Soleil se trouve relativement près du plan 42 et la déclinaison solaire du satellite 20 placé sur une orbite équatoriale est proche de zéro. Lorsque le Soleil se trouve à la position du solstice d'été, typique du mois de juin, comme indiqué par la position 36', le Soleil est très au-dessus du plan équatorial terrestre, et la déclinaison solaire est voisine de +23 . Lorsque le Soleil se trouve à la position du solstice d'hiver, typique du mois de décembre, comme indiqué par la position 36', le Soleil est très en dessous du plan équatorial terrestre, et la déclinaison solaire est Figures 1 and 2 show the Sun placed at various points, when it rises and when it sets, compared to a hypothetical plane 42 which is coplanar with the equator of the Earth. This plane 42 is known to those skilled in the art as being the terrestrial equatorial plane. The plane 42 is generally perpendicular to the pitch axis 28. The movement of the Sun relative to the plane 42 during the year causes the inclination of the Earth relative to the Sun to change. The angle between satellite 20 and the sun is known as "solar declination" 43, and the change in reference attitude (orientation) of the Sun relative to satellite 20 is the declination difference. When the Sun is in the equinoctial position typical of the months of March and September, as indicated by position 36, the Sun is relatively close to the plane 42 and the solar declination of the satellite 20 placed in an equatorial orbit is close to zero. When the Sun is at the position of the summer solstice, typical of the month of June, as indicated by position 36 ', the Sun is very above the terrestrial equatorial plane, and the solar declination is close to +23. When the Sun is at the winter solstice position, typical for the month of December, as indicated by position 36 ', the Sun is well below the Earth's equatorial plane, and the solar declination is

voisine de -23 .close to -23.

La figure 2 montre le satellite 20' en orbite autour de la Terre 22, comme on peut le voir depuis une deuxième vue équatoriale. Le satellite 20' est représenté à la position orbitale "dix-huit heures" 40 depuis l'arrière, l'axe de roulis 24' "s'enfonçant" tangentiellement à la Terre dans la feuille de dessin, l'axe de lacet 26' pointant vers le centre de la Terre de la droite vers la gauche, et l'axe de Figure 2 shows the satellite 20 'in orbit around the Earth 22, as can be seen from a second equatorial view. The satellite 20 'is represented in the orbital position "eighteen hours" 40 from the rear, the roll axis 24' "sinking" tangentially to the Earth in the drawing sheet, the yaw axis 26 'pointing to the center of the Earth from right to left, and the axis of

tangage 28' étant perpendiculaire aux deux axes de roulis 24' et de lacet 26'. pitch 28 'being perpendicular to the two roll axes 24' and yaw 26 '.

Sur son orbite opérationnelle, le satellite 20" est orienté semblablement par rapport aux axes 24', 26' et 28' lorsqu'il se trouve dans la position "six heures (du matin)" 40', bien qu'il soit du côté opposé de la Terre par rapport à la position "dix-huit heures" 40. Le satellite 20" est représenté à la position orbitale 40' dans une attitude d'acquisition, à titre d'exemple. Pendant l'acquisition, l'attitude du satellite 20" fluctue largement et est sensiblement aléatoire par rapport au Soleil et à la Terre, l'acquisition pouvant se réaliser indépendamment de l'orientation initiale In its operational orbit, the satellite 20 "is oriented similarly to the axes 24 ', 26' and 28 'when it is in the position" six o'clock (in the morning) "40', although it is on the side opposite of the Earth with respect to the "eighteen o'clock" position 40. The satellite 20 "is represented at the orbital position 40 'in an acquisition attitude, by way of example. During the acquisition, the attitude of the 20 "satellite fluctuates widely and is substantially random with respect to the Sun and the Earth, the acquisition being able to be carried out independently of the initial orientation

du satellite 20" par rapport à la Terre 22 et au Soleil 36. of the 20 "satellite with respect to Earth 22 and the Sun 36.

Le satellite 20"' est représenté dans la position orbitale "neuf heures" 44, c'est-à-dire à mi-chemin entre la position orbitale "six heures" 40' et la position orbitale méridienne (midi) 34 (que l'on peut voir sur la figure 1). Le satellite 20"' placé dans la position 44 est disposé suivant un angle oblique par rapport à la feuille de dessin, l'axe de roulis 24" se trouvant suivant le trajet orbital 30 du satellite, l'axe de lacet 25" "entrant" suivant un certain angle dans la feuille de dessin, et l'axe de tangage 28" étant perpendiculaire aux deux axes de The satellite 20 "'is represented in the orbital position" nine o'clock "44, that is to say halfway between the orbital position" six o'clock "40' and the orbital position meridian (noon) 34 (that l 'can be seen in Figure 1). The satellite 20 "' placed in position 44 is arranged at an oblique angle to the drawing sheet, the roll axis 24" being along the orbital path 30 of the satellite , the yaw axis 25 "" entering "at a certain angle in the drawing sheet, and the pitch axis 28" being perpendicular to the two axes of

roulis 24" et de lacet 26".24 "roll and 26" lace.

Alors que les figures 1 et 2 montrent le satellite 20 en diverses positions orbitales, l'homme de l'art comprendra que, lorsqu'on parle du satellite 20, il peut s'agir aussi bien de satellites différents que du même satellite placé en des positions différentes sur l'orbite 30. De même, l'homme de l'art comprendra que les positions orbitales indiquées (par exemple dix-huit heures, ou midi) représentent des positions sur l'orbite 30 du satellite 20 par rapport au Soleil, et ne représentent pas une heure à laquelle le satellite 20 pourrait être sur une certaine position orbitale. Par exemple, il est possible que le satellite 20 soit dans la position orbitale méridienne 34 à 15 h 35 min (sur une orbite géostationnaire) et à des intervalles d'environ 100 min sur une orbite terrestre basse. Le satellite 20 peut While FIGS. 1 and 2 show the satellite 20 in various orbital positions, those skilled in the art will understand that, when talking about satellite 20, it can be both different satellites and the same satellite placed in different positions on orbit 30. Likewise, those skilled in the art will understand that the orbital positions indicated (for example eighteen hours, or noon) represent positions on orbit 30 of satellite 20 relative to the Sun, and do not represent an hour at which satellite 20 could be in a certain orbital position. For example, it is possible that satellite 20 is in the meridian orbital position 34 at 3:35 p.m. (in a geostationary orbit) and at intervals of about 100 min in a low Earth orbit. Satellite 20 can

aussi se trouver sur une orbite non équatoriale, par exemple une orbite polaire. also be in a non-equatorial orbit, for example a polar orbit.

La figure 3 montre, selon une vue en perspective depuis le Soleil, un détecteur solaire 46 monté sur un panneau solaire articulé 48, lequel est monté sur le corps 32 du satellite, selon un mode de réalisation préféré de l'invention. Le satellite 20 (figure 1) peut avoir un deuxième panneau solaire (non représenté), qui est monté du côté opposé du corps 32 du satellite. Ce deuxième panneau solaire est FIG. 3 shows, in a perspective view from the Sun, a solar detector 46 mounted on an articulated solar panel 48, which is mounted on the body 32 of the satellite, according to a preferred embodiment of the invention. The satellite 20 (Figure 1) may have a second solar panel (not shown), which is mounted on the opposite side of the body 32 of the satellite. This second solar panel is

identique au panneau solaire 48, et peut porter lui-même un détecteur solaire. identical to solar panel 48, and can itself carry a solar detector.

Puisque le détecteur solaire 46 possède un angle de champ variable (comme discuté ci-après), selon un autre mode de réalisation, le détecteur solaire 46 Since the solar detector 46 has a variable field of view (as discussed below), according to another embodiment, the solar detector 46

pourrait être monté sur le corps 32 du satellite plutôt que sur le panneau solaire 48. could be mounted on the body 32 of the satellite rather than on the solar panel 48.

Le panneau solaire 48 porte, sur une surface, une batterie 52 de collecteurs (ou cellules) solaires. Une fois déployés, les panneaux solaires 48 sont grossièrement parallèles à la direction de l'axe de tangage 28, leur plus grande longueur se trouvant suivant cette direction. Le détecteur solaire 46 est monté sur The solar panel 48 carries, on a surface, a battery 52 of solar collectors (or cells). Once deployed, the solar panels 48 are roughly parallel to the direction of the pitch axis 28, their greatest length being in this direction. Solar sensor 46 is mounted on

la surface du panneau solaire 48 qui contient la batterie 52 de collecteurs solaires. the surface of the solar panel 48 which contains the battery 52 of solar collectors.

Les panneaux solaires 48 sont articulés par rapport au corps 32 du satellite de manière que, sur toute l'orbite 30, la batterie 52 de collecteurs solaires soit maintenue face au Soleil, afin de pouvoir fournir de l'énergie aux systèmes se trouvant à bord du satellite 20. Cette articulation maintient les panneaux solaires approximativement perpendiculaires à la ligne solaire 38 (figure 1), quelle que soit The solar panels 48 are articulated with respect to the body 32 of the satellite so that, throughout the orbit 30, the battery 52 of solar collectors is kept facing the Sun, in order to be able to supply energy to the systems on board of the satellite 20. This articulation keeps the solar panels approximately perpendicular to the solar line 38 (FIG. 1), whatever

l'attitude du satellite 20.the attitude of satellite 20.

Le détecteur solaire 46 est monté, de manière souhaitable, sur un bras The solar detector 46 is desirably mounted on an arm

d'éloignement 54 du panneau solaire 48. De manière souhaitable, le bras d'éloi- 54 away from the solar panel 48. Desirably, the remote arm

gnement 54 est en position de voir le Soleil pendant la phase de montée, lorsque le panneau solaire 48 peut ne pas avoir été déployé, ainsi que pendant les phases d'acquisition et de séjour sur l'orbite opérationnelle. Sur le bras d'éloignement 54, gment 54 is in a position to see the Sun during the ascent phase, when the solar panel 48 may not have been deployed, as well as during the acquisition and stay phases in the operational orbit. On the remote arm 54,

est également montée une unité 56 de traitement de signaux. a signal processing unit 56 is also mounted.

Le panneau solaire 48 est électriquement raccordé au corps 32 du satellite par l'intermédiaire d'un moyen de raccordement 58 du type bague collectrice (ou bague frottante). Le raccord à bague frottante 58 est un connecteur électrique qui assure la connexion électrique indépendamment de la position de rotation relative des contacts de la bague frottante. Autour du raccord à bague frottante 58, se trouve un noeud d'articulation à rotule (non représenté) qui pivote pour permettre le déploiement et le déplacement articulé du panneau solaire 48. Le raccord à bague frottante 58 est la source d'un bruit important. Ce bruit introduit normalement des distorsions dans les signaux analogiques de faible amplitude qui passent dans le raccord à bague frottante 58. Puisque l'unité 56 de traitement de signaux se trouve du même côté du raccord à bague frottante 58 que le détecteur solaire 46, les signaux de sortie analogiques du détecteur solaire sont traités (par exemple sont convertis en signaux numériques) avant d'être transmis via le raccord à bague frottante 58. Les signaux ayant subi cette conversion numérique ne sont pas notablement influencés par le bruit qui est introduit au niveau du raccord à The solar panel 48 is electrically connected to the body 32 of the satellite by means of a connection means 58 of the slip ring type (or friction ring). The friction ring fitting 58 is an electrical connector which provides the electrical connection independently of the relative rotational position of the contacts of the friction ring. Around the friction ring fitting 58, there is a ball joint knot (not shown) which pivots to allow deployment and articulated movement of the solar panel 48. The friction ring fitting 58 is the source of significant noise . This noise normally introduces distortions in the low amplitude analog signals which pass through the friction ring fitting 58. Since the signal processing unit 56 is located on the same side of the friction ring fitting 58 as the solar detector 46, the the analog output signals of the solar detector are processed (for example are converted into digital signals) before being transmitted via the friction ring fitting 58. The signals having undergone this digital conversion are not appreciably influenced by the noise which is introduced to the level of connection to

bague frottante 58. L'unité 56 de traitement de signaux envoie les signaux numéri- rubbing ring 58. The signal processing unit 56 sends the digital signals

quement traités via le raccord à bague frottante 58 à un ordinateur embarqué 62 qui only processed via the friction ring fitting 58 to an on-board computer 62 which

se trouve à l'intérieur du corps 32 du satellite. is inside the body 32 of the satellite.

Un système de commande 64 comporte le détecteur solaire 46, l'unité 56 de traitement de signaux, l'ordinateur embarqué 62, un gyroscope 66, une antenne 68 de télémétrie, de poursuite et de commande (TTCA) 68, et est le siège de tous les signaux de données et de tous les traitements de signaux ayant lieu entre ces éléments. Les signaux peuvent être traités ou bien par l'unité 56 de traitement de signaux, ou bien par l'ordinateur embarqué 62. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, l'unité 56 de traitement de signaux réside à la surface du panneau solaire 48 qui est opposé à la batterie 52 de collecteurs solaires, de sorte que l'unité 56 de traitement de signaux est toujours du côté opposé au Soleil. Ceci protège l'unité de traitement de signaux 56 vis-à-vis des variations de la température qui pourraient résulter des changements d'orientation par rapport au Soleil et qui ont lieu à l'intérieur du corps 32 du satellite. Cette position de montage donne donc à l'unité de traitement de signaux 56 une stabilité thermique propre. Par conséquent, le détecteur solaire 46 et l'unité de traitement de signaux 56 n'ont pas besoin d'être équipés d'un système de stabilisation thermique. L'ordinateur embarqué 62 est placé du côté du corps 32 du satellite par rapport au raccord à bague frottante 58. L'ordinateur embarqué 62 est connecté à l'unité de traitement de signaux 56. L'antenne 68 de télémétrie, de poursuite et de commande est connectée à l'unité de traitement de signaux 56 afin de permettre les communications entre le satellite 20 et le centre de commande au sol. Le gyroscope 66 est également placé à l'intérieur du corps 32 du satellite et est en communication de données avec l'ordinateur embarqué 62. Le gyroscope 66 est fixe par rapport au corps 32 du satellite et consiste, classiquement, en au moins deux volants d'inertie, l'un tournant sur l'axe de roulis 24 et l'autre tournant sur A control system 64 includes the solar detector 46, the signal processing unit 56, the on-board computer 62, a gyroscope 66, a telemetry, tracking and control antenna (TTCA) 68, and is the seat of all data signals and all signal processing taking place between these elements. The signals can be processed either by the signal processing unit 56, or by the on-board computer 62. In the preferred embodiment of the invention, the signal processing unit 56 resides on the surface of the solar panel 48 which is opposite to the battery 52 of solar collectors, so that the signal processing unit 56 is always on the side opposite to the Sun. This protects the signal processing unit 56 from temperature variations which could result from changes in orientation relative to the Sun and which take place inside the body 32 of the satellite. This mounting position therefore gives the signal processing unit 56 its own thermal stability. Consequently, the solar detector 46 and the signal processing unit 56 do not need to be equipped with a thermal stabilization system. The on-board computer 62 is placed on the side of the body 32 of the satellite with respect to the friction ring fitting 58. The on-board computer 62 is connected to the signal processing unit 56. The antenna 68 for telemetry, tracking and control unit is connected to the signal processing unit 56 in order to allow communications between the satellite 20 and the ground control center. The gyroscope 66 is also placed inside the body 32 of the satellite and is in data communication with the on-board computer 62. The gyroscope 66 is fixed relative to the body 32 of the satellite and typically consists of at least two steering wheels of inertia, one rotating on the roll axis 24 and the other rotating on

l'axe de lacet 26.yaw axis 26.

La figure 4 est une représentation simplifiée du détecteur solaire 46 monté sur le panneau solaire 48, tel qu'on le voit selon une vue en perspective depuis le corps 32 du satellite (figure 3), lorsqu'on regarde suivant l'axe de tangage 28, selon un mode de réalisation préféré de l'invention. Le détecteur solaire 46 contient un dispositif photoélectrique "roulis-lacet" 70 et un dispositif photoélectrique "tangage" 72. Les dispositifs photoélectriques 70 et 72 sont sensibles au rayonnement solaire et produisent des signaux électriques à destination de l'unité 56 de traitement de signaux en fonction de leur orientation relative par rapport au soleil. Le dispositif photoélectrique "tangage" 72 est coupé en biseau suivant un angle faisant environ 45 par rapport à la direction de la Figure 4 is a simplified representation of the solar detector 46 mounted on the solar panel 48, as seen in a perspective view from the body 32 of the satellite (Figure 3), when looking along the pitch axis 28, according to a preferred embodiment of the invention. The solar detector 46 contains a "roll-yaw" photoelectric device 70 and a "pitching" photoelectric device 72. The photoelectric devices 70 and 72 are sensitive to solar radiation and produce electrical signals intended for the signal processing unit 56 depending on their relative orientation to the sun. The "pitch" photoelectric device 72 is cut at a bevel at an angle of approximately 45 relative to the direction of the

largeur du panneau solaire 48, comme indiqué par un plan hypothétique 76. width of the solar panel 48, as indicated by a hypothetical plan 76.

La figure 5 est une représentation simplifiée du détecteur solaire 26 monté sur le panneau solaire 48, lorsqu'on observe suivant une perspective latérale, selon un mode de réalisation préféré de l'invention. Le dispositif photoélectrique "roulis-lacet" 70 est coupé en biseau suivant un angle d'environ 45 par rapport à la plus grande longueur de la surface du panneau solaire 48, comme indiqué par un plan hypothétique 74. Les plans 74 et 76 (voir la figure 4) sont sensiblement perpendiculaires entre eux, et chacun fait un angle de 45 avec le panneau solaire 48. Les plans 74 et 76 sont hypothétiques et n'appartiennent à aucune structure FIG. 5 is a simplified representation of the solar detector 26 mounted on the solar panel 48, when viewed from a lateral perspective, according to a preferred embodiment of the invention. The "roll-lace" photoelectric device 70 is cut at a bevel at an angle of about 45 relative to the greatest length of the surface of the solar panel 48, as indicated by a hypothetical plan 74. The plans 74 and 76 (see Figure 4) are substantially perpendicular to each other, and each makes an angle of 45 with the solar panel 48. The planes 74 and 76 are hypothetical and do not belong to any structure

matérielle du détecteur solaire 46, ces plans n'étant indiqués qu'à titre d'illustration. material of the solar detector 46, these plans being given only by way of illustration.

La figure 6 est un schéma fonctionnel de l'unité de traitement de Figure 6 is a block diagram of the processing unit

signaux 56 selon un mode de réalisation préféré de l'invention. L'unité de traite- signals 56 according to a preferred embodiment of the invention. The milking unit

ment de signaux 56 est connectée aux dispositifs photoélectriques 70 et 72 et à l'ordinateur embarqué 62, comme représenté sur la figure 3. Les signaux de sortie 60 et 60' du détecteur solaire sont des signaux analogiques qui sont respec- tivement reçus par des amplificateurs tampons 78 et 78', puis sont envoyés, respectivement, à des dispositifs d'addition 80 et 80'. Les dispositifs d'addition 80 et 80' reçoivent aussi respectivement des signaux de décalage 90 et 90' de la part d'un dispositif de commande 86, via des convertisseurs numérique-analogique (D/A) 88 et 88' respectifs. Dans un mode de réalisation préféré, les dispositifs d'addition 80 et 80' reçoivent les signaux de sortie 60 et 60' mis en tampon et ajustés par les signaux de décalage 80 et 80' et envoient les signaux décalés à titre de compensation à un amplificateur différentiel 82 à gain variable. Selon un autre mode de réalisation, le dispositif de commande 86 pourrait effectuer la commande signal 56 is connected to the photoelectric devices 70 and 72 and to the on-board computer 62, as shown in FIG. 3. The output signals 60 and 60 ′ of the solar detector are analog signals which are respectively received by buffer amplifiers 78 and 78 ', then are sent, respectively, to adders 80 and 80'. The addition devices 80 and 80 'also receive offset signals 90 and 90' respectively from a control device 86, via digital-analog converters (D / A) 88 and 88 'respectively. In a preferred embodiment, the adders 80 and 80 'receive the output signals 60 and 60' buffered and adjusted by the offset signals 80 and 80 'and send the offset signals as compensation to a differential amplifier 82 with variable gain. According to another embodiment, the control device 86 could carry out the control

de gain sur les entrées des amplificateurs tampon 78 et 78' plutôt que sur les dispo- gain on the inputs of buffer amplifiers 78 and 78 'rather than on the available

sitifs d'addition 80 et 80', respectivement. Cet autre mode de réalisation apporte plus de souplesse et empêche que les signaux d'entrée ne saturent s'ils sont soumis addition additives 80 and 80 ', respectively. This other embodiment provides more flexibility and prevents the input signals from saturating if they are subjected

à un gain élevé.at a high gain.

L'amplificateur différentiel à gain variable 82 amplifie la différence entre les signaux décalés à titre de compensation et envoie un signal de différence amplifié à un convertisseur analogique-numérique 84. Le convertisseur analogique-numérique 84 convertit le signal de différence amplifié en un signal numérique, puis envoie au dispositif de commande 86 le signal converti à la forme numérique. Le dispositif de commande 86 convertit les données en une valeur d'angle solaire 92 (figure 7). Le dispositif de commande 64 effectue le traitement de commande de l'attitude (ou orientation) du satellite sur la base de l'angle solaire 92. L'angle solaire 92 rend compte de trois composantes: l'alignement du panneau solaire 48 (figure 3), l'attitude du satellite 20 (figures 1 et 2), et la déclinaison solaire 43 (figures 1 et 2). Sur la base du traitement appliqué à l'angle solaire 92, le dispositif de commande 86 calcule de nouveaux signaux de décalage 90 et 90', et envoie les nouveaux signaux de décalage aux convertisseurs numérique-analogique 88 et 88', qui les envoyent aux dispositifs d'addition 80 et The variable gain differential amplifier 82 amplifies the difference between the offset signals as compensation and sends an amplified difference signal to an analog-digital converter 84. The analog-digital converter 84 converts the amplified difference signal into a digital signal , then sends the signal converted to digital form to the controller 86. The controller 86 converts the data into a solar angle value 92 (Figure 7). The control device 64 performs the command processing of the attitude (or orientation) of the satellite on the basis of the solar angle 92. The solar angle 92 accounts for three components: the alignment of the solar panel 48 (FIG. 3), the attitude of satellite 20 (Figures 1 and 2), and the solar declination 43 (Figures 1 and 2). On the basis of the treatment applied to the solar angle 92, the controller 86 calculates new offset signals 90 and 90 ', and sends the new offset signals to the digital-analog converters 88 and 88', which send them to the addition devices 80 and

', respectivement.', respectively.

L'amplificateur différentiel à gain variable 82 utilise des gains variables pour rendre maximale la sensibilité de l'amplificateur dans toutes les phases de fonctionnement et d'orientation par rapport au soleil. Ceci permet au dispositif de commande 64 d'effectuer de manière efficace la commande de l'attitude du satellite pendant les phases de montée, d'acquisition et d'exploitation correspondant au lancement et à la mise en orbite du satellite, à l'aide des signaux de sortie 60 du détecteur solaire 46. Par exemple, l'amplificateur à gain variable 82 fonctionne de manière souhaitable dans un état à gain relativement faible pendant la montée et l'acquisition lorsqu'un large angle de champ est utile pour la "capture" du Soleil. Comme représenté sur la figure 2, le satellite 20" est dans une position orbitale 40', qui montre que l'attitude du satellite peut fluctuer de façon importante pendant la phase d'acquisition lorsque le satellite 20" tente de s'orienter lui- même correctement par rapport au Soleil. Après l'acquisition, l'amplificateur à gain variable 82 commute dans un état à gain relativement élevé sous commande du dispositif de commande 86, et il reste dans cet état pendant le séjour sur l'orbite opérationnelle (d'exploitation) 30). Le dispositif de traitement de signaux 56 maintient l'amplificateur 82 dans l'état à gain élevé afin de pouvoir détecter des faibles déplacements du satellite par rapport au Soleil. La détection de semblables faibles mouvements est utilisée pour commander l'attitude du satellite. Le The variable gain differential amplifier 82 uses variable gains to maximize the sensitivity of the amplifier in all phases of operation and orientation relative to the sun. This allows the control device 64 to effectively control the attitude of the satellite during the ascent, acquisition and operation phases corresponding to the launching and putting into orbit of the satellite, using output signals 60 from the solar detector 46. For example, the variable gain amplifier 82 desirably operates in a relatively low gain state during ascent and acquisition when a wide angle of field is useful for " capture "of the Sun. As shown in FIG. 2, the satellite 20 ″ is in an orbital position 40 ′, which shows that the attitude of the satellite can fluctuate significantly during the acquisition phase when the satellite 20 ″ tries to orient itself. even correctly compared to the Sun. After acquisition, the variable gain amplifier 82 switches to a relatively high gain state under control of the controller 86, and it remains in this state while in the operational (operating) orbit 30). The signal processing device 56 maintains the amplifier 82 in the high gain state in order to be able to detect small displacements of the satellite relative to the Sun. The detection of similar small movements is used to control the attitude of the satellite. The

dispositif de commande 86 réalise la commande de gain en appliquant à l'ampli- control device 86 performs gain control by applying to the amplifier

ficateur 82 un signal via le convertisseur numérique-analogique 88". ficitor 82 a signal via the digital-analog converter 88 ".

Le dispositif de commande 86 fait varier les états de gain de l'amplifi- The controller 86 varies the gain states of the amplifier.

cateur à gain variable 82 entre des états à gain relativement faible et à gain relativement élevé de manière autonome, en s'appuyant de manière souhaitable sur des informations fournies par l'ordinateur embarqué 62, qui décrivent la phase orbitale en cours. Si la défaillance d'un système placé à bord du satellite fait que le Soleil disparaît de l'angle de champ du détecteur solaire 46 à un moment o le satellite n'est pas soumis à une éclipse, l'amplificateur à gain variable 82 revient à un état à gain relativement faible jusqu'à la réacquisition du Soleil. Ensuite, variable gain cator 82 between relatively low gain and relatively high gain states autonomously, desirably relying on information provided by the onboard computer 62, which describes the current orbital phase. If the failure of a system on board the satellite causes the Sun to disappear from the field of view of the solar detector 46 at a time when the satellite is not subject to an eclipse, the variable gain amplifier 82 returns to a relatively low gain state until the reacquisition of the Sun. Then,

l'amplificateur à gain variable 82 revient dans un état à gain relativement élevé. the variable gain amplifier 82 returns to a relatively high gain state.

L'ordinateur embarqué 62 utilise une table d'éphémérides (non représentée) pour The on-board computer 62 uses an ephemeris table (not shown) to

déterminer si le satellite doit être en situation d'éclipse. determine if the satellite should be in an eclipse situation.

De façon générale, le panneau solaire 48 suit le Soleil et lui est sensi- Generally, the solar panel 48 follows the Sun and is sensitive to it.

blement perpendiculaire. Si le détecteur solaire 46 est monté sur le panneau solaire 48, le signal de sortie à gain élevé du dispositif de traitement de signaux 56 peut être utilisé en relation avec des tables d'orbites et les signaux de sortie du résolveur du panneau solaire pour calculer l'orientation du satellite 20. Puisque les panneaux solaires possèdent typiquement des plages de déplacement limitées, il y a des moments de l'orbite du satellite o les panneaux ne sont pas perpendiculaires au soleil. La figure 7 représente une courbe 94 d'activité du Soleil, qui représente les deux signaux de sortie sinusoïdaux 60 du détecteur solaire (figure 6) en fonction de l'angle solaire 92 calculé selon un mode de réalisation préféré de l'invention (sont également représentés, inversés, les signaux de sortie d'un deuxième détecteur solaire). Comme on peut le voir en se reportant aux figures 6 et 7, le dispositif de traitement de signaux 56 fonctionne de manière souhaitable à l'intérieur d'une partie sensiblement linéaire 96 de la courbe 94, et même, de manière plus souhaitable, autour d'un point central 98 de la courbe 94, afin d'empêcher la saturation de l'amplificateur à gain variable 82 par de petites variations des signaux de sortie 60 du détecteur solaire. Par conséquent, l'utilisation du signal de décalage 90 place le point central 98 de la partie linéaire 96 de la courbe d'activité solaire 94 à l'intérieur d'une petite plage de variations de l'angle solaire 92, qui est ajustée par le signal de décalage 90. Le calcul du signal de décalage 90 en liaison avec le gain de l'amplificateur variable 82 sélectionne l'étendue et la pente de cette région linéaire. En effet, l'utilisation du signal de décalage 90 dilate le centre de la partie linéaire 96 de la courbe d'activité solaire 94, ce qui permet au système de commande 64 (figure 3) de répondre à de très petites variations de l'angle solaire 92. Cette linéarisation effectuée à l'aide de décalages peut éliminer la nécessité d'un traitement complexe des signaux de sortie 60 du capteur solaire lorsque la déclinaison solaire 43 (figure 1) vaut 22,5 ou moins, en réduisant le risque de saturation de l'amplificateur à gain variable 82, même lorsque l'amplificateur à gain variable 82 fonctionne dans un état à gain clearly perpendicular. If the solar sensor 46 is mounted on the solar panel 48, the high gain output signal from the signal processor 56 can be used in conjunction with orbit tables and the output signals from the solar panel resolver to calculate the orientation of the satellite 20. Since the solar panels typically have limited ranges of movement, there are moments in the orbit of the satellite where the panels are not perpendicular to the sun. FIG. 7 represents a curve 94 of activity of the Sun, which represents the two sinusoidal output signals 60 of the solar detector (FIG. 6) as a function of the solar angle 92 calculated according to a preferred embodiment of the invention (are also shown, inverted, the output signals of a second solar detector). As can be seen with reference to Figures 6 and 7, the signal processor 56 operates desirably within a substantially linear portion 96 of the curve 94, and even more desirably around from a central point 98 of the curve 94, in order to prevent saturation of the variable gain amplifier 82 by small variations in the output signals 60 of the solar detector. Therefore, the use of the offset signal 90 places the center point 98 of the linear part 96 of the solar activity curve 94 within a small range of variations of the solar angle 92, which is adjusted by the offset signal 90. The calculation of the offset signal 90 in connection with the gain of the variable amplifier 82 selects the extent and the slope of this linear region. Indeed, the use of the offset signal 90 expands the center of the linear part 96 of the solar activity curve 94, which allows the control system 64 (FIG. 3) to respond to very small variations in the solar angle 92. This linearization carried out using offsets can eliminate the need for complex processing of the output signals 60 from the solar collector when the solar declination 43 (FIG. 1) is 22.5 or less, reducing the risk saturation of the variable gain amplifier 82, even when the variable gain amplifier 82 operates in a gain state

relativement élevé.relatively high.

Le signal de décalage 90 est calculé par le dispositif de commande 86 sur la base de la déclinaison solaire 43 (figure 1). De manière souhaitable, en recalculant périodiquement le signal de décalage 90, on maintient le point central 98 de la partie linéaire 96 de la courbe d'activité solaire 94 à l'intérieur d'une petite plage d'angle solaire 92, comme décrit ci-dessus, ce qui empêche que l'angle solaire 92 ne dépasse la capacité maximale du dispositif de traitement de signaux 56 et ne sature l'amplificateur à gain variable 82. Ceci assure que le dispositif de traitement de signaux 56 sera en mesure de déterminer la valeur de l'angle solaire 92. Par conséquent, l'utilisation d'un signal de décalage 90 ajusté en permanence permet à l'amplificateur à gain variable 82 de fonctionner dans un état The offset signal 90 is calculated by the control device 86 on the basis of the solar declination 43 (FIG. 1). Desirably, by periodically recalculating the offset signal 90, the central point 98 of the linear part 96 of the solar activity curve 94 is maintained within a small range of solar angle 92, as described below. above, which prevents the solar angle 92 from exceeding the maximum capacity of the signal processing device 56 and saturating the variable gain amplifier 82. This ensures that the signal processing device 56 will be able to determine the value of the solar angle 92. Therefore, the use of a continuously adjusted offset signal 90 allows the variable gain amplifier 82 to operate in a state

à gain relativement élevé.relatively high gain.

Tout au long de l'orbite 30 (figures 1 et 2), les panneaux solaireseffectuent un mouvement articulé par rapport au corps 32 du satellite, ce qui modifie l'orientation des dispositifs photoélectriques 70 et 72 (figures 4 à 6) par rapport à l'axe de roulis 24, l'axe de lacet 26 et l'axe de tangage 28. Puisque les dispositifs photoélectriques 70 et 72 se trouvent dans deux plans perpendiculaires, 74 et 76, (voir les figures 4 et 5), le détecteur solaire 46 (figures 4 à 6) reçoit des informations relativement à au moins deux axes en tout point donné de l'orbite 30 o le soleil est visible. Ceci donne la possibilité d'obtenir des informations détaillées sur l'attitude suivant les trois axes tout au long de la course effectuée sur Throughout the orbit 30 (Figures 1 and 2), the solar panels perform an articulated movement relative to the body 32 of the satellite, which changes the orientation of the photoelectric devices 70 and 72 (Figures 4 to 6) relative to the roll axis 24, the yaw axis 26 and the pitch axis 28. Since the photoelectric devices 70 and 72 are in two perpendicular planes, 74 and 76, (see FIGS. 4 and 5), the detector solar 46 (Figures 4 to 6) receives information about at least two axes at any given point in orbit 30 where the sun is visible. This gives the possibility of obtaining detailed information on the attitude along the three axes throughout the race performed on

une période orbitale entière, comme décrit ci-après. an entire orbital period, as described below.

La figure 8 montre les positions orbitales au voisinage desquelles diverses mesures sont effectuées relativement à l'axe de roulis 24, l'axe de lacet 26 et l'axe de tangage 28 du satellite, suivant une vue perspective prise depuis le Pôle Nord 100. Lorsque le satellite 20 tourne en orbite autour de la Terre 22, l'un des dispositifs photoélectriques 70 et 72 (figures 4 à 6) tourne en direction du Soleil d'une manière qui fait augmenter son signal de sortie 60 (figure 6), tandis que l'autre des dispositifs photoélectriques 70 et 72 tourne en s'écartant du Soleil, FIG. 8 shows the orbital positions in the vicinity of which various measurements are made relative to the roll axis 24, the yaw axis 26 and the pitch axis 28 of the satellite, according to a perspective view taken from the North Pole 100. When the satellite 20 rotates in orbit around the Earth 22, one of the photoelectric devices 70 and 72 (FIGS. 4 to 6) rotates in the direction of the Sun in a manner which increases its output signal 60 (FIG. 6), while the other of the photoelectric devices 70 and 72 rotates away from the Sun,

ce qui amène son signal de sortie 60 à diminuer. which causes its output signal 60 to decrease.

Comme décrit ci-dessus en liaison avec les figures i à 3, le déplacement articulé des panneaux solaires 48 le long de l'orbite 30, en combinaison avec la disposition du capteur solaire 46 telle qu'on peut la voir sur As described above in connection with Figures i to 3, the articulated movement of the solar panels 48 along the orbit 30, in combination with the arrangement of the solar collector 46 as can be seen on

les figures 3 à 5, fait apparaître quatre positions orbitales pouvant être signalées. Figures 3 to 5, shows four orbital positions that can be reported.

Dans ces positions remarquables, les signaux de sortie des dispositifs photoélectriques 70 et 72 (figures 4 à 6) varient de la façon la plus importante sous l'effet de légères modifications de l'attitude du satellite sur l'un des axes de roulis 24 et de lacet 26, tandis qu'ils ne changent pas avec les variations d'attitude du In these remarkable positions, the output signals from the photoelectric devices 70 and 72 (FIGS. 4 to 6) vary most significantly under the effect of slight changes in the attitude of the satellite on one of the roll axes 24 and yaw 26, while they do not change with changes in attitude of the

satellite autour de l'autre des axes 24 et 26, respectivement de roulis et de lacet. satellite around the other of axes 24 and 26, respectively of roll and yaw.

Ces positions orbitales remarquables et les intervalles qui les séparent sont discutés ci-après, ce propos étant suivi d'une discussion des types de traitement qui sont effectués de manière souhaitable sur le signal de sortie du capteur 60 pendant les These remarkable orbital positions and the intervals between them are discussed below, this being followed by a discussion of the types of processing that are desirably performed on the output signal from sensor 60 during

intervalles intermédiaires.intermediate intervals.

Dans la position orbitale méridienne (midi) 34 et la position orbitale antiméridienne (minuit) 34', l'axe de lacet 26 est colinéaire avec la ligne solaire 38, ce qui rend le dispositif photoélectrique "roulislacet" 70 insensible aux erreurs d'attitude suivant l'axe de lacet. En d'autres termes, les signaux de sortie 60 du détecteur solaire (figure 6) ne varient pas notablement lorsque le satellite 20 tourne autour de l'axe de lacet 26. Toutefois, les signaux de sortie 60 du détecteur solaire varient notablement lorsque le satellite 20 tourne autour de l'axe de roulis 24, pour la position orbitale méridienne 34. Ainsi, le détecteur solaire 46 (plus spécialement le dispositif photoélectrique "roulis-lacet" 70) est très sensible à une erreur d'attitude suivant l'axe de roulis, dans la position orbitale méridienne 34. Ceci est dû à la géométrie du détecteur solaire 46 (figures 3 à 5), qui fait que le dispositif photoélectrique "roulis-lacet" 70 est incliné suivant un certain angle par rapport à l'axe de tangage 28 et que, de plus, l'axe de roulis 24 est perpendiculaire à la ligne solaire 38 dans la position orbitale 34. Puisque le dispositif photoélectrique "tangage" 72 est incliné suivant un certain angle par rapport à l'axe de lacet 26 en ce point de l'orbite 30 (figure 4), le détecteur solaire 46 (plus spécialement le dispositif photoélectrique "tangage" 72) sera relativement sensible à des variations suivant l'axe de lacet dans la position orbitale 34. Ceci est spécialement vrai lorsque la déclinaison solaire est importante, c'est-à-dire lorsque le Soleil est In the meridional orbital position (noon) 34 and the anteridial orbital position (midnight) 34 ', the yaw axis 26 is collinear with the solar line 38, which makes the photoelectric device "roulislacet" 70 insensitive to attitude errors along the yaw axis. In other words, the output signals 60 from the solar detector (FIG. 6) do not vary significantly when the satellite 20 rotates around the yaw axis 26. However, the output signals 60 from the solar detector vary significantly when the satellite 20 rotates around the roll axis 24, for the meridian orbital position 34. Thus, the solar detector 46 (more particularly the "roll-yaw" photoelectric device 70) is very sensitive to an attitude error depending on the roll axis, in the meridian orbital position 34. This is due to the geometry of the solar detector 46 (FIGS. 3 to 5), which causes the "roll-yaw" photoelectric device 70 to be inclined at a certain angle relative to the pitch axis 28 and that, in addition, the roll axis 24 is perpendicular to the sun line 38 in the orbital position 34. Since the photoelectric device "pitching" 72 is inclined at an angle with respect to the axis lace 26 at this point of orbit 30 (FIG. 4), the solar detector 46 (more particularly the "pitching" photoelectric device 72) will be relatively sensitive to variations along the yaw axis in the orbital position 34. This is especially true when the solar declination is important, that is to say when the Sun is

placé dans la position 36" (figures 1 et 2) typique du mois de juin. placed in the 36 "position (Figures 1 and 2) typical of June.

En d'autres termes, pendant l'intervalle dans lequel on approche de la position orbitale 34, l'orientation du panneau solaire 48 par rapport au corps 32 du satellite place les dispositifs photoélectriques 70 et 72 approximativement à 45 In other words, during the interval in which we approach the orbital position 34, the orientation of the solar panel 48 relative to the body 32 of the satellite places the photoelectric devices 70 and 72 approximately at 45

par rapport à l'axe de roulis 24. Les signaux de sortie 60 du dispositif photoélec- with respect to the roll axis 24. The output signals 60 from the photoelectric device

trique "roulis-lacet" 70 augmentent tandis que les signaux de sortie 60' du dispositif photoélectrique "tangage" 72 diminuent. Dans l'intervalle qui suit la "roll-yaw" stick 70 increases while the output signals 60 'from the "pitch" photoelectric device 72 decrease. In the interval following the

position orbitale 34, les signaux de sortie 60 du dispositif photoélectrique "roulis- orbital position 34, the output signals 60 from the photoelectric device "roll

lacet" 70 diminuent tandis que les signaux de sortie 60' du dispositif photoélec- yaw "70 decreases while the output signals 60 'of the photoelectric device

trique "tangage" 72 augmentent. Globalement, ceci fait que les changements des signaux de sortie 60 venant de chaque dispositif photoélectrique sont additifs, ceci augmentant la sensibilité du détecteur solaire 46 dans son ensemble par rapport à pitch "72" increases. Overall, this makes the changes in the output signals 60 from each photoelectric device additive, increasing the sensitivity of the solar detector 46 as a whole compared to

l'axe de roulis 24.roll axis 24.

Dans la position orbitale "dix-huit heures" 40 et dans la position orbitale "six heures" 40', l'axe de lacet 26 est perpendiculaire à la ligne solaire 38, ce qui rend le dispositif photoélectrique "roulislacet" 70 relativement sensible à l'erreur d'attitude suivant l'axe de lacet dans cette position orbitale. En d'autres termes, les signaux de sortie 60 du détecteur solaire varient de façon importante lorsque l'attitude du satellite 20 tourne par rapport à l'axe de lacet 26. Toutefois, les signaux de sortie 60 du détecteur solaire ne changent pas notablement lorsque l'attitude du satellite 20 tourne par rapport à l'axe de roulis 24. Ainsi, le détecteur solaire 46 (plus spécialement le dispositif photoélectrique "roulis-lacet" 70) sera relativement insensible aux erreurs d'attitude par rapport à l'axe de roulis dans les positions orbitales 40 et 40'. Ceci est dû à la géométrie du détecteur solaire 46 (figures 3 à 5), qui fait que le dispositif photoélectrique "roulis-lacet" 70 est incliné suivant un certain angle par rapport à l'axe de tangage 28 en même temps que l'axe de roulis 24 est grossièrement parallèle à la ligne solaire 38, et une rotation sur l'axe de roulis 24 n'amène pas de mouvement de rotation important In the orbital position "eighteen hours" 40 and in the orbital position "six hours" 40 ', the yaw axis 26 is perpendicular to the solar line 38, which makes the photoelectric device "roulislacet" 70 relatively sensitive to attitude error along the yaw axis in this orbital position. In other words, the output signals 60 from the solar detector vary significantly when the attitude of the satellite 20 rotates relative to the yaw axis 26. However, the output signals 60 from the solar detector do not change significantly when the attitude of the satellite 20 rotates with respect to the roll axis 24. Thus, the solar detector 46 (more particularly the "roll-yaw" photoelectric device 70) will be relatively insensitive to attitude errors with respect to the roll axis in orbital positions 40 and 40 '. This is due to the geometry of the solar detector 46 (FIGS. 3 to 5), which means that the "roll-yaw" photoelectric device 70 is inclined at an angle relative to the pitch axis 28 at the same time as the roll axis 24 is roughly parallel to the solar line 38, and a rotation on the roll axis 24 does not cause significant rotational movement

entre les dispositifs photoélectriques 70 ou 72 et la ligne solaire 38. between the photoelectric devices 70 or 72 and the solar line 38.

En d'autres termes, dans les intervalles o l'on approche des positions orbitales 40 et 40', l'orientation du panneau solaire 48 par rapport au corps 32 du satellite place les dispositifs photoélectriques 70 et 72 approximativement à 45 par rapport à l'axe de lacet 26. Les signaux de sortie 60 (figures 6 et 7) du dispositif photoélectrique "roulis-lacet" 70 diminuent tandis que les signaux électriques 60' du dispositif photoélectrique "tangage" 72 augmentent. Dans l'intervalle faisant suite à la position orbitale 34, les signaux de sortie 60 du dispositif photoélectrique "roulis-lacet" 70 augmentent tandis que les signaux de sortie 60' du dispositif photoélectrique "tangage" 72 diminuent. Globalement, ceci fait que les variations des signaux de sortie 60 venant de chaque dispositif photoélectrique sont additifs, ce qui augmente la sensibilité du détecteur solaire 46 dans son ensemble par In other words, in the intervals where we approach orbital positions 40 and 40 ', the orientation of the solar panel 48 relative to the body 32 of the satellite places the photoelectric devices 70 and 72 approximately at 45 relative to the yaw axis 26. The output signals 60 (FIGS. 6 and 7) from the “roll-yaw” photoelectric device 70 decrease while the electrical signals 60 ′ from the “pitch” photoelectric device 72 increase. In the interval following the orbital position 34, the output signals 60 from the "roll-yaw" photoelectric device 70 increase while the output signals 60 'from the "pitch" photoelectric device 72 decrease. Overall, this means that the variations in the output signals 60 coming from each photoelectric device are additive, which increases the sensitivity of the solar detector 46 as a whole by

rapport à l'axe de lacet 28.relative to the yaw axis 28.

De plus, puisque le dispositif photoélectrique "tangage" 72 est incliné d'un certain angle par rapport à l'axe de lacet 26 dans les positions orbitales 40 et ' (figure 4), il sera relativement sensible à des variations d'attitude par rapport à In addition, since the “pitching” photoelectric device 72 is inclined at a certain angle relative to the yaw axis 26 in the orbital positions 40 and ′ (FIG. 4), it will be relatively sensitive to variations in attitude by compared to

l'axe de tangage 28.the pitch axis 28.

L'écart de la déclinaison solaire est prédit indépendamment relativement à l'axe de roulis 24 et à l'axe de lacet 26, de manière souhaitable lorsque le satellite 20 est dans des positions orbitales ou les signaux de sortie 60 du détecteur solaire ne varient pas sous l'effet de variations d'attitude par rapport aux axes considérés. Ceci permet que l'écart de la déclinaison solaire soit relativement libre de toute influence des erreurs d'attitude du satellite relativement aux axes The deviation of the solar declination is predicted independently relative to the roll axis 24 and the yaw axis 26, desirably when the satellite 20 is in orbital positions or the output signals 60 of the solar detector do not vary not under the effect of variations in attitude with respect to the axes considered. This allows the deviation of the solar declination to be relatively free from any influence of the attitude errors of the satellite relative to the axes.

considérés.considered.

Par conséquent, la déclinaison solaire 43 (figure 1) relativement à l'axe de roulis 24 est mesurée au voisinage de l'une des positions orbitales "dix-huit heures" 40 et "six heures" 40', ou de ces deux positions, lorsque le dispositif photoélectrique 70 est insensible aux erreurs d'attitude relativement à l'axe de roulis 24. Ceci s'effectue de manière souhaitable pendant l'un des intervalles 102 et 102' relativement petits de mesure, par rapport au roulis, de la déclinaison solaire, respectivement. De même, la déclinaison solaire 43 par rapport à l'axe de lacet 26 est mesurée au voisinage de la position méridienne 34, lorsque le dispositif photoélectrique 70 est insensible aux erreurs d'attitude par rapport à l'axe de lacet 26, pendant un intervalle 104 relativement petit de mesure, par rapport au lacet, de la déclinaison solaire. Consequently, the solar declination 43 (FIG. 1) relative to the roll axis 24 is measured in the vicinity of one of the orbital positions "eighteen hours" 40 and "six hours" 40 ', or of these two positions , when the photoelectric device 70 is insensitive to attitude errors relative to the roll axis 24. This is desirably carried out during one of the relatively small intervals 102 and 102 'of measurement, relative to the roll, of solar declination, respectively. Similarly, the solar declination 43 relative to the yaw axis 26 is measured in the vicinity of the meridian position 34, when the photoelectric device 70 is insensitive to attitude errors relative to the yaw axis 26, during a relatively small interval 104 of measurement, relative to the yaw, of the solar declination.

De manière souhaitable, des estimations sont également faites, indé- Desirably, estimates are also made, independently

pendamment par rapport à chaque axe, pour la détermination des erreurs d'attitude et pour l'étalonnage du gyroscope 66 (figure 6). De préférence, ces estimations sont effectuées lorsque le satellite 20 se trouve en des positions orbitales o les signaux de sortie 60 des détecteurs solaires varient de la façon la plus importante sous l'effet des plus légers changements d'attitude relativement à l'axe considéré, ce qui pending with respect to each axis, for the determination of attitude errors and for the calibration of the gyroscope 66 (FIG. 6). Preferably, these estimates are made when the satellite 20 is in orbital positions where the output signals 60 from the solar detectors vary most significantly under the effect of the slightest changes in attitude relative to the axis considered. , what

permet d'obtenir des estimations plus précises. provides more precise estimates.

Par conséquent, les positions voulues pour l'estimation de l'attitude du satellite 20 et pour l'étalonnage des gyroscopes 66 relativement à l'axe de roulis 24 entourent la position orbitale méridienne "douze heures" (ou midi) 34 pendant un intervalle 106 d'étalonnage, par rapport au roulis, des gyroscopes, qui commence au voisinage de la position orbitale "neuf heures" 44 et se termine au voisinage de la position orbitale "quinze heures" 108. De la même façon, les positions voulues pour l'estimation de l'attitude du satellite 20 et l'étalonnage des gyroscopes 66 par rapport à l'axe de lacet 26 entourent les positions orbitales "dix-huit heures" 40 et "six heures" 40', pendant un intervalle 110 d'étalonnage, par rapport au lacet, des gyroscopes, qui commence au voisinage de la position orbitale "quinze heures" 108 et se termine au voisinage de la position orbitale "vingt-et-une heure" 34', et pendant un intervalle 110' d'étalonnage, par rapport au lacet, des gyroscopes, qui commence au voisinage de la position orbitale "trois heures" 108' et se termine au voisinage de la position orbitale "neuf heures" 44. Les positions voulues pour l'estimation de l'attitude du satellite 20 et pour l'étalonnage des gyroscopes 66 par rapport à l'axe de tangage 28 entourent également les positions orbitales "dix-huit heures" 40 et "six heures" 40', pendant un intervalle 112 d'étalonnage, par rapport au tangage, des gyroscopes, qui commence au voisinage de la position orbitale "quinze heures" 108 et se termine au voisinage de la position orbitale "vingt-et-une heure" 44', et pendant un intervalle 112' d'étalonnage, par rapport au tangage, des gyroscopes, qui commence au voisinage de la position orbitale "trois heures" 108' et se termine au voisinage de la position orbitale "neuf Consequently, the positions desired for the estimation of the attitude of the satellite 20 and for the calibration of the gyroscopes 66 relative to the roll axis 24 surround the meridian orbital position "twelve hours" (or noon) 34 during an interval 106 calibration, with respect to the roll, of the gyroscopes, which begins in the vicinity of the orbital position "nine o'clock" 44 and ends in the vicinity of the orbital position "fifteen o'clock" 108. Similarly, the positions desired for the estimation of the attitude of the satellite 20 and the calibration of the gyroscopes 66 relative to the yaw axis 26 surround the orbital positions "eighteen hours" 40 and "six hours" 40 ', during an interval 110 d calibration, with respect to the yaw, of the gyroscopes, which begins in the vicinity of the orbital position "fifteen o'clock" 108 and ends in the vicinity of the orbital position "twenty-one hour" 34 ', and during an interval 110' calibration, in relation to the yaw, of the gyroscopes, which c begins in the vicinity of the orbital position "three o'clock" 108 'and ends in the vicinity of the orbital position "nine o'clock" 44. The positions required for the estimation of the attitude of the satellite 20 and for the calibration of the gyroscopes 66 relative to the axis of pitch 28 also surround the orbital positions "eighteen hours" 40 and "six hours" 40 ', during a calibration interval 112, relative to the pitch, of the gyroscopes, which begins in the vicinity of the orbital position "fifteen o'clock" 108 and ends in the vicinity of the orbital position "twenty-one hour" 44 ', and during an interval 112' of calibration, with respect to pitch, of the gyroscopes, which begins in the vicinity from the orbital position "three o'clock" 108 'and ends near the orbital position "new

heures" 44.hours "44.

De la même façon, l'alignement du panneau solaire 48 se mesure de manière souhaitable lorsque le satellite 20 se trouve en des positions orbitales o les signaux de sortie 60 des détecteurs solaires varient le plus sous l'effet des plus légers changements de l'attitude par rapport à l'axe considéré, ce qui donne des estimations plus précises. Par conséquent, les positions voulues pour la mesure de l'erreur d'alignement du panneau solaire 48 par rapport à l'axe de roulis 24 du corps 32 du satellite entourent la position orbitale méridienne "douze heures" (midi) 34 pendant un intervalle 114 d'alignement du panneau, par rapport au roulis, de 15 min et la position orbitale antiméridienne "vingt-quatre heures" 34' pendant un intervalle 114' d'alignement du panneau, par rapport au roulis, de 15 min. Les positions voulues pour la mesure des erreurs d'alignement du panneau solaire 48 par rapport à l'axe de lacet 26 du corps 32 du satellite entourent la position orbitale "dix-huit heures" 40 pendant un intervalle 116 d'alignement, par rapport au lacet, du panneau de 15 min et la position orbitale "six heures" 40' pendant un intervalle 116' d'alignement, par rapport au lacet, du panneau de 15 min. De même, les positions voulues pour la mesure des erreurs d'alignement du panneau solaire 48 par rapport à l'axe de tangage 28 du corps 32 du satellite entourent la position orbitale "dix-huit heures" 40 pendant un intervalle 118 d'alignement du panneau, par rapport au tangage, de 15 min, et la position orbitale "six heures" 40' pendant un intervalle 118' d'alignement du panneau, par rapport au tangage, de 15 min. La figure 9 représente le processus, 120, par lequel l'attitude du satellite est mesurée et ajustée, les gyroscopes sont étalonnés, et la déclinaison solaire est prédite pour l'axe de roulis 24, selon un mode de réalisation préféré de Similarly, the alignment of the solar panel 48 is desirably measured when the satellite 20 is in orbital positions where the output signals 60 of the solar detectors vary the most under the effect of the slightest changes in the attitude with respect to the axis considered, which gives more precise estimates. Consequently, the positions desired for the measurement of the alignment error of the solar panel 48 relative to the roll axis 24 of the body 32 of the satellite surround the meridian orbital position "twelve hours" (noon) 34 during an interval 114 of alignment of the panel, with respect to the roll, of 15 min and the orbital position of meridian "twenty-four hours" 34 'during an interval 114' of alignment of the panel, with respect to the roll, of 15 min. The positions desired for the measurement of the alignment errors of the solar panel 48 relative to the yaw axis 26 of the body 32 of the satellite surround the orbital position "eighteen hours" 40 during an alignment interval 116, relative to at the lace, from the 15 min panel and the orbital position "six o'clock" 40 'during an interval 116' of alignment, relative to the lace, from the 15 min panel. Similarly, the positions desired for the measurement of the alignment errors of the solar panel 48 relative to the pitch axis 28 of the body 32 of the satellite surround the orbital position "eighteen hours" 40 during an alignment interval 118 of the panel, relative to the pitch, of 15 min, and the orbital position "six hours" 40 'during an interval 118' of alignment of the panel, relative to the pitch, of 15 min. Figure 9 shows the process, 120, by which the attitude of the satellite is measured and adjusted, the gyroscopes are calibrated, and the solar declination is predicted for the roll axis 24, according to a preferred embodiment of

l'invention.the invention.

On se reporte aux figures 8 et 9. Le processus 120 comporte une tâche d'interrogation 122 qui détermine si le satellite 20 se trouve dans l'intervalle 106 d'étalonnage des gyroscopes par rapport au roulis. La tâche d'interrogation 122 détermine de manière souhaitable la position orbitale du satellite 20 en consultant une table d'éphémérides (non représentée). Si la tâche d'interrogation 122 détermine que le satellite 20 se trouve dans l'intervalle 106 d'étalonnage des gyroscopes par rapport au roulis, le traitement se poursuit par une tâche 136, qui va Reference is made to FIGS. 8 and 9. The process 120 includes an interrogation task 122 which determines whether the satellite 20 is in the interval 106 for calibrating the gyroscopes with respect to the roll. The interrogation task 122 desirably determines the orbital position of the satellite 20 by consulting a table of ephemerides (not shown). If the interrogation task 122 determines that the satellite 20 is in the interval 106 for calibrating the gyroscopes relative to the roll, the processing continues with a task 136, which will

être décrite ci-après.be described below.

Si la tâche d'interrogation 122 ne détermine que le satellite 20 n'est pas dans l'intervalle 106 d'étalonnage des gyroscopes par rapport au roulis, alors une tâche d'interrogation 126 détermine si le satellite 20 est dans l'intervalle 102 ou If the interrogation task 122 does not determine that the satellite 20 is not in the interval 106 for calibrating the gyroscopes relative to the roll, then an interrogation task 126 determines whether the satellite 20 is in the interval 102 or

102' de mesure de la déclinaison solaire par rapport au roulis. La tâche d'interro- 102 'of solar declination measurement with respect to roll. The task of questioning

gation 126 détermine de manière souhaitable la position orbitale du satellite 20 en consultant la table d'éphémérides. Si la tâche d'interrogation 126 détermine que le satellite n'est pas dans l'intervalle 102 ou 102' de mesure de la déclinaison solaire par rapport au roulis, l'organigramme revient à la tâche 122. Si la tâche d'interrogation 126 détermine que le satellite 20 est dans l'intervalle 102 ou 102' de mesure de la déclinaison solaire par rapport au roulis, gation 126 desirably determines the orbital position of satellite 20 by consulting the ephemeris table. If the interrogation task 126 determines that the satellite is not in the interval 102 or 102 ′ for measuring the solar declination with respect to the roll, the flowchart returns to task 122. If the interrogation task 126 determines that the satellite 20 is in the interval 102 or 102 'for measuring the solar declination with respect to the roll,

une tâche 128 convertit les signaux de sortie 60 des détecteurs solaires en la com- a task 128 converts the output signals 60 of the solar detectors into the

posante de l'angle solaire 92 par rapport au roulis. Comme on peut le voir sur les figures 3 à 5 et 7, les géométries combinées de l'orbite et du détecteur solaire 46 placent les dispositifs photoélectriques 70 et 72 suivant un angle tel qu'ils fournissent des données se rapportant principalement à l'axe de roulis 24 du posing of the solar angle 92 with respect to the roll. As can be seen in FIGS. 3 to 5 and 7, the combined geometries of the orbit and the solar detector 46 place the photoelectric devices 70 and 72 at an angle such that they provide data relating mainly to the axis roll 24 of

satellite 20. Comme représenté sur la figure 6, le convertisseur analogique- satellite 20. As shown in Figure 6, the analog-

numérique 84 convertit le signal analogique en signal numérique en vue de son traitement par le dispositif de commande 86. La tâche 128 peut mesurer la différence de l'angle solaire 92 par rapport à un angle solaire 92 précédemment digital 84 converts the analog signal to a digital signal for processing by the controller 86. Task 128 can measure the difference of the solar angle 92 from a solar angle 92 previously

déterminé du fait des décalages ci-dessus discutés. determined due to the above discussed offsets.

En relation avec les figures 6 et 9, une tâche 130 peut considérer le signal de décalage 90 pour fournir l'angle solaire 92. L'angle solaire 92 est un nombre absolu qui représente le changement de la déclinaison solaire depuis sa précédente estimation. La précédente déclinaison solaire est rendue dans le signal de décalage 90. En référence avec la figure 7, l'utilisation du signal de décalage 90 maintient, comme il est souhaitable, le point central 98 de la partie linéaire 96 de la courbe d'activité solaire 94 à l'intérieur d'une petite fenêtre de l'angle solaire 92, ce qui empêche l'angle solaire 92 de dépasser la capacité maximale du dispositif de In relation to FIGS. 6 and 9, a task 130 can consider the offset signal 90 to provide the solar angle 92. The solar angle 92 is an absolute number which represents the change in the solar declination since its previous estimation. The previous solar declination is rendered in the offset signal 90. With reference to FIG. 7, the use of the offset signal 90 maintains, as it is desirable, the central point 98 of the linear part 96 of the activity curve. solar 94 inside a small window of the solar angle 92, which prevents the solar angle 92 from exceeding the maximum capacity of the device

traitement de signaux 56.signal processing 56.

La tâche 130 envoie l'angle 92 de déclinaison solaire à un modèle solaire 132 qui modélise la déclinaison solaire 43 (figure 1). Le modèle solaire 132 est décrit ci-après. En comparant les mesures passées successives des écarts de la déclinaison solaire, le modèle solaire 132 prédit la déclinaison solaire future 43 par extrapolation ou par une autre technique de simulation ou de prédiction connue de l'homme de l'art. Ensuite, une tâche 134 ajuste au choix le signal de décalage 90 en fonction de la déclinaison solaire 43 nouvellement prédite. Si cela est souhaitable, le signal de décalage 90 pourrait être ajusté d'une autre manière en un point d'un programme autre que le moment o la mesure de la déclinaison solaire 43 est effectuée. Par exemple, dans le calcul du signal de décalage 90 approprié à appliquer, il serait possible de considérer l'effet de la déclinaison solaire 43 sur l'attitude par rapport au lacet et au tangage. Comme discuté ci-dessus en liaison avec la figure 7, la mise à jour appropriée du signal de décalage 90 est souhaitable pour maintenir la tolérance relative à la petite fenêtre solaire qui est souhaitable pour empêcher la saturation de l'amplificateur différentiel à gain variable 82 pendant le fonctionnement dans un état à gain relativement élevé. En ajustant le signal de décalage 90 en relation avec la nouvelle mesure de la déclinaison solaire, il est possible de détecter de très petits changements de l'écart pris par la déclinaison solaire qui sont dus au fonctionnement à gain élevé de l'amplificateur à gain variable 82. Puisque la déclinaison solaire 34 est un facteur intervenant dans la détermination de l'alignement des panneaux et de l'attitude, la mise à jour du signal de décalage 90 en fonction de la déclinaison solaire 43 augmente la finesse de résolution de toutes les lectures, ce qui rend possible l'obtention d'une commande efficace de l'attitude. Une fois la tâche 134 achevée, l'organigramme Task 130 sends the angle 92 of solar declination to a solar model 132 which models the solar declination 43 (FIG. 1). The solar model 132 is described below. By comparing the successive past measurements of the variations of the solar declination, the solar model 132 predicts the future solar declination 43 by extrapolation or by another simulation or prediction technique known to those skilled in the art. Then, a task 134 adjusts the offset signal 90 as desired according to the newly predicted solar declination 43. If desired, the offset signal 90 could be adjusted in another way at a point in a program other than the time when the measurement of the solar declination 43 is performed. For example, in the calculation of the appropriate offset signal 90 to be applied, it would be possible to consider the effect of the solar declination 43 on the attitude with respect to yaw and pitch. As discussed above in connection with Figure 7, proper updating of the offset signal 90 is desirable to maintain the tolerance for the small solar window which is desirable to prevent saturation of the differential gain variable amplifier 82 during operation in a relatively high gain state. By adjusting the offset signal 90 in relation to the new measurement of the solar declination, it is possible to detect very small changes in the deviation taken by the solar declination which are due to the high gain operation of the gain amplifier. variable 82. Since the solar declination 34 is a factor intervening in the determination of the alignment of the panels and of the attitude, the updating of the offset signal 90 as a function of the solar declination 43 increases the sharpness of resolution of all readings, which makes it possible to obtain an effective attitude control. Once task 134 is completed, the flowchart

revient à la tâche 122.returns to task 122.

Si la tâche d'interrogation 122 détermine que le satellite 20 se trouve à l'intérieur de l'intervalle 106 d'étalonnage des gyroscopes par rapport au roulis, la If the interrogation task 122 determines that the satellite 20 is within the interval 106 for calibrating the gyroscopes relative to the roll, the

tâche 136 mesure l'erreur d'attitude du satellite par rapport à l'axe de roulis 24. task 136 measures the attitude error of the satellite with respect to the roll axis 24.

L'erreur d'attitude du satellite par rapport au roulis représente la déviation d'attitude du satellite 20 par rapport à l'axe de roulis 24. L'erreur d'attitude par rapport au roulis est affectée par l'écart de déclinaison solaire et l'alignement du panneau, ce The attitude error of the satellite with respect to the roll represents the attitude deviation of the satellite 20 with respect to the roll axis 24. The attitude error with respect to the roll is affected by the difference in solar declination and the alignment of the panel, this

qui sera discuté ci-après en liaison avec la tâche 146. which will be discussed below in connection with task 146.

Une tâche 138 ajuste ensuite la mesure obtenue ci-dessus lors de la tâche 136 concernant la déclinaison solaire 43 prédite, laquelle est obtenue à partir du modèle solaire 132, et concernant l'alignement prédit du panneau solaire, lequel est obtenu à partir d'un modèle 148 d'alignement de panneau solaire, et envoie les mesures ainsi ajustées à un modèle 140 d'attitude du satellite. Le modèle 140 d'attitude du satellite est décrit ci-après et stocke les mesures d'erreur d'attitude du satellite par rapport au roulis qui sont obtenues au cours d'orbites successives. En fonction des mesures antérieures de l'erreur d'attitude du satellite par rapport au roulis, l'erreur future d'attitude du satellite par rapport au roulis est prédite par extrapolation ou par une autre technique de simulation ou de prédiction connue de A task 138 then adjusts the measurement obtained above during task 136 concerning the predicted solar declination 43, which is obtained from the solar model 132, and concerning the predicted alignment of the solar panel, which is obtained from a solar panel alignment model 148, and sends the measurements thus adjusted to a satellite attitude model 140. The satellite attitude model 140 is described below and stores the satellite attitude error measurements with respect to the roll which are obtained during successive orbits. Based on previous measurements of the satellite attitude error with respect to roll, the future satellite attitude error with respect to roll is predicted by extrapolation or by another known simulation or prediction technique from

l'homme de l'art.one skilled in the art.

Une tâche 142 utilise alors la nouvelle mesure de l'erreur d'attitude par A task 142 then uses the new measurement of the attitude error by

rapport au roulis, qui est maintenant compensée de l'effet de l'écart de la déclinai- roll ratio, which is now offset by the effect of the declination deviation

son solaire et de l'alignement du panneau solaire, pour étalonner le gyroscope 66 (figure 6) par rapport à l'axe de roulis 24. Ceci permet que les étalonnages de gyroscopes soient effectués de façon continue sur tout l'intervalle 106 d'étalonnage des gyroscopes par rapport au roulis, indépendamment de l'axe de roulis 24, sur la base de signaux de sortie 60 relativement précis des détecteurs solaires, qui sont obtenus fréquemment (figure 6). Après la tâche 142, une tâche d'interrogation 144 détermine si le satellite 20 se trouve dans l'intervalle 114 ou 140' d'alignement du panneau par rapport au roulis (figure 8). Si la tâche d'interrogation 144 détermine que le satellite 20 est dans l'intervalle 114 ou 114' d'alignement du panneau par rapport au roulis, une tâche 146 utilise la mesure ajustée d'angle solaire fournie par la tâche 138 pour déterminer l'erreur d'alignement du panneau solaire 48 par rapport à l'axe de roulis 24 du corps 32 du satellite. L'erreur d'alignement représente la déviation de l'alignement du panneau par rapport à l'alignement prédit relativement à l'axe de solar sound and alignment of the solar panel, to calibrate the gyroscope 66 (Figure 6) relative to the roll axis 24. This allows the gyroscope calibrations to be performed continuously over the entire interval 106 d calibration of the gyroscopes with respect to the roll, independently of the roll axis 24, on the basis of relatively precise output signals 60 from the solar detectors, which are obtained frequently (FIG. 6). After task 142, an interrogation task 144 determines whether the satellite 20 is in the interval 114 or 140 ′ of alignment of the panel with respect to the roll (FIG. 8). If the interrogation task 144 determines that the satellite 20 is in the interval 114 or 114 ′ of alignment of the panel with respect to the roll, a task 146 uses the adjusted solar angle measurement supplied by the task 138 to determine the misalignment of the solar panel 48 relative to the roll axis 24 of the body 32 of the satellite. The alignment error represents the deviation of the panel alignment from the predicted alignment relative to the axis of

roulis 24 du corps 32 du satellite.roll 24 of the body 32 of the satellite.

La tâche 146 compare la mesure fournie par la tâche 138, qui a été déterminée ci-dessus, avec une mesure précédente qui a été fournie par la tâche 138. La mesure précédente a été faite au cours d'une itération précédente de la tâche 146, lorsque le satellite 20 était éloigné d'une demi-orbite par rapport à la position orbitale courante. Les deux lectures sont semblables l'une à l'autre, mais les composantes des deux lectures obtenues en liaison avec l'erreur d'alignement du panneau, mais non prédites par simulation, sont déphasées l'une par rapport à l'autre du fait que le satellite 20 se trouve dans des orientations opposées par rapport au Soleil lorsque les deux lectures sont effectuées. En faisant la différence des deux lectures, on obtient un résultat qui double tout défaut d'alignement du panneau dont il n'a pas été précédemment tenu compte par simulation dans le modèle 148 d'alignement du panneau, tandis qu'il y a annulation des composantes d'alignement et de déclinaison des mesures d'angles. Ce résultat est envoyé au modèle d'alignement de panneau 148, qui stocke les mesures d'erreurs d'alignement du panneau obtenues lors d'orbites successives et prédit l'alignement futur du panneau. En réponse aux mesures passées de l'erreur d'alignement du panneau, le modèle d'alignement de panneau solaire 148 prédit l'alignement futur du panneau par extrapolation ou par une autre technique de simulation ou de Task 146 compares the measurement provided by task 138, which was determined above, with a previous measurement which was provided by task 138. The previous measurement was made during a previous iteration of task 146 , when satellite 20 was half a orbit away from the current orbital position. The two readings are similar to each other, but the components of the two readings obtained in connection with the panel alignment error, but not predicted by simulation, are out of phase with respect to the other. fact that the satellite 20 is in opposite orientations with respect to the Sun when the two readings are carried out. By making the difference between the two readings, one obtains a result which doubles any misalignment of the panel which was not previously taken into account by simulation in the model 148 of panel alignment, while there is cancellation alignment and declination components of the angle measurements. This result is sent to the panel alignment model 148, which stores the measures of panel alignment errors obtained in successive orbits and predicts future panel alignment. In response to past measurements of the panel alignment error, the solar panel alignment model 148 predicts future panel alignment by extrapolation or other simulation or simulation technique.

prédiction, connue de l'homme de l'art. prediction, known to those skilled in the art.

Si la tâche d'interrogation 144 détermine que le satellite 20 n'est pas dans l'intervalle 114 ou 114' d'alignement du panneau par rapport au roulis, une tâche d'interrogation 150 détermine si le satellite 20 fait l'objet d'une éclipse, sur la If the interrogation task 144 determines that the satellite 20 is not in the interval 114 or 114 ′ of alignment of the panel with respect to the roll, a interrogation task 150 determines whether the satellite 20 is subject to 'an eclipse, on the

base des informations contenues dans la table d'éphémérides. base of information contained in the ephemeris table.

Si la tâche d'interrogation 150 a déterminé que le satellite 20 subit une éclipse, une tâche 152 substitue à l'attitude mesurée les signaux de sortie de gyroscopes. Des techniques de conversion classiques sont utilisées pour convertir les signaux de sortie des gyroscopes, venant des informations gyrométriques, pour produire des mesures d'attitude. Une tâche 154 compare l'attitude mesurée par rapport à l'axe de roulis 24 avec l'attitude prédite stockée dans le modèle 140 d'attitude du satellite. Puisque, de manière souhaitable, l'étalonnage des gyroscopes est effectué par la tâche 142 tout au long de l'intervalle 106 d'étalonnage des gyroscopes par rapport au roulis, les gyroscopes 66 (figure 6) auront été nouvellement étalonnés, si bien que les signaux de sortie des gyroscopes seront If the interrogation task 150 has determined that the satellite 20 is undergoing an eclipse, a task 152 substitutes the output signals of gyroscopes for the attitude measured. Conventional conversion techniques are used to convert the gyroscope output signals from the gyrometric information to produce attitude measurements. A task 154 compares the attitude measured with respect to the roll axis 24 with the predicted attitude stored in the attitude model 140 of the satellite. Since, desirably, the calibration of the gyroscopes is performed by task 142 throughout the interval 106 of calibration of the gyroscopes relative to the roll, the gyroscopes 66 (FIG. 6) will have been newly calibrated, so that gyroscope output signals will be

relativement précis.relatively accurate.

Après la tâche 154, une tâche 156 évalue l'erreur déterminée dans la tâche 154 pour déterminer s'il faut changer l'orientation du satellite 20. Cette détermination peut s'appuyer sur le degré d'erreur de l'attitude et les changements d'attitude programmés pour le futur. Des procédés classiques d'ajustement de l'attitude du satellite peuvent être employés, y compris la mise en action d'un After task 154, a task 156 evaluates the error determined in task 154 to determine whether it is necessary to change the orientation of satellite 20. This determination can be based on the degree of attitude error and the changes of attitudes programmed for the future. Conventional methods of adjusting the attitude of the satellite may be employed, including actuating a

propulseur de manoeuvre.maneuvering thruster.

Alors que la figure 9 illustre un processus 120 permettant de réaliser la commande d'attitude du satellite par rapport à l'axe de roulis 24, l'homme de l'art comprendra que le processus 120 peut facilement être adapté pour donner des processus analogues, discutés ci-après, permettant d'effectuer la commande While FIG. 9 illustrates a process 120 making it possible to carry out the attitude control of the satellite with respect to the roll axis 24, those skilled in the art will understand that the process 120 can easily be adapted to give similar processes. , discussed below, for ordering

d'attitude du satellite par rapport à l'axe de lacet 26 et l'axe de tangage 28. attitude of the satellite with respect to the yaw axis 26 and the pitch axis 28.

Un processus (non représenté) analogue au processus 120 effectue la commande d'attitude du satellite par rapport à l'axe de lacet 26. La commande de l'attitude du satellite par rapport au lacet présente les différences suivantes. La tâche d'interrogation 122 détermine si le satellite 20 est ou non dans l'intervalle A process (not shown) analogous to process 120 performs the attitude control of the satellite with respect to the yaw axis 26. The control of the attitude of the satellite with respect to the yaw has the following differences. The interrogation task 122 determines whether or not the satellite 20 is in the interval

ou 110' d'étalonnage du gyroscope par rapport au lacet. La tâche d'interroga- or 110 'of calibration of the gyroscope with respect to the yaw. The interrogation task

tion 126 détermine si le satellite 20 est ou non dans l'intervalle 104 de mesure de la déclinaison solaire par rapport au lacet, au lieu que ce soit dans l'intervalle 102 ou tion 126 determines whether or not satellite 20 is in the interval 104 for measuring the solar declination relative to the yaw, instead of whether it is in the interval 102 or

gation 144 détermine si le satellite 20 est ou non dans l'intervalle 116 ou 116' gation 144 determines whether or not satellite 20 is in the interval 116 or 116 '

d'alignement du panneau par rapport au lacet, au lieu que ce soit dans l'inter- panel alignment with the lace, instead of in the middle

valle 114 ou 114' d'alignement du panneau par rapport au roulis. valle 114 or 114 'of alignment of the panel with respect to the roll.

Egalement en ce qui concerne la commande de l'attitude par rapport au lacet, les tâches 128, 130 et 134 se rapportent à la composante de lacet de l'écart de la déclinaison solaire et du signal de décalage 90, au lieu de la composante par rapport au roulis. De même, les tâches 136, 138, 142 et 152 se rapportent à la composante, par rapport au lacet, de l'attitude du satellite, de l'erreur d'attitude, et de l'étalonnage des gyroscopes, au lieu que ce soit à la composante par rapport au roulis. La tâche 146 se rapporte à la composante, par rapport au lacet, de l'alignement du panneau solaire et de l'erreur d'alignement, au lieu que ce soit à la Also with regard to controlling the attitude relative to the yaw, the tasks 128, 130 and 134 relate to the yaw component of the deviation of the solar declination and of the offset signal 90, instead of the component. compared to roll. Likewise, tasks 136, 138, 142 and 152 relate to the yaw component, satellite attitude, attitude error, and gyroscope calibration, rather than either to the component with respect to the roll. Task 146 relates to the yaw component of the solar panel alignment and the alignment error, rather than the

composante par rapport au roulis.component with respect to roll.

Un processus (non représenté) analogue au processus 120 effectue la commande d'attitude du satellite par rapport à l'axe de tangage 28. La commande A process (not shown) analogous to process 120 performs the attitude control of the satellite with respect to the pitch axis 28. The command

de l'attitude du satellite par rapport au tangage présente les différences suivantes. of the attitude of the satellite compared to the pitch presents the following differences.

Puisqu'il n'y a pas de composante de la déclinaison solaire par rapport à l'axe de tangage 28, la tâche d'interrogation 126 et les tâches 128, 130 et 134 peuvent être éliminées en ce qui concerne l'axe de tangage 28. La tâche d'interrogation 122 détermine si le satellite 30 est dans l'intervalle 112 ou 112' d'étalonnage des gyroscopes par rapport au tangage, au lieu de l'intervalle 106 d'étalonnage des gyroscopes par rapport au roulis. La tâche d'interrogation 144 détermine si le satellite 20 est dans l'intervalle 118 ou 118' d'alignement du panneau par rapport au tangage. Les tâches 136, 138, 142, 146 et 152 se rapportent à la composante, par rapport au tangage, de l'attitude du satellite, de l'erreur d'attitude, de l'alignement Since there is no component of the solar declination with respect to the pitch axis 28, the interrogation task 126 and the tasks 128, 130 and 134 can be eliminated with regard to the pitch axis 28. The interrogation task 122 determines whether the satellite 30 is in the interval 112 or 112 'for calibrating the gyroscopes relative to the pitch, instead of the interval 106 for calibrating the gyroscopes with respect to the roll. The interrogation task 144 determines whether the satellite 20 is in the range 118 or 118 ′ of alignment of the panel with respect to the pitch. Tasks 136, 138, 142, 146 and 152 relate to the component, with respect to pitch, of the attitude of the satellite, of the attitude error, of the alignment

du panneau solaire et de l'étalonnage des gyroscopes, au lieu que ce soit à la com- solar panel and gyroscope calibration, instead of at the cost

posante par rapport au roulis.posing in relation to the roll.

L'homme de l'art comprendra que les modèles 132, 140 et 148 discutés ci-dessus peuvent être séparés ou intégrés. La figure 9 et la discussion précédente décrivent des modèles 132, 140 et 148 séparés pour de simples raisons de commodité. Toutefois, le mode de réalisation préféré de l'invention utilise un filtre de Kalman du 18e ordre pour modéliser la déclinaison solaire, l'attitude du satellite et l'alignement du panneau d'une manière intégrée. Alors que le filtrage de Kalman est bien connu, l'homme de l'art comprendra que d'autres procédés de simulation, d'estimation ou de prédiction d'une quelconque autre manière de la déclinaison solaire, de l'attitude du satellite et de l'alignement du panneau solaire pourraient Those skilled in the art will understand that the models 132, 140 and 148 discussed above can be separated or integrated. Figure 9 and the previous discussion describe separate models 132, 140 and 148 for the sake of convenience. However, the preferred embodiment of the invention uses an 18th order Kalman filter to model the solar declination, the attitude of the satellite and the alignment of the panel in an integrated manner. While Kalman filtering is well known, those skilled in the art will understand that other methods of simulating, estimating or otherwise predicting solar declination, attitude of the satellite and of alignment of the solar panel could

aussi bien être utilisés.as well be used.

Toutefois, de manière souhaitable, deux des composantes des trois modèles connus décrits ci-dessus sont utilisées pour déduire une nouvelle valeur pour la troisième composante des modèles sur des intervalles ou en despositions orbitales o la troisième composante des modèles peut être déterminée avec le plus de précision. Par exemple, l'écart de la déclinaison solaire et l'attitude du satellite sont utilisés pour déterminer l'alignement du panneau solaire. Le processus décrit ci-dessus met à jour chaque composante des modèles à son tour en utilisant les données nouvellement déduites pour cette composante des modèles en combinaison avec des valeurs précédemment déterminées pour les deux autres composantes des modèles. Ainsi, sur une orbite toute entière, chaque composante des modèles nouvellement obtenue a été utilisée pour déterminer les deux autres composantes des modèles pour chaque axe, indépendamment des autres axes. Sur des orbites successives, s'accumulent un train de données progressivement de plus en plus long que l'on peut utiliser pour faire des estimations progressivement de plus en plus précises. Cette approche de la modélisation permet que l'attitude However, desirably, two of the components of the three known models described above are used to deduce a new value for the third component of the models over intervals or in orbital positions where the third component of the models can be determined with the most precision. For example, the deviation of the solar declination and the attitude of the satellite are used to determine the alignment of the solar panel. The process described above updates each component of the models in turn using the newly derived data for that component of the models in combination with previously determined values for the other two components of the models. Thus, over an entire orbit, each component of the newly obtained models was used to determine the other two components of the models for each axis, independently of the other axes. On successive orbits, accumulate a progressively longer and longer data stream that can be used to make progressively more precise estimates. This modeling approach allows the attitude

orbitale du satellite soit finement adaptée en une durée de 3 à 7 jours. satellite orbital is finely adapted in a period of 3 to 7 days.

En résumé, l'invention peut remplacer un assortiment de détecteurs de la Terre (détecteurs terrestres) précis et imprécis, de détecteurs du Soleil (détecteurs solaires) précis, de gyroscopes précis ainsi que les systèmes destinés à assurer leur fonctionnement par un traitement additionnel portant sur les signaux de sortie fournis par des détecteurs solaires simples. Etant autorisés à fonctionner avec un gain élevé, des détecteurs solaires simples peuvent procurer des signaux de sortie d'une haute résolution pendant le parcours de l'orbite opérationnelle, en lieu et place d'un certain nombre de détecteurs solaires numériques montés sur le corps du satellite ainsi que de l'équipement de stabilisation thermique et de commutation assurant leur fonctionnement. Ceci est effectué sans pour autant sacrifier l'utilisation de détecteurs solaires pendant les phases de montée et d'acquisition. En mesurant la déclinaison solaire en des régions de l'orbite qui ne sont pas influencées par des erreurs d'attitude, on peut obtenir des lectures de la déclinaison solaire qui sont extrêmement détaillées. Le traitement mesure l'erreur d'attitude en In summary, the invention can replace an assortment of precise and imprecise detectors of the Earth (terrestrial detectors), of precise detectors of the Sun (solar detectors), of gyroscopes as well as the systems intended to ensure their operation by an additional processing on the output signals supplied by simple solar detectors. Being allowed to operate with high gain, simple solar detectors can provide high resolution output signals during the course of the operational orbit, in place of a number of body mounted digital solar detectors of the satellite as well as the thermal stabilization and switching equipment ensuring their operation. This is done without sacrificing the use of solar detectors during the ascent and acquisition phases. By measuring the solar declination in regions of the orbit which are not influenced by attitude errors, one can obtain readings of the solar declination which are extremely detailed. Processing measures attitude error by

des points de l'orbite o les détecteurs solaires simples y sont le plus sensibles. points of the orbit where simple solar detectors are the most sensitive.

Puisque ces lectures d'attitude précises peuvent être effectuées en de nombreux points d'une orbite, elles permettent un étalonnage plus fréquent des gyroscopes du satellite, ce qui permet de les remplacer par des gyroscopes moins précis et plus simples. Alors que les modes de réalisation préférés de l'invention ont été illustrés et décrits de façon très détaillée, l'homme de l'art comprendra que diverses variantes peuvent leur être apportées sans pour autant s'écarter de l'esprit de l'invention ou du domaine proprement défini par l'invention. Par exemple, alors qu'on a décrit le mode de réalisation préféré en s'appuyant sur l'utilisation d'un détecteur solaire, il serait possible, dans une autre forme de réalisation, que le procédé et l'appareil de l'invention utilisent également la Lune comme point de référence lorsque la gamme dynamique des détecteurs et le gain des amplificateurs se révèlent suffisants. Un tel capteur lunaire pourrait par exemple être utilisé Since these precise attitude readings can be taken at many points in an orbit, they allow more frequent calibration of the satellite's gyroscopes, which makes it possible to replace them with less precise and simpler gyroscopes. While the preferred embodiments of the invention have been illustrated and described in great detail, those skilled in the art will understand that various variants can be made to them without departing from the spirit of the invention. or from the field properly defined by the invention. For example, while the preferred embodiment has been described based on the use of a solar detector, it would be possible, in another embodiment, that the method and the apparatus of the invention also use the Moon as a reference point when the dynamic range of the detectors and the gain of the amplifiers prove to be sufficient. Such a lunar sensor could for example be used

lorsque le satellite se trouve dans l'ombre de la Terre. when the satellite is in the shadow of the Earth.

Bien entendu, l'homme de l'art sera en mesure d'imaginer, à partir du Of course, those skilled in the art will be able to imagine, from the

procédé et de l'appareil dont la description vient d'être donnée à titre simplement process and apparatus whose description has just been given simply

illustratif et nullement limitatif, diverses variantes et modifications ne sortant pas illustrative and in no way limitative, various variants and modifications not coming out

du cadre de l'invention.of the scope of the invention.

Claims

1. Apparatus (64) which controls the attitude of a satellite as a function of the relative orientation between a satellite (20) and the Sun, said apparatus being characterized by: a solar detector (46) mounted on said satellite (20 ) so that said solar detector is exposed to the Sun during the acquisition phase and the phase in which it is in orbit; and a signal processing unit (56), coupled to said solar detector, said signal processing unit comprising a controller (86) coupled to a variable gain amplifier (82), said signal processing unit being configured so as to modify the gain of said variable gain amplifier by

function of the orbital phase.

2. Apparatus (64) according to claim 1, characterized in that: a solar panel (48) is articulated on the body (32) of said satellite (20); and said signal processing unit (56) and said solar detector are

mounted on said solar panel.

3. Apparatus (64) according to claim 1, characterized in that said control device (86) is configured so as to predict deviations of the solar declination using output signals obtained intermittently from said amplifier variable gain (82) and adjusts said solar detector output signals in response to said predicted deviation from solar declination to

determining the attitude of said satellite (20).

4. Apparatus (64) according to claim 1, characterized in that said apparatus further comprises a lunar detector mounted on said satellite (20) of

so that said lunar detector is exposed to the Moon during the eclipse phases.

5. Method for controlling the attitude of a satellite using a solar detector (46), said method being characterized by the following operations: (a) activating a solar model which predicts differences in the solar declination using output signals supplied intermittently by said solar detector; (b) obtaining output signals from said solar detector; and (c) adjusting said solar detector output signals in response to said predicted deviations from the solar declination to determine the attitude of said

satellite (20).

6. Method according to claim 5, characterized in that said activation operation (a) comprises the following operations: (dl) measuring said deviations of the solar declination with respect to a roll axis of said satellite (20) in a first region of an orbit of said satellite (20); and (e) measuring said deviations of the solar declination from a yaw axis of said satellite (20) in a second region of said orbit of said

satellite (20).

7. Method according to claim 5, characterized in that said solar detector is mounted on an articulated solar panel which is located at a certain angle relative to the body of said satellite, and in that it further comprises the following operation: (d2) adjusting said output signals from the solar detector as a function of

the alignment of said solar panel with respect to said body (32) of the satellite.

8. Method according to claim 5, characterized in that it further comprises the following operation: (d3) modifying the orientation of said satellite (20) as a function of said

attitude determined during said adjustment operation (c).

9. Method according to claim 5, characterized in that it further comprises the following operation: (d4) predicting the attitude of the satellite as a function of output signals

obtained from said solar detector.

10. Method for controlling the attitude of a satellite on the basis of output signals obtained from a solar detector (46) mounted on a solar panel (48) of a satellite (20), said method being characterized by the following operations: coupling a signal processing unit (56) to said solar detector, said signal processing unit comprising an amplifier (82) with variable gain and a control device (86); operating said variable gain amplifier with a relatively low gain during the acquisition phase aimed at acquiring the Sun; switching said variable gain amplifier to a relatively high gain as soon as the Sun has been acquired; processing said output signals from the solar detector for an orbital position of the satellite situated at noon, ie twelve hours, in order to determine the deviation of the solar declination with respect to a yaw axis; processing said solar detector output signals at one of the positions which are defined by an orbital position of the satellite located at six o'clock and an orbital position of the satellite located at six o'clock in order to determine said deviation of the solar declination from a roll axis; processing said solar detector output signals at one of the positions which are defined by said six o'clock position and said six o'clock position in order to determine the attitude of the satellite with respect to said yaw axis and with respect to a pitch axis; processing said output signals from the solar detector at one of the positions which are defined by said orbital position at twelve o'clock and an orbital position at twenty-four hours to determine said attitude of the satellite with respect to said roll axis; processing said output signals from the solar detector at one of the positions which are defined by said orbital position at twelve o'clock and said orbital position at twenty-four hours in order to calibrate the gyroscopes with respect to said roll axis; processing said output signals from the solar detector at one of the positions which are defined by said orbital position at six o'clock and said orbital position at six o'clock in order to calibrate the gyroscopes with respect to said yaw axis; estimating the alignment of said solar panel as a function of said output signals from the solar detector; predicting said deviation from the solar declination as a function of said output signals from the solar detector; and estimate said attitude error based on said output signals from the

solar detector.