FR2759974A1

FR2759974A1 - Inertial wheel-stabilised satellite angular speed measuring method

Info

Publication number: FR2759974A1
Application number: FR9702088A
Authority: FR
Inventors: Philippe Laurens
Original assignee: Matra Marconi Space France SA
Current assignee: Matra Marconi Space France SA
Priority date: 1997-02-21
Filing date: 1997-02-21
Publication date: 1998-08-28
Anticipated expiration: 2017-02-21
Also published as: FR2759974B1

Abstract

An inertial wheel (6) is spun about an axis (Z) which is supposed parallel to the satellite axis of pitch. The wheel has an active electromagnetic bearing and five degrees of freedom. Four electromagnetic actuators (8-11) receiving currents (i8-i11) control the wheel under the direction of a control unit (7). The angles of roll and yaw ( alpha , beta ) cause reactive couples C alpha and C beta which are proportional to currents (i10-i11) and (i8-i9). The constant of proportionality (k) is known and the angular speeds of roll and yaw (wx,wy) are calculated by dividing the couples (C alpha ,C beta ) by the product of the moment of inertia of the wheel (J) and its angular speed.

Description

PROCEDE ET SYSTEME INTEGRE D'ACTIONNEUR INERTIEL ET DE
SENSEUR DE VITESSES ANGULAIRES D'UN SATELLITE
La présente invention concerne le domaine des mesures gyroscopiques réalisées à bord de satellites. Elle se rapporte à des satellites dont l'attitude est contrôlée par des moyens comprenant au moins une roue inertielle.INERTIAL ACTUATOR AND INTEGRATED ACTUATOR METHOD AND SYSTEM
ANGLE SPEED SENSOR OF A SATELLITE
The present invention relates to the field of gyroscopic measurements carried out on board satellites. It relates to satellites whose attitude is controlled by means comprising at least one inertial wheel.

Pour mesurer les vitesses angulaires d'un satellite, on a habituellement recours à des capteurs inertiels ou gyromètres. Ces gyromètres représentent un coût non négligeable. En outre, ces équipements sont fréquemment l'objet de pannes pouvant être critiques pour la continuité de la mission. To measure the angular velocities of a satellite, inertial sensors or gyrometers are usually used. These gyrometers represent a significant cost. In addition, this equipment is frequently subject to breakdowns which can be critical for the continuity of the mission.

Un but de la présente invention est d'intégrer les fonctions d'actionneur cinétique d'une roue inertielle et de capteur cinétique d'un gyromètre, afin de limiter le coût et d'augmenter la fiabilité du système de contrôle d'attitude du satellite. An object of the present invention is to integrate the functions of kinetic actuator of an inertial wheel and kinetic sensor of a gyrometer, in order to limit the cost and increase the reliability of the attitude control system of the satellite. .

L'invention propose ainsi n procédé de mesure de vitesses angulaires d'un satellite dont l'attitude est stabilisée par des moyens comprenant au moins une roue inertielle pivotant autour d'un axe de rotation, le satellite étant pourvu de moyens d'alignement de l'axe de rotation de la roue inertielle avec un premier axe fixe par rapport au satellite. Selon l'invention on mesure des couples de réaction au basculement exercés sur la roue inertielle par les moyens d'alignement, et on calcule les vitesses angulaires du satellite autour d'un second et d'un troisième axes perpendiculaires au premier axe sur la base des couples mesures. The invention thus proposes a method for measuring the angular velocities of a satellite whose attitude is stabilized by means comprising at least one inertial wheel pivoting about an axis of rotation, the satellite being provided with alignment means for the axis of rotation of the inertial wheel with a first axis fixed relative to the satellite. According to the invention, the reaction torque to tilt exerted on the inertial wheel by the alignment means is measured, and the angular velocities of the satellite are calculated around a second and a third axis perpendicular to the first axis on the base. couples measures.

On réalise ainsi les mesures gyroscopiques selon deux axes sans avoir à prévoir une masse tournante distincte de la roue inertielle de stabilisation d'attitude. On remplace donc la fonction gyrométrique séparée, dont le coût est significatif, par une "sous-fonction" beaucoup plus simple et moins coûteuse de la fonction actionneur de la roue inertielle. La suppression de la toupie, du palier et du moteur du gyromètre élimine les risques de pannes assez fréquemment observées sur ces équipeents. Gyroscopic measurements are thus carried out along two axes without having to provide a rotating mass distinct from the inertial attitude stabilization wheel. The separate gyrometric function, the cost of which is significant, is therefore replaced by a much simpler and less costly "sub-function" of the actuator function of the inertial wheel. The elimination of the router, the bearing and the motor of the gyrometer eliminates the risks of breakdowns quite frequently observed on these equipments.

Par exemple, sur une plate-forme géostationnaire stabilisée par moment cinétique embarqué de type 0-DOF, le procédé permettra la mesure des vitesses de roulis ("second axe") et de lacet ("troisième axe"), la roue pivotant autour de l'axe de tangage ("premier axe") du satellite. For example, on a geostationary platform stabilized by on-board kinetic moment of type 0-DOF, the method will allow the measurement of roll ("second axis") and yawning ("third axis") speeds, the wheel pivoting around the pitch axis ("first axis") of the satellite.

Un autre aspect de la présente invention se rapporte à un système de mesure de vitesses angulaires d'un satellite comprenant des moyens de stabilisation d'attitude qui comportent au moins une roue inertielle pivotant autour d'un axe de rotation et des moyens d'alignement de l'axe de rotation de la roue inertielle avec un premier axe fixe par rapport au satellite. Le système comprend des moyens de mesure de couples de réaction au basculement exercés sur la roue inertielle par les moyens d'alignement, et des moyens de calcul des vitesses angulaires du satellite autour d'un second et d'un troisième axe perpendiculaire au premier axe sur la base des couples mesures. Another aspect of the present invention relates to a system for measuring the angular velocities of a satellite comprising attitude stabilization means which comprise at least one inertial wheel pivoting about an axis of rotation and alignment means of the axis of rotation of the inertial wheel with a first axis fixed relative to the satellite. The system includes means for measuring torques in response to tilting exerted on the inertial wheel by the alignment means, and means for calculating the angular speeds of the satellite around a second and a third axis perpendicular to the first axis. based on the measured couples.

D'autres particularités et avantages de la présente invention apparaîtront dans la description ci-après d'exemples de réalisation non limitatifs, en référence aux dessins annexés, dans lesquels
- la figure 1 est un schéma d'une roue cinétique à palier électromagnétique actif équipée pour la mise en oeuvre de la présente invention
- la figure 2 est une vue schématique d'un satellite équipé d'une roue cinétique à palier passif mettant en oeuvre la présente invention ; et
- la figure 3 est une vue de dessous schématique du stator de la roue de la figure 2.Other features and advantages of the present invention will appear in the description below of nonlimiting exemplary embodiments, with reference to the accompanying drawings, in which
- Figure 1 is a diagram of a kinetic wheel with active electromagnetic bearing equipped for the implementation of the present invention
- Figure 2 is a schematic view of a satellite equipped with a passive bearing kinetic wheel implementing the present invention; and
FIG. 3 is a schematic bottom view of the stator of the wheel in FIG. 2.

La figure 1 montre une roue cinétique 6 utilisée pour contrôler l'attitude d'un satellite. A titre d'illustration, on supposera que l'axe de rotation de la roue 6 est orienté parallèlement à l'axe de tangage Z du satellite. Un moteur non représenté entraîne la roue 6 pour lui donner une vitesse de rotation n calculée par le système de contrôle d'attitude du satellite. Figure 1 shows a kinetic wheel 6 used to control the attitude of a satellite. By way of illustration, it will be assumed that the axis of rotation of the wheel 6 is oriented parallel to the pitch axis Z of the satellite. A motor not shown drives the wheel 6 to give it a rotational speed n calculated by the attitude control system of the satellite.

La roue 6 est une roue à palier électromagnétique actif, par exemple de type TELDIX MWX. Ce palier sans frottement est actif suivant cinq degrés de liberté translation parallèlement à son axe, deux translations radiales et deux basculements (c'est-à-dire des petites rotations autour de deux axes perpendiculaires à l'axe de rotation de la roue). Un système d'asservissement 7 contrôle la position de la roue au moyen de capteurs et d'actionneurs électromagnétiques. La figure 1 montre ainsi, à titre d'exemple, quatre actionneurs 8-11 consistant en des électroaimants auxquels le système d'asservissement 7 délivre des consignes de courant de i8-i1l, et qui servent à maintenir la position axiale de la roue ainsi que des basculements nuls. Les actionneurs radiaux ne sont pas représentés car ils ne sont pas concernés directement par l'invention. Le palier actif comporte encore un capteur de position axiale non représenté, des capteurs de position radiale non représentés, et deux capteurs de basculement 12, 13. Le capteur 12 est sensible à l'angle a de basculement de la roue 6 autour de l'axe de roulis X du satellite, tandis que le capteur 13 est sensible à l'angle ss de basculement de la roue 6 autour de l'axe de lacet Y du satellite. The wheel 6 is an active electromagnetic bearing wheel, for example of the TELDIX MWX type. This frictionless bearing is active according to five degrees of freedom of translation parallel to its axis, two radial translations and two tiltings (that is to say small rotations around two axes perpendicular to the axis of rotation of the wheel). A servo system 7 controls the position of the wheel by means of electromagnetic sensors and actuators. FIG. 1 thus shows, by way of example, four actuators 8-11 consisting of electromagnets to which the servo system 7 delivers current setpoints from i8-i1l, and which serve to maintain the axial position of the wheel as well than zero tipping. Radial actuators are not shown because they are not directly concerned with the invention. The active bearing also comprises an axial position sensor not shown, radial position sensors not shown, and two tilting sensors 12, 13. The sensor 12 is sensitive to the angle of tilting of the wheel 6 around the roll axis X of the satellite, while the sensor 13 is sensitive to the angle ss of tilting of the wheel 6 around the yaw axis Y of the satellite.

Dans l'exemple représenté, les électroaimants 8 et 9 sont diamétralement opposés et situés parallèlement à l'axe de roulis X, et les électroaimants 10, 11 sont diamétralement opposés et situés parallèlement à l'axe de lacet Y du satellite. Chaque électroaimant 8, 9, 10, 11 applique sur la roue une force proportionnelle au courant 18, Ig, I1o, Ill qui le traverse. Ainsi, la force de maintien axial de la roue 6 est proportionnelle à un courant de contrôle I8+Ig+I10+Ill, le couple C a de réaction au basculement autour de l'axe de roulis X (qui tend à annuler l'angle de basculement a suivant cet axe) est proportionnel à un courant de contrôle 110-111, et le couple de réaction au basculement exercé sur la roue 6 suivant l'axe de lacet
Y (qui tend à annuler l'angle de basculement ss suivant cet axe) est proportionnel à un courant de contrôle Ig-I8. In the example shown, the electromagnets 8 and 9 are diametrically opposite and located parallel to the roll axis X, and the electromagnets 10, 11 are diametrically opposite and located parallel to the yaw axis Y of the satellite. Each electromagnet 8, 9, 10, 11 applies to the wheel a force proportional to the current 18, Ig, I1o, Ill which passes through it. Thus, the axial holding force of the wheel 6 is proportional to a control current I8 + Ig + I10 + Ill, the torque C has a reaction to tilting around the roll axis X (which tends to cancel the angle tilting a along this axis) is proportional to a control current 110-111, and the torque of reaction to tilting exerted on the wheel 6 along the yaw axis
Y (which tends to cancel the tilt angle ss along this axis) is proportional to a control current Ig-I8.

Le système 7 applique une loi d'asservissement connue aux angles a, ss mesurés pour calculer des valeurs de consigne des couples de réaction au basculement Ca, C. Il calcule d'autre part une valeur de consigne de l'effort axial à appliquer pour maintenir la position axiale de la roue. I1 déduit les valeurs de consigne i8+ig+i10+ill, i10 i11 et ig-i8 des trois courants de contrôle pour alimenter les électroaimants 8, 9, 10, 11. The system 7 applies a known control law to the angles a, ss measured to calculate set values of the reaction torques at tilting Ca, C. It also calculates a set value of the axial force to be applied for maintain the axial position of the wheel. I1 deduces the set values i8 + ig + i10 + ill, i10 i11 and ig-i8 from the three control currents to supply the electromagnets 8, 9, 10, 11.

Les courants I8,I9,I10,I11 qui circulent effectivement dans les électroaimants 8, 9, 10, 11 sont mesurés de façon précise et fournis à une unité 14 de mesures gyrométriques. Celle-ci en déduit les vitesses instantanées de rotation #X et #y du satellite autour des axes de roulis et de lacet. Ces vitesses sont calculées selon
C K(I8-I9)
#X = ~ ss = ~~~~~~~
Cα K(I10 I11) Y J# J# où Cα et Css désignent respectivement les valeurs mesurées des couples de réaction au basculement exercés selon les axes de roulis et de lacet, K désigne l'efficacité des actionneurs en basculement (Nm/A), J désigne le moment d'inertie axiale de la roue, et Q sa vitesse de rotation mesurée par un capteur tachymétrique 15.The currents I8, I9, I10, I11 which actually flow in the electromagnets 8, 9, 10, 11 are measured precisely and supplied to a unit 14 of gyrometric measurements. This deduces the instantaneous rotation speeds #X and #y of the satellite around the roll and yaw axes. These speeds are calculated according to
CK (I8-I9)
#X = ~ ss = ~~~~~~~
C α K (I10 I11) YJ # J # where C α and Css denote respectively the measured values of the tilting reaction torques exerted along the roll and yaw axes, K denotes the efficiency of the actuators in tilting (Nm / A), J denotes the axial moment of inertia of the wheel, and Q its speed of rotation measured by a tachometer sensor 15.

Dans le mode de réalisation illustré par les figures 2 et 3, la roue inertielle 16 est une roue à palier fixe 17, par exemple à roulements à billes. Le palier 17 sert au montage de la roue 16 sur un stator 26 fixe par rapport au satellite, et à orienter son axe de rotation selon l'axe de tangage Z du satellite. Trois capteurs de force 18, 19, 20, tels que des jauges piézoélectriques, sont disposés entre le stator 26 et le corps du satellite, pour permettre la mesure des couples de réaction au basculement Ca, C. Ces capteurs 18, 19, 20 sont situés dans un même plan perpendiculaire à l'axe Z de la roue, à une même distance r de l'axe de la roue, à intervalles angulaires de 1200. Le plan des capteurs est de préférence celui du centre de gravité de la roue 6. In the embodiment illustrated in Figures 2 and 3, the inertial wheel 16 is a fixed bearing wheel 17, for example with ball bearings. The bearing 17 is used to mount the wheel 16 on a stator 26 fixed relative to the satellite, and to orient its axis of rotation along the pitch axis Z of the satellite. Three force sensors 18, 19, 20, such as piezoelectric gauges, are arranged between the stator 26 and the body of the satellite, to allow the measurement of the reaction torques at tilting Ca, C. These sensors 18, 19, 20 are located in the same plane perpendicular to the axis Z of the wheel, at the same distance r from the axis of the wheel, at angular intervals of 1200. The plane of the sensors is preferably that of the center of gravity of the wheel 6 .

Les trois valeurs d'effort F18, F19, F20 mesurées par les capteurs 18, 19, 20 sont fournies à une unité 24 de mesures gyroscopiques, qui en déduit les valeurs des couples
Ca, C de réaction au basculement autour des axes de roulis
X et de lacet Y et les vitesses angulaires #X, oy du satellite selon ces axes
C# r#3 (F19 - F20)
#X = - =
j# 2J#
r(F20+F19-2F18)
Y j# 2J# The three force values F18, F19, F20 measured by the sensors 18, 19, 20 are supplied to a unit 24 of gyroscopic measurements, which deduces therefrom the values of the torques
Ca, C of reaction to tilting around the roll axes
X and yawning Y and the angular velocities #X, oy of the satellite along these axes
C # r # 3 (F19 - F20)
#X = - =
d # 2D #
r (F20 + F19-2F18)
Y j # 2J #

Claims

1. Method for measuring angular velocities of a satellite whose attitude is stabilized by means comprising at least one inertial wheel (6; 16) pivoting about an axis of rotation, the satellite being provided with means (7- 13; 17) for aligning the axis of rotation of the inertial wheel with a first axis (Z) fixed relative to the satellite, characterized in that torques (Ca, Css) reacting to the tilting exerted on are measured the inertial wheel by the alignment means, and in that the angular velocities (y) of the satellite are calculated around a second and a third axis (X, Y) perpendicular to the first axis on the basis of the measured couples .

2. Method according to claim 1, in which the angular velocities of the satellite (OX and oy around the second and third axes (X, Y) are respectively calculated according to

VS#

#X =

(0 = cl where C a and Css respectively denote the measured values of the tilting reaction torques exerted along the second and third axes (X, Y), J denotes the moment of axial inertia of the wheel (6), and Q indicates the speed of rotation of the wheel.

3. Method according to claim 1 or 2, wherein the alignment means (7-13) consist of an active magnetic bearing comprising sensors (12,13) for measuring tilt angles (a, ss) of the inertial wheel (6) around the second and third axes (X, Y), electromagnetic actuators (8 to 11) which exert on the wheel reaction torques (Ca, Css) proportional to two control currents (I10 I111 Ig-I8), and means (7) for calculating setpoints (i1o-ill, ig-i8) of the two control currents on the basis of the measured tilt angles, and in which the measurement of the reaction torques at tilting consists in measuring the control currents applied by the actuators.

4. Method according to claim 1 or 2, wherein the alignment means (17) consist of a passive bearing which immobilizes the axis of rotation of the wheel (6) on said first axis (Z), and in which the measurement of reaction torques (Ca, Css) on tilting consists in measuring torques exerted between the bearing and the satellite along the second and third axes (X, Y).

5. A system for measuring the angular velocities of a satellite comprising attitude stabilization means which comprise at least one inertial wheel (6) pivoting about an axis of rotation and means (7-13; 17) for alignment of the axis of rotation of the inertial wheel with a first axis (Z) fixed with respect to the satellite, characterized in that it comprises means for measuring the torque for reaction to tilting (Ca, Css) exerted on the wheel inertial by the alignment means, and means (14; 24) for calculating the angular velocities (oX, oy) of the satellite around a second and a third axis (X, Y) perpendicular to the first axis on the base of the measured couples.

6. The system as claimed in claim 5, in which the angular velocities of the satellite oX and oy around the second and third axes (X, Y) are respectively calculated according to

VS

XX JQ c

at

Y Jn where C a and Css denote respectively the measured values of the tilting reaction torques exerted along the second and third axes (X, Y), J denotes the axial moment of inertia of the wheel (6), and n denotes the wheel rotation speed.

7. The system of claim 5 or 6, wherein the alignment means (7-13) consist of an active magnetic bearing comprising sensors (12,13) for measuring tilt angles (a, ss) of the inertial wheel (6) around the second and third axes (X, Y), electromagnetic actuators (8 to 11) which exert on the wheel tilt reaction torques (Ca, Css) proportional to two control currents (110- 111, Ig-I8), and means (7) for calculating the set values of the two control currents on the basis of the measured tilt angles, and in which the measurement of the tilt reaction torques consists in measuring the control applied by the actuators.

8. System according to claim 5 or 6, wherein the alignment means (17) consist of a passive bearing which immobilizes the axis of rotation of the wheel (6) on said first axis (Z), and in which the measurement of the reaction reaction torques (Ca, Css) consists in measuring the couples exerted between the bearing and the satellite along the second and third axes (X, Y).

9. System according to claim 8, in which the torques (Ca, Css) are measured by means of at least three force sensors (18,19,20) situated in a plane perpendicular to the axis of rotation (Z) of the wheel (6), the center of gravity of the wheel being located in this plane.