FR2766935A1 - Procede et appareil permettant d'estimer les efforts de forces de perturbation sur l'attitude d'un engin spatial - Google Patents
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Abstract
L'attitude d'une plate-forme matérielle, par exemple un engin spatial, est modifiée par la somme de forces venant d'un actionneur d'attitude (74), de forces de perturbation (80) et de bruit aléatoire (82). Des capteurs d'attitude (64) détectent l'attitude de la plate-forme matérielle et délivre des paramètres d'attitude mesurés à un filtre (66) agissant sur les effets des forces de perturbation et à un filtre d'attitude (68). Le filtre (66) agissant sur les effets des forces de perturbation délivre une instruction de perturbation intentionnelle d'attitude au filtre d'attitude (68) et à un traducteur d'instructions (72). Les effets des perturbations intentionnelles d'attitude sont utilisés par le filtre (66) agissant sur les effets des forces de perturbation pour estimer les effets des forces de perturbation sur la plate-forme matérielle. Un signal de déclenchement (76) fourni par l'actionneur d'attitude (74) est utilisé par le filtre (66) agissant sur les effets des forces de perturbation pour sélectionner une matrice de gain appropriée qui est utilisée dans le processus d'estimation.
Description
La présente invention concerne de façon générale le domaine de l'estimation et de la commande de l'attitude. Plus spécialement, I'invention concerne l'estimation des effets de forces de perturbation de l'attitude sur un engin spatial.
La commande de l'attitude et de l'orbite d'un engin spatial, ou satellite, est une condition essentielle au déploiement efficace d'un système de télécommunications basé dans l'espace. Un engin spatial en orbite autour de la Terre subit des forces de perturbation qui altèrent son attitude et sa position orbitale. Les forces de perturbation les plus importantes sont dues aux effets gravitationnels, aux effets de la pression solaire, aux effets des champs magnétiques, et aux effets "aérodynamiques" de l'engin spatial. Les forces de perturbation gravitationnelles sont en relation avec la position de l'engin spatial par rapport à la Terre, la Lune, le Soleil et les autres corps célestes. Les forces de perturbation dues à la pression solaire, ou vent solaire, résultent du flux radial de particules chargées venant du Soleil. Les forces de perturbation liées aux champs magnétiques sont le résultat de l'interaction entre les champs magnétiques externes et les champs magnétiques locaux associés à l'engin spatial lui-même. Des forces de perturbation aérodynamiques sont les forces qui agissent sur les surfaces structurelles de l'engin spatial.
Pour assurer la commande de l'attitude (ou orientation) de l'engin spatial, une compensation de ces forces de perturbation est réalisée au moyen d'un système de commande d'attitude et d'orbite (AOCS). Typiquement, un AOCS comporte des éléments fonctionnels tels que des capteurs, des ordinateurs de bord à logiciels intégrés, et des actionneurs d'attitude. Les actionneurs d'attitude classiques comportent des volants d'inertie, des tuyères de propulsion et des actionneurs d'application de couples magnétiques. Selon la mission et la fonction de l'engin spatial, les moyens de commande d'attitude ci-dessus mentionnés et d'autres procédés de commande d'attitude peuvent être utilisés, séparément ou en combinaison.
La commande magnétique de l'attitude de l'engin spatial s'applique aux engins spatiaux en orbite terrestre basse (LEO), en orbite terrestre moyenne (MEO) et en orbite terrestre géostationnaire (GEO). Pour commander l'attitude d'un engin spatial, I'utilisation d'un actionneur magnétique constitue une option fiable et efficace du point de vue du coût. Typiquement, les configurations d'AOCS classiques se sont révélés en mesure d'assurer une commande d'attitude satisfaisante des engins spatiaux effectuant des fonctions classiques de télécommunications basées dans l'espace.
Toutefois, avec l'arrivée du laser, qui relève d'une autre technique de télécommunications pour les systèmes de télécommunications basés dans l'espace, la commande de l'attitude de l'engin spatial au moyen d'actionneurs magnétiques classiques a cessé d'être satisfaisante. Les engins spatiaux utilisés dans des semblables applications de télécommunications nécessitent une commande d'attitude précise et, ou bien, une orientation précise des antennes. Malheureusement, les systèmes de commande d'attitude par actionneurs magnétiques classiques ne sont pas en mesure de fournir une commande ou une estimation précise de l'attitude de l'engin spatial en raison de leur inaptitude à tenir compte de façon précise des forces de perturbation magnétiques et des autres forces de perturbations.
Pour un engin spatial en orbite, les forces de perturbation magnétiques varient de façon continue en résultat des interactions entre le champ magnétique externe et le champ magnétique local. Le champ magnétique externe exerce son effet de façon incertaine du fait que le champ magnétique qui entoure la Terre n'est pas uniforme, de sorte qu'un engin spatial en orbite autour de la Terre est soumis à un champ magnétique fluctuant. Le champ magnétique local est également incertain, suite aux variations des flux de courant électrique à bord. Ces variations du courant sont imposées par les conditions du fonctionnement électrique de l'engin spatial et elles produisent des perturbations magnétiques se présentant sous la forme de champs magnétiques locaux fluctuants.
Classiquement, on estime ces forces de perturbations magnétiques en équipant l'engin spatial d'un magnétomètre et d'un modèle informatisé du champ magnétique terrestre. Un ordinateur de bord peut prédire l'environnement magnétique courant en évaluant les lectures du magnétomètre. L'ordinateur de bord peut utiliser un filtre de Kalman linéaire pour indiquer quel degré de confiance on peut accorder aux signaux d'entrée venant des divers capteurs de l'engin spatial.
On utilise des facteurs de pondération déterminés par le filtre de Kalman linéaire pour estimer l'attitude de l'engin spatial.
Un système classique d'estimation d'attitude tel que discuté ci-dessus peut assurer une commande d'attitude convenable pour un engin spatial effectuant des fonctions classiques de télécommunications basées dans l'espace. Toutefois,
I'estimation des forces de perturbation magnétiques et de l'attitude de l'engin spatial par des moyens classiques ne produisent pas les estimations et l'ajustement d'attitude précis qui sont nécessités par un engin spatial du type à communications par liaisons laser. Le besoin existe d'un procédé et d'un appareil plus précis permettant d'estimer les forces de perturbation magnétiques et l'attitude de l'engin spatial afin de commander avec précision l'attitude de l'engin spatial.
I'estimation des forces de perturbation magnétiques et de l'attitude de l'engin spatial par des moyens classiques ne produisent pas les estimations et l'ajustement d'attitude précis qui sont nécessités par un engin spatial du type à communications par liaisons laser. Le besoin existe d'un procédé et d'un appareil plus précis permettant d'estimer les forces de perturbation magnétiques et l'attitude de l'engin spatial afin de commander avec précision l'attitude de l'engin spatial.
La description suivante, conçue à titre d'illustration de l'invention, vise à donner une meilleure compréhension de ses caractéristiques et avantages ; elle s'appuie sur les dessins annexés, dans lesquels des numéros de référence identiques désignent des éléments identiques, et où
- la figure 1 est une vue en perspective représentant la Terre et son champ magnétique en relation avec un engin spatial en orbite, selon un mode de réalisation préféré de l'invention;
- la figure 2 est un schéma fonctionnel d'un système de commande d'attitude, selon un mode de réalisation préféré de l'invention ; et
- la figure 3 est un organigramme qui représente un processus de traduction d'instructions, selon un mode de réalisation préféré de l'invention.
- la figure 1 est une vue en perspective représentant la Terre et son champ magnétique en relation avec un engin spatial en orbite, selon un mode de réalisation préféré de l'invention;
- la figure 2 est un schéma fonctionnel d'un système de commande d'attitude, selon un mode de réalisation préféré de l'invention ; et
- la figure 3 est un organigramme qui représente un processus de traduction d'instructions, selon un mode de réalisation préféré de l'invention.
Des modes de réalisation préférés de l'invention vont être décrits ici dans le contexte d'un engin spatial, ou satellite, en orbite autour de la Terre, effectuant des télécommunications basées dans l'espace. Toutefois, I'invention peut être appliquée à des engins spatiaux tournant autour d'autres corps célestes et à d'autres plates-formes matérielles, par exemple un système d'actionnement d'antenne directionnelle.
La figure 1 est une vue en perspective montrant la Terre 20, son champ magnétique 22, I'axe magnétique 30, et un engin spatial 24 en orbite, selon un mode de réalisation préféré de l'invention. L'engin spatial 24 est représenté en relation avec trois axes de référence perpendiculaires, comprenant un axe de roulis 39, un axe de tangage 40 et un axe de lacet 42. Dans le contexte de la présente description, L'attitude fait référence aux éléments suivants, séparément ou en combinaison, à savoir la position, la vitesse et l'accélération par rapport à l'un des axes de roulis, de tangage et de lacet ou à tous ces axes.
L'engin spatial 24 possède des panneaux solaires 26 dans lesquels sont montées des bobines magnétiques 28. Les bobines magnétiques 28 et d'autres composants de l'engin spatial produisent des champs magnétiques 52. L'engin spatial 24 transporte une série de capteurs 44 d'un système de commande d'attitude et d'orbite (AOCS) et trois barres 46 d'application de couple magnétique. Dans le mode de réalisation représenté sur la figure 1, une barre 46 d'application de couple magnétique est placée dans un plan suivant l'axe de roulis 38, une deuxième barre est placée dans un plan suivant l'axe de tangage 40, et une troisième barre est placée dans un plan suivant l'axe de lacet 42. Chaque barre d'application de couple magnétique peut produire un champ magnétique. L'engin spatial 24 transporte également un processeur 48 de commande de l'engin spatial et une tuyère de propulsion 50.
Les forces de perturbation magnétiques agissant sur l'engin spatial 24 sont le résultat de l'interaction entre le champ magnétique terrestre 22 et les champs magnétiques produits par les composants de l'engin spatial 24. Par rapport à l'engin spatial 24, le champ magnétique terrestre 22 est un champ magnétique externe. Les champs magnétiques produits par les composants de l'engin spatial 24, comme par exemple le champ magnétique 52 produit par les bobines magnétiques 28 des panneaux solaires, sont des champs magnétiques locaux. La détermination précise de l'interaction entre le champ magnétique local de l'engin spatial 24 et le champ magnétique externe 22 est gênée par l'existence de quantités inconnues ou incertaines qui sont présentes dans la détermination des champs magnétiques. Ces quantités inconnues présentes dans les champs magnétiques externe et local seront discutées ci-après.
Le champ magnétique dipolaire de la Terre et l'atmosphère dense créent une magnétosphère bien développée qui entoure la Terre. Le vent solaire 32 est créé par le flux radial de particules chargées venant du Soleil 34. Comme la
Terre 20 se déplace à des vitesses supersoniques dans le vent solaire 32, il se forme une onde de choc 36 du vent solaire. L'onde de choc 36 du vent solaire modifie la magnétosphère et crée une couche limite effective appelée la magnétopause 58, ce qui amène la magnétosphère à former une queue de magnétosphère 60. Ainsi, le champ magnétique 22 entourant la Terre n'est pas uniforme ou constant, et ceci introduit une quantité inconnue dans la détermination du champ magnétique 22 de la Terre. Les techniques classiques de calcul des interactions du champ magnétique terrestre 22 avec d'autres champs magnétiques ne sont pas précis en raison de ses effets non uniformes.
Terre 20 se déplace à des vitesses supersoniques dans le vent solaire 32, il se forme une onde de choc 36 du vent solaire. L'onde de choc 36 du vent solaire modifie la magnétosphère et crée une couche limite effective appelée la magnétopause 58, ce qui amène la magnétosphère à former une queue de magnétosphère 60. Ainsi, le champ magnétique 22 entourant la Terre n'est pas uniforme ou constant, et ceci introduit une quantité inconnue dans la détermination du champ magnétique 22 de la Terre. Les techniques classiques de calcul des interactions du champ magnétique terrestre 22 avec d'autres champs magnétiques ne sont pas précis en raison de ses effets non uniformes.
En outre, le champ magnétique local 52 créé par les composants de l'engin spatial 24 varie de façon continue du fait des fluctuations du courant dans les composants de l'engin spatial 24. Par exemple, le courant extrait pour faire fonctionner les antennes de télécommunication (non représentées), les bobines magnétiques 28 des panneaux solaires, les barres 46 d'application de couple magnétique, et d'autres composants électriques varie en fonction des exigences fonctionnelles de l'engin spatial 24. Ces variations continues du courant dans les composants introduisent une quantité inconnue dans la détermination du champ magnétique local de l'engin spatial 24. Ces fluctuations imprévisibles du champ magnétique local entraînent elles aussi des imprécisions dans les techniques classiques du calcul du champ magnétique local 52 de l'engin spatial 24.
La figure 2 est un schéma fonctionnel montrant à titre d'exemple un système de commande d'attitude d'une plate-forme matérielle (par exemple un satellite), selon un mode de réalisation préféré de l'invention. Le système de commande d'attitude comporte des capteurs d'attitude 64, un processeur 85, un actionneur d'attitude 74, et un élément d'addition 77. Dans un mode de réalisation préféré, le processeur 85 comporte un traducteur d'instructions 72 et un filtre 87.
En fonctionnement, la plate-forme matérielle 62 possède des capteurs d'attitude embarqués 64 qui mesurent ou détectent l'attitude courante de la plateforme matérielle 62. Les capteurs d'attitude 64 sont matériellement couplés à la plate-forme matérielle 62, et les signaux de sortie des capteurs d'attitude 64 sont des signaux électriques venant de capteurs distincts, par exemple des capteurs d'attitude gyroscopiques et des capteurs d'attitude GPS (le système GPS est un système bien connu de positionnement à l'échelle mondiale). Les signaux de sortie des capteurs d'attitude 64 sont envoyés au filtre 87 se trouvant à l'intérieur du processeur 85. Ces signaux de sortie pourraient également être envoyés à d'autres composants (non représentés) de l'engin spatial.
Selon un mode de réalisation préféré de l'invention, le filtre 87 est un filtre de Kalman étendu, qui comporte un filtre 66 agissant sur les effets des forces de perturbations (DFE) et un filtre d'attitude 68 servant à estimer l'attitude. Le filtre de Kalman étendu 87 estime l'attitude indépendamment du type et de l'origine des forces de perturbation 80. Quels que soient le type et l'origine de ces forces, les forces de perturbation produisent un effet sur l'attitude et cet effet est détecté par les capteurs d'attitude 64.
Plus spécialement, à l'intérieur du processeur 85, les signaux de sortie des capteurs d'attitude 64 sont envoyés au filtre DFE 66 et au filtre d'attitude 68 se trouvant à l'intérieur du filtre de Kalman étendu 87. Le filtre de Kalman étendu 87 donne des estimations d'attitude précises pour les effets des forces de perturbation sur la plate-forme matérielle 62. Ceci s'effectue au moyen d'un filtre DFE 66 synchrone par rapport aux instructions, visant à estimer un terme d'action anticipée de l'actionneur, lequel terme est appliqué en entrée au filtre d'attitude 68 et au traducteur d'instructions 72. Le filtre d'attitude 68 est de manière souhaitable un filtre de Kalman synchrone par rapport au temps, qui estime l'attitude en appliquant une matrice de gain aux paramètres d'attitude que constituent la position, la vitesse et l'accélération. Le filtre d'attitude 68 utilise de manière souhaitable une période de mise à jour d'estimateur prédéterminée pour activer le traitement, laquelle période est, dans un mode de réalisation préféré, de 16 ms, ce qui fait du filtre d'attitude 68 un filtre synchrone par rapport au temps.
Le filtre DFE 66 détermine un modèle pour les forces de perturbation 80 en stockant les effets de termes estimés passés d'action anticipée de l'actionneur et en délivrant de nouveaux termes d'action anticipée de l'actionneur en réponse à l'attitude détectée et aux termes passés. Dans le processeur 85, le signal de sortie du filtre DFE 66 est appliqué au filtre d'attitude 68 et au traducteur d'instructions 72.
Le signal de sortie du traducteur d'instructions 72 est appliqué à l'actionneur d'attitude 74. L'actionneur d'attitude 74 reçoit un signal électrique de la part du traducteur d'instructions 72 du processeur 85 et traduit ce signal en une force matérielle via l'un quelconque de divers dispositifs de modification de l'attitude.
La sortie 76 de l'actionneur d'attitude 74 fournit un signal au filtre DFE 66 afin d'indiquer les moments où une perturbation d'attitude a été volontairement effectuée. Le filtre DFE 66 synchronise le traitement en relation avec ce signal de déclenchement, ce qui fait du filtre DFE 66 un filtre synchrone par rapport aux instructions.
Comme on peut le voir sur la figure 2, la sortie 78 de l'actionneur 74 envoie un signal à l'élément d'addition 77 afin que celui-ci soit ajouté aux forces de perturbation 80 et au bruit aléatoire 82. L'homme de l'art comprendra que l'élément d'addition 77 est une représentation schématique d'un moyen de combinaison ou d'addition des forces matérielles agissant sur la plate-forme matérielle 62.
Les forces agissant sur l'attitude à partir d'instructions sont généralement connues, mais le bruit aléatoire 82 et les forces de perturbations 80 sont inconnues. Toutefois, grâce au filtre DFE 66, on peut observer les effets de l'addition des forces agissant sur la plate-forme matérielle 62 et, dans une certaine mesure, on peut prédire les forces inconnues sur la base de ces observations, ce qui produit une commande d'attitude précise. L'élément d'addition 77 délivre une force résultante 84 agissant sur l'attitude. Cette force résultante 84 provoque des modifications d'attitude de la plate-forme matérielle 62.
L'homme de l'art comprendra que le processeur 85 de la figure 2 contient un ou plusieurs dispositifs de traitement (non représentés) ainsi que des composants périphériques associés (non représentés). Ces composants périphériques associés pourraient comprendre une mémoire, des moyens de stockage, et des programmes d'ordinateur, qui, lorsqu'ils s'exécutent, font en sorte que le processeur 85 active le filtre DFE 66, le filtre d'attitude 68 et le traducteur d'instructions 72.
Lorsqu'on considère conjointement la figure 1 et la figure 2, on comprend que, si, dans un mode de réalisation préféré, la plate-forme matérielle 62 peut être un satellite ou un engin spatial tel que l'engin spatial 24, I'invention peut également être appliquée à d'autres plates-formes matérielles, par exemple un estimateur d'attitude et, ou bien un système actionneur d'une antenne directionnelle, d'un aéronef, ou d'autres véhicules. Dans le mode de réalisation pour lequel la plate-forme matérielle 62 est l'engin spatial 24, les capteurs d'attitude 64 et l'actionneur d'attitude 74 sont de préférence placés dans l'AOCS 44, et le processeur 85 est une partie des processeurs 48 de commande de l'engin spatial.
Dans le mode de réalisation discuté ci-dessus, les forces de perturbation 80 peuvent comprendre des forces gravitationnelles, des forces "aérodynamiques", des forces liées à la pression solaire et des forces résultant de champs magnétiques. Les forces de perturbation liées aux champs magnétiques comprennent les forces résultant de l'interaction du champ magnétique externe 22 et du champ magnétique local 52. Le fait de combiner des forces de perturbation inconnues 80 et un bruit aléatoire inconnu 82 rend imprécises l'estimation et la commande de l'attitude par des procédés classiques.
L'actionneur d'attitude 74 de l'engin spatial 24 peut être un volant d'inertie, une tuyère de propulsion 50, des barres 46 d'application de couple magnétique, des bobines magnétiques 28 de panneaux solaires, et, ou bien, une combinaison quelconque des éléments ci-dessus indiqués. Dans un mode de réalisation préféré de l'invention, I'actionneur d'attitude 74 est un générateur de champs magnétiques qui peut utiliser les barres 46 d'application de couple magnétique et, ou bien, les bobines magnétiques 28 des panneaux solaires pour appliquer des ajustements d'attitude précis à l'engin spatial 24. L'ajustement de l'attitude ne dépend pas du type ou de la combinaison de types d'actionnement d'attitude que l'engin spatial possède.
Les capteurs d'attitude 64 de l'engin spatial 24 peuvent comporter un système de positionnement mondial (GPS), un ensemble de gyroscopes à trois axes, un capteur appartenant à la charge utile comme par exemple des antennes pour liaisons croisées, un magnétomètre servant à mesurer des champs magnétiques, ou d'autres capteurs classiquement utilisés pour détecter les paramètres reliés à l'attitude, en tant que partie de l'AOCS 44 de la figure 1.
L'homme de l'art comprendra qu'un capteur de position et de temps d'attitude peut être utilisé à la place d'un dispositif de mesure de la vitesse de l'attitude, comme un gyroscope. Puisque l'effet de l'application d'un couple magnétique par l'intermédiaire de l'actionneur 74 est détecté au moyen des capteurs d'attitude embarqués 64, des informations de détection fournies par un magnétomètre ne sont pas demandées par le filtre de Kalman étendu 87.
Les équations 1 à 3 ci-après définissent un exemple de filtre 66 agissant sur les effets de force de perturbation (DFE) destiné au mode de réalisation préféré ci-dessus discuté. Ces équations prennent une forme qui est bien connue des spécialistes des filtres de Kalman. Des équations donnant des estimations des termes d'action anticipée de l'actionneur sont présentées pour les trois axes perpendiculaires, à savoir l'axe de roulis 38 (équation 1), l'axe de tangage 40 (équation 2), et l'axe de lacet (équation 3). Des estimations des termes d'action anticipée de l'actionneur, soit AWj (k+1) (i représentant 1, 2 et 3, respectivement pour les axes de roulis, de tangage et de lacet) sont les suivantes
où # = terme de vitesse de l'actionneur, (ss= terme de vitesse estimée de l'actionneur, #m = terme de mesure de la vitesse, (ss ff = terme estimé d'action anticipée, g = gain d'action anticipée pour la vitesse de l'actionneur, et k = nombre de cycles de mise àjour.
où # = terme de vitesse de l'actionneur, (ss= terme de vitesse estimée de l'actionneur, #m = terme de mesure de la vitesse, (ss ff = terme estimé d'action anticipée, g = gain d'action anticipée pour la vitesse de l'actionneur, et k = nombre de cycles de mise àjour.
Le terme l\(ss,ff (k+l) représente le terme estimé suivant pour l'action anticipée de l'actionneur. Le terme Aw1 (k) représente un terme estimé passé pour l'action anticipée de l'actionneur. Le terme [gi][#im- ss,ff(k))] saisit un modèle d'effets des forces de perturbation 80 (figure 2).
Le terme A(ssi,T (k+l) caractérise les effets des forces de perturbation de l'attitude et est fourni au filtre d'attitude 68 et au traducteur d'instructions 72 (figure 2). La logique de l'utilisation du signal de déclenchement fourni par la sortie 76 de l'actionneur d'attitude 74 (figure 2) est donnée sous forme d'équations logiques par les équations 4 et 5.
Si signal de déclenchement = inactif, alors g1 g2, g3 = O (4)
Si signal de déclenchement = actif, alors gi , g2, g3 = matrice de gain (5)
Lorsque le signal de déclenchement est inactif, les matrices de gain gl, g2 et g3 du filtre de Kalman sont positionnées à zéro, ce qui rend le terme estimé suivant d'action anticipée de l'actionneur, soit A(ssff(k+l), égal au terme estimé passé d'action anticipée de l'actionneur, soit ##iff (k). En d'autres termes, lorsqu'aucun actionnement n'agit pour perturber l'attitude, le filtre DFE 66 s'abstient de réviser les effets estimés. Toutefois, lorsque le signal de déclenchement est actif, les matrices de gains gi, g2 et g3 du filtre se voient affecter des valeurs à partir de la matrice de gain de Kalman rendant le terme estimé suivant d'action anticipée de l'actionneur, soit A(^ss't(k+l), égal à la somme du terme estimé passé d'action anticipée de l'actionneur, soit AwljT (k), et du terme [gi][#im - ##iff (k))]. Dans ce cas, le filtre DFE 66 révise les effets estimés caractérisés par les termes d'action anticipée dans le terme A(ssff (k) et le terme [gj][cssm - l\(ssff (k))]. Naturellement, la matrice de gain du filtre de Kalman peut, de la même façon, être révisée (ce qui n'est pas présenté). Par conséquent, lorsqu'une instruction d'actionnement volontaire d'une perturbation d'attitude est fournie, l'attitude subit une perturbation, et le filtre DFE 66 est mis à jour pour suivre l'effet de la perturbation intentionnelle sur l'attitude. Cet effet résulte de la perturbation voulue, des forces de perturbation et du bruit aléatoire. En connaissant la perturbation liée à l'instruction fournie, ses effets estimés résultants et des mesures répétées de l'attitude de la plate-forme, le filtre DFE 66 produit un modèle d'attitudes qui tient compte des forces de perturbation inconnues 80. Alors que les forces de perturbation 80 ne sont pas directement mesurées ou estimées, leurs effets sur l'attitude de la plate-forme sont observés, et un modèle d'attitude précis de la plate-forme matérielle 62 est produit par le filtre DFE 66.
Si signal de déclenchement = actif, alors gi , g2, g3 = matrice de gain (5)
Lorsque le signal de déclenchement est inactif, les matrices de gain gl, g2 et g3 du filtre de Kalman sont positionnées à zéro, ce qui rend le terme estimé suivant d'action anticipée de l'actionneur, soit A(ssff(k+l), égal au terme estimé passé d'action anticipée de l'actionneur, soit ##iff (k). En d'autres termes, lorsqu'aucun actionnement n'agit pour perturber l'attitude, le filtre DFE 66 s'abstient de réviser les effets estimés. Toutefois, lorsque le signal de déclenchement est actif, les matrices de gains gi, g2 et g3 du filtre se voient affecter des valeurs à partir de la matrice de gain de Kalman rendant le terme estimé suivant d'action anticipée de l'actionneur, soit A(^ss't(k+l), égal à la somme du terme estimé passé d'action anticipée de l'actionneur, soit AwljT (k), et du terme [gi][#im - ##iff (k))]. Dans ce cas, le filtre DFE 66 révise les effets estimés caractérisés par les termes d'action anticipée dans le terme A(ssff (k) et le terme [gj][cssm - l\(ssff (k))]. Naturellement, la matrice de gain du filtre de Kalman peut, de la même façon, être révisée (ce qui n'est pas présenté). Par conséquent, lorsqu'une instruction d'actionnement volontaire d'une perturbation d'attitude est fournie, l'attitude subit une perturbation, et le filtre DFE 66 est mis à jour pour suivre l'effet de la perturbation intentionnelle sur l'attitude. Cet effet résulte de la perturbation voulue, des forces de perturbation et du bruit aléatoire. En connaissant la perturbation liée à l'instruction fournie, ses effets estimés résultants et des mesures répétées de l'attitude de la plate-forme, le filtre DFE 66 produit un modèle d'attitudes qui tient compte des forces de perturbation inconnues 80. Alors que les forces de perturbation 80 ne sont pas directement mesurées ou estimées, leurs effets sur l'attitude de la plate-forme sont observés, et un modèle d'attitude précis de la plate-forme matérielle 62 est produit par le filtre DFE 66.
Les équations 6 à 8 définissent le filtre d'attitude 68 pour le mode de réalisation préféré ci-dessus discuté. Les équations 6 à 8 décrivent les variations de vitesse de l'attitude par rapport à chacun des trois axes perpendiculaires de roulis, de tangage et de lacet sur l'étendue d'une période de mise à jour, laquelle, pour un mode de réalisation, vaut 16 ms. Les variations de vitesse totales Awt,,, i valant respectivement 1, 2 et 3 pour les axes de roulis, de tangage et lacet, sont les suivantes
où #iff = actions anticipées de l'actionneur,
I; = moments d'inertie, #i = estimations de la vitesse, a = estimations de l'accélération voulue, et
AT = période de mise àjour d'estimateur.
où #iff = actions anticipées de l'actionneur,
I; = moments d'inertie, #i = estimations de la vitesse, a = estimations de l'accélération voulue, et
AT = période de mise àjour d'estimateur.
Le terme de variation de vitesse d'attitude totale ##it est égal à la somme du terme estimé d'action anticipée ##iff (k+1) fourni par le filtre DFE 66 (équations 1 à 3), d'un terme de variation de vitesse
qui est un résultat de la configuration asymétrique de l'engin spatial 24, et d'un terme de variation de vitesse ad AT, lequel résulte de l'accélération voulue estimée.
Les équations 9 à 11 décrivent les variations de position de l'attitude par rapport à chacun des trois axes perpendiculaires de roulis, de tangage et de lacet de l'engin spatial 24 configuré de façon à avoir un volant d'inertie suivant l'axe de tangage. Les variations de position en roulis, en tangage et en lacet (##, ##, A ) et les variations de vitesse sont respectivement
où Q = vitesse orbitale.
Le terme de variation de position d'attitude totale est égal à la somme des variations de position dues au terme de variation de vitesse d'attitude ##it venant des équations 6 à 8, de la vitesse d'attitude, et de la vitesse orbitale, en fonction de l'axe.
L'attitude estimée de l'engin spatial 24 est définie par la position, la vitesse et l'accélération, que donnent les équations 12 à 20, comportant les termes Aw,t. et ##, A0, ## venant respectivement des équations 6 à 8 et des équations 9 à 11. Les estimations de la position (équations 12 à 14), de la vitesse (équations 15 à 17), et de l'accélération (équations 18 à 20) sont les suivantes
où KP KO, K"V = gains estimés de mise àjour de la position, = = gains estimés de mise àjour de la vitesse, #im = mesures gyroscopiques, K", K= gains de mise à jour de l'accélération, et k = nombre de cycles de mise à jour.
où KP KO, K"V = gains estimés de mise àjour de la position, = = gains estimés de mise àjour de la vitesse, #im = mesures gyroscopiques, K", K= gains de mise à jour de l'accélération, et k = nombre de cycles de mise à jour.
Les spécialistes de la mise en oeuvre par filtre de Kalman reconnaîtront que les équations 12 à 20 sont présentées sous une forme classique permettant d'estimer l'attitude, sauf en ce qui concerne l'influence du terme d'action anticipée ff (k+1) et les termes Awt et Axé, AO, A qui en résultent. L'inclusion de ces termes font que les équations 12 à 20 décrivent un filtre de Kalman non linéaire. En d'autres termes, le filtre DFE 66 (figure 2) et le filtre d'attitude 68 forment ensemble un filtre de Kalman étendu 87.
La figure 3 est un organigramme qui représente le processus effectué par un traducteur d'instructions 72 (figure 2) pris à titre d'exemple, pour le mode de réalisation préféré ci-dessus discuté. On peut se reporter également à la figure 2.
La tâche initiale 100 interprète une attitude estimée de la plate-forme matérielle 62, telle qu'appliquée en entrée par le filtre d'attitude 68, et un signal calculé d'action anticipée, tel qu'appliqué en entrée par le filtre DFE 66. La tâche d'interrogation 102 détermine si l'attitude estimée à partir de la tâche 100 se trouve dans les limites de tolérance d'une attitude voulue. Cette tâche d'interrogation 102 détermine le moment où il faut appliquer séquentiellement des instructions amenant plusieurs perturbations voulues d'attitude à partir de l'actionneur d'attitude 74.
Si la réponse à l'interrogation est positive, alors la tâche 108 est exécutée, et aucune instruction de perturbation d'attitude n'est délivrée. Si la réponse à l'interrogation est négative, alors la tâche 104 est exécutée, et une instruction de perturbation voulue d'attitude est calculée. Les calculs sont effectués pour déterminer une perturbation d'attitude qui amènera l'attitude de la plate-forme à ressembler plus étroitement à une attitude voulue. Ensuite, la tâche 106 délivre une instruction qui conduira à la réalisation de cette perturbation d'attitude.
Toutefois, comme discuté ci-dessus, la perturbation résultante réelle sera également influencée par les forces de perturbation et le bruit aléatoire.
Dans un mode de réalisation préféré, I'actionneur d'attitude 74 est un générateur de champ magnétique et l'instruction de perturbation délivrée par la tâche 106 fait que le générateur de champ magnétique crée un champ magnétique local 52 qui interagit avec le champ magnétique externe 22 (figure 1) pour produire une force nécessaire à l'obtention de la perturbation voulue d'attitude qui correspond à l'instruction. Après exécution de la tâche 106 ou de la tâche 108, l'organigramme passe à une tâche de retard 110, qui retarde le traitement et attend le début du cycle d'instruction suivant, avant de renvoyer le traitement de commande au traducteur d'instruction 72.
En résumé, I'invention applique en entrée des perturbations d'attitude estimée dans un système actionneur d'attitude et utilise les effets de ces perturbations d'attitude pour déterminer un modèle de perturbations d'attitude. Par l'activation, en synchronisme avec les perturbations liées à des instructions, d'un filtre agissant sur les effets des forces de perturbation, on peut suivre et prédire les incertitudes intervenant dans les forces de perturbation, et, en particulier, dans le champ magnétique externe. La prédiction de ces effets des forces de perturbation est anticipée et est utilisée pour estimer l'attitude de la plate-forme.
Bien entendu, L'homme de l'art sera en mesure d'imaginer, à partir des procédés et des dispositifs dont la description vient d'être donnée à titre simplement illustratif et nullement limitatif, diverses variantes et modifications ne sortant pas du cadre de l'invention.
Claims (10)
1. Procédé permettant de produire avec précision un modèle d'attitude pour une plate-forme matérielle, ladite attitude répondant à des forces de perturbation inconnues, ledit procédé étant caractérisé par les opérations suivantes: a) mesurer de façon répétée ladite attitude; b) obtenir un signal de déclenchement qui indique les moments où des événements de perturbation intentionnelle d'attitude ont lieu; c) estimer les effets desdites forces de perturbation inconnues sur ladite attitude en fonction de ladite attitude mesurée et dudit signal de déclenchement, lesdits effets estimés étant définis par un signal d'action anticipée ; et d) estimer l'attitude en fonction dudit signal d'action anticipée et de ladite attitude mesurée.
2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite opération (c) d'estimation des effets comprend les opérations suivantes
mémoriser les estimations passées desdits effets ; et
faire des estimations futures desdits effets en fonction desdites estimations passées.
3. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite opération (c) d'estimation des effets comprend les opérations suivantes
déterminer un modèle pour lesdits effets , et
produire le signal d'action anticipée en fonction dudit modèle.
4. Procédé selon la revendication 1, où
ladite plate-forme matérielle est un engin spatial en orbite autour de la
Terre, et ledit engin spatial émet un champ magnétique local;
ledit champ magnétique local est en interaction avec un champ magnétique externe de façon à produire au moins une partie desdites forces de perturbation; et
ledit procédé est en outre caractérisé par l'opération consistant à activer un générateur de champ magnétique afin de produire lesdites événements de perturbation intentionnelle de l'attitude.
5. Appareil constituant un système de commande d'attitude précis pour un véhicule (62), ledit système de commande d'attitude étant caractérisé par
un capteur (64) configuré de façon à produire un paramètre de l'attitude
un actionneur d'attitude (74); et
un processeur (85) couplé audit capteur et audit actionneur d'attitude, ledit processeur étant configuré pour estimer de manière répétée les effets de forces de perturbation (80) sur l'attitude en fonction dudit paramètre d'attitude et pour fournir séquentiellement des instructions commandant une pluralité de perturbations intentionnelles d'attitude audit actionneur d'attitude en fonction desdits effets estimés.
6. Appareil formant un système de commande d'attitude selon la revendication 5, caractérisé en ce que
ledit véhicule est un engin spatial (24); et
ledit engin spatial est configuré pour transporter ledit système de commande d'attitude.
7. Appareil formant un système de commande d'attitude selon la revendication 5, caractérisé en ce que
ledit véhicule est un engin spatial qui émet un champ magnétique local (52);
ledit champ magnétique local interagit avec un champ magnétique externe (22) afin de produire au moins une partie desdites forces de perturbations, et
ledit actionneur d'attitude (74) est un générateur de champ magnétique.
8. Appareil formant un système de commande d'attitude selon la revendication 5, caractérisé en ce que
ladite pluralité de perturbations intentionnelles d'attitude produit une pluralité de variations d'attitude qui sont détectées par ledit capteur (64); et
ledit processeur (85) est configuré pour réviser lesdits effets estimés en fonction desdites variations d'attitude détectées qui sont produites par ladite pluralité de perturbations intentionnelles d'attitude.
9. Appareil formant un système de commande d'attitude selon la revendication 5, caractérisé en ce que
ledit processeur (85) est configuré pour mettre en oeuvre un premier filtre (66) et un deuxième filtre (68);
ledit premier filtre (66) produit un signal d'action anticipée qui définit lesdits effets desdites forces de perturbation sur l'attitude ; et
ledit deuxième filtre (68) estime l'attitude en fonction dudit signal d'action anticipée et dudit paramètre d'attitude.
10. Appareil formant un engin spatial (24), caractérisé par
un capteur (64) configuré pour mesurer des paramètres d'attitude qui comportent un des éléments que constituent la vitesse d'attitude et la position d'attitude par rapport à trois axes orthogonaux;
un générateur de champ magnétique (74) qui modifie l'attitude de l'engin spatial selon des instructions et qui active un signal de déclenchement lorsqu'une instruction a été reçue de modifier l'attitude de l'engin spatial; et
un processeur (85) couplé audit capteur et audit générateur de champ magnétique, ledit processeur comportant un filtre (66) agissant sur les effets de forces de perturbation, lequel filtre produit un signal d'action anticipée qui définit les effets des forces de perturbation sur l'attitude, ledit filtre qui agit sur les effets des forces de perturbation étant mis à jour en fonction de l'activation dudit signal de déclenchement, et un filtre d'attitude (68) qui estime l'attitude en fonction dudit signal d'action anticipée et desdits paramètres d'attitude, ledit filtre d'attitude étant mis à jour en synchronisme avec le temps réel.
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|---|---|
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