FR2809831A1 - Correction de l'argument du perigee avec une commande de la longitude pour des satellites geosynchrones en orbite excentrique inclinee - Google Patents
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Abstract
Procédé de commande de l'orbite d'un satellite en maintenant l'emplacement de son périgée tout en empêchant simultanément un point de référence sur l'orbite de s'éloigner trop d'une position normale sur la terre. Ceci modifie le demi grand axe de l'orbite, ce qui, lorsqu'il est perturbé à l'écart de la valeur géosynchrone, crée une vitesse de dérive par rapport à la terre. Pour corriger l'argument du périgée et maintenir la tolérance prescrite de la position de la trace au sol, des manoeuvres multiples doivent être exécutées pour commander la vitesse de dérive. La relation entre la variation de vitesse admissible maximum et le temps entre les manoeuvres est définie par la correction requise de l'argument du périgée et le déplacement admissible du point de référence.
Description
CORRECTION DE L'ARGUMENT DU PERIGEE AVEC UNE COMMANDE DE
LA LONGITUDE POUR DES SATELLITES GEOSYNCHRONES EN ORBITE
EXCENTRIQUE INCLINEE
La présente invention se rapporte d'une façon générale aux satellites, et plus particulièrement aux procédés de commande de l'orbite d'un satellite en orbite
géosynchrone, excentrique inclinée.
Le cessionnaire de la présente invention fabrique et déploie des satellites de communications en orbite géosynchrone autour de la terre. En particulier, certains satellites doivent être placés dans des orbites
géosynchrones excentriques inclinées.
Plus particulièrement, les satellites doivent maintenir leurs orbites à l'intérieur d'une certaine tolérance de manière à conserver l'intégrité de la constellation. La stratégie de maintien en station pour les satellites nécessite qu'aucune manoeuvre ne soit exécutée dans la zone opérationnelle pendant qu'une orientation en lacet est en cours d'exécution, car en raison du corps s/c en rotation, les propulseurs ne sont pas alignés correctement avec le vecteur de poussée désiré. De manière à satisfaire cette contrainte, toutes les manoeuvres importantes de maintien en station doivent avoir lieu dans les deux périodes de l'année qui coïncident avec des opérations normales en orbite concernant l'attitude. Durant ces périodes, toutes les manoeuvres de maintien en station requises doivent être exécutées tout en observant les exigences principales et dérivées. Il est de ce fait souhaitable d'avoir des procédés qui donnent la possibilité de commander l'orbite d'un tel satellite en orbite géosynchrone excentrique inclinée. En conséquence, c'est un but de la présente invention de fournir des procédés améliorés de commande de l'orbite
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d'un satellite en orbite géosynchrone excentrique inclinée. Pour atteindre les objectifs ci-dessus et d'autres, la présente invention fournit des procédés qui commandent l'orbite d'un satellite en orbite géosynchrone excentrique inclinée, en maintenant son emplacement au périgée, tout en empêchant simultanément un point de référence sur l'orbite de se déplacer trop loin par rapport à une position normale au- dessus de la terre. En faisant ainsi, on modifie également le demi grand axe de l'orbite, qui lorsqu'il est perturbé et écarté de la valeur géosynchrone, crée une vitesse de dérive par
rapport à la terre.
Pour corriger l'argument du périgée et maintenir la tolérance prescrite sur la position de la trace au sol, plusieurs manoeuvres doivent être exécutées pour commander la vitesse de dérive. La relation entre la variation de vitesse admissible maximum et le temps entre les manoeuvres est définie par la correction requise de l'argument du périgée et le déplacement admissible du
point de référence.
Un premier exemple de procédé comprend les étapes suivantes. Une estimation des paramètres de l'orbite actuelle est déterminée. La variation désirée de l'orbite est déterminée. N points sur l'orbite sont localisés, ce
qui permet d'obtenir la correction de l'orbite désirée.
Les variations de vitesse à exécuter à chacun des N points qui permettent d'obtenir la correction de l'orbite sont déterminées. Si les variations de vitesse amènent la zone morte de la longitude à être dépassée, le procédé 10 comprend en outre l'étape consistant à augmenter la
valeur de N et à répéter les étapes ci-dessus.
Dans le procédé, l'orbite présente une période de sensiblement une journée, et l'orbite possède une trace au sol sensiblement répétitive. Le point de référence peut être la longitude sous le satellite à l'instant o le satellite est à une anomalie vraie donnée entre 0 et 360 (par exemple au périgée ou à l'apogée). Le point de référence peut également être une longitude sous le satellite à l'instant o le satellite est à un argument donné quelconque de latitude entre 0 et 360 (par exemple au noeud ascendant). Le nombre d'orbites autorisées entre les deux manoeuvres dans une paire donnée peut être choisi (ce qui a des répercussions sur la variation de vitesse admissible). L'inclinaison de
l'orbite est de préférence supérieure à 7 degrés.
Les divers avantages et caractéristiques de la présente invention peuvent être plus facilement compris
en faisant référence à la description détaillée suivante,
prise conjointement aux dessins annexés, dans lesquels des références numériques identiques désignent des éléments structurels identiques, et dans lesquels: La figure 1 est un tracé qui illustre l'argument du périgée et la variation de demi grand axe pour 1 m/s dans le plan des AV, La figure 2 est un tableau (tableau 3) qui illustre un exemple de séquence de manoeuvres de maintien en station sans considération de la longitude de l'apogée, et Les figures 3 et 4 sont des organigrammes qui illustrent des exemples de procédés conformes aux
principes de la présente invention.
Les exigences principales sur les éléments de l'orbite et les tolérances du maintien en station pour les satellites situés dans une orbite géosynchrone excentrique inclinée, sont définies dans une spécification élaborée par le cessionnaire de la présente invention. Pour des performances correctes de la constellation, chaque orbite de satellite doit être entretenue à l'intérieur des tolérances indiquées dans le
tableau 1 ci-dessous.
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Tableau 1 - Paramètres et tolérances de l'orbite Paramètre Valeur Tolérance
Demi grand axe 42 164,2 -
Excentricité 0,27 +0,005 Inclinaison 63,4 5,0 Argument du périgée 270 5,0 Les exigences obtenues sont utilisées pour fournir des procédures opérationnelles et pour assurer la sécurité du satellite. Les exigences obtenues sont les suivantes: (1) ne pas exécuter de manoeuvres durant les éclipses et (2) minimiser le nombre de manoeuvres exécutées durant des orbites dans lesquelles les éclipses
ont aussi lieu.
Certaines contraintes sont présentes en tentant de contrôler les manoeuvres du satellite. Une première se rapporte aux dispositifs de gestion du propergol. Le dispositif de gestion du propergol fournit du propergol aux propulseurs durant les manoeuvres sur l'orbite. Si le dispositif de gestion du propergol est complètement épuisé durant une manoeuvre de maintien en station, il ne fonctionnera plus. De ce fait, une limite de temps de 5 minutes est imposée aux manoeuvres de maintien en station sur l'orbite (sur la base de deux propulseurs, à l'état stable) . Il faut 30 minutes pour que la mousse se
remplisse pour accepter une autre manoeuvre.
Une seconde se rapporte aux éclipses. Les éclipses n'ont lieu que lorsque l'angle bêta est entre ll. De ce fait, les saisons des éclipses ont toujours lieu durant
les périodes de commande d'attitude normale de l'orbite.
L'ascension droite variable de l'orbite des noeuds ascendants (RAAN) et la forte inclinaison de l'orbite permet aux saisons des éclipses d'avoir lieu à un moment quelconque de l'année. Les saisons des éclipses peuvent
durer de 20 à 30 jours en fonction du noeud RAAN.
Les éclipses ont lieu le long de l'orbite à environ 2 heures au maximum au sud de l'équateur, de chaque côté, et à environ 2,5 heures maximum au nord de l'équateur de chaque côté. La durée d'éclipse maximum sera d'environ 79 à 80 minutes. Les éclipses plus longues ont lieu lorsque l'ombre est au-dessus de l'équateur, car plus l'engin spatial est éloigné du périgée, plus il se déplace lentement, et plus il faut de temps pour passer dans
l'ombre de la terre.
Le concept d'opérations de maintien en station du satellite réalisé par la présente invention est le suivant. La stratégie de maintien en station du satellite demande 4,5 à 5 mois de dérive uniquement, en permettant de corriger le demi grand axe durant la période o le satellite est dans une orientation en lacet. Durant ce temps, l'argument du périgée, l'excentricité, et le noeud RAAN accumulent tous des variations significatives qui
doivent être corrigées.
Les grandes variations des paramètres de l'orbite nécessitent de grandes valeurs AV (variations de vitesse) pour les corriger. La variation AV cumulative nécessaire viole fréquemment la contrainte de temps d'allumage du propulseur du dispositif de gestion de propergol. De manière à exécuter le AV requis, une séquence de manoeuvres multiples doit être exécutée avant que la
correction requise soit terminée.
Il existe également l'exigence qui s'en déduit de ne pas exécuter des manoeuvres durant une éclipse et de minimiser les manoeuvres durant des orbites présentant une éclipse. Les éclipses débutent lorsque l'angle bêta atteint +11 ce qui laisse une fenêtre avant et après la période de l'éclipse pour exécuter des manoeuvres sans
menace d'une éclipse.
Des manoeuvres importantes dans le plan (LIP) sont nécessaires pour corriger l'argument du périgée, l'excentricité et le demi grand axe. Les importantes variations en AV requises nécessitent fréquemment une séquence de manoeuvres multiples pour corriger ces
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paramètres de l'orbite. En raison principalement de l'effet du soleil et de la lune, l'argument du périgée nécessite une correction beaucoup plus grande en AV en
comparaison avec l'excentricité ou le demi grand axe.
Cependant, une correction en AV quelconque dans le plan modifiera le demi grand axe en créant une dérive en longitude de l'apogée indésirable. En outre, comme la valeur AV est importante, la vitesse de dérive peut aller jusqu'à 1,5 /jour et conduire à un dépassement de la zone
morte de longitude de l'apogée.
Pour contrer les grandes vitesses de dérive inhérentes aux manoeuvres importantes dans le plan, une stratégie d'appariement de manoeuvres a été envisagée. La zone morte en longitude de l'apogée est de 0,5 , soit 1 de largeur. La figure 1 est un tracé qui illustre la variation de l'argument du périgée et du demi grand axe
pour des AV de 1 m/s dans le plan.
La figure 1 montre comment la polarité de la variation de l'argument du périgée est une fonction de la position en orbite, tandis que la polarité de la variation du demi grand axe ne l'est pas. Donc, le fait d'exécuter des couples de manoeuvres sur des côtés opposés de l'orbite, avec des polarités de AV opposées, permet à la seconde manoeuvre d'annuler la vitesse de
dérive élevée provoquée par la première manoeuvre.
A titre d'exemple, une variation en AV de +1 m/s exécutée à une anomalie vraie de 90 conduit à +0,13 d'argument de rotation du périgée et 30 km de croissance du demi grand axe. Une seconde manoeuvre exécutée une
demi révolution plus tard à 270 avec une amplitude de -
1 m/s fera également tourner l'argument du périgée de +0,13 , mais elle réduira le demi grand axe de 30 km, en faisant ainsi revenir le demi grand axe à son état avant
la manoeuvre, et en annulant toute vitesse de dérive.
Cependant, durant la demi révolution entre les manoeuvres, l'orbite dérivera rapidement. Le
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planificateur de la manoeuvre doit prendre en compte la longitude initiale sous le satellite, la zone morte disponible, et le temps désiré entre les manoeuvres lorsqu'il calcule les amplitudes des manoeuvres de façon à ne pas dépasser la zone morte. Des manoeuvres importantes dans le plan peuvent avoir lieu à un point quelconque de l'orbite. Ceci présente des conséquences sérieuses durant les saisons des éclipses. Si un couple de manoeuvres importantes dans le plan doit être exécuté près du franchissement du noeud durant la saison d'une éclipse, il existe une forte probabilité que l'une des deux positions de manoeuvre sera dans une éclipse, en violant la première exigence déduite. Pour éliminer cette possibilité, toute manoeuvre importante dans le plan doit être exécutée dans la période avant ou après la saison de l'éclipse, en limitant ainsi le temps admissible pour terminer la
variation totale en AV dans le plan.
La saison de l'éclipse impose également une
contrainte de temps sur l'exécution de ces manoeuvres.
Sur la base d'un scénario de trois couples de manoeuvres importantes dans le plan et d'un temps total sans éclipse de 8 jours dans lequel exécuter les manoeuvres, un espacement de 0,5 révolution entre les manoeuvres à l'intérieur d'un couple de manoeuvres, et un espacement de 1,5 révolutions entre les couples de manoeuvres sont recommandés. Cet espacement permet une correction significative de l'argument du périgée tout en maîtrisant les vitesses de dérive et la longitude de l'apogée, en donnant un temps suffisant pour la détermination de l'orbite et une nouvelle planification avant le début du couple de manoeuvres suivant. Durant des opérations réelles, cependant, il reste à la discrétion du planificateur de manoeuvre d'augmenter le temps entre les manoeuvres ou les couples de manoeuvres, ou de réduire la
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valeur AV incrémentale en ajoutant d'autres manoeuvres si
cela est possible.
Il a été déterminé que, lorsqu'une grande correction de l'argument du périgée est nécessaire (plus de 1 ), l'exécution de la correction entière avec seulement deux manoeuvres importantes dans le plan peut résulter en des variations de la longitude de l'apogée allant jusqu'à 4 ou plus, sans mentionner la violation de la contrainte du dispositif de gestion du propergol. Si les manoeuvres sont diminuées en taille jusqu'à moins de 5 m/s en augmentant le nombre de manoeuvres, la contrainte du dispositif de gestion du propergol peut être satisfaite, et il est possible de commander la variation de longitude de l'apogée au moins à moins de +1 de valeur nominale grâce à une synchronisation et un positionnement des manoeuvres importantes dans le plan. En général, plus on veut exécuter de manoeuvres, plus la variation de la longitude de l'apogée est petite. Cependant, un nombre de manoeuvres plus important nécessite un intervalle de temps plus long pour leur exécution, éventuellement en moyenne d'une semaine et se rapprochant de 10 à 12 jours
dans le pire cas (pour une variation de +1 ).
La longitude de l'apogée est maintenant étudiée. Le paramètre de maintien en station pertinent pour les satellites géostationnaires est la longitude de la station, qui est un concept utile pour un satellite qui semble ne pas se déplacer dans le ciel, mais relativement sans signification pour un satellite ayant une trace au
sol qui couvre la majeure partie d'un hémisphère.
Cependant, il est important que la trace au sol soit centrée sur l'emplacement désiré. Un paramètre utilisé pour définir ce centre est la longitude de l'apogée. Le point d'apogée est tout à fait en haut de la trace au sol (lorsque l'argument du périgée est l'argument nominal de
2700).
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La valeur de la longitude de l'apogée est affectée par un certain nombre de choses. Plus simplement, une variation du demi grand axe modifie la période de l'orbite. Lorsque la période l'orbite du satellite diffère de la période de rotation de la terre, le satellite et la terre ne sont plus en synchronisme, et la longitude de l'apogée dérive soit vers l'est (demi grand axe plus petit), soit vers l'ouest (demi grand axe plus grand). Une variation du demi grand axe ne modifie pas immédiatement la longitude absolue de l'apogée, mais elle établit une dérive non nulle, de sorte que la longitude
de l'apogée varie dans le temps.
Tout décalage quelconque de l'argument du périgée provoque un saut correspondant de la longitude absolue de l'apogée. Une variation lente de l'argument du périgée dans le temps provoqué par des perturbations orbitales peut être contrée par des manoeuvres de maintien en station qui modifient le demi grand axe, et donc la période orbitale, pour la compenser. Cependant, le décalage de l'argument du périgée, provoqué par les manoeuvres de maintien en station, représente une rotation de l'orbite dans le plan de l'orbite, et provoque un décalage correspondant de la longitude de l'apogée. Le facteur relatif est environ 2,22 de longitude de l'apogée pour chaque 1 de variation de
l'argument du périgée, comme indiqué dans le tableau 2.
Une augmentation de l'argument du périgée provoque un mouvement vers l'est de la longitude de l'apogée, alors
qu'une diminution provoque un mouvement vers l'ouest.
Tableau 2. Variation de la longitude de l'apogée avec l'argument du périgée Argument du Longitude de A longitude de périgée (0) l'apogée ( E) l'apogée ( E)
Nominal -96,00 --
+2 -91,55 +4,45
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+4 -87,14 +8,86
-2 -100,46 -4,46
-4 -104,89 -8,89
Un exemple de séquence de manoeuvres de maintien en station sans prendre en considération la longitude de l'apogée est indiqué dans le tableau 3 (représenté sur la figure 2 des figures des dessins). En regardant les éléments de la manoeuvre en orbite "avant" et "après", les effets de chaque manoeuvre peuvent être observés. Les deux manoeuvres importantes dans le plan ont lieu sur les côtés opposés de l'orbite à des anomalies vraies d'environ 289 et 122 , et appliquent une variation AV dans le plan. Elles augmentent toutes deux l'argument du périgée de façon significative, de plus de 1 chacune. La première manoeuvre importante dans le plan diminue le demi grand axe de 294 km, ce qui résulte en une vitesse de dérive de la longitude de l'apogée vers l'ouest de 3,7 /jour. Cependant, la seconde manoeuvre importante dans le plan a lieu seulement 9 heures plus tard, avant
que l'engin spatial ait même atteint à nouveau l'apogée.
La seconde manoeuvre importante dans le plan augmente le demi grand axe de 302 km en revenant presque à sa valeur
nominale.
Les contributions importantes aux variations de la longitude de l'apogée sont la variation de l'argument du périgée provoquée par les deux manoeuvres importantes dans le plan avec un facteur de conversion de 2, 22:1 sur la base des données du tableau 2, de même qu'une vitesse de dérive de la longitude de l'apogée de -3,7 /jour pour les 9 heures entre LIP1 et LIP2. Ces effets se combinent comme indiqué dans le tableau 4: Tableau 4. Variation de la longitude de l'apogée durant la période de manoeuvre Cause Effet sur la longitude de l'apogée LIP 1: A argument du + 2,54 E l 2809831 périgée = 1,142 Vitesse de dérive LIP 1 vers -1,39 E LIP 2 LIP 2: A argument du +3,37 E périgée = 1,520
TOTAL: +4,52 E
D'après les résultats du tableau 4, nous pouvons commencer à voir les conséquences de certains types de manoeuvres et de changements d'orbite et envisager une stratégie modifiée qui permet d'atteindre les buts désirés du maintien en station, tout en maintenant la longitude de l'apogée au moins proche de la valeur désirée dans toute la séquence de manoeuvres (-96 E pour cet exemple). Le premier facteur clé consiste à diminuer la taille et à augmenter le nombre des manoeuvres importantes dans le plan. Il est impossible de maintenir une faible erreur de longitude de l'apogée lorsqu'elle varie de plus de 2 avec une seule manoeuvre. Cette stratégie est également nécessaire pour satisfaire la contrainte du dispositif de gestion du propergol, de sorte qu'il est possible que très peu de manoeuvres supplémentaires soient nécessaires spécifiquement pour la
commande de la longitude de l'apogée.
Au début de cet exemple, la longitude de l'apogée est de -96,8 , déjà plus loin vers l'ouest que désiré. De ce fait, il est préférable de faire appliquer par la première manoeuvre importante dans le plan une variation AV négative, afin de diminuer le demi grand axe et d'appliquer une vitesse de dérive vers l'est. La variation positive de l'argument du périgée permet
également un saut de la longitude de l'apogée vers l'est.
Les manoeuvres importantes dans le plan alterneront alors entre des valeurs AV positives et négatives, en augmentant toujours l'argument du périgée, mais en alternant entre une augmentation et une diminution du
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demi grand axe afin de minimiser la variation de la
longitude de l'apogée.
Les emplacements des manoeuvres importantes dans le plan en termes d'anomalie vraie orbitale sont inchangés par rapport au tableau 4. La première manoeuvre importante dans le plan est dimensionnée de manière à ce que la longitude de l'apogée se déplace vers l'est, mais
reste à moins de 1 de la longitude nominale de -96 E.
Les manoeuvres restantes sont conçues avec la même philosophie, afin d'alterner la variation de la longitude de l'apogée, mais en restant à moins de 1 de la valeur nominale. La règle empirique pour la durée entre les manoeuvres de maintien en station est généralement d'environ une journée, afin de donner du temps pour la détermination de l'orbite, la planification de la manoeuvre, et le repos du personnel. Dans certains cas, lorsque des manoeuvres ont lieu sur des côtés différents de l'orbite, les manoeuvres seront en réalité séparées de 1,5 à 2 jours pour satisfaire un minimum d'au moins une journée. Comme certaines séquences de manoeuvres de satellites ont besoin d'être séparées en des nombres potentiellement importants de combustions, ce qui nécessite un jour ou plus entre toutes les manoeuvres, il en résulte des séquences nécessitant de longs intervalles de temps, éventuellement des semaines. De manière à essayer de minimiser l'intervalle de temps total autant que possible, il a été décidé d'exécuter les manoeuvres importantes dans le plan par paires, une de chaque côté de l'orbite. Alors, une période d'environ 1,5 jours s'écoule avant la paire suivante de manoeuvres importantes dans le plan, ou la manoeuvre suivante. Cette stratégie économise environ 1 jour par paire de
manoeuvres importantes dans le plan.
La séquence modifiée finale des manoeuvres choisie est indiquée dans le tableau 5. Pour chaque manoeuvre, le tableau 5 donne la liste de la date et de l'heure d'occurrence, l'emplacement de l'anomalie vraie, la variation AV appliquée, et la longitude de l'apogée qui apparaît pour les un ou deux passages à l'apogée suivants, avant la manoeuvre suivante. Les tirets pour la longitude de l'apogée qui suivent 2A, 2B et 2C indiquent que la manoeuvre suivante a lieu avant que l'engin spatial atteigne l'apogée suivante. On peut voir que la longitude de l'apogée saute vers l'est à environ -95,5 à la suite de chaque couple de manoeuvres LIP 2X/LIP 1X, puis dérive vers l'ouest à environ -96,5 avant que le
couple suivant soit exécuté.
Tableau 5. Manoeuvres de maintien en station choisies pour améliorer les résultats
MANOEUVRE DATE HEURE ANOMALIE AV LONGITUDE DE
VRAIE (M/S) L'APOGEE
(O) SUIVANTE (oE)
LIP 2A 3/01/02 21:01:55 288,9 -2,00 --
LIP 1A 3/02/02 6:02:16 121,6 5,00 -95,76
-96,56
LIP 2B 3/03/02 21:00:18 288,9 -3,50 --
LIP lB 3/04/02 6:03:16 121,6 4,00 -95,66
-96,32
LIP 2C 3/05/02 20:58:11 288,9 -3,50 --
LIP 1C 3/06/02 6:02:37 121,6 3,90 -95,27
La séquence de manoeuvres représentée dans le tableau 5 permet d'obtenir presque tout à fait le même argument de variation du périgée que dans le tableau 3. En même temps, la longitude de l'apogée est maintenue à moins de
+1 de la valeur nominale dans toute la séquence.
En gardant ce qui précède à l'esprit et en se référant aux figures 3 et 4, des détails des exemples de procédés 10 conformes aux principes de la présente invention seront présentés. La figure 3 illustre un premier exemple de procédé destiné à commander la longitude d'un point de référence d'une orbite
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excentrique inclinée d'un engin spatial. En se référant à la figure 3, un premier mode de réalisation du procédé 10
comprend les étapes suivantes.
Une estimation des paramètres de l'orbite en cours est déterminée en 11. La variation désirée de l'orbite est déterminée en 12. N points sur l'orbite sont localisés en 13, ce qui permet d'obtenir la correction désirée de l'orbite. Les variations de vitesse à exécuter à chacun des N points qui permettent d'obtenir la correction de l'orbite sont déterminées en 14. Si les variations de vitesse amènent la zone morte de la longitude à être dépassée, le procédé 10 comprend en outre l'étape consistant à augmenter en 15 la valeur N et
à répéter les étapes ci-dessus.
Dans le présent procédé 10, l'orbite présente une période sensiblement de un jour, ou bien l'orbite présente une trace au sol sensiblement répétitive. Ceci inclut un engin spatial exécutant un nombre entier de révolutions par jour. Le point de référence peut être la longitude sous le satellite à l'instant o le satellite est à une anomalie vraie donnée quelconque entre 0 et 360 (par exemple au périgée ou à l'apogée). Le point de référence peut également être une longitude sous le satellite à l'instant o le satellite est à un argument donné quelconque de latitude entre 0 et 360 (par exemple au noeud ascendant). Le nombre d'orbites permises entre les deux manoeuvres d'un couple donné peut être choisi (ce qui présente des répercutions sur la variation de vitesse admissible). L'inclinaison de l'orbite est de
préférence supérieure à 7 degrés.
En se référant à la figure 4, il s'agit d'un organigramme qui illustre un second mode de réalisation plus détaillé du présent procédé 10. Le second mode de
réalisation du procédé 10 comprend les étapes suivantes.
Les variations nécessaires de l'argument du périgée
(op) et du demi grand axe (a) sont déterminées en 11.
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Deux points sur l'orbite qui permettent aux deux paramètres d'être corrigés avec une variation Av minimum sont localisés en 13 en utilisant les relations suivantes: ACO _' -l-e2 rsinO Av Ao = 1+ aO_2)JAv nae a-e 2a -e2 Aa= - Av nr La variation Av qui est exécutée en premier est alors déterminée en 14. Si une variation AV provoque un décalage instantané de la longitude du point de référence choisi (par exemple l'apogée), la variation AV qui amène ce point à se décaler à l'opposé de la direction selon laquelle le point dérive est exécutée de façon caractéristique en premier. Si les variations Av résultantes (Avp et AVQ) n'ont pas besoin d'être séparées, le procédé 10 saute l'étape 15 jusqu'à l'étape finale. Le nombre de parties en lesquelles diviser chaque variation Av est déterminé en 21 (le même nombre de parties pour chaque Av). La fréquence des manoeuvres est alors déterminée en 22. Des couples de variations Av sont exécutés de façon caractéristique sur la même orbite, suivis d'au moins une orbite complète sans aucune
manoeuvre en vue de la détermination de l'orbite.
Les manoeuvres (c'est-à-dire les variations de vitesse) sont déterminées en 14 de façon à utiliser les équations suivantes: i i p =q =--z;pq =q =-+ z;tout autre p1'qi=- (i=2..... n-), n n n o Pi = fraction de Avp sur la ie partie (Avpi divisée par Avp totale), qi = fraction de AVQ sur la ie partie, n = nombre de parties,
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Av+ Av Avt-
AVP AVQ Q+ AVPtA
Z= 1;
(n- 1) AVPT = longitude du point de référence, Avp = variation instantanée de X due à Avp, Avp -Avp = variation instantanée de la vitesse de Avp variation de ? en raison de Avp, A = variation désirée de X, t = temps entre Avp et AVQ d'un couple donné, T = temps entre des parties consécutives de Avp qui est un nombre entier multiple de la période orbitale, et dans lequel les amplitudes des combustions deviennent: piAvp et qiAVQ pour le ie couple, Alors, il est déterminé en 23 si X estinacceptable à un point quelconque dans ce plan. Si la longitude du point de référence est inacceptable, les combustions sont séparées (divisées) en davantage de parties, et le nombre de parties en lesquelles diviser chaque Av est à nouveau déterminé en 21 et le procédé 10 se poursuit, ou bien les temps entre les combustions sont modifiés et la fréquence des manoeuvres est à nouveau déterminée en 22 et le
procédé 10 se poursuit.
Enfin, l'éloignement dont se déplace la longitude du point de référence est déterminé en 25 et la dernière combustion est augmentée ou diminuée en conséquence pour amener le point de référence à dériver lentement en retour vers l'emplacement désiré sur un certain
intervalle de temps.
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Ainsi, les procédés pour commander l'orbite d'un satellite en orbite géosynchrone excentrique inclinée ont été décrits. I1 doit être compris que les modes de réalisation décrits ci-dessus sont simplement illustratifs de certains des nombreux modes de réalisation particuliers qui représentent des
applications des principes de la présente invention.
Evidemment, de nombreux agencements et des agencements différents peuvent être facilement envisagés par l'homme
de l'art sans s'écarter de la portée de l'invention.
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Claims (24)
1. Procédé de commande de la longitude d'un point de référence d'une orbite excentrique inclinée d'un engin spatial, comprenant les étapes consistant à: (a) déterminer une estimation des paramètres en cours de l'orbite, (b) déterminer la variation désirée de l'orbite, (c) localiser N points sur l'orbite qui permettent d'obtenir la correction désirée de l'orbite, (d) déterminer les variations de vitesse à exécuter à chacun des N points, qui permettent d'obtenir la correction de l'orbite, et (e) si les variations de vitesse amènent la zone morte de la longitude à être dépassée, augmenter la
valeur de N et répéter les étapes (a) à (d).
2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel
l'orbite présente une période de sensiblement un jour.
3. Procédé selon la revendication 1, dans lequel l'orbite présente une trace au sol sensiblement répétitive.
4. Procédé selon la revendication 1, dans lequel le point de référence peut être la longitude sous le satellite à l'instant o le satellite est à une anomalie
vraie donnée quelconque entre 0 et 360 .
5. Procédé selon la revendication 1, dans lequel le point de référence peut être la longitude sous le satellite à l'instant o le satellite est à un argument
donné quelconque de latitude entre 0 et 3600.
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6. Procédé selon la revendication 1, dans lequel le nombre des orbites autorisé entre les manoeuvres peut
être choisi.
7. Procédé selon la revendication 1, dans lequel
l'inclinaison de l'orbite est supérieure à 7 degrés.
8. Procédé selon la revendication 1, dans lequel l'orbite présente une période sensiblement d'un jour, une inclinaison supérieure à 7 degrés, et le point de référence est la longitude sous le satellite à l'instant
o le satellite est à l'apogée.
9. Procédé selon la revendication 1, dans lequel l'orbite présente une période sensiblement d'un jour, une inclinaison supérieure à 7 degrés, et le point de référence est la longitude sous le satellite à l'instant
o le satellite est au noeud ascendant.
10. Procédé de commande de la longitude d'un point de référence d'une orbite excentrique inclinée d'un engin spatial, comprenant les étapes consistant à: (a) déterminer une estimation des paramètres en cours de l'orbite, (b) déterminer la variation désirée de l'orbite, (c) localiser un couple de points sur l'orbite qui permettent d'obtenir la correction désirée de l'orbite, (d) déterminer les variations de vitesse à exécuter à chacun des points qui permettent d'obtenir la correction de l'orbite, (e) si les variations de vitesse amènent la zone morte de la longitude à être dépassée, augmenter le nombre des couples et répéter les étapes (a) à (d), et (f) si les variations de vitesse amènent la zone morte de la longitude à être dépassée, répéter l'étape
(d) pour N ensembles de points.
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11. Procédé selon la revendication 10, dans lequel
l'orbite présente une période de sensiblement un jour.
12. Procédé selon la revendication 10, dans lequel l'orbite présente une trace au sol sensiblement répétitive.
13. Procédé selon la revendication 10, dans lequel le point de référence peut être la longitude sous le satellite à l'instant o le satellite est à une anomalie
vraie donnée quelconque entre 0 et 360 .
14. Procédé selon la revendication 10, dans lequel le point de référence peut être la longitude sous le satellite à l'instant o le satellite est à un argument
donné quelconque de latitude entre 0 et 3600.
15. Procédé selon la revendication 10, dans lequel le nombre d'orbites autorisé entre les deux manoeuvres
dans un couple donné peut être choisi.
16. Procédé selon la revendication 10, dans lequel
l'inclinaison de l'orbite est supérieure à 7 degrés.
17. Procédé selon la revendication 10, dans lequel l'orbite présente une période de sensiblement un jour, une inclinaison supérieure à 7 degrés, et le point de référence est la longitude sous le satellite à l'instant
o le satellite est à l'apogée.
18. Procédé selon la revendication 10, dans lequel l'orbite présente une période de sensiblement un jour, une inclinaison supérieure à 7 degrés, et le point de référence est la longitude sous le satellite à l'instant
o le satellite est au noeud ascendant.
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19. Procédé de commande de la longitude d'un point de référence d'une orbite excentrique inclinée d'un engin spatial, comprenant les étapes consistant à: (a) déterminer les variations nécessaires de l'argument du périgée et du demi grand axe, (b) localiser les deux points sur l'orbite qui permettent à l'argument du périgée et au demi grand axe d'être corrigés avec la variation Av totale minimum, (c) déterminer quelle variation Av sera exécutée en premier, (d) sauter à l'étape finale si les variations Av résultantes n'ont pas besoin d'être séparées, (e) déterminer en combien de parties diviser chaque variation Av, (f) déterminer la fréquence d'exécution des manoeuvres, (g) exécuter les manoeuvres, (h) déterminer si la longitude du point de référence est inacceptable à un point quelconque dans ce plan, et si c'est le cas, revenir à l'étape (e) et séparer les combustions en davantage de parties, ou revenir à l'étape (f) et modifier les temps entre les combustions, et (i) déterminer de quel éloignement se déplace la longitude du point de référence et augmenter ou diminuer la dernière combustion en conséquence pour amener le point de référence à dériver lentement en arrière vers
l'emplacement désiré sur un certain intervalle de temps.
20. Procédé selon la revendication 19, dans lequel les manoeuvres sont déterminées par les équations: pl =q.=-- -z;p. =ql =-+z;tout autre p -q =(i=2..... n-1), n n n ou Pi = fraction de Avp sur la ie partie (Avpi divisée par Avp totale), qi = fraction de AVQ sur la ie partie, n =nombre de parties, lx AvP + I| àv+ J Av t-Ax
_ A VQ^VP
Z= (n-1) AvpT (n- 1) ix AVp àAv. X = longitude du point de référence, AvP = variation instantanée de X due à Avp, Avp -Avp = variation instantanée de la vitesse de [Avp variation de X en raison de Avp, A = variation désirée de X, t = temps entre Avp et AVQ d'un couple donné, T = temps entre des parties consécutives de Avp qui
est un nombre entier multiple de la période orbitale.
21. Procédé selon la revendication 19, dans lequel l'étape de localisation des deux points sur l'orbite qui permet à l'argument du périgée (Uop) et au demi grand axe (a) d'être corrigés avec la variation Av totale minimum, est exécutée en utilisant les relations: ACOe - 1- e2(1rsinOA Aop = -(-21 + a_ó)JAv nae aIe2 2al1-e2 Aa = Av nr
22. Procédé selon la revendication 1, dans lequel le plan de correction de l'orbite n'est que partiellement
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terminé avant qu'une détermination et une nouvelle planification de l'orbite supplémentaires soient exécutées. 23. Procédé selon la revendication 10, dans lequel le plan de correction de l'orbite n'est que partiellement terminé avant qu'une détermination et une nouvelle
planification supplémentaires soient exécutées.
24. Procédé selon la revendication 19, dans lequel le plan de correction de l'orbite n'est que partiellement terminé avant qu'une détermination et une nouvelle planification de l'orbite supplémentaires soient exécutées.
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