FR2821683A1 - Procede de commande pour controler ou stabiliser l'orientation d'un engin dans l'espace - Google Patents
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Abstract
Procédé pour commander l'orientation d'un engin dans l'espace par rapport à trois axes de référence, caractérisé en ce qu'il consiste :- à orienter tout d'abord l'engin suivant les angles de rotation souhaités, d'une façon connue en soi, à partir d'un détecteur à deux axes qui pointe en direction d'un astre de référence, et ensuite- à orienter l'engin suivant le troisième axe de référence en effectuant une mesure à partir des vitesses de rotation de roues de réaction qui reflètent la conservation du moment angulaire total de l'engin.
Description
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PROCEDE DE COMMANDE POUR CONTRÔLER OU STABILISER
L'ORIENTATION D'UN ENGIN DANS L'ESPACE
L'invention concerne un procédé de commande pour contrôler ou stabiliser l'orientation d'un engin dans l'espace.
L'ORIENTATION D'UN ENGIN DANS L'ESPACE
L'invention concerne un procédé de commande pour contrôler ou stabiliser l'orientation d'un engin dans l'espace.
D'une manière générale, un engin spatial, tel un satellite, est orienté à partir d'un trièdre de référence à trois axes : axe de roulis, axe de tangage et axe de lacet (dénommés respectivement "roll", "pitch", et "yaw" en langue anglaise) autour de chacun desquels le satellite peut être animé d'un mouvement de rotation, et les rotations de l'engin spatial autour de ces trois axes sont respectivement dénommés angles de roulis, de tangage et de lacet.
On connaît du document US-A-5,205,518 un système pour contrôler l'orientation ou l'attitude d'un engin spatial et qui fonctionne sans utiliser de gyroscopes. Selon ce document, le satellite présente un moment d'inertie angulaire sensiblement nul par rapport à la terre sur laquelle l'axe de lacet du satellite est orienté, alors que son axe de roulis est parallèle à la trajectoire suivie. D'une manière générale, le système mesure les angles de roulis et de tangage du satellite en utilisant un détecteur ou un capteur à référence terrestre, et estime l'angle de lacet sans la mesurer directement.
Cette estimation est faite à partir du calcul des valeurs des couples en roulis et en lacet qui sont déterminées à partir des vitesses de rotation des roues de réaction associées et en appliquant des équations représentatives de modèles dynamiques pour faire cette estimation.
Ainsi, selon l'art antérieur, l'orientation de l'engin dans l'espace est effectuée suivant deux axes de référence à partir de valeurs d'angles mesurées par un capteur qui pointe sur un astre, alors que l'orientation de l'engin suivant le troisième axe n'est pas mesurée mais estimée à partir de modèles prédéterminés.
Un but de l'invention est également de concevoir un procédé de commande de l'orientation d'un engin spatial sans utiliser des gyroscopes et qui met en oeuvre une solution différente de celle utilisée dans l'art antérieur évoqué précédemment, cette solution étant basée sur le constat que les roues de réaction reflètent la conservation du moment angulaire total de
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l'engin spatial, ce qui permet d'effectuer une orientation de l'engin spatial suivant le troisième axe de référence à partir d'une mesure qui est obtenue par un calcul directement basé sur les vitesses de rotation des roues de réaction et sans faire intervenir de modèles mathématiques.
A cet effet, l'invention propose un procédé pour commander l'orientation d'un engin dans l'espace par rapport à trois axes de référence autour de chacun desquels l'engin spatial peut être animé d'un mouvement de rotation, le procédé étant caractérisé en ce qu'il consiste, sachant que les vitesses de rotation de trois roues de réaction reflètent la conservation du moment angulaire total de l'engin spatial : - à mesurer au moyen d'un détecteur à deux axes et pointant en direction d'un astre de référence, le soleil par exemple, les angles de rotation de l'engin spatial par rapport à deux des trois axes de référence, à commander les vitesses de rotation des roues de réaction pour orienter tout d'abord l'engin spatial suivant les angles de rotation souhaités suivant ces deux premiers axes de référence, et ensuite - à mesurer les vitesses de rotation de trois roues de réaction pour calculer les composantes du vecteur représentatif du moment angulaire non nul de l'engin spatial dans un plan transversal à une ligne passant par l'engin spatial et l'astre de référence, ce plan transversal contenant les deux premiers axes de référence, et - à calculer l'angle de rotation de l'engin spatial par rapport au troisième axe de référence qui est pointé sur l'astre de référence, à partir des composantes du vecteur moment angulaire total de l'engin spatial suivant les deux premiers axes de référence, et à commander les roues de réaction pour orienter l'engin spatial suivant l'angle de rotation souhaité suivant le troisième axe de référence.
Pour permettre le contrôle de l'engin spatial suivant le troisième axe de référence, le procédé consiste à projeter le vecteur représentatif du moment angulaire total de l'engin dans le plan transversal contenant les deux premiers axes de référence, et à en déduire les
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composantes du vecteur selon ces deux axes pour calculer l'angle de ce vecteur par rapport à l'un des deux premiers axes de référence.
Plus précisément, pour assurer le contrôle de l'engin spatial suivant le troisième axe de référence, le procédé consiste à calculer un angle de référence à un instant donné et correspondant à l'angle de rotation souhaité, et à calculer ensuite à tout instant ultérieur l'angle courant de l'engin spatial autour du troisième axe de référence pour déterminer l'évolution de cet angle courant par rapport à l'angle de rotation de référence, et à ramener la valeur de cet angle courant à celle de l'angle de référence en agissant sur les vitesses de rotation des roues de réaction.
Selon l'invention, le procédé consiste à calculer l'angle de rotation de l'engin spatial par rapport au troisième axe de référence en appliquant la formule suivante : Hz [alpha]= arctan 2 où
Hy Hz et Hy sont respectivement les composantes du vecteur moment angulaire de l'engin spatial suivant les deux premiers axes de référence.
Hy Hz et Hy sont respectivement les composantes du vecteur moment angulaire de l'engin spatial suivant les deux premiers axes de référence.
Selon une autre caractéristique du procédé, la commande de l'orientation de l'engin spatial suivant le troisième axe de référence est effectuée après celles suivant les deux premiers axes de référence.
Ainsi, selon un avantage important de l'invention, la possibilité de mesurer l'angle de rotation suivant le troisième axe de référence, permet une orientation plus précise de l'engin spatial par rapport au procédé selon l'art antérieur évoqué précédemment où cet angle de rotation est estimé et non calculé.
D'autres avantages, caractéristiques et détails de l'invention ressortiront du complément de description qui va suivre en référence à des dessins annexés, donnés uniquement à titre d'exemple et dans lesquels :
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- la figure 1 est une représentation graphique des vitesses de rotation des trois roues de réaction qui commandent l'orientation de l'engin spatial dans l'espace, - les figures 2a et 2b sont des vues schématiques pour illustrer le principe de calcul de l'angle de rotation de l'engin spatial rapport à l'un des axes de référence, et - la figure 3 illustre schématiquement sous la forme d'un schéma-bloc les trois boucles de commande pour orienter l'engin spatial par rapport aux trois axes de référence.
Le procédé selon l'invention a pour objet de commander l'orientation d'un engin dans l'espace par rapport à trois axes de référence X, Y et Z autour de chacun desquels l'engin spatial peut être animé d'un mouvement de rotation. D'une manière connue en soi, cette orientation est commandée à partir des vitesses de rotation de trois roues de réaction par exemple qui ne sont pas nécessairement alignées avec les trois axes de référence. En effet, une roue de réaction peut interférer avec plusieurs axes de référence, et on utilise alors une matrice de découplage qui est également utilisée pour déterminer les couples de rotation à appliquer sur les roues de réaction pour modifier l'orientation de l'engin.
Ce procédé a été conçu à partir du constat que les vitesses de rotation des roues de réaction reflètent la conservation du moment angulaire total de l'engin spatial.
Ainsi, à partir d'un moment angulaire initial transversal à l'axe de rotation considéré, chaque position angulaire est représentée par un jeu unique de vitesses de rotation des roues de réaction, comme cela est illustré sur la figure 1 qui montre l'évolution des vitesses de rotation des roues de réaction pendant une manoeuvre au cours d'un tour de rotation suivant l'un des axes de référence, l'axe de roulis X par exemple.
Dans cet exemple, qui n'est qu'une simulation, les trois roues de réaction W1, W2 et W3 ne sont pas alignées avec les trois axes de référence X, Y et Z mais orientées suivant les angles :
W1 : cos 61,2 selon X et sin 61,2 selon Z,
W1 : cos 61,2 selon X et sin 61,2 selon Z,
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W2 : cos 61,2 selon X et-sin 61,2 selon Y, et
W3 : cos 61,2 selon X et-sin 61,2 selon Z.
W3 : cos 61,2 selon X et-sin 61,2 selon Z.
On constate que les vitesses de rotation des trois roues de réaction W1, W2 et W3 évoluent, alors que si les roues de réaction étaient respectivement alignées suivant les trois axes X, Y et Z, le moment de l'engin spatial suivant l'axe de roulis X n'évoluerait pas pendant la rotation autour de cet axe.
Pour décrire le procédé selon l'invention, on va considérer que l'un des axes de référence pointe sur un astre, le soleil par exemple, et que la rotation autour de cet axe X correspond à l'angle de roulis. Les deux autres axes de référence Y et Z qui sont perpendiculaires à l'axe de roulis correspondent respectivement aux angles de tangage et de lacet.
D'une manière générale, l'orientation de l'engin spatial est tout d'abord effectuée suivant deux des trois axes de référence. Plus précisément, cette orientation est tout d'abord effectuée suivant les axes de tangage Y et de lacet Z en utilisant un détecteur à deux axes et qui pointe en direction du soleil. Ce détecteur FPSS ("Fine Pointing Sun Sensor" en langue anglaise) permet de mesurer les angles de rotation par rapport aux axes de tangage Y et de lacet Z. A partir de ces angles et en appliquant des lois classiques connues en soi, on calcule les valeurs de couple qui vont être appliquées aux roues de réaction pour modifier leurs vitesses de rotation et obtenir les angles souhaités suivant ces deux axes Y et Z.
Par contre, le contrôle de l'angle d'orientation en roulis de l'engin spatial n'est pas effectué sur la base d'une estimation de la valeur de cet angle, mais sur la base de la mesure de cet angle qui est obtenue à partir des vitesses de rotation des trois roues de réaction.
Selon l'invention, on utilise un détecteur CRS ("Coarse Roll Sensor" en langue anglaise) dont le principe de fonctionnement est de calculer l'angle de roulis à partir des vitesses de rotation des trois roues de réaction, sachant que les vitesses de rotation de l'engin spatial suivant les axes de tangage et de lacet sont commandées à une valeur sensiblement nulle par une unité de commande AOCS ("Attitude and Orbit Control
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Subsystem" en langue anglaise) qui charge le moment total de l'engin spatial sur les trois roues de réaction.
Plus précisément, on calcule le moment angulaire total de l'engin spatial à partir des vitesses de rotation des trois roues de réaction, et on projette le vecteur V représentatif de ce moment angulaire dans un plan transversal à une ligne passant par l'engin spatial et l'astre de référence, en l'occurrence le soleil, ce plan transversal contenant les deux axes de référence en tangage Y et en lacet Z.
Sur la figure 2a, on a représenté le vecteur V représentatif du moment angulaire total M de l'engin spatial dans le plan transversal Y, Z. Ce vecteur de référence V présente deux composantes Hy et Hz suivant les deux axes Y et Z, et fait un angle de référence [alpha]ref avec l'axe de tangage Y. Sur la figure 2b, ce vecteur de référence V a subi une rotation d'un angle [alpha] par suite d'un mouvement positif en roulis de l'engin spatial.
Ainsi, le calcul de la valeur de l'angle courant a va permettre de contrôler l'angle de roulis dès l'instant où toute modification de la valeur de cet angle va se traduire par une évolution des composantes Hy et Hz du vecteur V qui vont définir un nouvel angle a.
Si on calcule à un instant to la valeur de cet angle en considérant que c'est un angle de référence [alpha]ref qui correspond à un angle de roulis souhaité, tout calcul ultérieur de cette valeur permettra de suivre l'évolution de cet angle et son écart par rapport à l'angle de référence. Il sera alors possible de ramener cet angle à la valeur de référence en agissant sur les vitesses de rotation des roues de réaction.
D'une manière générale, le moment angulaire total M de l'engin spatial n'étant pas totalement inertiel, c'est-à-dire n'étant pas sensiblement constant du fait de la présence de perturbations extérieures, on applique des termes de compensation en boucle ouverte dans le calcul de l'angle de référence [alpha]ref pour pouvoir ainsi améliorer la précision de la mesure.
Sur la figure 3, on a donné schématiquement sous la forme d'un schéma-bloc une représentation imagée des trois boucles de commande
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pour l'orientation de l'engin spatial par rapport aux trois axes de roulis X, de tangage Y et de lacet Z, sachant que le procédé selon l'invention est avantageusement mis en oeuvre par un logiciel, cette représentation ayant été choisie pour montrer les inter-actions entre les trois boucles, dès l'instant où le contrôle de l'orientation de l'engin suivant un axe de référence influence nécessairement le contrôle de l'orientation de l'engin suivant les deux autres axes.
Le contrôle de l'angle de tangage # autour de l'axe de référence Y et qui est schématisé par la boucle B1, est effectué par le détecteur FPSS qui mesure l'angle de tangage de l'engin spatial. A partir de cet angle et d'un angle de tangage de référence R1 qui correspond à celui souhaité, comme cela est schématisé par le bloc A10, on pilote une unité de contrôle ACU pour commander une unité RWU qui applique les couples appropriés pour agir sur les vitesses de rotation des roues de réaction pour obtenir l'orientation souhaitée en tangage.
Par ailleurs, la boucle B1 prend en compte le monde réel d'un point de vue dynamique, en particulier l'influence des couples parasites C qui sont induits par l'environnement extérieur ainsi que celle du couple gyroscopique qui correspond à l'effet de couplage provenant des deux autres axes de référence X et Z. Plus précisément, le couple gyroscopique U11 suivant l'axe de référence Y est calculé au niveau du bloc U1 et correspond au produit (Wx . Hz), c'est-à-dire au produit de la vitesse de rotation angulaire de l'engin spatial autour de l'axe de référence X par la composante du moment du couple total de l'engin suivant l'axe de référence Z.
L'ensemble des composantes des couples auxquels l'engin spatial est soumis suivant l'axe de référence Y est pris en compte au niveau du bloc A11, de manière à en déduire la valeur du couple résultant puis la valeur de l'angle de tangage # correspondant à ce couple résultant au niveau du bloc 110, où on effectue une double intégration de l'accélération angulaire suivant l'axe de tangage Y qui est calculée au niveau du bloc M10.
Par ailleurs, on prend également en compte les appendices souples ("flexibles appendages" en langue anglaise) de l'engin spatial, comme
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les panneaux solaires par exemple, qui ont des fréquences de résonance qu'il ne faut pas exciter, ce qui se traduit par un bloc U2 ou "flexure block" qui permet de définir au niveau du bloc A12 la valeur du couple de l'engin spatial suivant l'axe de référence Y qu'il faut prendre en compte pour en déduire la valeur de l'angle de tangage #.
La boucle B2 de commande de l'angle de lacet # est globalement similaire à la boucle B1 décrite précédemment, à savoir que le contrôle de l'angle de lacet # est effectué par le détecteur FPSS qui mesure l'angle de lacet de l'engin spatial.
A partir de cet angle et d'un angle de lacet de référence R2, comme cela est schématisé par le bloc A20, on pilote l'unité de contrôle ACU pour commander l'unité RWU qui agit sur la vitesse de rotation des roues de réaction.
On prend également en compte l'environnement extérieur au niveau du bloc A21, ainsi que le couple gyroscopique U3 qui correspond à l'effet de couplage provenant des deux autres axes de référence X et Y, ce couplage étant calculé au niveau du bloc U3 par le produit (Wx, Hy) de la vitesse de rotation angulaire de l'engin spatial autour de l'axe de référence X et de la composante du moment du couple de l'engin spatial suivant l'axe de référence Y.
L'ensemble des couples est pris en compte au niveau du bloc A22, de manière à en déduire la valeur du couple résultant puis la valeur de l'angle de lacet # au niveau du bloc 120, où on effectue une double intégration de l'accélération angulaire suivant l'axe de lacet Z qui est calculée au niveau du bloc M20 en prenant également en compte les appendices souples au niveau d'un bloc U2.
La boucle de commande B3 de l'angle de roulis # suivant le troisième axe de référence X est basée sur la mesure de cet angle # au niveau du bloc U4 et qui est basée sur le calcul de la valeur de l'angle courant a, comme cela a été explicité précédemment en référence aux figures 2a et 2b, à savoir :
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Hz a = arctan 2 H , oû
Hy l'angle courant a qui correspond à l'angle d'une composante du vecteur V représentatif du moment angulaire total M de l'engin spatial dans le plan (Y, Z), comme cela a été explicité précédemment en référence aux figures 2a et 2b.
Le calcul de l'angle a est effectué au niveau du bloc U4, alors que le bloc suivant A30 prend en compte une référence R3 correspondant à l'angle de référence [alpha]ref, qui est représentatif de l'angle de roulis # souhaité, pour piloter l'unité de contrôle ACU et commander l'unité RWU qui applique les couples nécessaires aux roues de réaction pour ramener la valeur de l'angle courant a à une valeur proche de [alpha]ref.
Claims (4)
1. Procédé pour commander l'orientation d'un engin dans l'espace par rapport à trois axes de référence autour de chacun desquels l'engin spatial peut être animé d'un mouvement de rotation, le procédé étant caractérisé en ce qu'il consiste, sachant que les vitesses de rotation de trois roues de réaction reflètent la conservation du moment angulaire total de l'engin spatial : - à mesurer au moyen d'un détecteur à deux axes et pointant en direction d'un astre de référence, le soleil par exemple, les angles de rotation de l'engin spatial par rapport à deux des trois axes de référence, à commander les vitesses de rotation des roues de réaction pour orienter tout d'abord l'engin spatial suivant les angles de rotation souhaités suivant ces deux premiers axes de référence, et ensuite - à mesurer les vitesses de rotation de trois roues de réaction pour calculer les composantes du vecteur représentatif du moment angulaire non nul de l'engin spatial dans un plan transversal à une ligne passant par l'engin spatial et l'astre de référence, ce plan transversal contenant les deux premiers axes de référence, et - à calculer l'angle de rotation de l'engin spatial par rapport au troisième axe de référence qui est pointé sur l'astre de référence, à partir des composantes du vecteur moment angulaire total de l'engin spatial suivant les deux premiers axes de référence, et à commander les roues de réaction pour orienter l'engin spatial suivant l'angle de rotation souhaité suivant le troisième axe de référence.
2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il consiste à projeter le vecteur (V) représentatif du moment angulaire total de l'engin spatial dans le plan transversal contenant les deux premiers axes de référence (Y, Z), et à en déduire les composantes (Hy, Hz) du vecteur (V) pour calculer l'angle (a) du vecteur (V) par rapport à l'un des deux premiers axes de référence (Y, Z).
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3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'il consiste à calculer un angle de référence (aref) à un instant (to) et correspondant à l'angle de rotation souhaité de l'engin spatial autour du troisième axe de référence, à calculer à tout instant (t, ; t, > to) un nouvel angle de rotation (a) ou angle courant de l'engin spatial autour du troisième axe de référence pour déterminer l'évolution de l'angle courant (a) par rapport à l'angle de référence (aref), et à ramener la valeur de cet angle courant (a) à celle de l'angle de référence (a) en agissant sur la vitesse de rotation des trois roues de réaction.
4. Procédé selon la revendication 2 ou 3, caractérisé en ce qu'il consiste à calculer l'angle de rotation (a) de l'engin spatial par rapport au troisième axe de référence en appliquant la formule suivante : a = arctan 2Hz ou
Hy Hz et Hy sont respectivement les composantes du vecteur moment angulaire de l'engin spatial suivant les deux premiers axes de référence.
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Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE10342866A1 (de) * | 2003-09-15 | 2005-04-21 | Eads Astrium Gmbh | Verfahren zur Lagebestimmung eines Raumfahrzeuges mit Hilfe eines Richtungsvektors und einer Gesamtdrallmessung |
| CN100351144C (zh) * | 2006-05-31 | 2007-11-28 | 哈尔滨工业大学 | 基于行为模式的深空三轴稳定姿态定向控制方法 |
| US8380370B2 (en) * | 2009-02-03 | 2013-02-19 | The Boeing Company | Spacecraft acquisition maneuvers using position-based gyroless control |
| FR2975180B1 (fr) * | 2011-05-09 | 2019-05-31 | Airbus Defence And Space Sas | Dispositif et procede de determination d'attitude d'un satellite et satellite embarquant un tel dispositif. |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2670746A1 (fr) * | 1990-12-21 | 1992-06-26 | Aerospatiale | Systeme de controle d'attitude pour satellite 3-axes,; notamment pour satellite d'observation. |
| US5308024A (en) * | 1992-07-20 | 1994-05-03 | General Electric Co. | Disturbance torque compensated three axis yaw control system |
| US6020956A (en) * | 1999-02-04 | 2000-02-01 | The Aerospace Corporation | Pseudo gyro |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5123617A (en) * | 1990-03-05 | 1992-06-23 | General Electric Company | Spacecraft momentum unloading using controlled magnetic torques |
| FR2669887B1 (fr) * | 1990-11-30 | 1995-06-02 | Aerospatiale | Procede de controle d'attitude en tangage d'un satellite grace a la pression de radiation solaire et satellite adapte a sa mise en óoeuvre. |
| US5201833A (en) * | 1991-07-19 | 1993-04-13 | General Electric Company | Attitude control system with reaction wheel friction compensation |
| US5754023A (en) * | 1995-10-26 | 1998-05-19 | Cybernet Systems Corporation | Gyro-stabilized platforms for force-feedback applications |
| US6089508A (en) * | 1998-03-02 | 2000-07-18 | Hughes Electronics Corporation | Autonomous spacecraft safing with reaction wheels |
| US6298289B1 (en) * | 1999-04-24 | 2001-10-02 | The Boeing Company | Integrated spacecraft control system and method |
| US6456907B1 (en) * | 2000-01-31 | 2002-09-24 | Space Systems/Loral, Inc. | System and method for limiting the effects of actuator saturation to certain body axes of a spacecraft |
-
2001
- 2001-03-01 FR FR0102796A patent/FR2821683B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2002
- 2002-02-27 US US10/084,270 patent/US6536713B2/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2670746A1 (fr) * | 1990-12-21 | 1992-06-26 | Aerospatiale | Systeme de controle d'attitude pour satellite 3-axes,; notamment pour satellite d'observation. |
| US5308024A (en) * | 1992-07-20 | 1994-05-03 | General Electric Co. | Disturbance torque compensated three axis yaw control system |
| US6020956A (en) * | 1999-02-04 | 2000-02-01 | The Aerospace Corporation | Pseudo gyro |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2821683B1 (fr) | 2003-06-13 |
| US20020121573A1 (en) | 2002-09-05 |
| US6536713B2 (en) | 2003-03-25 |
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