FR2927312A1 - Dispositif d'actionneur pour varier l'attitude d'un engin spatial - Google Patents

Abstract

Un dispositif d'actionneur pour varier l'attitude d'un engin spatial comprend une chaîne de conversion réversible d'énergie électrique en énergie mécanique de rotation d'un volant d'inertie (1). L'énergie électrique est stockée dans un élément capacitif (4), pouvant être une supercapacité. Le dispositif d'actionneur comprend en outre un convertisseur de puissance électrique (5), connecté d'une part à l'ensemble capacitif et destiné à être connecté d'autre part à une ligne d'alimentation électrique de l'engin spatial. Le convertisseur permet de compenser des pertes pour maintenir constante une énergie totale du dispositif d'actionneur.

Description

DISPOSITIF D'ACTIONNEUR POUR VARIER L'ATTITUDE D'UN ENGIN SPATIAL La présente invention concerne un dispositif d'actionneur qui est adapté pour varier l'attitude d'un engin spatial, tel qu'un satellite. CONTEXTE DE L'INVENTION Les missions spatiales d'observation de la Terre sont de plus en plus contraignantes. On cherche notamment à maximiser le nombre de prises de vues ainsi que la résolution des images. Pour cela, il est d'un intérêt majeur de pouvoir basculer rapidement la ligne de visée de l'instrument de prise d'images. Autrement dit, le satellite doit pouvoir être manoeuvré facilement et rapidement, pour changer son attitude. Ceci permet notamment d'augmenter le champ de vue en dehors de la trace du satellite, et d'améliorer les capacités de prise de vues stéréoscopiques. Or, ce besoin de variation rapide de l'attitude du satellite a longtemps été limité par les performances des dispositifs d'actionneurs utilisés pour ce type de missions, à savoir les roues de réaction. De ce point de vue, l'utilisation d'actionneurs gyroscopiques a constitué une étape importante, puisque cela a permis d'augmenter les possibilités de variation d'attitude des satellites, c'est-à-dire d'augmenter leur manoeuvrabilité, tout en limitant l'accroissement de la masse et de la consommation énergétique de la plate-forme du satellite. Toutefois, les actionneurs gyroscopiques présentent certains inconvénients, dus au fait que le couple de sortie qui est produit par ce type d'actionneurs est un couple gyroscopique tournant. Cette caractéristique complique notamment les rotations du satellite autour d'un axe fixe, ainsi que les algorithmes de pilotage d'attitude du satellite. De façon connue, les dispositifs à roues de réaction comprennent un moteur dont le stator est fixé à la plate-forme du satellite, et dont le rotor est relié en entraînement par rotation à un volant d'inertie. Ce volant permet d'augmenter l'inertie du rotor, et lorsqu'un couple est produit par le moteur sur le rotor, un couple de réaction est produit en sens opposé sur la plate-forme du -2-satellite. Les couples les plus importants qui peuvent être produits de cette façon sont inférieurs à 1 N.m (newton x mètre) pour la plupart des roues de réaction disponibles actuellement. Ceci concerne notamment toutes les roues de réaction qui peuvent être installées sur des petits satellites pesant moins de 1 tonne. Or, pour des satellites à grande manoeuvrabilité, on recherche des couples de l'ordre de 5 à 10 N.m lorsque la masse du satellite est de quelques centaines de kilogrammes, et des couples de quelques dizaines de N.m lorsque la masse du satellite est supérieure à 1 tonne. La limitation du couple que peut produire une roue de réaction est due à la puissance électrique très importante qui est nécessaire pour accélérer ou décélérer le rotor. Cette puissance peut atteindre plusieurs kilowatts (kW) en fonction de l'application considérée. Ainsi, le couple maximum qu'il est possible de produire est fixé par la puissance électrique maximale que le système d'alimentation électrique du satellite est capable de fournir. Par ailleurs, dans la conception usuelle d'un dispositif à roue de réaction, de l'énergie est dissipée dans l'électronique de commande du moteur lors d'un freinage du rotor. Cette perte énergétique constitue aussi une limitation importante de la manoeuvrabilité du satellite. Certaines de ces limitations sont repoussées par l'enseignement du document US 2007/0023580, qui décrit un système de transfert de moment cinétique entre au moins deux roues de réaction qui servent à contrôler l'attitude d'un engin spatial. Dans ce système, chaque roue comporte un volant d'inertie qui est entraîné par un moteur-générateur, ce dernier étant relié à une alimentation électrique réversible. Les moteurs-générateurs permettent de transférer de l'énergie cinétique entre les deux roues, ou de produire de l'énergie électrique. Lorsqu'un couple est demandé, qui nécessite par exemple qu'une première roue soit accélérée alors que la seconde roue est freinée, un régulateur de puissance couple les deux actions de sorte que le moteur-générateur de la première roue fonctionne en tant que moteur et le moteur- générateur de la deuxième roue fonctionne en tant que générateur. L'énergie électrique qui est produite par le moteur-générateur de la deuxième roue est alors transférée au moteur-générateur de la première roue. Dans ce système, un excèdent d'énergie électrique qui serait produit est consommé dans une -3-résistance auxiliaire, et une quantité d'énergie électrique qui ne peut pas être fournie par le régulateur est fournie par la ligne d'alimentation électrique ( power bus en anglais) de l'engin spatial. Cependant, un système tel que décrit dans le document US 2007/0023580 comprend plusieurs autres limitations. Tout d'abord, le transfert d'énergie cinétique d'une roue à l'autre utilise deux électroniques de commande intermédiaires. Il en résulte un cumul des pertes de rendement des deux électroniques de commande, ainsi que des pertes de rendement qui sont liées aux deux conversions simultanées d'énergie cinétique en énergie électrique puis d'énergie électrique en énergie cinétique, ou vice-versa. Un autre inconvénient est que l'énergie excédentaire qui peut être générée par deux roues qui sont couplées lors d'une manoeuvre est perdue en étant dissipée dans une résistance. Par ailleurs, lorsqu'il est nécessaire d'accélérer simultanément toutes les roues, ce qui est souvent le cas lorsqu'on bascule l'engin spatial avec un couple maximum, le transfert d'énergie entre les roues n'est pas possible et une puissance électrique importante doit être fournie par la ligne d'alimentation électrique de l'engin spatial. Cette puissance électrique qui est fournie par la ligne d'alimentation électrique de l'engin spatial, et par suite le couple qui peut être produit par le système, est elle-même limitée par la bande passante des systèmes d'alimentation électrique conventionnels d'engins spatiaux. De tels régimes transitoires à forte puissance peuvent perturber le fonctionnement d'autres équipements utiles qui sont embarqués à bord de l'engin spatial, et aussi réduire la durée de vie des batteries qui sont utilisées à son bord.

Pour éviter cette limitation, il serait possible d'utiliser une grappe d'au moins quatre roues, au lieu de trois, pour contrôler l'attitude de l'engin spatial selon trois axes, et d'utiliser cette redondance pour créer une réserve d'énergie qui serait dimensionnée par rapport aux manoeuvres à réaliser. Cette réserve d'énergie résulterait de vitesses élevées de toutes les roues, qui seraient aussi disposées de sorte que la somme des moments cinétiques des quatre roues soit nulle. Une telle addition nulle des moments cinétiques est possible grâce à la redondance cinématique des roues. Une partie du moment cinétique d'une -4- roue pourrait alors être transférée à une autre, pour produire les couples désirés dans toutes les directions sans jamais consommer de puissance électrique trop importante à partir de la ligne d'alimentation électrique de l'engin spatial.

Un premier inconvénient est donc qu'un tel système nécessite toujours une roue de réaction de plus, par rapport au nombre minimal de roues qui est nécessaire. Un second inconvénient de cette solution réside dans le fait que certaines des roues fonctionneraient en permanence à des vitesses de rotation relativement élevées. Ceci réduirait leur durée de vie et produirait des vibrations à cause des inévitables défauts d'équilibrage des volants d'inertie. Or, de telles vibrations sont préjudiciables à une stabilisation de la ligne de visée d'un instrument optique embarqué. Enfin, le système électronique de régulation de puissance de l'ensemble des roues de réaction constitue une électronique centralisée additionnelle, qui est une source de panne supplémentaire. Il faudrait donc la dédoubler, mais cela augmenterait encore la complexité du système. Par ailleurs, il est aussi connu d'utiliser des éléments de stockage d'énergie électrique tels des supercapacités, pour convertir réversiblement de l'énergie mécanique en énergie électrique. De tels éléments de stockage d'énergie électrique ont comme avantage, par rapport à des batteries, d'avoir un temps de réponse plus court en charge ou en décharge, et une durée de vie plus longue. Par exemple, le document FR99 13631 décrit un dispositif de stockage d'énergie cinétique qui comprend deux volants d'inertie alignés et contrarotatifs, tournant à vitesse très élevée, et reliés chacun à un moteur-générateur. Le moteur-générateur fonctionne en moteur pour accélérer les volants d'inertie en sens opposé afin de stocker l'énergie qui est reçue par le dispositif sous forme d'énergie cinétique, et en générateur pour récupérer de l'énergie électrique en ralentissant les volants. Ce document divulgue d'utiliser une supercapacité pour fournir la puissance électrique qui est nécessaire lors de fortes demandes de puissance transitoires, ce qui permet de limiter -5- l'utilisation des volants d'inertie à des variations lentes des demandes de puissance. Le but de ce dispositif est d'éviter de fortes accélérations ou décélérations des volants d'inertie qui résulteraient de fortes demandes de puissance transitoires et qui conduiraient à générer des couples parasites trop importants pour être compensés par le contrôle d'attitude du satellite. Par conséquent, un tel dispositif limite par nature les couples qui peuvent être produits par l'accélération ou la décélération des volants, et son utilisation ne pourrait donc pas permettre d'accroître la manoeuvrabilité d'un engin spatial. Un autre exemple d'utilisation de supercapacité est donné par FR 2 842 144 dans un tout autre domaine d'application, puisqu'il s'agit de la transmission de puissance pour un véhicule automobile. Le dispositif de FR 2 842 144 comporte un moteur thermique qui est couplé mécaniquement à un moteur électrique, et une supercapacité qui est couplée électriquement au moteur électrique. La supercapacité est utilisée pour récupérer et stocker l'énergie cinétique du véhicule lors d'un freinage, et pour la restituer lorsque la vitesse du véhicule est stabilisée, c'est-à-dire lorsque la puissance nécessaire est faible, le moteur thermique étant alors arrêté. La supercapacité fonctionne donc à faible puissance de décharge, typiquement le tiers de la puissance de charge dans l'application qui est décrite. Le moteur thermique est utilisé pour les fortes demandes de puissance. Un tel fonctionnement n'est donc pas adapté pour produire électriquement des couples élevés lors de régimes transitoires à vitesse non stabilisée. Par conséquent, aucun des dispositifs qui sont déjà connus ne permet d'accroître la manoeuvrabilité d'un engin spatial, et il reste un besoin important pour un nouveau dispositif d'actionneur qui répondrait à cette demande. RESUME DE L'INVENTION Pour cela, l'invention propose un dispositif d'actionneur qui est adapté pour varier l'attitude d'un engin spatial, et qui comprend une chaîne de conversion réversible d'énergie électrique en énergie mécanique, incluant les éléments suivants : un volant d'inertie, qui est agencé pour tourner autour d'au moins un axe de rotation ; -6- - un moteur-générateur à fonctionnement réversible, qui est couplé au volant d'inertie par un entraînement de rotation autour de l'axe de rotation du volant ; - une électronique de commande, qui est raccordée électriquement au moteur-générateur ; - un ensemble capacitif de stockage d'énergie électrique, qui est raccordé électriquement à l'électronique de commande ; et - un convertisseur de puissance électrique, qui est connecté d'une part à l'ensemble capacitif et qui est destiné à être connecté d'autre part à une ligne d'alimentation électrique de l'engin spatial pour alimenter l'ensemble capacitif à partir de cette ligne d'alimentation électrique. L'électronique de commande est adaptée pour sélectionner, à partir d'au moins une consigne qui est représentative d'un couple à produire selon l'axe de rotation et qui est transmise à cette électronique de commande, soit un fonctionnement en mode moteur soit un fonctionnement en mode générateur du moteur-générateur, et pour ajuster un transfert d'énergie électrique de l'ensemble capacitif vers le moteur-générateur pour le mode moteur, ou du moteur-générateur vers l'ensemble capacitif pour le mode générateur, afin de produire respectivement une accélération ou une décélération du volant d'inertie autour de l'axe de rotation, appropriée pour produire un couple de réaction sur l'engin spatial correspondant à la consigne. Un tel dispositif d'actionneur selon l'invention repose donc sur le principe de la roue de réaction. Il peut produire de forts couples orientés selon des axes fixes. Par conséquent, un mode de commande simple des changements d'attitude de l'engin spatial peut être utilisé. En particulier, des volants d'inertie qui sont agencés selon des axes de rotation perpendiculaires entre eux peuvent être contrôlés indépendamment les uns des autres. Un autre avantage est que ce type de dispositif permet de délivrer des couples à forte puissance d'une façon autonome par rapport au système d'alimentation électrique du satellite. L'architecture du système d'alimentation électrique du satellite peut alors être simplifiée, en minimisant les demandes de puissance transitoire. -7- On peut réaliser le dispositif avec un volant d'inertie qui est maintenu en rotation autour d'un axe fixe par des roulements à bille ou des paliers magnétiques. Avantageusement, l'ensemble capacitif de stockage d'énergie électrique peut comprendre au moins une supercapacité. Ce composant de stockage d'énergie possède de nombreux avantages par rapport aux batteries qui sont généralement utilisées à bord des satellites, en particulier en ce qui concerne la puissance instantanée qui peut être délivrée, la masse, l'encombrement, la durée de vie et le coût.

Ainsi, l'ensemble capacitif fournit la puissance qui est nécessaire pour produire les couples qui sont requis, même dans le cas de couples qui sont très importants pour basculer le satellite pendant des durées très courtes, en utilisant des vitesses de rotation élevées. Pour cela, l'ensemble capacitif peut être sélectionné pour pouvoir stocker une grande quantité d'énergie, et travailler à de très fortes puissances de charge ou de décharge. Notamment, l'ensemble capacitif peut avoir une capacité de stockage d'énergie électrique supérieure à 5000 J, et une puissance de charge ou de décharge supérieure à 1000 W. Quel que soit le mode de réalisation, ce dispositif présente les avantages suivants : - il peut produire des couples élevés, qui peuvent être supérieurs à 3 N.m (newton x mètre), et peuvent atteindre 10 N.m. En effet, ces couples sont produits à partir de transferts d'énergie électrique avec l'ensemble capacitif, qui peuvent correspondre à des courants électriques importants ; il peut avoir une masse totale limitée, typiquement de 10 à 30 kg, ce qui est particulièrement avantageux par rapport à la contrainte de masse totale de l'engin spatial. En effet, le dispositif peut ne posséder qu'un seul volant d'inertie par axe de rotation ; - il présente une consommation énergétique, à partir de la ligne d'alimentation électrique de l'engin spatial, qui est réduite puisque -8- l'énergie cinétique du volant d'inertie est récupérée lors d'une décélération de celui-ci, sous forme d'énergie électrique stockée dans l'ensemble capacitif ; et - il permet d'obtenir un niveau de vibration très faible, notamment lors de prises de vues, puisque l'énergie peut alors être stockée principalement sous forme électrique dans l'ensemble capacitif, la vitesse de rotation du volant d'inertie étant alors faible. La consigne représentative du couple à produire peut correspondre à une valeur d'un courant électrique s'écoulant dans le moteur-générateur, du couple à produire par le moteur-générateur ou d'une variation d'un moment cinétique du volant d'inertie. Dans un mode avantageux de réalisation, la consigne peut correspondre à une valeur d'un courant électrique s'écoulant dans le moteur-générateur, et ledit dispositif d'actionneur peut comprendre en outre au moins un capteur de mesure dudit courant s'écoulant dans le moteur-générateur, et l'électronique de commande peut être adaptée pour ajuster l'énergie électrique qui est transférée entre le moteur-générateur et l'ensemble capacitif en fonction d'un écart entre la consigne et une mesure du courant s'écoulant dans le moteur-générateur.

Selon un mode de réalisation particulier du dispositif, le moteur-générateur est du type synchrone multiphase sans balai. Selon un mode particulièrement simple de réalisation d'un dispositif d'actionneur conforme à l'invention, l'électronique de commande peut être adaptée pour ajuster le transfert d'énergie électrique entre l'ensemble capacitif et le moteur-générateur en modifiant un rapport cyclique de commutation à au moins une entrée de celui-ci. Dans ce cas, le rapport cyclique peut être modifié de façon automatique, en boucle fermée, en fonction du mode de fonctionnement souhaité, c'est-à-dire moteur ou générateur, et en fonction de l'écart existant entre la mesure du courant circulant dans le moteur-générateur et le courant nécessaire pour créer le couple désiré. Un tel mode d'ajustement permet de contrôler de façon particulièrement précise la valeur du couple qui est transmis au volant d'inertie. -9- En outre, dans un dispositif selon l'invention, des pertes d'énergie sont compensées à partir de la ligne d'alimentation électrique de l'engin spatial en ne mettant en oeuvre que des niveaux de puissance de compensation qui sont faibles, et pendant des périodes de temps qui sont beaucoup plus longues que les durées de variation d'attitude. De telles pertes d'énergie peuvent avoir pour causes des résistances électriques du dispositif, ainsi que divers frottements. En particulier, la puissance électrique qui est fournie par la ligne d'alimentation électrique de l'engin spatial pour compenser les pertes peut être environ dix fois inférieure, au moins, à la puissance électrique qui est transférée entre le moteur-générateur et l'ensemble capacitif. De cette façon, le dispositif d'actionneur ne perturbe pas l'alimentation d'autres équipements consommateurs d'énergie électrique qui sont embarqués à bord de l'engin spatial. Pour cela, le convertisseur de puissance électrique peut être adapté pour commander un transfert d'énergie électrique complémentaire à partir de la ligne d'alimentation électrique de l'engin spatial vers l'ensemble capacitif, conformément à au moins une consigne qui est représentative d'une valeur d'énergie totale du dispositif d'actionneur et qui est reçue par le convertisseur de puissance électrique. Dans le cadre de la présente invention, on entend par énergie totale du dispositif d'actionneur la somme de l'énergie cinétique de rotation du volant d'inertie et de l'énergie électrique stockée dans l'ensemble capacitif. Eventuellement, pour augmenter encore la valeur des couples réalisables, l'ensemble capacitif peut être chargé à partir de la ligne d'alimentation électrique de l'engin spatial, pendant une durée appropriée avant de réaliser une variation d'attitude rapide de l'engin spatial. Pour cela, il est possible d'accumuler préalablement dans l'ensemble capacitif une quantité de charge qui est destinée à être transférée ensuite au moteur-générateur pour produire un couple élevé. Un fonctionnement symétrique peut aussi être mis en oeuvre pour produire un couple élevé de sens opposé à partir d'une décélération du volant d'inertie. -10- L'invention propose aussi un système d'actionneurs qui comprend plusieurs dispositifs d'actionneurs tels que décrit précédemment, deux au moins de ces dispositifs partageant un même ensemble capacitif commun de stockage de charge électrique et un même convertisseur de puissance électrique commun, qui est connecté à cet ensemble capacitif commun. Dans ce cas, pour chaque dispositif d'actionneur du système, l'électronique de commande peut être adaptée pour commander des transferts d'énergie électrique entre l'ensemble capacitif et le moteur-générateur correspondants, de sorte que le volant d'inertie de chaque dispositif d'actionneur produise une composante de couple parallèle à au moins un axe de rotation dudit volant d'inertie, conformément à une consigne qui est reçue par l'électronique de commande du même dispositif d'actionneur. Dans ce cas encore, le convertisseur de puissance électrique commun peut être adapté, de préférence, pour commander un transfert d'énergie électrique complémentaire à partir de la ligne d'alimentation électrique de l'engin spatial vers l'ensemble capacitif commun, conformément à au moins une consigne qui est représentative d'une valeur de l'énergie totale des au moins deux dispositifs d'actionneurs, cette énergie totale des au moins deux dispositifs d'actionneurs étant égale à la somme des énergies totales respectives de ceux-ci. Eventuellement, le convertisseur de puissance électrique commun peut aussi être adapté pour commander le transfert d'énergie électrique complémentaire de sorte que ce transfert soit égal à une somme de transferts d'énergie électrique complémentaires qui seraient commandés respectivement pour les dispositifs d'actionneurs, si ceux-ci étaient utilisés chacun séparément. L'invention propose encore un système de contrôle d'attitude d'un engin spatial, qui comprend au moins un dispositif d'actionneur tel que décrit précédemment. En particulier, il peut comprendre au moins trois dispositifs d'actionneurs indépendants, chacun de ces dispositifs étant lui-même, isolément, conforme à l'invention. Dans ce cas, les trois dispositifs d'actionneurs peuvent être disposés de façon à produire des couples indépendamment dans trois directions différentes. -11- L'invention propose encore un autre système de contrôle d'attitude d'un engin spatial, qui comprend un système d'actionneurs à au moins deux dispositifs d'actionneurs, qui ont un ensemble de stockage d'énergie électrique et un convertisseur de puissance électrique communs.

Ces systèmes de contrôle d'attitude peuvent être adaptés pour calculer des consignes de couples à produire autour d'au moins un axe de rotation d'un volant d'inertie d'un dispositif d'actionneur, à partir d'écarts entre d'une part des variables cinématiques telles qu'attitude et/ou vitesse de rotation de l'engin spatial autour dudit au moins un axe, et d'autre part des consignes qui correspondent à ces variables cinématiques. L'invention propose enfin une utilisation d'un système de contrôle d'attitude tel que décrit précédemment, à bord d'un engin spatial qui destiné à réaliser des rotations autour d'un axe de rotation déterminé A de cet engin. Selon cette utilisation, l'énergie totale d'au moins un dispositif d'actionneur du dispositif de contrôle d'attitude est ajustée à une valeur supérieure ou égale à 2xy(A)2 xJengin(A)XÉ-1xnax xJenin(A) volant OÙ Jengin(A), 0max et Jvolant sont respectivement un moment d'inertie de l'engin spatial autour de l'axe de rotation déterminé A dudit engin, une vitesse maximale de rotation de l'engin spatial autour de l'axe de rotation déterminé dudit engin, et un moment d'inertie du volant d'inertie du dispositif d'actionneur considéré autour de l'axe de rotation dudit volant d'inertie. Dans la formule précédente, y(A) désigne par ailleurs un facteur d'amplification entre, d'une part le moment cinétique maximum H(A) que peut produire le dispositif d'actionneur suivant la direction A, et d'autre part le moment cinétique maximum Hvolant que peut produire un volant d'inertie du dispositif d'actionneur suivant au moins un axe de rotation, selon la formule H(A) = y(A) x Hvolant . PRESENTATION DES FIGURES D'autres particularités et avantages de la présente invention apparaîtront dans la description ci-après d'exemples de réalisation non limitatifs, en référence aux dessins annexés, dans lesquels : -12- - la figure 1 est un schéma de principe illustrant une implantation de dispositifs d'actionneurs selon l'invention à bord d'un satellite ; - la figure 2 est un diagramme synoptique d'un dispositif d'actionneur selon l'invention ; - la figure 3 est un diagramme électrique d'un mode particulier de connexion électrique d'un moteur-générateur utilisé dans un dispositif d'actionneur selon l'invention ; - la figure 4 est un logigramme d'un mode de contrôle de l'énergie totale d'un dispositif d'actionneur selon l'invention ; - la figure 5 est un diagramme de principe d'un autre mode de contrôle de l'énergie totale d'un dispositif d'actionneur selon l'invention ; et - la figure 6 est un schéma de principe d'un système d'actionneurs selon l'invention. DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION L'invention est maintenant décrite en détail dans le cadre du contrôle de l'attitude d'un satellite, mais il est entendu qu'elle peut être mise en oeuvre de façon similaire pour d'autres types d'engins spatiaux. La figure 1 représente donc un satellite 100 équipé de panneaux solaires 101 et d'un instrument d'observation 102. Cet instrument peut être arrimé directement sur la plate-forme 110 du satellite, de sorte que la direction P de prise de vue ( pointing direction en anglais) de l'instrument 102 est fixe par rapport à la plate-forme 110. Des changements de la direction P sont donc réalisés en modifiant l'orientation du satellite 100, appelée aussi attitude du satellite. De façon connue, le satellite 100 est pourvu d'un système autonome d'alimentation électrique connecté aux panneaux solaires 101, et qui comprend en particulier un ensemble de batterie 103 et un boîtier d'alimentation générale 10. Ce boîtier 10 présente en sortie des connexions d'alimentation électrique à une tension déterminée, notée Va dans les figures et égale à 25 ou 50 V (volt) par exemple. L'une de ces bornes est couramment reliée à la masse de la plate-forme 110, et l'autre est désignée couramment par ligne d'alimentation électrique ( power bus en anglais) du satellite 100. Les différents instruments -13- consommateurs d'énergie électrique qui sont embarqués à bord du satellite 100 sont alors connectés en alimentation entre cette ligne d'alimentation électrique et la masse du satellite. La figure 1 montre aussi de façon schématique trois dispositifs d'actionneurs selon l'invention, qui sont référencés 104 et qui comprennent des volants d'inertie respectifs 1. Les trois volants d'inertie 1 sont agencés pour tourner autour d'axes respectifs notés X, Y et Z d'un trièdre orthogonal lié à la plate-forme 110. Chaque dispositif d'actionneur 104 est connecté à la ligne d'alimentation électrique, ainsi qu'à la masse, et permet de basculer le satellite 100 autour de l'axe de rotation du volant d'inertie 1 correspondant, par réaction à un couple d'accélération ou de décélération du volant d'inertie. Un calculateur central de trajectoire et d'attitude du satellite, référencé 105, est connecté à chaque dispositif d'actionneur 104 pour transmettre à ce dernier une consigne, par exemple sous la forme d'un signal électrique. Cette consigne indique une valeur d'un couple qui est destiné à être produit par le dispositif d'actionneur concerné sur l'axe du volant d'inertie correspondant et avantageusement une valeur d'énergie totale que doit contenir ledit dispositif. De cette façon, il est possible de basculer le satellite 100 pour orienter précisément la direction de prise de vue P vers un objet externe à photographier, et de stabiliser la plate- forme 110 dans cette orientation pendant la prise de vue, tout en maintenant l'énergie totale du dispositif entre des bornes minimum et maximum nécessaires et suffisantes pour réaliser la mission. Conformément à la figure 2, chaque actionneur 104 comprend les éléments suivants : le volant d'inertie 1, un moteur-générateur 2, une électronique de commande 3 et une supercapacité 4. Ceux-ci sont reliés les uns aux autres de façon à former une chaîne de conversion réversible d'énergie cinétique de rotation du volant 1 en énergie électrique correspondant à la charge électrique qui est contenue dans la supercapacité 4. La supercapacité 4 est connectée électriquement à deux bornes de l'électronique 3 d'un premier côté de la chaîne de conversion, et le stator du moteur-générateur 2 est connecté électriquement à deux autres bornes de l'électronique 3 d'un second côté de la chaîne de conversion. Le stator est fixé -14- sur la plate-forme 110 du satellite, et le volant d'inertie 1 est assemblé avec le rotor du moteur-générateur 2 pour être entraîné en rotation par celui-ci. Par ailleurs, la supercapacité 4 est reliée électriquement au boîtier d'alimentation 10. Plus précisément, l'une des deux bornes de la supercapacité 4 peut être connectée à la masse du satellite 100, et l'autre borne de la supercapacité 4 est reliée à la ligne d'alimentation électrique par l'intermédiaire d'un convertisseur de puissance électrique, référencé 5. Le fonctionnement général du dispositif d'actionneur de la figure 2 est décrit maintenant, dans le cas simple d'un basculement du satellite autour de l'axe X du volant d'inertie 1. Pour une telle variation d'attitude, un seul des dispositifs d'actionneurs 104 est utilisé, puisque le couple produit reste parallèle à l'axe X, selon le principe de la roue de réaction. On suppose en outre que les vitesses de rotation respectives du satellite et du volant d'inertie du dispositif d'actionneur concerné sont presque nulles, ou très faibles, dans l'état initial et l'état final. Le profil de manoeuvre se décompose en général en deux ou trois phases successives : une phase d'accélération du satellite en rotation autour de l'axe X, une phase de rotation du satellite à vitesse constante autour de l'axe X, puis une phase de décélération de rotation autour du même axe. Les phases d'accélération et de décélération sont réalisées en accélérant et décélérant le volant d'inertie 1 selon des profils de variation de vitesse qui sont calculés pour créer des couples de réaction appropriés sur la plate-forme 110. Pendant la phase intermédiaire, le volant d'inertie 1 tourne à vitesse quasi constante.

Au début de la manoeuvre, la vitesse du volant d'inertie 1 est faible et la supercapacité 4 est chargée, de préférence au maximum. Pendant la phase d'accélération, l'électronique de commande 3 réalise un transfert d'énergie électrique de la supercapacité 4 vers le moteur-générateur 2 utilisé en mode moteur, afin de produire le couple de consigne désiré Cc(t) sur le volant 1, et le couple opposé -Cc(t) sur la plate-forme 110 par réaction. A mesure que la vitesse du volant 1 augmente, la charge électrique qui est contenue dans la -15- supercapacité 4 décroît et la puissance électrique qui est nécessaire à l'accélération du volant 1 augmente. Un objectif supplémentaire peut être de simplifier l'électronique et de la faire fonctionner en deçà d'une puissance donnée, afin d'éviter une surconsommation d'énergie lors de la phase d'accélération. Pour cela, le système de contrôle d'attitude de l'engin spatial qui comprend au moins un dispositif d'actionneur tel que décrit ici pourra être adapté pour calculer une consigne de couple à produire par au moins un dispositif d'actionneur afin de tourner ledit engin spatial autour d'au moins un axe de rotation du volant d'inertie dudit dispositif de sorte qu'une valeur absolue de ladite consigne de couple est inférieure ou égale à Pmax / w L , où Pmax est une constante, dès qu'une valeur absolue 1 w 1 de la vitesse de rotation w dudit volant d'inertie autour dudit axe de rotation devient supérieure à une valeur maximale wmax. Ce faisant, la puissance maximale demandée au dispositif d'actionneur est inférieure à Pmax. Dans ce cas, afin que la consigne ne prenne pas de valeur au-delà d'une valeur maximale de couple Cmax, la valeur absolue de cette consigne de couple à produire par le dispositif pourra en outre être choisie inférieure ou égale à la plus petite des deux valeurs Cmax et Pmax / w L , c'est-à-dire inférieure ou égale à Min(Cmax, Pmax / w ). Elle pourra avantageusement être choisie égale à la plus petite des deux valeurs Cmax et Pmax / l w L , c'est-à-dire égale à Min(Cmax, Pmax / w ), afin de maximiser le couple de consigne pour réduire la durée de la phase d'accélération.

Une limite d'accélération peut éventuellement être atteinte lorsque la tension aux bornes de la supercapacité 4 atteint une limite inférieure, et/ou lorsque la vitesse du volant 1 atteint une limite supérieure. Dans ce cas, le volant 1 ne peut plus continuer à être accéléré et il est possible de commuter vers la phase de manoeuvre à vitesse constante de rotation du satellite.

Pendant cette deuxième phase, les vitesses respectives de rotation du volant 1 et du satellite 100 sont quasiment constantes, et le couple qui est exercé par le moteur-générateur 2 sur l'axe du volant 1 est quasiment nul. -16- Pendant la phase de décélération, le volant 1 est décéléré en utilisant le moteur-générateur 2 en mode générateur. Le moteur-générateur 2 produit alors un courant électrique qui est converti par l'électronique de commande 3 en une charge électrique, cette charge étant transférée dans la supercapacité 4 de façon à la recharger. Les mêmes contraintes s'appliquent pour cette phase de décélération, et il sera avantageux de prendre une consigne de couple dont la valeur absolue est bornée par les mêmes valeurs que celles définies précédemment pour la phase d'accélération.

Pour pouvoir réaliser les manoeuvres désirées, le satellite peut comprendre un système de contrôle d'attitude qui incorpore au moins un dispositif d'actionneur tel que décrit ici, et souvent au moins trois tels dispositifs. Le système de contrôle d'attitude est alors adapté pour ajuster l'énergie totale contenue dans au moins l'un de ces dispositifs d'actionneurs à une valeur minimale permettant, par transfert d'énergie, de tourner le satellite à une vitesse maximale Omax fixée à l'avance, autour d'un axe de rotation A du satellite qui est aussi fixé. Plus précisément, le système d'actionneurs comportant au moins un dispositif d'actionneur tel que décrit ici est activé, à partir d'un état de repos (volants à vitesse nulle), pour produire le moment cinétique nécessaire à la mise en rotation du satellite, par réaction, jusqu'à la vitesse Omax autour de l'axe de rotation A. Les vitesses de rotation sont considérées en valeurs absolues. On a alors la relation suivante : Jsatellite(A) X Omax ='y(A) x Jvolant x w , où Jsatellite(A) est le moment d'inertie du satellite autour de l'axe A, Jvolant est le moment d'inertie du volant d'inertie autour de son axe propre, w est la vitesse de rotation la plus grande parmi l'ensemble des vitesses de rotation des volants d'inertie produisant la rotation du satellite, et y(È) est le facteur d'amplification entre, d'une part le moment cinétique maximum H(A) que peut produire le dispositif d'actionneur suivant la direction A, et d'autre part le moment cinétique maximum Hvolant que peut produire un volant d'inertie du dispositif d'actionneur suivant au moins un axe de rotation, selon la formule -17- H(A) = y(A) x Hvolant . L'énergie cinétique finale du satellite, Esatmax, de rotation autour de l'axe A, est égale à '/2 Jsatellite x Qmax2. L'énergie cinétique finale du volant d'inertie est simultanément égale à : 1 z "satellite (A) x n2ù x satellite (A) = 1 x Jsatellite (A) x Esat max 2 x Y (0) volant i (A)2 volant Cette quantité d'énergie doit être stockée initialement dans la supercapacité d'au moins un des dispositifs du système d'actionneurs, sous forme électrique. Elle pourra aussi être répartie dans l'ensemble des dispositifs d'actionneurs du système de contrôle d'attitude, en fonction des directions privilégiées autour desquelles le satellite sera mis en rotation au cours de sa mission. ~o A titre d'exemples, les inventeurs citent les caractéristiques suivantes qui peuvent s'appliquer à des dispositifs d'actionneurs pour des satellites de la classe 300 kg à 1 tonne : - le volant d'inertie 1 peut avoir un diamètre compris entre 350 et 500 mm (millimètre), et une masse comprise entre 4 et 8 kg (kilogramme) ; 15 - le moteur-générateur 2 peut être du type synchrone multiphase sans balai. Il peut être sélectionné pour produire un couple compris entre 3 et 10 N.m. Sa puissance électrique de crête peut être supérieure à 500 W (watt), notamment comprise entre 500 et 1000 W. Un tel moteur est disponible commercialement et peut avoir une masse comprise entre 5 et 10 kg ; 20 - l'électronique de commande 3 peut présenter un rendement énergétique qui est supérieur à 95% pendant un transfert d'énergie électrique entre l'élément capacitif 4 et le moteur-générateur 2 ; et - la supercapacité peut avoir une capacité de stockage d'énergie électrique qui est supérieure à 5000 J (joule), notamment comprise entre 5000 25 et 15000 J, pour une masse d'ensemble capacitif qui peut être comprise entre 0,5 et 1,5 kg. Dans ces conditions, le moment cinétique maximal qui peut être stocké dans un actionneur peut atteindre de 25 à 40 N.m.s (Newton x mètre x seconde), sachant que plus cette valeur est grande, plus la vitesse de 30 basculement du satellite pourra être importante. -18- Le rotor du moteur-générateur 2, auquel le volant d'inertie 1 est couplé en rotation, est équipé d'aimants permanents le stator comprend une ou plusieurs bobines. Des alimentations électriques respectives de ces bobines sont commutées en synchronisme avec la rotation du rotor, en utilisant un capteur de la position angulaire de ce dernier par rapport au stator. De cette façon, un couple magnétique recherché peut être produit avec précision. En régime de fonctionnement linéaire, le courant lm qui est délivré au moteur-générateur 2 fonctionnant en mode moteur, ou qui est produit par le moteur-générateur 2 fonctionnant en mode générateur, est sensiblement proportionnel au couple produit Cm, respectivement moteur ou résistant. Autrement dit : Cm = Kt x lm, où Kt est la constante de couple. De façon connue, cette constante Kt intervient également dans l'expression de la force contre-électromotrice E du moteur-générateur 2 de la façon suivante : E = Kt x w, où w est la vitesse de rotation du rotor.

La consigne représentative du couple à produire peut correspondre à une valeur du courant électrique lm qui s'écoule dans le moteur- générateur 2, une valeur du couple Cm à produire par le moteur-générateur 2, ou une valeur de variation du moment cinétique du volant d'inertie 1. On entend par consigne correspondant à une valeur d'un paramètre toute relation selon laquelle la consigne est une fonction de la valeur du paramètre, telle que, par exemple, une relation de proportionnalité entre la consigne et le paramètre. En particulier, lorsque la consigne correspond à une valeur du courant électrique lm qui s'écoule dans le moteur-générateur, le dispositif d'actionneur peut comprendre en outre au moins un capteur de mesure de ce courant. Dans ce cas, l'électronique de commande est adaptée pour ajuster l'énergie électrique qui est transférée entre le moteur-générateur et l'ensemble capacitif en fonction d'un écart entre la consigne et une mesure du courant qui s'écoule dans le moteur-générateur. Autrement dit, pour produire un couple qui est conforme à une consigne de couple Cc, l'électronique de commande 3 peut asservir le courant de moteur lm à la valeur désirée le = Cc/Kt. Lorsque la valeur qui est mesurée -19-pour lm est égale à Ic, alors le couple Cm qui est produit est égal à la consigne Cc. Selon une réalisation particulièrement avantageuse, un dispositif d'autopilotage à commutation d'impulsions peut permettre de diriger, pour le mode de fonctionnement en moteur, ou de récupérer, pour le mode de fonctionnement en générateur, le courant lm alternativement dans chacune des bobines du stator, d'une façon synchronisée par rapport à la position du rotor. Le capteur de mesure du courant lm produit la valeur mesurée Imm. En fonction de l'écart entre la valeur mesurée Imm et la valeur de consigne Ic, l'électronique de commande 3 peut ajuter un rapport cyclique R de commutation à l'entrée des bobines du stator. La tension moyenne Vm qui est présente entre les bornes électriques du moteur-générateur 2 est alors égale à R x Vs, où Vs est la tension de sortie entre les deux bornes de la supercapacité 4. Le rapport cyclique R est ajusté pour que Vm soit, en valeur absolue, supérieure à la force contre-électromotrice E (1 Wh' > E) en mode moteur, et inférieure à E (1 Vm I < E) en mode générateur, en même temps que Imm est sensiblement égal à le en valeur moyenne. L'asservissement de Imm à le se fait avantageusement en boucle fermée, en ajustant le rapport cyclique R en fonction de l'écart entre les deux grandeurs.

Les paramètres physiques les plus importants qui sont cités ci-dessus sont indiqués sur la figure 2, d'une façon usuelle pour que l'homme du métier puisse reproduire le fonctionnement qui vient d'être décrit. La figure 3 correspond à la figure 2 lorsque le stator du moteur-générateur 2 comporte trois bobines qui sont référencées 2a, 2b et 2b. Elle montre une connexion possible pour l'alimentation en courant triphasé des bobines 2a, 2b et 2c, interne à l'électronique 3. Chaque bobine est connectée à un point-milieu d'une branche de circuit qui est elle-même connectée aux deux bornes de la supercapacité 4. Cette branche de circuit comprend, pour la bobine 2a (resp. 2b, resp. 2c), un transistor de commutation supérieur A (resp.

C, resp. E) qui autorise ou inhibe l'alimentation de la bobine, et un transistor de commutation inférieur B (resp. D, resp. F) qui ajuste le rapport cyclique R. Les électrodes de commande des transistors de commutation A-F sont connectées 2927312 - 20 - respectivement à des sorties d'un micro-contrôleur 30, qui reçoit en entrée un signal représentatif de l'écart AI entre la valeur de courant mesurée Imm et la valeur de consigne Ic. Typiquement, une telle commande à découpage du courant 5 d'alimentation moteur-générateur 2 fonctionne avec une fréquence de commutation des transistors B, D et F qui est comprise entre 20 et 100 kHz (kilohertz), la commutation des phases par les transistors A, C et E s'effectuant à une fréquence comprise typiquement entre 0 et 1 kHz selon la vitesse de rotation w. Une telle électronique de commande à découpage permet 10 d'asservir une valeur moyenne du courant de moteur lm à la valeur de consigne Ic, en même temps que de synchroniser les courants d'alimentation des bobines du stator du moteur-générateur 2 par rapport à la position du rotor. De façon avantageuse, la supercapacité 4 peut être dimensionnée de sorte que la tension aux bornes de celle-ci soit toujours significativement 15 supérieure à la force contre-électromotrice E maximale qui est générée par le moteur lorsqu'il tourne à vitesse maximale, dans tout le domaine de fonctionnement du dispositif. Dans ces conditions, l'électronique de commande 3 ne nécessite pas d'étage d'élévation de la tension Vs qui est délivrée par la supercapacité 4, afin d'alimenter le moteur. L'électronique 3 est alors plus 20 simple. De façon générale, l'ensemble capacitif peut avantageusement être adapté pour présenter une tension électrique résiduelle entre ses deux bornes de sortie qui est supérieure à la force contre-électromotrice du moteur-générateur, après que le volant d'inertie a été accéléré jusqu'à sa vitesse maximale à partir d'un état initial dans lequel le volant d'inertie est immobile et 25 l'ensemble capacitif contient une énergie électrique maximale. En particulier, la tension électrique résiduelle qui est présente entre les bornes de sortie de l'ensemble capacitif peut être supérieure au double de la force contre-électromotrice du moteur-générateur, après que le volant d'inertie a été accéléré jusqu'à sa vitesse maximale à partir de l'état initial. 30 L'ensemble capacitif peut aussi être adapté pour présenter une tension électrique résiduelle, entre ses deux bornes de sortie, qui est réduite d'un facteur inférieur à deux par rapport à l'état initial dans lequel le volant d'inertie est immobile et l'ensemble capacitif contient une énergie électrique maximale, - 21 -après que le volant d'inertie a été accéléré jusqu'à une vitesse maximale à partir de cet état initial. D'autre part, l'électronique de commande 3 peut utiliser l'inductance des bobines du stator du moteur-générateur 2 pour recharger la supercapacité 4 en mode générateur, sans qu'un dispositif additionnel d'élévation de tension soit nécessaire au niveau du moteur-générateur 2. Enfin, il est à noter que l'utilisation d'une supercapacité permet de filtrer en grande partie les perturbations électromagnétiques de haute fréquence qui sont produites par le dispositif d'actionneur, de sorte que les filtres qu'il faut parfois ajouter à l'électronique de commande pour atténuer ces effets perturbateurs sont simplifiés. Ce filtrage constitue un autre avantage d'un dispositif d'actionneur selon l'invention. Les rendements énergétiques du moteur-générateur 2 et de l'électronique de commande 3, ainsi que les dissipations par effet Joule provoquent des pertes d'énergie électrique. De même, des frottements qui interviennent dans le moteur-générateur 2 ainsi que dans la rotation du volant d'inertie 1 provoquent des pertes d'énergie mécanique. Pour ces raisons, l'énergie totale du dispositif d'actionneur, qui est égale à la somme de l'énergie électrique stockée dans la supercapacité 4 et de l'énergie cinétique de rotation du volant 1, diminue si les pertes ne sont pas compensées. Le convertisseur de puissance 5 a alors pour fonction de compenser ces pertes à partir de la ligne d'alimentation électrique du satellite, pour maintenir l'énergie totale du dispositif entre des valeurs spécifiées. Avantageusement, les transferts de puissance à partir de la ligne d'alimentation électrique du satellite, qui sont commandés par le convertisseur 5, ont des constantes de temps beaucoup plus longues que celles qui interviennent dans la commande du moteur-générateur 2 par l'électronique 3. Autrement dit, les variations de la puissance qui est soutirée à partir de la ligne d'alimentation électrique du satellite sont plus lentes, par exemple environ d'au moins un facteur dix, par rapport aux variations de la puissance électrique qui est transférée entre la supercapacité 4 et le moteur-générateur 2, bien que le dispositif d'actionneur puisse produire des couples importants. En effet, la puissance électrique instantanée qui est -22- nécessaire pour produire un tel couple est délivrée à partir de la supercapacité 4, et non pas directement à partir de la ligne d'alimentation électrique du satellite. Aucune perturbation n'est ainsi provoquée vis-à-vis des autres équipements du satellite qui sont alimentés à partir de la ligne d'alimentation électrique. Ces autres équipements peuvent alors avoir un fonctionnement régulier et stable, ce qui constitue un autre avantage d'un dispositif d'actionneur selon l'invention par rapport aux dispositifs connus auparavant. Un tel contrôle de l'énergie totale du dispositif d'actionneur peut avantageusement être effectué en utilisant un asservissement en boucle fermée, à partir de mesures de la charge électrique qui est contenue dans la supercapacité 4 et/ou de l'énergie cinétique du volant d'inertie 1. Il est effectué conformément à une consigne qui est représentative d'une valeur de l'énergie totale du dispositif d'actionneur. Cette énergie totale est égale à 1/2 C.Vs2 + 1/2 Jr.w2, où C est la capacité de la supercapacité, Vs la tension aux bornes de celle-ci, Jr le moment d'inertie du volant autour de l'axe de rotation considéré, et w la vitesse de rotation du volant. On notera que lorsque la vitesse de rotation du volant d'inertie est faible, l'énergie totale peut être approximée par l'énergie électrique 1/2 C.Vs2 qui est contenue dans le supercapacité, de sorte que dans ce cas, la tension Vs aux bornes de la supercapacité constitue une grandeur représentative de l'énergie totale du dispositif à travers la relation Vs = (2E/C)1"2. Ainsi, selon un premier mode de contrôle de l'énergie totale du dispositif d'actionneur, la consigne représentative d'une valeur de l'énergie totale peut dépendre uniquement d'une valeur de l'énergie électrique à stocker dans l'élément capacitif lorsqu'une vitesse de rotation du volant d'inertie autour de son axe est simultanément inférieure à un seuil de vitesse. Dans ce cas, cette consigne peut être avantageusement égale ou proportionnelle à la tension aux bornes de l'élément capacitif. La figure 4 est un logigramme qui illustre une mise en oeuvre de ce premier mode de contrôle de l'énergie totale du dispositif d'actionneur. wt et Vt désignent des valeurs de seuil respectivement pour la tension Vs aux bornes de l'ensemble capacitif et pour la vitesse de rotation du volant d'inertie. -23- Selon un deuxième mode de contrôle de l'énergie totale du dispositif d'actionneur, la consigne peut correspondre directement à une valeur de l'énergie totale. Dans ce cas, elle peut être avantageusement égale ou proportionnelle à cette énergie totale.

Dans tous les cas, le convertisseur de puissance électrique peut être adapté pour commander un transfert d'énergie électrique complémentaire à partir de la ligne d'alimentation électrique du satellite lorsqu'au moins une valeur représentative de l'énergie totale du dispositif d'actionneur est inférieure à un seuil fixé pour cette valeur.

Le transfert d'énergie électrique complémentaire pourra être interrompu lorsqu'au moins une valeur représentative de l'énergie totale du dispositif d'actionneur est supérieure à un seuil fixé pour cette valeur. Pour chacun des modes de contrôle, le convertisseur de puissance électrique peut comprendre un filtre passe-bas, qui est agencé de sorte que le transfert d'énergie électrique complémentaire est réalisé à partir d'une commande de transfert filtrée par ce filtre. Par ailleurs, il est possible de commander une charge de l'ensemble capacitif, c'est-à-dire de la supercapacité 4 dans le cas qui est décrit ici, en boucle ouverte en vue d'une variation ultérieure d'attitude connue du satellite.

Ceci permet d'assurer que le niveau de charge de l'ensemble capacitif sera suffisant pour effectuer cette variation ultérieure d'attitude. Pour cela, le convertisseur de puissance électrique peut en outre être adapté pour recevoir une autre consigne qui correspond à une séquence temporelle et datée de transfert d'énergie électrique complémentaire, à partir de la ligne d'alimentation électrique de l'engin spatial vers l'ensemble capacitif, et pour contrôler une exécution de cette séquence en boucle ouverte. Une telle charge de l'ensemble capacitif en boucle ouverte peut être effectuée en même temps qu'une première manoeuvre de changement d'attitude, telle que décrite précédemment. Un tel perfectionnement de l'invention est particulièrement avantageux dans le cas d'enchaînements rapides d'un grand nombre de manoeuvres de changement d'attitude du satellite. La connaissance préalable de ces manoeuvres, via le plan de -24- manoeuvres, permet d'accumuler l'énergie totale nécessaire à celles-ci sur une durée adéquate. En outre, la charge de l'élément capacitif en boucle ouverte peut être effectuée d'une façon superposée ou en parallèle avec la régulation en boucle fermée de l'énergie totale du dispositif d'actionneur. Par exemple, la valeur de consigne à partir de laquelle est régulée l'énergie totale en boucle fermée peut être variée en fonction du plan de manoeuvres. De façon générale, le transfert d'énergie électrique complémentaire à partir de la ligne d'alimentation électrique de l'engin spatial est commandé selon une constante de temps qui est supérieure, voire très supérieure, à toute constante de temps qui est associée à un transfert d'énergie électrique entre l'ensemble capacitif et le moteur-générateur, et qui est ajusté par l'électronique de commande. A titre d'exemple, la bande passante du dispositif d'actionneur pour contrôler l'attitude du satellite peut être située en dessous de 1 à 2 Hz (Hertz), alors que la bande passante du contrôle de l'énergie totale du dispositif d'actionneur peut être située en dessous de 0.1 à 1 Hz. La puissance de crête qui est prélevée à la barre d'alimentation électrique du satellite peut être inférieure à 50 ou 100 W, par exemple. Pour contrôler l'énergie totale du dispositif d'actionneur selon l'un des modes de contrôle cités plus haut, le dispositif d'actionneur peut comprendre en outre un premier capteur qui est disposé pour mesurer la tension électrique aux bornes de l'ensemble capacitif. Ce premier capteur peut être un voltmètre qui est connecté aux deux bornes de sortie de l'ensemble capacitif. Il est aussi connecté pour transmettre au convertisseur de puissance électrique un premier signal de mesure de la tension électrique aux bornes de l'ensemble capacitif.

Le convertisseur de puissance électrique est alors adapté pour ajuster le transfert d'énergie électrique complémentaire sur la base de ce premier signal de mesure. Le dispositif d'actionneur peut comprendre encore au moins un second capteur qui est disposé pour mesurer une vitesse de rotation du volant d'inertie autour de l'axe de rotation de ce volant. Ce second capteur peut être un tachymètre qui est couplé au volant d'inertie 1. Il est aussi connecté pour transmettre au convertisseur de puissance électrique un second signal de -25- mesure, et le convertisseur de puissance électrique peut être adapté pour ne commander un transfert d'énergie électrique complémentaire que si la vitesse de rotation du volant d'inertie est inférieure en valeur absolue au seuil de vitesse.

Lorsque le dispositif d'actionneur comprend à la fois le premier et le second capteur, le convertisseur de puissance électrique peut être adapté pour ajuster le transfert d'énergie électrique complémentaire sur la base de l'écart entre une consigne représentative de l'énergie totale du dispositif d'actionneur et de la valeur correspondante calculée à partir des premier et second signaux de mesure. En particulier, la valeur calculée à partir des premier et second signaux de mesure peut être égale ou proportionnelle à l'énergie totale qui est contenue dans le dispositif. La figure 5 est un diagramme qui illustre le deuxième mode de contrôle de l'énergie totale du dispositif d'actionneur, présenté plus haut. Les éléments de ce diagramme sont indiqués conformément à l'usage courant, de sorte que ce diagramme peut être compris directement par l'Homme du métier. Dans ce diagramme, Ec et Em désignent respectivement la consigne et la valeur calculée pour l'énergie totale du dispositif d'actionneur, Cc et Cw désignent respectivement la consigne de couple et les pertes de couple causées par les frottements qui interviennent lors d'une rotation du volant d'inertie, Vm et wm désignent les valeurs mesurées respectivement pour la tension aux bornes de l'ensemble capacitif et la vitesse de rotation du volant d'inertie, W désigne la quantité d'énergie électrique complémentaire qui est transférée par le convertisseur 5 dans la supercapacité 4, à partir de la ligne d'alimentation électrique du satellite, et AE(t) est la consigne de régulation en boucle ouverte de l'énergie totale du dispositif d'actionneur, t désignant la variable temps. Dans le cas du contrôle d'attitude d'un satellite qui est illustré par la figure 1, une consigne de couple vectorielle est décomposée selon les trois axes X, Y et Z, et les trois composantes du couple sont produites simultanément et indépendamment par chaque dispositif d'actionneur, de la façon qui a été décrite. Selon un premier mode de réalisation de l'invention, les trois dispositifs d'actionneurs peuvent être séparés et indépendants. Il n'y a -26- alors aucun transfert d'énergie électrique ou mécanique entre eux. Selon un second mode de réalisation de l'invention, un unique ensemble capacitif 4 et un unique convertisseur de puissance 5 peuvent être communs aux trois dispositifs d'actionneurs, conformément à la figure 6.

Il est entendu que des modifications et adaptations peuvent être introduites par rapport aux modes de réalisation de l'invention qui ont été décrits en détail ci-dessus, tout en conservant certains au moins des avantages qui ont été cités. Parmi ces avantages, on rappelle les suivants : - quelque soit l'enchaînement de manoeuvres qui est demandé à l'engin spatial, les demandes de puissance au système d'alimentation générale de l'engin resteront d'un ordre de grandeur plus faible que les transferts de puissance entre les volants d'inertie et l'ensemble capacitif du dispositif d'actionneur ; - entre deux basculements successifs de l'engin spatial, lorsque les vitesses de rotation de l'engin spatial autour de chaque axe sont faibles, par exemple pendant une prise de vue, les vitesses de rotation des volants peuvent aussi être faibles. Toute l'énergie des dispositifs d'actionneurs est alors contenue dans le(s) ensemble(s) capacitif(s), de sorte que les vibrations qui pourraient être provoquées par les volants d'inertie sont très réduites, voire supprimées ; et - le dispositif d'actionneur de l'invention peut être utilisé exactement comme une roue de réaction conventionnelle, telle que connue avant la présente invention, pour le contrôle d'attitude et d'orbite d'un engin spatial équipé de ce type d'actionneur. Ceci est vrai pour tous les modes d'opération des roues de réaction, en particulier le mode de pointage fin à couples faibles, l'évitement des vitesses nulles en phase de pointage fin, la gestion de la désaturation des roues grâce à des actionneurs auxiliaires, la gestion des modes de pannes, la gestion des redondances, etc.

Claims (36)

REVENDICATIONS

1. Dispositif d'actionneur adapté pour varier l'attitude d'un engin spatial (100), caractérisé en ce qu'il comprend une chaîne de conversion réversible d'énergie électrique en énergie mécanique, incluant les éléments suivants : - un volant d'inertie (1) agencé pour tourner autour d'au moins un axe de rotation ; - un moteur-générateur (2) à fonctionnement réversible couplé au volant d'inertie par un entraînement de rotation autour dudit axe de rotation ; - une électronique de commande (3) raccordée électriquement au moteur-générateur ; - un ensemble capacitif de stockage d'énergie électrique (4) raccordé électriquement à ladite électronique de commande ; et - un convertisseur de puissance électrique (5), connecté d'une part à l'ensemble capacitif et destiné à être connecté d'autre part à une ligne d'alimentation électrique de l'engin spatial pour alimenter ledit ensemble capacitif à partir de ladite ligne d'alimentation électrique, ladite électronique de commande (3) étant adaptée pour sélectionner, à partir d'au moins une consigne représentative d'un couple à produire selon ledit axe de rotation et transmise à ladite électronique de commande, soit un fonctionnement en mode moteur soit un fonctionnement en mode générateur du moteur-générateur, et pour ajuster un transfert d'énergie électrique de l'ensemble capacitif (4) vers le moteur-générateur (2) pour le mode moteur, ou du moteur-générateur (2) vers l'ensemble capacitif (4) pour le mode générateur, afin de produire respectivement une accélération ou une décélération du volant d'inertie (1) autour dudit axe de rotation, appropriée pour produire un couple de réaction sur l'engin spatial (100) correspondant à ladite consigne.-28-

2. Dispositif d'actionneur selon la revendication 1, dans lequel l'ensemble capacitif de stockage d'énergie électrique (4) comprend au moins une supercapacité.

3. Dispositif d'actionneur selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la consigne représentative du couple à produire correspond à une valeur d'un courant électrique s'écoulant dans le moteur-générateur (2), du couple à produire par le moteur-générateur (2) ou d'une variation d'un moment cinétique du volant d'inertie (1).

4. Dispositif d'actionneur selon la revendication 3, dans lequel la consigne correspond à une valeur d'un courant électrique s'écoulant dans le moteur-générateur (2), et ledit dispositif d'actionneur comprend en outre au moins un capteur de mesure dudit courant s'écoulant dans le moteur-générateur, et l'électronique de commande (3) est adaptée pour ajuster l'énergie électrique qui est transférée entre ledit moteur-générateur (2) et l'ensemble capacitif (4) en fonction d'un écart entre ladite consigne et une mesure dudit courant s'écoulant dans le moteur-générateur.

5. Dispositif d'actionneur selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'ensemble capacitif (4) a une capacité de stockage d'énergie électrique supérieure à 5000 J.

6. Dispositif d'actionneur selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'ensemble capacitif (4) a une puissance de charge ou de décharge supérieure à 1000 W.

7. Dispositif d'actionneur selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'ensemble capacitif (4) est adapté pour présenter une tension électrique résiduelle, entre deux bornes de sortie dudit ensemble capacitif, supérieure à une force contre-électromotrice du moteur-générateur (2), après que le volant d'inertie (1) a été accéléré jusqu'à une vitesse maximale à partir d'un état initial dans lequel ledit volant d'inertie est immobile et l'ensemble capacitif (4) contient une énergie électrique maximale.-29-

8. Dispositif d'actionneur selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'ensemble capacitif (4) est adapté pour présenter une tension électrique résiduelle, entre deux bornes de sortie dudit ensemble capacitif, réduite d'un facteur inférieur à deux par rapport à un état initial dans lequel le volant d'inertie (1) est immobile et l'ensemble capacitif (4) contient une énergie électrique maximale, et après que ledit volant d'inertie a été accéléré jusqu'à une vitesse maximale à partir dudit état initial.

9. Dispositif d'actionneur selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le moteur-générateur (2) est du type synchrone multiphase sans balai.

10. Dispositif d'actionneur selon l'une quelconque des revendications précédentes, adapté pour produire un couple supérieur à 3 N.m.

11. Dispositif d'actionneur selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le moteur-générateur (2) a une puissance de crête supérieure à 500 W.

12. Dispositif d'actionneur selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'électronique de commande (3) est adaptée pour ajuster le transfert d'énergie électrique entre l'ensemble capacitif (4) et le moteur-générateur (2) en modifiant un rapport cyclique de commutation à au moins une entrée dudit moteur-générateur.

13. Dispositif d'actionneur selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'électronique de commande (3) présente un rendement énergétique supérieur à 95% pendant un transfert d'énergie électrique entre l'élément capacitif (4) et le moteur- générateur (2).

14. Dispositif d'actionneur selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le convertisseur de puissance électrique (5) est adapté pour commander un transfert d'énergie électrique complémentaire à partir de la ligne d'alimentation électrique de l'engin spatial vers l'ensemble capacitif (4), conformément à au moins une consigne représentative d'une valeur d'énergie totale du dispositif d'actionneur et reçue par ledit convertisseur-30- de puissance électrique, ladite énergie totale étant égale à une somme d'une énergie cinétique de rotation du volant d'inertie (1) et de l'énergie électrique stockée dans l'ensemble capacitif (4).

15. Dispositif d'actionneur selon la revendication 14, dans lequel la consigne représentative d'une valeur de l'énergie totale du dispositif d'actionneur dépend uniquement d'une valeur représentative de l'énergie électrique à stocker dans l'élément capacitif (4) lorsqu'une vitesse de rotation du volant d'inertie (1) autour de l'axe de rotation correspondant est simultanément inférieure à un seuil de vitesse.

16. Dispositif d'actionneur selon la revendication 14 ou 15, comprenant en outre un premier capteur disposé pour mesurer une tension aux bornes de l'ensemble capacitif (4), et connecté pour transmettre au convertisseur de puissance électrique (5) un premier signal de mesure de ladite tension, et ledit convertisseur de puissance électrique étant adapté pour ajuster ledit transfert d'énergie électrique complémentaire sur la base dudit premier signal de mesure, avantageusement lorsque ledit premier signal de mesure est inférieur à un seuil de tension.

17. Dispositif d'actionneur selon la revendication 15 ou 16, comprenant en outre au moins un second capteur disposé pour mesurer une vitesse de rotation du volant d'inertie (1) autour de l'axe de rotation dudit volant, et connecté pour transmettre au convertisseur de puissance électrique (5) un second signal de mesure de ladite vitesse de rotation, et ledit convertisseur de puissance électrique étant adapté pour ne commander ledit transfert d'énergie électrique complémentaire que si ledit second signal de mesure de ladite vitesse de rotation du volant d'inertie est inférieure en valeur absolue au seuil de vitesse.

18. Dispositif d'actionneur selon la revendication 14, dans lequel la consigne représentative d'une valeur de l'énergie totale du dispositif d'actionneur correspond directement à une valeur de ladite énergie totale.

19. Dispositif d'actionneur selon la revendication 18, comprenant en outre un premier capteur disposé pour mesurer une tension aux bornes de- 31 -l'ensemble capacitif (4), et connecté pour transmettre au convertisseur de puissance électrique (5) un premier signal de mesure de ladite tension, et comprenant en outre au moins un second capteur disposé pour mesurer une vitesse de rotation du volant d'inertie (1) autour d'au moins un axe de rotation dudit volant, et connecté pour transmettre au convertisseur de puissance électrique (5) un second signal de mesure de ladite vitesse de rotation, et ledit convertisseur de puissance électrique (5) étant adapté pour ajuster ledit transfert d'énergie électrique complémentaire sur la base de l'écart entre ladite consigne représentative de l'énergie totale du dispositif d'actionneur et d'une valeur correspondante calculée à partir desdits premier et second signaux de mesure.

20. Dispositif d'actionneur selon l'une quelconque des revendications 14 à 19, dans lequel le convertisseur de puissance électrique (5) est adapté en outre pour commander le transfert d'énergie électrique complémentaire lorsqu'au moins une valeur représentative de l'énergie totale du dispositif d'actionneur est inférieure à un seuil de ladite valeur.

21. Dispositif d'actionneur selon l'une quelconque des revendications 14 à 20, dans lequel le convertisseur de puissance électrique (5) comprend un filtre passe-bas agencé de sorte que ledit transfert d'énergie électrique complémentaire est réalisé à partir d'une commande de transfert filtrée par ledit filtre.

22. Dispositif d'actionneur selon l'une quelconque des revendications 14 à 21, dans lequel le convertisseur de puissance électrique (5) est en outre adapté pour recevoir une autre consigne correspondant à une séquence temporelle et datée de transfert d'énergie électrique complémentaire, à partir de la ligne d'alimentation électrique de l'engin spatial vers l'ensemble capacitif (4), et pour contrôler une exécution de ladite séquence en boucle ouverte.

23. Dispositif d'actionneur selon l'une quelconque des revendications 14 à 22, adapté de sorte que le transfert d'énergie électrique complémentaire est commandé selon une constante de temps supérieure à toute constante de-32- temps associée à un transfert d'énergie électrique entre l'ensemble capacitif (4) et le moteur-générateur (2), ajusté par l'électronique de commande (3).

24. Dispositif d'actionneur selon la revendication 16 ou 19, dans lequel le premier capteur comprend un voltmètre connecté à deux bornes de sortie l'ensemble capacitif (4).

25. Dispositif d'actionneur la revendication 17 ou 19, dans lequel le second capteur comprend un tachymètre couplé au volant d'inertie (1).

26. Système d'actionneurs comprenant plusieurs dispositifs d'actionneurs selon l'une quelconque des revendications 1 à 25, caractérisé en ce que au moins deux desdits dispositifs d'actionneurs partagent un même ensemble capacitif commun de stockage d'énergie électrique (4) et un même convertisseur de puissance électrique commun (5) connecté audit ensemble capacitif commun.

27. Système d'actionneurs selon la revendication 26, dans lequel, pour chaque dispositif d'actionneur dudit système, l'électronique de commande (3) est adaptée pour commander des transferts d'énergie électrique entre l'ensemble capacitif (4) et le moteur-générateur (2) correspondants, de sorte que le volant d'inertie (1) de chaque dispositif d'actionneur produise une composante de couple parallèle à au moins un axe de rotation correspondant dudit volant d'inertie, conformément à une consigne reçue par ladite électronique de commande.

28. Système d'actionneurs selon la revendication 26 ou 27, dans lequel le convertisseur de puissance électrique commun (5) est adapté pour commander un transfert d'énergie électrique complémentaire à partir de la ligne d'alimentation électrique de l'engin spatial (100) vers l'ensemble capacitif commun (4), conformément à au moins une consigne représentative d'une valeur de l'énergie totale des au moins deux dispositifs d'actionneurs, ladite énergie totale des au moins deux dispositifs d'actionneurs étant égale à la somme des énergies totales respectives desdits dispositifs d'actionneurs.

29. Système d'actionneurs selon l'une quelconque des revendications 26 à 28, dans lequel le convertisseur de puissance électrique commun (5) est-33- adapté pour commander le transfert d'énergie électrique complémentaire de sorte que ledit transfert est égal à une somme de transferts d'énergie électrique complémentaires qui seraient commandés respectivement pour lesdits dispositifs d'actionneurs utilisés chacun séparément, conformément à des consignes représentatives de valeurs d'énergies totales contenues respectivement dans les dispositifs d'actionneurs, chaque énergie totale de dispositif d'actionneur étant individuellement égale à la somme de l'énergie cinétique de rotation du volant d'inertie (1) et de l'énergie électrique stockée dans l'ensemble capacitif (4) dudit dispositif d'actionneur.

30. Système de contrôle d'attitude d'un engin spatial, comprenant au moins un dispositif d'actionneur conforme à l'une quelconque des revendications 1 à 25.

31. Système de contrôle d'attitude d'un engin spatial selon la revendication 30, comprenant au moins trois dispositifs d'actionneurs indépendants, chacun desdits dispositifs d'actionneurs étant conforme à l'une quelconque des revendications 1 à 25.

32. Système de contrôle d'attitude d'un engin spatial, comprenant un système d'actionneurs selon l'une quelconque des revendications 26 à 29, à au moins deux dispositifs d'actionneurs.

33. Système de contrôle d'attitude d'un engin spatial selon l'une des revendications 30 à 32, adapté pour calculer des consignes de couples à produire respectivement autour d'au moins un axe de rotation d'un volant d'inertie (1) d'un dispositif d'actionneur, à partir d'écarts entre d'une part des variables cinématiques telles qu'attitude et/ou vitesse de rotation de l'engin spatial (100) autour dudit au moins un axe, et d'autre part des consignes correspondant aux dites variables cinématiques.

34. Système de contrôle d'attitude d'un engin spatial selon l'une des revendications 30 à 33, adapté pour calculer une consigne de couple à produire par au moins un dispositif d'actionneur pour tourner ledit engin spatial autour d'au moins un axe de rotation du volant d'inertie (1) dudit dispositif, de sorte qu'une valeur absolue de ladite consigne de couple est inférieure ou 2927312 - 34 - égale à Pmax / w L , où Pmax est une constante, dès qu'une valeur absolue w 1 de la vitesse de rotation w dudit volant d'inertie autour dudit axe de rotation devient supérieure à une valeur maximale wmax.

35. Système de contrôle d'attitude d'un engin spatial selon la 5 revendication 34, adapté pour calculer la consigne de couple à produire de sorte que la valeur absolue de ladite consigne de couple est inférieure ou égale à une plus petite valeur sélectionnée parmi Pmax / w 1 et une valeur constante Cmax.

36. Utilisation d'un système de contrôle d'attitude selon l'une 10 quelconque des revendications 30 à 35, à bord d'un engin spatial destiné à réaliser des rotations autour d'un axe de rotation déterminé dudit engin, caractérisée en ce que l'énergie totale d'au moins un dispositif d'actionneur dudit dispositif de contrôle d'attitude est ajustée à une valeur supérieure ou égale à x y(o) 2 1 x Jengln (A) x 2 x Jengin(A) 15 où Jengin(A), 0max et Jvolant sont respectivement un moment d'inertie de l'engin spatial autour dudit axe de rotation déterminé dudit engin, une vitesse maximale de rotation de l'engin spatial autour dudit axe de rotation déterminé dudit engin, et un moment d'inertie du volant d'inertie dudit dispositif d'actionneur autour de l'axe de rotation dudit volant d'inertie, 20 et où y(A) désigne un facteur d'amplification entre un moment cinétique maximum que peut produire le dispositif d'actionneur suivant la direction A, et le moment cinétique maximum que peut produire un volant d'inertie du dispositif d'actionneur suivant au moins un axe de rotation. max volant