FR3050982A1 - Module de pilotage de desaturation des roues, dispositif de controle d'attitude d'un engin spatial et procede de desaturation des roues associe - Google Patents

Module de pilotage de desaturation des roues, dispositif de controle d'attitude d'un engin spatial et procede de desaturation des roues associe Download PDF

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Abstract

Ce module de pilotage (22) de désaturation des roues d'inertie d'un dispositif de contrôle d'attitude (20) comportant un module d'actionnement apte à appliquer des couples à un engin spatial (10) pour modifier son orientation, est caractérisé en ce qu'il est apte : - pour chaque passage précédent, à estimer le couple gyroscopique l'engin spatial (10) sur les deux axes orthogonaux (XSat,ZSat), et à estimer les couples perturbateurs s'appliquant sur l'engin spatial (10) sur les deux axes orthogonaux (XSat,ZSat) ; - pour chaque passage courant, à déterminer une première et une deuxième consignes en fonction du couple gyroscopique et des couples perturbateurs estimés, et à appliquer la première et la deuxième consignes au système d'actionneurs pour désaturer au moins certaines des roues d'inertie lorsque l'engin spatial (10) se trouve dans une portion de désaturation autorisée.

Description

Module de pilotage de désaturation des roues, dispositif de contrôle d’attitude d’un engin spatial et procédé de désaturation des roues associé
La présente invention concerne un module de pilotage de désaturation des roues d’inertie d’un dispositif de contrôle d’attitude d’un engin spatial. L’attitude de l’engin spatial se définit par son orientation dans l’espace par rapport à un repère inertiel.
Lorsque l’engin spatial est injecté sur une orbite autour d’un corps spatial tel qu’une planète, il est souvent nécessaire de contrôler son orientation par rapport à ce corps.
Ceci est par exemple le cas pour un satellite d’observation de la Terre mis sur une orbite basse LEO (de l’anglais « Low Earth Orbit »). En effet, dans ce cas, il est généralement nécessaire de contrôler son attitude de manière à ce que son instrumentation pointe vers un endroit souhaité de la surface terrestre.
Parmi les différents procédés existant pour contrôler l’attitude d’un satellite, un des plus répandus utilise un module d’actionnement comportant notamment des roues d’inertie.
De manière générale, un tel système comporte trois roues d’inertie qui permettent de contrôler chacune un axe différent du satellite en contrant les couples perturbateurs (aérodynamique, magnétique, solaire, gradient de gravité, etc.).
Chaque roue d’inertie est actionnable par un module de pilotage du satellite et est apte à tourner avec une vitesse déterminée autour d’un axe de rotation propre à cette roue. L’axe de rotation est relié à la structure du satellite.
Ainsi, lorsque la vitesse de rotation d’une roue d’inertie est modifiée, le moment cinétique du satellite change ce qui a pour effet de créer un couple de sens opposé sur le satellite afin, soit de faire tourner le satellite, soit de contrer les couples perturbateurs.
Avec le temps et en présence d’un couple perturbateur à moyenne non nulle, les commandes nécessaires pour contrer les perturbations saturent cette roue. Autrement dit, la roue est saturée lorsque la valeur absolue de sa vitesse de rotation atteint une valeur maximum de sorte qu’il n’est plus possible de faire tourner la roue au-delà de cette limite. Une telle limite correspond généralement à une vitesse de rotation minimale et/ou maximale pour laquelle la roue est conçue.
Dans ce cas, il n’est alors plus possible de créer un couple sur le satellite dans le sens opposé en utilisant cette roue ce qui conduit parfois à la perte totale du contrôle de l’orientation du satellite.
Pour éviter un tel cas, il est nécessaire de « désaturer >> régulièrement la roue correspondante.
On entend par « désaturation » d’une roue d’inertie, un ensemble d’actions effectuées sur le satellite et destinées à modifier la vitesse de rotation de cette roue tout en préservant l’orientation courante du satellite.
Ainsi, après la désaturation, la vitesse de rotation de la roue est modifiée, de sorte qu’il est à nouveau possible de contrôler l’orientation du satellite par cette roue sans qu’elle n’atteigne les limites de sa vitesse de rotation.
Différentes méthodes de désaturation des roues d’inertie sont connues dans l’état de la technique.
En particulier, il est connu d’utiliser des actionneurs de désaturation permettant de garder l’orientation courante du satellite lors de la désaturation des roues.
Chacun de ces actionneurs est apte à appliquer un couple au satellite à partir d’une consigne de désaturation générée par le module de pilotage. Ce couple a pour but de préserver l’orientation courante du satellite.
Un exemple d’un tel actionneur est notamment un magnéto-coupleur permettant d’appliquer un couple en générant un moment magnétique sur le satellite et en interagissant avec le champ magnétique de la planète sur l’orbite du satellite.
Toutefois, le fonctionnement de ces actionneurs peut perturber l’environnement du satellite en impactant ainsi sa mission.
Ainsi, par exemple, lorsque des magnéto-coupleurs sont utilisés pour désaturer des roues d’inertie, il en résulte la création d’un champ magnétique assez important. Ceci peut perturber le fonctionnement de la charge utile du satellite notamment si celle-ci a par exemple pour but de prendre des mesures du champ magnétique environnant. C’est pour cette raison que la mise en oeuvre de l’instrument peut imposer des portions de l’orbite sur lesquelles la désaturation est autorisée et des portions sur lesquelles elle est interdite.
Lorsque l’orbite est définie autour d’une planète, la désaturation est généralement autorisée dans des zones qui intéressent peu la mission, comme par exemple les zones polaires de cette planète.
Selon des méthodes de désaturation existantes, une consigne de désaturation est appliquée aux actionneurs lorsque le satellite se trouve dans une portion de désaturation autorisée.
Il arrive parfois que les consignes en moment cinétique selon les méthodes existantes ne permettent pas de désaturer les roues efficacement dans les portions de désaturation autorisée et que celles-ci saturent lorsque le satellite se trouve dans les portions de désaturation interdite.
Lorsque les roues sont désaturées par les magnéto-coupleurs, l’efficacité de cette désaturation est liée au niveau des couples perturbateurs rencontrés le long de l’orbite. Ce niveau peut lui-même varier en fonction de diverses conditions environnementales : saison, activité solaire, géométrie de l’engin spatial etc.
La présente invention a pour but d’améliorer l’efficacité de désaturation des roues d’inertie dans les cas où il existe une ou plusieurs portions de l’orbite où cette desaturation est interdite et cela, quelles que soient les conditions environnementales dans lesquelles est placé l’engin spatial. À cet effet, l’invention a pour objet de proposer un module de pilotage de désaturation des roues d’inertie d’un dispositif de contrôle d’attitude d’un engin spatial, l’engin spatial étant en rotation autour d’un axe de rotation par rapport à un repère inertiel et effectuant des mouvements périodiques autour d’un corps spatial en décrivant une orbite ; le dispositif de contrôle d’attitude comportant un module d’actionnement apte à appliquer des couples à l’engin spatial pour modifier son orientation, le module d’actionnement comprenant : - au moins trois roues d’inertie ; - un système d’actionneurs apte à appliquer des couples à l’engin spatial à partir d’une première et d’une deuxième consignes en moment cinétique ; l’orbite comportant au moins une portion de désaturation autorisée sur laquelle la désaturation des roues d’inertie est autorisée et au moins une portion de désaturation interdite sur laquelle la désaturation des roues d’inertie est interdite ; le module de pilotage étant apte à : - pour chaque passage précédent de l’orbite : + estimer le couple gyroscopique de l’engin spatial sur les deux axes orthogonaux ; + estimer les couples perturbateurs s’appliquant sur l’engin spatial sur les deux axes orthogonaux, les couples perturbateurs correspondant au moment des forces extérieures agissant sur l’engin spatial ; - pour chaque passage courant de l’orbite ; + déterminer une première et une deuxième consignes en fonction du couple gyroscopique et des couples perturbateurs estimés par rapport aux deux axes orthogonaux lors du passage précédent de l’orbite ; + appliquer la première et la deuxième consignes au système d’actionneurs pour désaturer au moins certaines des roues d’inertie lorsque l’engin spatial se trouve dans l’au moins une portion de désaturation autorisée de l’orbite.
Suivant d’autres aspects avantageux de l’invention, le module comprend une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prise(s) isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles : - la première consigne est déterminée en fonction du couple gyroscopique et des couples perturbateurs estimés par rapport au deuxième axe orthogonal ; et - la deuxième consigne est déterminée en fonction du couple gyroscopique et des couples perturbateurs estimés par rapport au premier axe orthogonal ; - chacune de la première et de la deuxième consignes est déterminée en fonction en outre de la vitesse de rotation instantanée de l’engin spatial par rapport au repère inertiel ; - l’une des roues d’inertie est associée à l’axe de rotation ; - le système d’actionneurs est apte à appliquer des couples à l’engin spatial à partir en outre d’une troisième consigne en moment cinétique ; pour chaque passage courant de l’orbite, le module étant apte en outre à : + estimer le moment cinétique moyen de la roue d’inertie associée à l’axe de rotation ; + déterminer une troisième consigne en moment cinétique en fonction des moments cinétiques moyens estimés lors de R précédents passages de l’orbite ; et + appliquer la troisième consigne au système d’actionneurs pour désaturer au moins une roues d’inertie lorsque l’engin spatial se trouve dans l’au moins une portion de désaturation autorisée de l’orbite ; - la première consigne en moment cinétique est proportionnelle à la différence entre la projection des couples perturbateurs estimée sur le deuxième axe orthogonal et la projection du couple gyroscopique estimée sur le deuxième axe orthogonal ; et - la deuxième consigne en moment cinétique est proportionnelle à la différence entre la projection des couples perturbateurs estimée sur le premier axe orthogonal et la projection du couple gyroscopique estimée sur le premier axe de orthogonal ; - l’au moins une portion de désaturation interdite est adjacente à l’au moins une portion de désaturation autorisée ; et - les projections des couples perturbateurs et du couple gyroscopique sont aptes à être estimées au moment du passage de l’engin spatial de l’au moins une portion de désaturation autorisée à l’au moins une portion de désaturation interdite ; - l’orbite est formée de deux portions de désaturation autorisée et de deux portions de désaturation interdite ; - le corps spatial est une planète comportant deux pôles ; - les portions de désaturation autorisée correspondent aux pôles de la planète ; - l’estimation des couples perturbateurs est apte à être déterminée en fonction de : + une estimation du couple des roues d’inertie ; + une estimation du couple gyroscopique des roues d’inertie ; + une estimation du couple gyroscopique de l’engin spatial ; et + une estimation du couple généré par les actionneurs de désaturation ; - ce module est configuré en outre pour filtrer des estimations des couples perturbateurs par un filtre passe-bas ; - l’axe de rotation d’au moins une roue d’inertie coïncide avec le premier axe orthogonal ou est parallèle à celui-ci ; - l’axe de rotation d’au moins une roue d’inertie coïncide avec le deuxième axe orthogonal ou est parallèle à celui-ci ; - le système d’actionneurs comprend trois actionneurs comprenant chacun un magnéto-coupleur.
La présente invention a également pour objectif un dispositif de contrôle d’attitude d’un engin spatial comprenant un module de pilotage tel que défini.
La présente invention a également pour objectif un procédé de désaturation des roues d’inertie d’un dispositif de contrôle d’attitude d’un engin spatial, l’engin spatial étant en rotation autour d’un axe de rotation par rapport à un repère inertiel et effectuant des mouvements périodiques autour d’un corps spatial en décrivant une orbite ; le dispositif de contrôle d’attitude comportant un module d’actionnement apte à appliquer des couples à l’engin spatial pour modifier son orientation, le module d’actionnement comprenant : - au moins trois roues d’inertie ; - un système d’actionneurs apte à appliquer des couples à l’engin spatial à partir d’une première et d’une deuxième consignes en moment cinétique ; l’orbite comportant au moins une portion de désaturation autorisée sur laquelle la désaturation des roues d’inertie est autorisée et au moins une portion de désaturation interdite sur laquelle la désaturation des roues d’inertie est interdite ; le procédé comportant les étapes suivantes : - pour chaque passage précédent de l’orbite : + estimer le couple gyroscopique de l’engin spatial sur les deux axes orthogonaux ; + estimer les couples perturbateurs s’appliquant sur l’engin spatial sur les deux axes orthogonaux, les couples perturbateurs correspondant au moment des forces extérieures agissant sur l’engin spatial ; - pour chaque passage courant de l’orbite ; + déterminer une première et une deuxième consignes en fonction du couple gyroscopique et des couples perturbateurs estimés par rapport aux deux axes orthogonaux lors du passage précédent de l’orbite ; + appliquer la première et la deuxième consignes au système d’actionneurs pour désaturer au moins certaines des roues d’inertie lorsque l’engin spatial se trouve dans l’au moins une portion de désaturation autorisée de l’orbite.
Les caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins annexés, sur lesquels : - la figure 1 est une vue schématique d’un engin spatial mis sur une orbite, l’engin spatial comportant un dispositif de contrôle d’attitude comprenant un module de pilotage selon l’invention ; - la figure 2 est une vue schématique détaillée de l’engin spatial de la figure 1 ; et - la figure 3 est un organigramme d’un procédé de désaturation selon l’invention, le procédé étant mis en œuvre par le module de pilotage de la figure 1. L’engin spatial de la figure 1 est un satellite 10. Le satellite 10 effectue des mouvements périodiques autour d’un corps spatial 12 en décrivant une orbite O.
Il est à noter que l’invention reste applicable à tout autre engin spatial décrivant une orbite autour d’un corps spatial quelconque.
Le corps spatial 12 est par exemple une planète telle que la Terre. L’orbite O est par exemple une orbite basse LEO.
Dans l’exemple de réalisation de la figure 1, l’orbite O est formée de quatre portions Px à P4. Les portions et P3 correspondent aux pôles de la planète 12 et sont délimitées par exemple par les latitudes -60° et +8)° de la planète 12. Les portionsP2 et P4 correspondent ainsi aux zones équatoriales de la planète 12.
La planète 12 définit un repère inertiel composé de trois axes orthogonaux X,Y et Z. Lorsque la planète 12 est la Terre, le repère inertiel couramment utilisé correspond au repère connu sous le nom « J2000 ».
En particulier, dans un tel repère inertiel, l’axe X pointe vers le point d’intersection entre le plan équatorial moyen et le plan de l’écliptique au 1er janvier 2000. L’axe Z est l’axe de rotation de la Terre et l’axe Y est orthogonal aux axes X et Z et complète un repère direct. L’origine de ce repère inertiel est le centre de la Terre.
Le satellite 10 est illustré plus en détail sur la figure 2.
En référence à cette figure, le satellite 10 définit un repère satellite composé de trois axes orthogonaux Xsat,Ysat et Zsat. L’origine de ce repère correspond au centre théorique du cercle de raccordement de ce satellite 10 à un lanceur définissant un axe central.
Dans un pointage géocentrique, l’axe Xsat est l’axe de lacet dirigé vers le centre de la Terre, l’axe Ysat est l’axe de tangage normal à l’orbite, et l’axe Zsat est l’axe de roulis. Dans ce cas, la vitesse Vsat du satellite 10 est orientée dans la direction de l’axe Zsat (elle est colinéaire à cet axe si l’orbite est circulaire).
Dans la suite de la description, le symbole üSat dénote le vecteur de vitesse de rotation du repère satellite (XSat> Ysat> zsat) par rapport au repère inertiel (Χ,Υ,Ζ) exprimé dans le repère satellite.
Lorsque le satellite 10 se déplace suivant l’orbite O, le vecteur de vitesse de rotation nSat est sensiblement égal à [Ο,Ω,Ο]7- où Ω est la vitesse angulaire de rotation autour de l’axe Ysat. Pour les orbites de faible excentricité et lorsque un des axes du satellite est maintenu constant vers la planète, cette valeur est plus ou moins constante et égale à la pulsation orbitale ω0 ou à son opposé -ω0 en fonction de l’heure locale au nœud ascendant de l’orbite.
Dans la suite de la description l’axe Ysat est désigné par le terme « axe de rotation » et chacun des axes Xsat et Zsat par le terme « axe orthogonal ».
Le satellite 10 comporte un dispositif 20 de contrôle d’attitude du satellite 10 et un module de pilotage 22 permettant notamment de piloter ce dispositif 20.
Le dispositif de contrôle 20 permet de contrôler l’orientation du satellite 10 par rapport à la planète 12. Autrement dit, le dispositif de contrôle 20 permet de maintenir ou modifier l’orientation du repère satellite par rapport au repère inertiel.
Pour ce faire, le dispositif de contrôle 20 comporte un module d’actionnement comprenant notamment trois roues d’inertie RX,RY et Rz et trois actionneurs de désaturation MX,MY et Mz associés à ces roues d’inertie.
Chaque actionneur permet d’appliquer un couple au satellite 10 soit pour provoquer sa rotation autour d’un axe soit pour le maintenir dans une certaine direction par rapport à un repère inertiel ou tournant.
Selon l’exemple de réalisation illustré sur la figure 2, chaque roue d’inertie RX,RY et Rz est reliée à la structure du satellite 10 et est disposée de sorte que son axe de rotation est parallèle respectivement à l’axe Xsat>Ysat ou Zsat du satellite 10 ou coïncide avec celui-ci.
Chaque roue d’inertie RX,RY et Rz est actionnable à partir du module de pilotage 22. En particulier, chaque roue d’inertie RX,RY et Rz est apte à recevoir une consigne de pilotage issue de ce module 22 pour modifier la vitesse de sa rotation autour de l’axe de rotation correspondante.
Chaque modification delà vitesse de rotation de l’une des roues RX,RY et Rz génère un couple appliqué au satellite 10 dont le sens est opposé à celui de la modification de la vitesse.
La vitesse de rotation de chaque roue RX,RY et Rz est limitée par au moins une première valeur limite correspondant à la vitesse maximale de rotation de cette roue.
En complément, la vitesse de rotation de chaque roue RX,RY et Rz est limitée en outre par une deuxième valeur limite correspondant à la vitesse minimale de rotation de cette roue.
La roue d’inertie RX,RY ou Rz est saturée lorsque la vitesse de sa rotation atteint l’une ou l’autre valeur limite.
Les actionneurs de désaturation MX,MY et Mz permettent de désaturer les roues d’inertie RX,RY et Rz à partir d’une consigne en moment cinétique générée par le module de pilotage 22.
En particulier, chaque actionneur de désaturation MX,MY et Mz est associé à un ou plusieurs axes et permet d’appliquer un couple au satellite 10 de sorte à désaturer les roues en les forçant à contrer ce couple qui peut être considéré comme un couple perturbateur supplémentaire.
Ainsi, les actionneurs de désaturation MX,MY et Mz présentent une deuxième boucle de contrôle dont la consigne en moment cinétique a pour but de faire baisser le moment cinétique des roues. Dans le cas où il n’y a pas de portion de desaturation interdite, la consigne classiquement utilisée consiste à commander le système de desaturation de manière à ce que le moment cinétique du système « plateforme + roue >> qui forme le satellite tende vers [o,JyD.,o] , où ]y représente l’inertie du satellite sur l’axe de rotation Ysat.
Dans l’exemple décrit, les axes des actionneurs MX,MY et Mz coïncident respectivement avec les axes Xsat>Ysat ou Zsat.
Chaque actionneur de désaturation MX,MY et Mz comprend par exemple un magnéto-coupleur apte à appliquer un couple au satellite 10 en générant un moment magnétique sur le satellite 10 sur les axes, respectivement, Xsat>^sat ou Zsat.
Ce moment magnétique interagit avec le champ magnétique de la planète 12 pour créer un couple égal au produit vectoriel du moment magnétique généré et du champ magnétique.
Selon une variante de réalisation, au moins un des actionneurs de désaturation Μχ,Μγ et Mz comprend une tuyère connue en soi.
La désaturation des roues RX,RY et Rz est autorisée dans les portions P1 et P3 de l’orbite O, dites par la suite portions de désaturation autorisée, et est interdite dans les portions P2 et P4, dites par la suite portion de désaturation interdite.
Le module de pilotage 22 est par exemple un calculateur embarqué mettant en œuvre des logiciels de pilotage du satellite 10.
En variante, le module de pilotage 22 est un calculateur au sol mettant en œuvre des logiciels de pilotage du satellite 10 et envoyant des consignes de pilotage vers le satellite 10.
En particulier, le module de pilotage 22 est apte à générer des consignes de pilotages destinées aux roues d’inertie RX,RY et Rz pour contrôler l’orientation du satellite 10 et des consignes en moment cinétique destinées aux actionneurs de désaturations MX,MY et Mz pour désaturer les roues, selon un procédé de désaturation décrit par la suite.
Le procédé de désaturation 100 selon l’invention sera désormais expliqué en référence à la figure 3 présentant l’organigramme de ses étapes.
Pour désaturer les roues d’inertie RX,RY et Rz lors du passage courant de l’orbite O par le satellite 10, le module de pilotage 20 met en œuvre les étapes 130 à 150.
Ces étapes utilisent des estimations d’au moins certaines valeurs physiques relatives au satellite 10 déterminées lors du passage précédent de l’orbite O, et en particulier, lors des étapes 110 à 125.
Lors de l’étape 110 mise en œuvre pour chaque passage précédent de l’orbite O, le module de pilotage 22 estime le couple gyroscopique CGyroSat du satellite 10 dans deux points de transition 7^-1 et 73w_1 de l’orbite O.
Chaque point de transition correspond au point de passage d’une portion de désaturation autorisée à une portion de désaturation interdite.
Ainsi, le point de transition 7^-1 correspond au point de passage de la portion P1 de l’orbite O à la portion P2, et le point de transition 73w_1 correspond au point de passage de la portion P3 de l’orbite O à la portion P4.
Dans les deux cas, l’indice N — 1 signifie que les points de transition 7^-1 et T^-1 et les valeurs estimées dans ces points, sont relatifs au passage précédent de l’orbite O.
Le couple CGyroSat dans chaque point de transition est estimé en utilisant la formule suivante :
où lGfJ*t est la matrice d’inertie du satellite 12 par rapport à son centre d’inertie. Cette matrice est considérée relativement fixe au cours du déplacement du satellite 10 mais pourrait être estimée par le module 22 si elle était amenée à varier au cours de l’orbite, par exemple dans le cas de l’utilisation d’un générateur solaire tournant.
Le vecteur ÇLSat est estimé par exemple par le module de pilotage 22 selon des méthodes connues en soi.
Puis, le module de pilotage 22 détermine les projections
et
du vecteur CGyroSat respectivement sur les axes XSat et zsat-
Ainsi, à l’issue de cette étape, au moins quatre valeurs sont déterminées, à savoir, les projections
dans le point de transition T^~x, et les projections
dans le point de transition T^-1.
Lors de l’étape 120 mise en oeuvre pour chaque passage précédent de l’orbite O, le module de pilotage 22 estime des couples perturbateurs Cpert agissant sur le satellite 10 dans les points de transition
de l’orbite O.
En particulier, les couples perturbateurs Cpert correspondent au moment des forces extérieures agissant sur le satellite 10.
Les couples perturbateurs Cpert sont estimés à partir de la formule suivante :
où CRWS est le couple des roues d’inertie RX,RY et Rz ; cGyroRws est le couple gyroscopique des roues d’inertie RX,RY et Rz ; et CM est le couple généré par les actionneurs de désaturation MX,MY et Mz.
Le couple des roues d’inertie CRWS est défini comme étant la dérivée des moments cinétiques des roues en repère satellite. Il est estimé de façon suivante :
où
est la fonction de transfert d’un dérivateur numérique sur une période d’échantillonnage Ts prédéterminée ; et
Hrws est le moment cinétique des roues d’inertie en repère satellite. Ce moment dépend notamment de la vitesse de rotation de chaque roue d’inertie RX,RY et Rz et est déterminé par le module de pilotage 22 selon des méthodes connues en soi.
Le couple gyroscopique des roues d’inertie CGyr0RWS est estimé à partir de la formule suivante :
L’estimation du couple généré par les actionneurs de désaturation CM est faite à partir du moment de commande des actionneurs de désaturation MX,MY et Mz calculé par le module de pilotage 22 selon des méthodes connues, et du champ magnétique de la planète 12 estimé par ce module en repère inertiel, puis projeté en repère satellite. Cette estimation est alors faite en utilisant la formule suivante :
où MCOmM est le moment de commande des actionneurs de désaturation MX,MY et
Mz ; et BRsat est le champ magnétique de la planète 12 projeté en repère satellite selon la formule suivante :
°ù Qsat est le quaternion d’attitude du satellite 10 estimé par le module de pilotage 22 et BRlnert le champ magnétique de la planète 12 en repère inertiel calculé selon des méthodes connues en soi en fonction de la position sur l’orbite.
Puis, le module de pilotage 22 détermine les projections
du vecteur
Cpert respectivement sur les axes XSat et ZSat.
Ainsi, à l’issue de cette étape, au moins quatre valeurs sont déterminées, à savoir, les projections
dans le point de transition T^~x, et les projections
i dans le point de transition T^-1.
Lors de l’étape 125 optionnelle, le module de pilotage 22 applique un filtre passe bas, par exemple, de type « Butterworth >> aux estimations des couples perturbateurs Cpert. Ceci permet en particulier d’éliminer des bruits introduits par les roues d’inertie.
Lors de l’étape 130, le module de pilotage 22 détermine une première consigne en moment cinétique HXsat en fonction des projections sur l’axe ZSat estimées lors du passage précédent de l’orbite O.
Dans la notation Hxsat, l’indice N signifie que la première consigne en moment cinétique est relative au passage courant de l’orbite O.
La première consigne en moment cinétique Hxsat est déterminée pour chaque portion de désaturation autorisée.
En particulier, pour la portion Plt la première consigne en moment cinétique Hxsat est déterminée comme suit :
Pour la portion P3, la première consigne en moment cinétique Hxsat est déterminée comme suit :
L’étape 140 est analogue à l’étape 130. Lors de cette étape, le module de pilotage 22 détermine une deuxième consigne en moment cinétique Hzsat en fonction des projections sur l’axe XSat estimées lors du passage précédent de l’orbite O.
Ainsi, pour la portion Plt la deuxième consigne en moment cinétique Hzsat est déterminée comme suit :
Pour la portion P3, la première consigne en moment cinétique Hxsat est déterminée comme suit :
Lors de l’étape 145, le module de pilotage 22 détermine une troisième consigne en moment cinétique Hysat.
Le principe de calcul de la troisième consigne consiste à retrancher à la consigne classique lyyü la somme des valeurs moyennes du moment cinétique de la roue portée par l’axe de rotation Ysat sur toutes les orbites précédentes. Le but est d’avoir à terme une vitesse de rotation de cette roue moyennée autour de zéro sur l’ensemble de l’orbite.
Ainsi, par exemple, la troisième consigne en moment cinétique Ηγ8Μ pour le passage courant de l’orbite O est déterminée comme suit :
où lyy est la composante yy relatives à l’axe YSat de la matrice d’inertie /£“* ;
îst la moyenne du moment cinétique de la roue sur l’axe de rotation Ysat estimées lors de l’orbite K précédent l’orbite O ; R est le nombre d’orbites précédentes à considérer pour le calcul.
Lors de l’étape 150, le module de pilotage 22 actionne les actionneurs de désaturation MX,MY et Mz lorsque le satellite 10 se trouve dans l’une des portions de désaturation autorisée en utilisant les consignes déterminées précédemment.
En particulier, lors de cette étape, la première HXsat, la troisième Hysat et la deuxième HZsat consignes en moment cinétique sont appliquées respectivement aux actionneurs de désaturation MX,MY et Mz en fonction de la portion Pt ou P3 dans laquelle se trouve le satellite 10.
On conçoit alors que la présente invention présente un certain nombre d’avantages.
Les consignes en moment cinétique déterminées selon le procédé décrit permettent d’obtenir des vitesses des roues moins grandes en présence de couple perturbateur important que celles obtenues avec des méthodes conventionnelles. L’efficacité de désaturation est moins sensible aux conditions environnementales telles que par exemple des fortes activités solaires.
La consigne en moment cinétique est capable de s’adapter aux conditions environnementales sans intervention du sol.
De plus, pour déterminer les consignes en moment cinétique selon ce procédé, seulement un passage préalable de l’orbite est nécessaire avant sa mise en œuvre.

Claims (14)

  1. REVENDICATIONS
    1, - Module de pilotage (22) de désaturation des roues d’inertie {RX,RY,RZ) d’un dispositif de contrôle d’attitude (20) d’un engin spatial (10), l’engin spatial étant en rotation autour d’un axe de rotation (Ysat) par rapport à un repère inertiel et effectuant des mouvements périodiques autour d’un corps spatial (12) en décrivant une orbite (O) ; le dispositif de contrôle d’attitude (20) comportant un module d’actionnement apte à appliquer des couples à l’engin spatial (10) pour modifier son orientation, le module d’actionnement comprenant : - au moins trois roues d’inertie {RX,RY,RZ) ; - un système d’actionneurs (MX,MY,MZ) apte à appliquer des couples à l’engin spatial (10) à partir d’une première et d’une deuxième consignes en moment cinétique
    l’orbite (O) comportant au moins une portion de désaturation autorisée {Ρχ,Ρ-z) sur laquelle la désaturation des roues d’inertie (RX,RY,RZ) est autorisée et au moins une portion de désaturation interdite {P2,Pa) sur laquelle la désaturation des roues d’inertie (Rx, RY, Rz) est interdite ; le module de pilotage (22) étant caractérisé en ce qu’il est apte à : - pour chaque passage précédent de l’orbite (O) : + estimer le couple gyroscopique (CGyroSat) de l’engin spatial (10) sur les deux axes orthogonaux
    + estimer les couples perturbateurs (Cpert) s’appliquant sur l’engin spatial (10) sur les deux axes orthogonaux (XSauzsat)’ les couples perturbateurs (Cpert) correspondant au moment des forces extérieures agissant sur l’engin spatial (10) ; - pour chaque passage courant de l’orbite (O) ; + déterminer une première et une deuxième consignes
    en fonction du couple gyroscopique (CGyroSat) et des couples perturbateurs (Cpert) estimés par rapport aux deux axes orthogonaux (XSat>zsat) lors du passage précédent de l’orbite (O) ; + appliquer la première et la deuxième consignes
    au système d’actionneurs (MX,MY,MZ) pour désaturer au moins certaines des roues d’inertie (RX,RY,RZ) lorsque l’engin spatial (10) se trouve dans l’au moins une portion de désaturation autorisée {PlrP3) de l’orbite (O).
  2. 2, - Module (22) selon la revendication 1, dans lequel : - la première consigne (HXsat) est déterminée en fonction du couple gyroscopique
    et des couples perturbateurs (Cpert) estimés par rapport au deuxième axe orthogonal (ZSat) ; et - la deuxième consigne (Hzsat) est déterminée en fonction du couple gyroscopique (CGyrosat) et des couples perturbateurs (Cpert) estimés par rapport au premier axe orthogonal (XSat)·
  3. 3. - Module (22) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel chacune de la première et de la deuxième consignes
    est déterminée en fonction en outre de la vitesse de rotation instantanée (Ω) de l’engin spatial (10) par rapport au repère inertiel.
  4. 4. - Module (22) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel : - l’une des roues d’inertie (RY) est associée à l’axe de rotation
    ; - le système d’actionneurs (MX,MY,MZ) est apte à appliquer des couples à l’engin spatial (10) à partir en outre d’une troisième consigne en moment cinétique
    ; pour chaque passage courant de l’orbite (O), le module (22) étant apte en outre à : - estimer le moment cinétique moyen de la roue d’inertie (RY) associée à l’axe de rotation (Fsat) ; - déterminer une troisième consigne en moment cinétique
    en fonction des moments cinétiques moyens estimés lors de R précédents passages de l’orbite (O) ; et - appliquer la troisième consigne
    au système d’actionneurs (MX,MY,MZ) pour désaturer au moins une roues d’inertie {Rx, RY, Rz) lorsque l’engin spatial (10) se trouve dans l’au moins une portion de désaturation autorisée (Ρχ,Ρζ) de l’orbite (O).
  5. 5. - Module (22) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel : - la première consigne en moment cinétique
    est proportionnelle à la différence entre la projection des couples perturbateurs estimée sur le deuxième axe orthogonal (ZSat) et la projection du couple gyroscopique estimée sur le deuxième axe orthogonal (ZSat) ; et - la deuxième consigne en moment cinétique
    est proportionnelle à la différence entre la projection des couples perturbateurs estimée sur le premier axe orthogonal (XSat) et la projection du couple gyroscopique estimée sur le premier axe de orthogonal {XSat).
  6. 6. - Module (22) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel : - l’au moins une portion de désaturation interdite (P2,P4) est adjacente à l’au moins une portion de désaturation autorisée {PlrP3) ; et - les projections des couples perturbateurs et du couple gyroscopique sont aptes à être estimées au moment du passage de l’engin spatial (10) de l’au moins une portion de désaturation autorisée (PlrP3) à l’au moins une portion de désaturation interdite (P2,P4).
  7. 7. - Module (22) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l’orbite (O) est formée de deux portions de désaturation autorisée (Pt,P3) et de deux portions de désaturation interdite (P2,P4).
  8. 8. - Module (22) selon la revendication 7, dans lequel : - le corps spatial (12) est une planète comportant deux pôles ; et - les portions de désaturation autorisée (Pt,P3) correspondent aux pôles de la planète (12).
  9. 9. - Module (22) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l’estimation des couples perturbateurs est apte à être déterminée en fonction de : - une estimation du couple (CRWS) des roues d’inertie (RX,RY,RZ) ; - une estimation du couple gyroscopique (CGyroRWS) des roues d’inertie {Rx.Ry.Rz) ! - une estimation du couple gyroscopique (CGyroSat) de l’engin spatial (10) ; et - une estimation du couple (CM) généré par les actionneurs de désaturation (MX,MY,MZ).
  10. 10. - Module (22) selon l’une quelconque des revendications précédentes, configuré en outre pour filtrer des estimations des couples perturbateurs par un filtre passe-bas.
  11. 11. - Module (22) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel - l’axe de rotation d’au moins une roue d’inertie (Rx,Ry,Rz) coïncide avec le premier axe orthogonal (XSat) ou est parallèle à celui-ci ; et - l’axe de rotation d’au moins une roue d’inertie (Rx,Ry,Rz) coïncide avec le deuxième axe orthogonal (ZSat) ou est parallèle à celui-ci.
  12. 12. - Module (22) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le système d’actionneurs (MX,MY,MZ) comprend trois actionneurs {MX,MY,MZ) comprenant chacun un magnéto-coupleur.
  13. 13. - Dispositif de contrôle d’attitude (20) d’un engin spatial (10) comprenant un module de pilotage (22) selon l’une quelconque des revendications précédentes.
  14. 14. - Procédé (100) de désaturation des roues d’inertie (RX,RY, Rz) d’un dispositif de contrôle d’attitude (20) d’un engin spatial (10), l’engin spatial étant en rotation autour d’un axe de rotation (Ysat) par rapport à un repère inertiel et effectuant des mouvements périodiques autour d’un corps spatial (12) en décrivant une orbite (O) ; le dispositif de contrôle d’attitude (20) comportant un module d’actionnement apte à appliquer des couples à l’engin spatial (10) pour modifier son orientation, le module d’actionnement comprenant : - au moins trois roues d’inertie (RX,RY,RZ) ; - un système d’actionneurs (MX,MY,MZ) apte à appliquer des couples à l’engin spatial (10) à partir d’une première et d’une deuxième consignes en moment cinétique
    l’orbite (O) comportant au moins une portion de désaturation autorisée (Pi.P-s) sur laquelle la désaturation des roues d’inertie (RX,RY,RZ) est autorisée et au moins une portion de désaturation interdite (P2,P4) sur laquelle la désaturation des roues d’inertie (RX,RY,RZ) est interdite ; le procédé (100) étant caractérisé en ce qu’il comporte les étapes suivantes : - pour chaque passage précédent de l’orbite (O) : + estimer (110) le couple gyroscopique (CGyroSat) de l’engin spatial (10) sur les deux axes orthogonaux
    + estimer (120) les couples perturbateurs (Cpert) s’appliquant sur l’engin spatial (10) sur les deux axes orthogonaux (XSat>zsat), les couples perturbateurs (Cpert) correspondant au moment des forces extérieures agissant sur l’engin spatial (10) ; - pour chaque passage courant de l’orbite (O) ; + déterminer (130, 140) une première et une deuxième consignes {Hxsat, HZsat) en fonction du couple gyroscopique (CGyroSat) et des couples perturbateurs (Cpert) estimés par rapport aux deux axes orthogonaux (XSat>zsat) lors du passage précédent de l’orbite (O) ; + appliquer (150) la première et la deuxième consignes (Hxsat,HZsat) au système d’actionneurs (MX,MY,MZ) pour désaturer au moins certaines des roues d’inertie (RX,RY,RZ) lorsque l’engin spatial (10) se trouve dans l’au moins une portion de désaturation autorisée {PlrP3) de l’orbite (O).
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