WO1994019664A1 - Dispositif de restitution d'orbite de corps celestes, notamment de satellites artificiels, par ecartometrie - Google Patents

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WO1994019664A1
WO1994019664A1 PCT/FR1994/000185 FR9400185W WO9419664A1 WO 1994019664 A1 WO1994019664 A1 WO 1994019664A1 FR 9400185 W FR9400185 W FR 9400185W WO 9419664 A1 WO9419664 A1 WO 9419664A1
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telescope
camera
shutter
star
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PCT/FR1994/000185
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Inventor
Bruno Lazard
Christian Buil
Luc Maisonobe
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Centre National D'etudes Spatiales
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
    • B64G1/361—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using star sensors
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/02—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by astronomical means
    • G01C21/025—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by astronomical means with the use of startrackers

Definitions

  • the present invention relates to a device for restoring the orbit of celestial bodies. It applies in particular to the orbit restitution of artificial satellites, in particular of geostationary satellites. But it can also be applied to celestial bodies which are not satellites properly speaking, such as debris of various objects (rockets, space platforms, satellites, etc.).
  • ROSACE Order Restitution by Autonomous System CCD of Ecartometry
  • the orbit of a satellite can be defined by the position and speed of the satellite at a given time. But this way of defining an orbit is not very representative and we generally prefer the definition of six dated parameters, which are traditionally:
  • the parameters, i, t_, - ⁇ - define the plane of the orbit and the parameters ae * ce the shape of this orbit.
  • the true anomaly, v, is the angle between the direction of the perigee and that of the satellite.
  • the present invention aims to determine such parameters, a, e, i, _r ⁇ _, v_ju>, v for any satellites and a, ex, ey, ix, iy, Jb for geostationary satellites, and this from a satellite observation.
  • the location of a geostationary satellite is carried out by distance measurements and angular measurements.
  • Distance measurements are obtained by determining the phase difference between an electromagnetic wave transmitted from a ground station and the wave received in return after re-transmission by a transponder on board the satellite.
  • Location stations provide also angular measurements, obtained by reading the rotations around the axes of the antenna mounts.
  • This method requires complex means. In addition, it leads to mediocre precision in view of the overpopulation which reigns in certain areas (this is the case, for example, of the window located at -19 ° longitude containing the satellites TDF1 and TDF2).
  • the angular measurements are imprecise (typically 0.1 °, 0.01 ° for particularly well-equipped stations). These values are therefore generally insufficient to allow very precise orbit restitution.
  • the antenna axis follows the satellite only with a certain error, linked to the very long wavelength of the carrier (radio domain) and to the cinema antenna material (sensitive especially for low satellites and in the post-installation phase).
  • the measurement itself is carried out on the axis with limited precision and the axis can undergo twists due for example to the wind.
  • the refraction of the atmosphere must be modeled to transfer a measurement with respect to a reference to the ground in an inertial frame.
  • Another method heavier but more precise, consists in using two stations on the ground (method called "turn-around”.
  • the object of the present invention is precisely to remedy these drawbacks. To this end, it offers a device leading to better precision at a lower cost.
  • the general principle of the invention consists to provide means for measuring the angular difference of the satellite with respect to a reference which is itself celestial, namely one (or more) star (s). This eliminates all error positions related to the ground (reading axes, twisting axes, position of the lobe relative to the axes, position of the satellite relative to the lobe). The refraction continues to play but it suffices to model its effect in a differential manner between the star and the satellite, in a very weak field. The size of the optical "lobe" is related to diffraction and atmospheric turbulence.
  • Diffraction thus limits the separating power of an instrument 50 cm in diameter to approximately 0.3 seconds, and atmospheric turbulence is generally of the order of the second of arc (it depends on the site of observation and the meteorology).
  • the turbulence can be partly eliminated during the pretreatment of the measurement.
  • its influence can be calibrated and an estimate of the error associated with each measurement, which makes it possible to improve the orbit restitution of the final stages of the treatment.
  • a field is taken of a field containing the satellite and the star (s) of reference, using a charge transfer device, (generally called CCD for "Charges Coupled Device "). It is an optoelectronic device for digitizing the image obtained, which then allows digital processing.
  • CCD Charge Transfer Device
  • a shutter associated with a precise clock it is thus possible to chop the exposure time of the shooting, for example in or opening the shutter for 2 s, closing it for 1 s, opening it again for 2 s, closing it again for 1 s, etc. during the entire exposure, which may be example of 1 or a few minutes. It is thus possible to date with precision a large number of intermediate positions of the stars relative to the satellite.
  • the invention can be implemented in a complete and autonomous manner on the same site, which makes it particularly convenient.
  • the device of the invention could recall, in certain respects, a known technique for monitoring satellites, called GEODSS (for Ground-based Electro-Optical Deep Space Surveillance ").
  • GEODSS Ground-based Electro-Optical Deep Space Surveillance
  • This process consists in taking images of an area of the sky where satellites are supposed to be, and to memorize in digital form the zones of interest.
  • the first image (which is taken with a prolonged exposure) is taken as reference of the star field and it is subtracted from all following images. This is a background rejection technique.
  • These images are then subjected to a trail detection program, which differentiates moving objects from false ones. alarms (a geosynchronous satellite typically has an apparent angular speed with respect to the stars of 15 "/ s).
  • the device of the invention is clearly distinguished from this known technique, in the sense that it does not reject the field of stars, on the contrary, since it makes it a reference. .
  • the invention aims to restore an orbit for an identified satellite, while the known method aims to detect a satellite and not to restore its orbit.
  • the subject of the present invention is therefore a device for restoring the orbit of celestial bodies, characterized in that it comprises:
  • a camera with charge transfer device which device is placed in the focal plane of the telescope, this camera being able to take pictures of this region of the sky with a certain exposure time and to deliver a corresponding digital signal
  • a shutter disposed between the telescope and the camera, this shutter being controlled by means synchronized with the clock, these means being able to control, during the exposure time, successive openings and closings of the shutter, the trace of the image of the star on the charge transfer device then being composed of a series of segments,
  • the clock can be constituted by a GPS receiver ("Global Positioning System”) or a cesium clock, or any other system giving the time with precision.
  • FIG. 1 schematically shows an installation for implementing the method of the invention
  • FIG. 3 is a block diagram of a device for implementing the invention.
  • Figures 4 to 9 are a set of curves showing the error made on various or ⁇ bite parameters, depending on the rate of measurements.
  • a telescope 10 directed towards a satellite S and a star E.
  • a CCD camera 12 In the focal plane of the telescope is a CCD camera 12. This camera is connected to an electronic interface card 14, it- even connected to digital processing means 16.
  • the shooting takes place during an exposure time which varies between approximately one and a few seconds.
  • Each point of the CCD device is analyzed and transformed into a voltage proportional to the light received.
  • the card 14 thus delivers a digital image of the field of view.
  • f is the focal length and the angular deviation from the center of the field.
  • Diffraction phenomena mean that the image is not a point but an AIRY spot, and the turbulence displaces this spot. We therefore observe a spreading of the image over several pixels. We take advantage of this by locating the center of the spot by a barycentric method with a precision of the order of a tenth of the pixel.
  • the precision is better than 2 "to 3 (6.10 ⁇ 4 °) which allows to obtain a restitution precision of 5 m on the half major axis, of 3.10 " ⁇ on the eccentricity, of 10 ⁇ 4 on the inclination, 3.10 ⁇ 4 ° on longitude 1 (at 3 ⁇ j -) in two nights of six hours of measurements.
  • the elementary measurement carried out by the device of the invention is a measurement of deviation between the drag left by the star as a result of the rotation of the earth (15 "per second) and the spot left by the satellite (if the we assume that the pose is made by switching off the telescope motors). It should be emphasized that we measure an angle of deviation, and not the direction of the deviation, which would suppose that we orient the CCD in a particular way around the optical axis, and therefore that there would be a ground reference. Nor is there a reduction (in the astrometric sense) of the position of the satellite relative to the stars, which would suppose that it there are at least three reference stars in the field.
  • the measurement chain is shown in more detail in FIG. 2. Starting from the CCD photoreceptor 12, there are successively the following blocks and operations:
  • All these operations are preferably carried out by software. Most often these are image processing software (median filter to eliminate electronic noise, correction of the gain of each pixel using a reference darkness map, calculation of the positions of the centers of objects field etc). Other software, also conventional, allows the recognition of stars, satellites, correction of field deformations, differential correction of refraction, measurement distances, estimation of turbulence, estimation of measurement error, dating etc.
  • image processing software median filter to eliminate electronic noise, correction of the gain of each pixel using a reference darkness map, calculation of the positions of the centers of objects field etc.
  • Other software also conventional, allows the recognition of stars, satellites, correction of field deformations, differential correction of refraction, measurement distances, estimation of turbulence, estimation of measurement error, dating etc.
  • Still other software makes it possible to control the camera (triggering of the shooting clocks, of the acquisition) or even the entire telescope for an installation intended to be controlled remotely or to operate automatically.
  • a camera for astronomical use may be suitable for the invention. It may be a 512 x 512 pixel MPP camera (characterized by a very low thermal noise, which simplifies the problem of CCD cooling as much as possible), the control and reading part of which passes through a high interface. debit.
  • a CCD camera cooled by a cryogenic fluid for example liquid nitrogen or carbon dioxide snow.
  • Figure 3 shows in more concrete terms the different means of an autonomous station according to the invention.
  • the telescope 10 represented on a mount 11, for example an azimuthal mount, with means of displacement in elevation and in azimuth (for example a stepping motor with speed controlled from 0 to _ + 10 ° by s).
  • the telescope is represented, moreover, with a baffle 13, allowing observation by full moon, with a focusing motor 15, a shutter 19.
  • This shutter can be associated with an optocoupler constituted by a light-emitting diode and a photoreceptor capable of detecting the closing and opening of the shutter.
  • the device also comprises a CCD camera 12 connected to a card 14, which is connected to a processing unit 16.
  • This assembly 16 can be constituted by any computer, provided that it is sufficient powerful enough to be able to manage several software in parallel.
  • a SUN brand station, model SPARC, may be suitable for example. It is equipped with RS 232 and 5 S BUS data transfer sockets.
  • a clock 42 better than 10 ---- S, synchronizes the clocks of the assembly 16 and defines the timing and shutter times.
  • the assembly 16 controls the shutter and the optocoupler 10 19, the camera 12, and the mount 11, the focusing motor 15.
  • the accuracy of the naked orbit restitution according to the invention depends on the measurement rate.
  • FIG. 4 corresponds to the error Da com ⁇ placed on the semi-major axis of the orbit (a) at 3 sigmas, error expressed in meters.
  • Figure 7 corresponds to the Dey error committed on ey with 3 sigmas, expressed in 10 "* ⁇ .
  • Figure 9 corresponds to the Diy error committed on iy at 3 sigmas, and expressed in 10 -4 degrees.
  • the mixed horizontal line corresponds to the error made with the known technique known as "turn-around". This line therefore makes it possible to compare the error made according to the invention with that of the prior art.
  • the minimum measurement plan to ensure a quality orbit is 2 nights of 6 hours with 1 measurement every half hour
  • the optimal and realistic measurement plan with high latitude stations is 2 nights of 6 hours with 1 measurement every five minutes.
  • the device of the invention is advantageously placed in a site where the observation of the sky takes place under good conditions (in Chile, in South Africa, in the Canaries, in Ha a ⁇ , etc ...) .

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Abstract

Selon l'invention, des moyens sont prévus pour mesurer l'écart angulaire entre le satellite et une étoile à l'aide d'un télescope (10) équipé d'une caméra à CCD (12) et d'un obturateur (19). Des moyens (14, 16) de traitement numérique des images en déduisent l'orbite. Application à l'espace.

Description

DISPOSITIF DE RESTITUTION D'ORBITE
DE CORPS CELESTES, NOTAMMENT DE SATELLITES
ARTIFICIELS, PAR ECARTOMETRIE
DESCRIPTION
Domaine technique
La présente invention a pour objet un disposi- tif de restitution d'orbite de corps célestes. Elle s'applique notamment à la restitution d'orbite de satel¬ lites artificiels, en particulier de satellites géosta- tionnaires. Mais elle peut s'appliquer également à des corps célestes qui ne sont pas des satellites à proprement parler, comme des débris d'objets divers (fusées, plateformes spatiales, satellites, etc).
Le déposant désigne son dispositif par l'acro¬ nyme ROSACE signifiant "Restitution d'Orbite par Système Autonome CCD d'Ecartométrie".
Etat de la technique antérieure.
L'orbite d'un satellite peut être définie par la position et la vitesse du satellite à un instant donné. Mais cette manière de définir une orbite est peu représentative et on lui préfère en général la définition de six paramètres datés, nui sont tradition¬ nellement :
- le demi-grand axe de l'orbite, noté a, - l'excentricité, nntée e,
- l'inclinaison du olan de l'orbite sur le plan équatorial. notée i,
- l'ascension droite du noeud ascendant, noté -T • - l'argument du oérigée, noté o , - 1 ' anomalie vraie , notée v.
Les paramètres, i, t_ , --\- définissent le plan de l'orbite et les paramètres a e*c e la forme de cette orbite. L'anomalie vraie, v, est l'angle entre la direction du périgée et celle du satellite.
Lorsqu'il s'agit de satellites géostation- naires, qui occupent des orbites quasi-circulaires situées pratiquement dans le plan équatorial, l'inclinaison i et l'excentricité e sont quasi nulles de sorte que l'argument du périgée L et l'ascension droite -Λ- deviennent indéterminées. On préfère utiliser alors un autre jeu de paramètres, plus commode, qui est le suivant : - a :qui est encore le demi-grand axe,
- ex : égal a ecos( υ~>+-Λ-)
- ey : égal à esin( tu +J\_ )
- ix : égal à icosil.
- iy : égal à isini . - : qui est la longitude du satellite
(égale à uu +_n-+ v - temps sidéral)
La présente invention vise à déterminer de tels paramètres, a, e, i, _rγ_ , v_ju>, v pour des satellites quelconques et a, ex, ey, ix, iy, Jb pour des satellites géostationnaires, et ceci à partir d'une observation du satellite.
Classiquement, la localisation d'un satellite geostationnaire s'effectue par des mesures de distance et des mesures angulaires. Les mesures de distance sont obtenues en déterminant le déphasage entre une onde électromagnétique émise depuis une station au sol et l'onde reçue en retour après réémission par un transpondeur embarqué à bord du satellite. Les stations de localisation fournissent également des mesures angulaires, obtenues par lecture des rotations autour des axes des montures d'antennes.
Cette méthode exige des moyens complexes. En outre, elle conduit à une précision médiocre eu égard à la surpopulation qui règne dans certaines zones (c'est le cas, par exemple, de la fenêtre située à -19° de longitude contenant les satellites TDF1 et TDF2) .
Dans cette méthode, les mesures angulaires sont imprécises (typiquement 0,1°, 0,01° pour des stations particulièrement bien équipées). Ces valeurs sont donc en général insuffisantes pour permettre une restitution d'orbite très précise.
L'erreur commise est due à plusieurs fac- teurs : l'axe d'antenne ne suit le satellite qu'avec une certaine erreur, liée à la longueur d'onde très importante de la porteuse (domaine radio) et à la ciné¬ matique de l'antenne (sensible surtout pour les satel¬ lites bas et en phase de mise à poste). La mesure elle- même est réalisée sur l'axe avec une précision limitée et l'axe peut subir des torsions dues par exemple au vent. Enfin, la réfraction de l'atmosphère doit être modélisée pour reporter une mesure par rapport à une référence au sol dans un repère inertiel. Une autre méthode, plus lourde mais plus précise, consiste à utiliser deux stations au sol (méthode dite du "turn-around".
Exposé de l'invention
La présente invention a justement pour but de remédier à ces inconvénients. A cette fin, elle propose un dispositif conduisant à une meilleure préci¬ sion pour un coût plus faible. Le principe général de l'invention consiste à prévoir des moyens de mesure de l'écart angulaire du satellite par rapport à une référence qui est elle-même céleste, à savoir une (ou des) étoile(s). On s'affranchit ainsi de tous les postes d'erreur liés au sol (lecture des axes, torsion des axes, position du lobe par rapport aux axes, position du satellite par rapport au lobe). La réfraction continue de jouer mais il suffit de modéliser son effet de façon différen¬ tielle entre l'étoile et le satellite, dans un champ très faible. La taille du "lobe" optique est liée à la diffraction et à la turbulence atmosphérique. La diffraction limite ainsi le pouvoir séparateur d'un instrument de 50 cm de diamètre à environ 0,3 seconde, et la turbulence atmosphérique est généralement de l'ordre de la seconde d'arc (elle dépend du site d'observation et de la météorologie). En choisissant convenablement le temps de pose et pour des champs faibles, la turbulence peut être en partie éliminée lors du prétraitement de la mesure. D'autre part, on peut calibrer son influence et associer à chaque mesure une estimation de l'erreur, ce qui permet d'améliorer la restitution d'orbite des étapes finales du traitement.
Selon une caractéristique importante de l'invention, on effectue une prise de vue d'un champ contenant le satellite et la ou les étoile(s) de référence, en utilisant un dispositif à transfert de charges, (appelé généralement CCD pour "Charges Coupled Device"). Il s'agit d'un dispositif optoélectronique permettant de numériser l'image obtenue, ce qui autorise ensuite un traitement numérique.
Selon une autre caractéristique importante de l'invention, il est fait usage d'un obturateur as¬ socié à une horloge précise. On peut ainsi hacher le temps de pose de la prise de vues, par exemple en ou- vrant l'obturateur pendant 2 s, en le fermant pendant 1 s, en l'ouvrant à nouveau pendant 2 s, en le fermant à nouveau pendant 1 s, etc.. et ceci pendant toute la durée de la pose qui peut être par exemple de 1 ou de quelques minutes. On peut ainsi dater avec préci¬ sion un grand nombre de positions intermédiaires des étoiles par rapport au satellite.
L'invention peut être mise en oeuvre de maniè¬ re complète et autonome sur un même site, ce qui la rend particulièrement commode.
Le dispositif de l'invention pourrait rap¬ peler, à certains égards, une technique connue de surveillance des satellites, appelé GEODSS (pour Ground-based Electro-Optical Deep Space Surveillance"). Ce procédé consiste à prendre des images d'une zone du ciel où sont censés se trouver des satellites, et à mémoriser sous forme numérique les zones d'intérêt. La première image (qui est prise avec une exposition prolongée) est prise comme référence du champ d'étoiles et elle est soustraite de toutes les images suivantes. C'est donc une technique de réjection de fond ("background réjection"). On obtient ainsi des images sans étoiles fixes. Ces images sont soumises alors à un programme de détection de traînées, qui différencie les objets en mouvement des fausses alarmes (un satellite géosynchrone a typiquement une vitesse angulaire apparente par rapport aux étoiles de 15"/s).
On voit donc, en fait, que le dispositif de l'invention se distingue nettement de cette technique connue, en ce sens qu'il ne rejette pas le champ d'étoi¬ les, bien au contraire, puisqu'il en fait une référence. C'est que l'invention vise à restituer une orbite pour un satellite identifié, alors que le procédé connu vise à détecter un satellite et non à en restituer l'orbite.
De façon précise, la présente invention a donc pour objet un dispositif de restitution d'orbite de corps célestes, caractérisé par le fait qu'il comprend :
- un télescope solidaire d'une monture à deux axes de rotation équipés de moyens de motorisation de précision aptes à pointer le télescope vers une région du ciel contenant le corps dont on veut restituer l'orbite et au moins une étoile, et à suivre ce corps,
- une caméra à dispositif à transfert de charges, lequel dispositif est placé dans le plan focal du télescope, cette caméra étant apte à prendre des vues de cette région du ciel avec un certain temps de pose et à délivrer un signal numérique correspondant,
- une horloge de précision,
- un obturateur disposé entre le télescope et la caméra, cet obturateur étant commandé par des moyens synchronisés sur l'horloge, ces moyens étant aptes à commander, pendant le temps de pose, des ouver¬ tures et fermetures successives de l'obturateur, la trace de l'image de l'étoile sur le dispositif à trans¬ fert de charge étant alors composée d'une suite de segments,
- des moyens de traitement numérique reliés à la caméra et à l'horloge, ces moyens étant aptes a :
- dater le début et la fin de chaque segment de la trace sur l'image,
- effectuer une mesure d'écartométrie donnant, à chaque instant, l'écart angulaire entre le corps céleste et l'étoile prise comme référence, - en déduire les paramètres de l'orbite du corps. L'horloge peut être constituée par un récep¬ teur GPS ("Global Positioning System") ou une horloge au césium, ou tout autre système donnant le temps avec précision.
Brève description des dessins
- La figure 1 montre schématiquement une installation de mise en oeuvre du procédé de l'inven¬ tion ;
- la figure 2 illustre la suite des opérations effectuées ;
- la figure 3 est un schéma fonctionnel d'un dispositif de mise en oeuvre de l'invention ;
- les figures 4 à 9 sont un ensemble de courbes montrant l'erreur commise sur divers paramètres d'or¬ bite, en fonction de la cadence de mesures.
Exposé détaillé d'un mode de réalisation
On voit, sur la figure 1, un télescope 10 dirigé vers un satellite S et une étoile E. Dans le plan focal du télescope se trouve une caméra à CCD 12. Cette caméra est reliée à une carte électronique d'interface 14, elle-même reliée à des moyens de traitement numérique 16.
La prise de vue s'effectue pendant un temps de pose qui varie entre environ une et quelques se- condes. Chaque point du dispositif CCD est analysé et transformé en une tension proportionnelle à l'éclai- rement reçu. La carte 14 délivre ainsi une image numéri¬ que du champ de vue.
Par ailleurs, pendant le temps de pose, un obturateur est successivement ouvert et fermé ce qui
FEUILLE RECTIFIEE (REGLE 91) ISA/EP hache le temps de pose comme expliqué plus haut.
La prise de vue étant faite dans le plan focal du télescope, la position des objets dans ce plan est directement donnée par leur écartement angu- laire par rapport à l'axe optique par la formule
h r'f tg< c* ),
où f est la longueur focale et l'écart angulaire par rapport au centre du champ.
Les phénomènes de diffraction font que l'image n'est pas un point mais une tache d'AIRY, et la turbu¬ lence déplace cette tache. On observe donc un étalement de l'image sur plusieurs pixels. On en tire avantage en localisant le centre de la tache par une méthode barycentrique avec une précision de l'ordre du dixième du pixel.
Les caractéristiques typiques d'un système peuvent être : - diamètre = 500 mm
- focale = 1900 mm
- matrice CCD = 512 x 512 pixels
- taille du pixel : 19 ^ιm x 19 ^ιm
- champ total : 0,3° x 0,3° - champ de pixel : 2,1" x 2,1"
Le champ d'observation est très faible (0,3° x 0,3°), mais l'expérience montre qu'il y a presque toujours un objet de magnitude 11 dans un champ quelconque du ciel de cette taille.
Une analyse grossière du catalogue de l'Obser¬ vatoire de Strasbourg, qui contient 258.884 étoiles jusqu'à la magnitude 11 (soit quatre fois moins que pour le catalogue définitif qui sera dressé à partir des résultats donnés par le satellite HIPPARCOS), permet de dire qu'il y a un intervalle moyen de 2 minutes 40 entre deux mesures si toutes les étoiles de magnitude 11 ayant une déclinaison S = -6,62° +_ 0,15° étaient utilisables. Si ce champ est retenu, la précision est meilleure que 2" à 3 (6.10~4°) ce qui permet d'obtenir une précision de restitution de 5 m sur le demi grand axe, de 3.10"^ sur l'excentricité, de 10~4 sur l'incli¬ naison, de 3.10~4° sur la longitude 1 (à 3 ζj- ) en deux nuits de six heures de mesures.
La mesure élémentaire effectuée par le dispositif de l'invention est une mesure d'écartométrie entre la traînée laissée par l'étoile par suite de la rotation de la terre (15" par seconde) et la tache laissée par le satellite (si l'on suppose que la pose est faite en coupant les moteurs du télescope). Il faut souligner qu'on mesure un angle d'écartométrie, et non pas la direction de l'écart, ce qui supposerait que l'on oriente le CCD d'une façon particulière autour de l'axe optique, et donc qu'il existerait une référence sol. On n'effectue pas non plus une réduction (au sens astrométrique) de la position du satellite par rapport aux étoiles, ce qui supposerait qu'il y ait au moins trois étoiles de référence dans le champ. S'il y a effectivement trois étoiles dans le champ, on produira trois mesures élémentaires, on ne les condensera pas en deux coordonnées { ol . ) du satellite. La mesure est donc tout à fait spécifique du problème traité et ne relève pas de l'astrometrie classique. Une telle condensation correspondrait à un premier filtrage sur les mesures avant d'entrer dans le filtre de restitution d'orbite : c'est à lui et à lui seul de combiner ces mesures non seulement entre elles mais également avec toutes les autres mesures issues d'autres prises de vue et avec la dynamique de l'orbite restituée. Une condensation correspond à une perte d'information et produit des mesures corrélées (oi et S ) ; elle ne se justifie que lorsque le nombre de mesures élémentaires est très élevé, ce qui n'est pas le cas ici.
La chaîne de mesure est représentée plus en détail sur la figure 2. On trouve, en partant du photorécepteur à CCD 12, successivement les blocs et les opérations suivantes :
20 : contrôle de l'acquisition de l'image, 22 : conversion analogique-numérique, 24 : filtrage électronique et cosmique, 26 : correction des distorsions et de la réfraction,
28 ; extraction des objets, 30 : catalogue d'étoiles, 32 : reconnaissance des objets, 34 : mesure élémentaire d'un écart angulaire entre le satellite et une étoile de référence, 36 : restitution d'orbite, 38 : stockage des paramètres d'orbite, 40 : plan de mesures (cadence, pose, etc).
Toutes ces opérations sont accomplies de préférence par logiciels. Il s'agit le plus souvent de logiciels de traitement d'image (filtre médian pour éliminer le bruit électronique, correction du gain de chaque pixel à l'aide d'une carte d'obscurité de référence, calcul des positions des centres des objets du champ etc). D'autres logiciels, également classiques, permettent la reconnaissance des étoiles, des satel¬ lites, la correction des déformations du champ, la correction différentielle de la réfraction, la mesure des distances, l'estimation de la turbulence, l'estima¬ tion de l'erreur de mesure, la datation etc.
D'autres logiciels encore permettent de com¬ mander la caméra (déclenchement des horloges de prise de vue, de l'acquisition) voire l'ensemble du télescope pour une implantation destinée à être pilotée à distance ou à fonctionner de façon automatique.
Une caméra pour un usage astronomique peut convenir à l'invention. Il peut s'agir d'une caméra 512 x 512 pixels MPP (caractérisée par un bruit thermi¬ que très faible, ce qui simplifie au maximum le problème du refroidissement du CCD), dont la partie commande et lecture passe par une interface à haut débit.
On peut aussi utiliser une caméra à CCD refroidie par un fluide cryogénique, par exemple de l'azote liquide ou de la neige carbonique.
La figure 3 montre de manière plus concrète les différents moyens d'une station autonome conforme à l'invention. On y retrouve le télescope 10, repré¬ senté fixé sur une monture 11, par exemple une monture azimutale, avec des moyens de déplacement en site et en azimut (par exemple un moteur pas à pas à vitesse pilotée de 0 à _+ 10° par s). Le télescope est représen- té, par ailleurs, avec un baffle 13, permettant une observation par pleine lune, avec un moteur de mise au point 15, un obturateur 19. Cet obturateur peut être associé à un optocoupleur constitué par une diode électroluminescente et un photorécepteur capables de détecter la fermeture et l'ouverture de l'obturateur. Tel que représenté, le dispositif comprend encore une caméra à CCD 12 reliée à une carte 14, laquelle est reliée à un ensemble de traitement 16.
Cet ensemble 16 peut être constitué par un ordinateur quelconque, à condition qu'il soit suffisam- ment puissant pour pouvoir gérer plusieurs logiciels en parallèle. Une station de la Marque SUN, modèle SPARC, peut convenir par exemple. Elle est équipée de prises de transfert de données de type RS 232 et 5 S BUS.
Par ailleurs, une horloge 42, précise à mieux que 10----S, synchronise les horloges de l'ensemble 16 et définit les instants de datation et d'obturation. L'ensemble 16 commande l'obturateur et 1'optocoupleur 10 19, la caméra 12, et la monture 11, le moteur de mise au point 15.
On voit encore un réseau 44 délivrant à l'en¬ semble 16 divers ordres de programmation, de maintenance et de mesure. ' 15 Divers autres moyens sont représentés de manière schématique comme une coupole motorisée 50, un thermomètre 52, un anémomètre et un capteur de pluie 54, tous moyens en liaison avec l'ensemble 16. On peut y ajouter des moyens d'orientation du dispositif à 20 transfert de charges, des moyens correcteurs de champ pour obtenir une image plus plane, etc...
La précision de la restitution d'orbite obte¬ nue selon l'invention dépend de la cadence de mesure.
25 Les considérations qui suivent permettent d'apprécier cette dépendance, dans le cas d'un satellite geostation¬ naire et permettent de choisir la meilleure cadence. . Les figures 4 à 9 montrent l'erreur commise sur divers paramètres de l'orbite (paramètre
30 porté en ordonnées) en fonction de la durée h d'une nuit de mesure, durée portée en abscisses et comptée en heures. La cadence est prise comme paramètre et est exprimée par un nombre m, qui est le nombre de minutes séparant deux mesures consécutives. Pour la
35 courbe la plus basse de chaque figure, une mesure
FEUILLE RECTIFIEE (REGLE 91) ISA/EP est effectuée toutes les 5 mn ; pour la courbe suivante toutes les 10 mn, et ainsi de suite pour des écarts de 30 mn, 1 h, 2 h, 4 h et enfin toutes les 6 h pour la courbe la plus haute. La figure 4 correspond à l'erreur Da com¬ mise sur le demi-grand axe de l'orbite (a) à 3 sigmas, erreur exprimée en mètres.
La figure 5 correspond à l'erreur Dl sur 1, toujours à 3 sigmas, erreur exprimée en 10-4 degré. La figure 6 correspond à l'erreur Dex commise sur ex, à 3 sigmas, exprimée en 10""".
La figure 7 correspond à l'erreur Dey commise sur ey à 3 sigmas, exprimée en 10"*^.
La • figure 8 correspond à l'erreur Dix, commise sur ix à 3 sigmas, erreur exprimée en 10-4 degré.
La figure 9 correspond à l'erreur Diy commise sur iy à 3 sigmas, et exprimée en 10-4 degré.
Sur toutes ces figures, le trait horizontal mixte correspond à l'erreur commise avec la technique connue dite du "turn-around". Ce trait permet donc de comparer l'erreur commise selon l'invention avec celle de l'art antérieur.
De ces graphiques on peut conclure que : - le plan de mesure minimum permettant le maintien à poste d'un satellite est de 2 nuits de 4 heures avec 1 mesure toutes les heures,
- le plan de mesure minimum pour assurer une orbite de qualité est de 2 nuits de 6 heures avec 1 mesure toutes les demi-heures,
- le plan de mesure optimal et réaliste avec des stations à latitude élevée est de 2 nuits de 6 heures avec 1 mesure toutes les cinq minutes.
Dans ces conditions, les erreurs commises sur la restitution d'orbite sont respectivement :
FEUILLE RECTIFIEE (REGLE 91) ISA/EP Da < 5 m
Dex < 3 . 10" 6
Dey < 1 . 10" 6
Dix < 0,5.10~4degré Diy < 1.10-4 degré
Dl < 3.10"4 degré ce qui donne des résultats bien meilleurs qu'avec un réseau de type "turn-around" sur a, ix, iy et 1.
Par rapport aux systèmes usuels de mesures de distance et d'angles avec une seule station, le gain en précision est considérable pour un coût beaucoup plus faible. On gagne environ un facteur 14 sur Da, un facteur 6 sur De, un facteur 80 sur Di et un facteur 15 sur Dl. Le dispositif de l'invention est avantageuse¬ ment placé dans un site où l'observation du ciel s'ef¬ fectue dans de bonnes conditions (au Chili, en Afrique du Sud, aux Canaries, à Ha aï, etc...).

Claims

REVENDICATIONS
1. Dispositif de restitution d'orbite de corps célestes, caractérisé par le fait qu'il comprend :
- un télescope (10) solidaire d'une monture (11) à deux axes de rotation équipés de moyens de motorisation de précision aptes à pointer le télescope vers une région du ciel contenant le corps (S) dont on veut restituer l'orbite et au moins une étoile (E), et à suivre ce corps (S), - une caméra à dispositif à transfert de charges (12), lequel dispositif est placé dans le plan focal du télescope (10), cette caméra (12) étant apte à prendre des vues de cette région du ciel avec un certain temps de pose et à délivrer un signal numérique correspondant,
- une horloge de précision (42),
- un obturateur (19) disposé entre le téles¬ cope (10) et la caméra (12), cet obturateur (19) étant commandé par des moyens synchronisés sur l'horloge, ces moyens étant aptes à commander, pendant le temps de pose, des ouvertures et fermetures successives de l'obturateur, la trace de l'image de l'étoile sur le dispositif à transfert de charges étant alors composée d'une suite de segments, - des moyens (16) de traitement numérique reliés à la caméra (12) et à l'horloge (42), ces moyens étant aptes à :
- dater le début et la fin de chaque segment de la trace sur l'image, - effectuer une mesure d'écartométrie donnant, à chaque instant, l'écart angulaire entre le corps céleste (S) et l'étoile (E) prise comme référence,
- en déduire les paramètres de l'orbite du corps céleste (S).
2. Dispositif selon la revendication 1, carac¬ térisé par le fait que les moyens de traitement numéri¬ que sont en même temps aptes à :
- planifier les prises de vues, - commander l'obturateur (19),
- piloter la monture (11) du télescope (10),
- commander la caméra (12).
3. Dispositif selon la revendication 1, carac- térisé par le fait que la monture (11) du télescope
(10) est une monture azimutale avec des moyens de dépla¬ cement en site et en azimut.
4. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé par le fait que la caméra à dispositif à transfert de charges (12) comprend des moyens d'orien¬ tation du dispositif à transfert de charges.
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