WO2007107604A1 - Système de contrôle du déploiement d'engins spatiaux devant voler en formation, par détermination simultanée et de haute précision de leurs positions - Google Patents

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spacecraft
esi
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formation
chosen
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Roland Frenkiel
Thierry Dargent
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Alcatel Lucent SAS
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Thales SA
Alcatel Lucent SAS
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    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S5/00—Position-fixing by co-ordinating two or more direction or position line determinations; Position-fixing by co-ordinating two or more distance determinations
    • G01S5/0009—Transmission of position information to remote stations
    • G01S5/0072—Transmission between mobile stations, e.g. anti-collision systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
    • B64G1/1085—Swarms and constellations
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
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    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S13/00—Systems using the reflection or reradiation of radio waves, e.g. radar systems; Analogous systems using reflection or reradiation of waves whose nature or wavelength is irrelevant or unspecified
    • G01S13/88—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications
    • G01S13/93—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for anti-collision purposes
    • G01S13/933—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for anti-collision purposes of aircraft or spacecraft

Definitions

  • the invention relates to spacecraft, for example satellites, intended to move in formation to collectively carry out a mission, and more precisely the control of the deployment of such machines in space in order to constitute a formation having a chosen configuration .
  • the distances separating the spacecraft for example satellites (or “flyers”)
  • the distances separating the spacecraft after deployment, must be weak, or even very small (for example about ten meters).
  • Deployment is initially planned to bring all spacecraft “stationed” under dynamic conditions conducive to autonomous relative control. This deployment can be initiated by launching one or more composites, with one or more separate launchers.
  • composite means a module temporarily carrying a plurality of spacecraft, comprising propulsion means, and from which the spacecraft separate as soon as the propulsion means are no longer useful.
  • the deployment can also be done by direct release of all spacecraft in a transfer orbit.
  • the inter-satellite distances can be such that the visibility between satellites is not ensured, and the "rendezvous" of spacecraft can be done with movements final reports that may lead to collision risks.
  • rendezvous space the moment when all spacecraft are found inside a sphere, called rendezvous space, of diameter equal to the maximum range of the relative positioning metrology system, by example the radiofrequency (RF) link inter-satellite (defined by their onboard RF relative metrology means), typically 8 km for this example.
  • RF radiofrequency
  • This external means can only be the ground station which is responsible for making the position measurements, determines the maneuvers of the spacecraft and transmits these maneuvers by voice waves in the form of course corrections so as to enslave them on their respective nominal paths while ensuring their rendezvous with a precision compatible with the RF range.
  • the invention therefore aims to improve the situation.
  • a system dedicated to the control of the deployment at least two spacecraft provided with maneuvering means and intended to move according to a chosen formation, and comprising a control device (possibly implanted on the ground) comprising, on the one hand, the first means of measurements to determine the orbital positions of the spacecraft and, secondly, the first calculating means responsible for determining, for each of these spacecraft, according to their orbital positions, maneuvers intended to position each of the spacecraft. between them substantially at a chosen instant in a selected position with respect to a reference trajectory, taking into account a time law of a reference gear on this reference trajectory, in order to place the formation in a chosen configuration.
  • control system according to the invention may comprise other characteristics that can be taken separately or in combination, and in particular:
  • the reference vehicle is either one of the spacecraft of the formation (in this case the other spacecraft are called tracking craft), or a fictional vehicle representative of the whole formation (for example placed in the center of gravity of the formation).
  • its first calculating means can be responsible for determining maneuvers intended to position substantially each machine at a chosen moment in a selected position with respect to the reference trajectory and with a chosen relative speed (for example substantially zero) with respect to the reference craft, taking into account the time law of the latter on its reference trajectory;
  • second relative metrology means for example radiofrequency (RF) type, implanted on each of the machines and responsible for carrying out at least measurements of the position of their own apparatus relative to certain least other spacecraft, when they are placed in a so-called rendezvous space, and secondly, the second calculation means installed on each of the machines and responsible for estimating the risk of collision with at least some of the other gear from at least relative position measurements and, in the event of a collision risk exceeding a chosen value, to determine the local and temporary avoidance maneuvers to be undertaken;
  • RF radiofrequency
  • the second relative metrology means may be responsible for performing at least measurements, as well as possibly estimates, of the relative speed of their spacecraft relative to at least some of the other spacecraft.
  • the second calculation means are responsible for estimating the risks of collision with at least some of the other spacecraft from at least relative position measurements and / or relative speed measurements or estimates;
  • the second relative metrology means and the second calculation means can be put into operation at the latest at the time of the separation of their respective machines with respect to a launcher;
  • its first measurement means may comprise at least two measurement stations located on the ground in selected locations, each of which is responsible for measuring substantially simultaneously at least the distances separating them from the different spacecraft, as well as processing means for determining the orbital positions of spacecraft from at least substantially simultaneous distance measurements; its first measurement means can be responsible for determining the orbital positions of the spacecraft by means of the so-called Delta DOR (Delta Differential One Way Range) technique.
  • Delta DOR Delta Differential One Way Range
  • the invention also proposes a control device intended to be part of a deployment control system of the type described above.
  • the invention also proposes a spacecraft (such as for example a satellite), intended to move in formation within a group of spacecraft of the same type, and comprising maneuvering means, and second relative metrology means. and second means for calculating a deployment control system of the type shown above.
  • a spacecraft such as for example a satellite
  • the attached drawing may not only serve to complete the invention, but also contribute to its definition, if any.
  • the object of the invention is to allow the control of the deployment of spacecraft in space in order to constitute a formation having a chosen configuration.
  • spacecraft are observation satellites (possibly flyer type) flying (or intended to fly) in formation to fulfill a mission spatial or terrestrial observation.
  • the invention is not limited to this type of spacecraft. It concerns indeed all space vehicles intended to fly in formation according to a chosen configuration (possibly modifiable). The invention occurs once the (space) craft have been separated from their launcher (s), as well as possibly from one or more composite (s)
  • the invention proposes a system for controlling the deployment of at least two spacecraft ESi equipped MDi maneuvering means and intended to move according to a chosen formation.
  • ESi equipped MDi maneuvering means and intended to move according to a chosen formation.
  • a deployment control system comprises at least one control device implanted on the ground and comprising first measuring means MM1j and MT and a first calculation module MC1.
  • the control device is implanted on the ground. But this is not obligatory. We can indeed consider that the location is relative to a constellation of satellites in flight (for example). The control device is then implanted in satellites of the constellation which have synchronized clocks.
  • the first measurement means MM1j and MT are responsible for determining the orbital positions of ESi spacecraft which are in the deployment phase (particularly during the so-called cruising sub-phase) must bring them inside an appointment space).
  • "rendezvous space” is understood to mean a sphere of diameter substantially equal to the radiofrequency (RF) range between two spacecraft. This range is currently about 8 km.
  • RF radiofrequency
  • High precision is understood herein to mean a precision typically of the order of (or less than) a few tens, or even a few hundred, meters for a distance of approximately one million kilometers.
  • Delta DOR Delta Differential One Way Range
  • Such a technique makes it possible to obtain an accuracy of approximately 25 m for a distance of approximately 1.5 million kilometers (which corresponds to the Lagrange point 2 (or L2) with respect to the Earth).
  • Each station (of measurements) STj comprises a first measurement module MM 1j capable of emitting signals (for example radiofrequencies (RF) - Ia RF serves both metrology and communication links) to spacecraft ESi, to collect reflected signals and to deduce substantially simultaneously distances (measures called "range", in English ) which separate it from the different spacecraft ESi, as well as preferably the radial velocities (for example by Doppler measurements) of spacecraft ESi.
  • the simultaneous of the measurements made by the STj stations on the spacecraft ESi makes it possible to overcome the errors on the absolute measurement common to all the machines.
  • the processing module MT is responsible for determining the orbital positions of the different spacecraft ESi from the distance measurements, and any simultaneous radial velocity measurements (at the accuracy of the synchronized clocks of the ground stations STj) carried out by the first modules. of measurements MM1j stations STj.
  • the orbital positions are for example determined by means of a recursive filtering over time of all the measurements of positions / velocities, of Kalman filtering type, based on a prediction model of the spacecraft trajectories ESi provided by the mechanics. orbital and model measurements made by STj ground stations.
  • the processing module MT may for example be located in a computing center CC physically separated STj stations. But, alternatively, it can be implanted in one of the stations STj.
  • the first calculation module MC1 the control system, is responsible for determining the maneuvers (or maneuvering planes) of each spacecraft ESi according to the orbital positions determined simultaneously by the first measuring means MM1j and MT. More precisely, the first calculation module MC1 determines for each spacecraft ESi the maneuvers intended to position it at a moment chosen substantially at a chosen position (or rendezvous point) PR with respect to a reference trajectory TR, taking into account the time law of a reference gear on this reference trajectory TR.
  • time law the law that governs the movement of the reference vehicle on its reference trajectory TR, and thus which allows to know at every moment its theoretical position (as well as eventually its vector speed) with respect to this reference trajectory TR.
  • manipulators means one or more commands (tele-) transmitted from the ground to an ESi spacecraft and intended to correct its current trajectory so that it goes to the rendezvous.
  • the reference gear is for example one (ES1) spacecraft training.
  • the other ES2 spacecraft are called tracking devices.
  • the first calculation module MC1 then first determines the maneuvers intended to position the reference gear ES1, substantially on a chosen reference trajectory TR. Then, it determines for each follower gear ES2, the maneuvers intended to position it at a moment chosen substantially at a chosen position (or rendezvous point) PR with respect to the reference trajectory TR, taking into account the time law of the reference vehicle ES1 on its reference trajectory TR.
  • the reference vehicle may be a fictional vehicle that represents the entire formation.
  • this fictitious machine is placed at the center of gravity of the formation and its trajectory is the reference trajectory TR.
  • all ESi spacecraft of the formation are follower gears.
  • the first calculation module MC1 determines first of all the reference trajectory TR of the fictional (reference) apparatus. Then, it determines for each spacecraft ES1, ES2, the maneuvers intended to position it at a moment chosen substantially at a chosen position (or rendezvous point) PR with respect to the reference trajectory TR, taking into account the law time of the fictitious vehicle (reference) on its TR reference trajectory.
  • the reference vehicle is considered to be the spacecraft ES1 of the formation.
  • a rendezvous point PR is a point of a five-dimensional space defined for example by the first five orbital parameters (the sixth, for example the position on orbit, being free).
  • the first calculation module MC1 can for example be implemented in the computer center CC, as shown in the single figure. But, alternatively, it can be implanted in one of the stations STj.
  • the maneuvering plans are for example transmitted to the different spacecraft ESi by the computing center CC (when it contains the first calculation module MC1 and has appropriate transmission means) or by one of the ground stations STj .
  • the first measuring means MM1j can be configured to perform distance measurements, as well as preferably radial velocities, either periodically or by order, for example of the first calculation module MC1.
  • the maneuvers (or maneuvering plane) that the calculation module MC1 determines for a follower ES2 are intended to position it at a chosen instant not only substantially at a chosen position (or meeting point) PR relative to the reference trajectory TR, but also with a relative speed chosen relative to the reference vehicle ES1.
  • This relative speed is for example chosen substantially equal to zero (0), in order to freeze the formation in the chosen configuration.
  • the kalman filter estimates all at the same time, thanks to an accumulation of distance measurements as well as preferably of radial velocities over a given time horizon.
  • the prediction also gives the future time law, with a bias that diverges with time since the last measurement.
  • an ESi spacecraft receives instructions from the ground defining the maneuvers that have been determined for it, it communicates them to an MCOi orbit correction module that it understands.
  • MCOi orbit correction module an integral part of the semi-autonomous board control software, better known by the acronym GNC (for "Guidance Navigation and Control"), is responsible for converting at each time step of the CNG the handling instructions received from the ground in force and / or torque, then converting these force and / or torque into control (s) which it transmits to the MDi maneuvering means of its spacecraft ESi in an understandable form.
  • MDi maneuvering means can be of any type.
  • the relative positions can be determined from the measurement differentials of each of the ground stations STj rather than by the estimation of the absolute positions of each of the spacecraft ESi. Since the covariance of this differential quantity is strong, this makes it possible to improve the estimation accuracy once entered in the constant data of the Kalman filter.
  • the prediction model used can then be that of the differential perturbations between two spacecraft ESi given, assuming that one has previously made the absolute position measurement of one of the spacecraft ESi, for example that of reference.
  • the control system preferably contains, in addition to its control device implanted on the ground (MM1j, MT, MC1), second relative metrology means MM2i and second calculation modules MC2i implanted at least in each of the follower units ES2 ( as well as possibly in the reference gear ES1).
  • the second relative metrology means MM2i are responsible for performing at least sets of instantaneous measurements of the relative position of the spacecraft ESi in which they are implanted with respect to at least some of the other spacecraft ESi 'when they are inside the rendezvous space, that is to say within radio range when the measurements are radiofrequency (RF) type.
  • RF radiofrequency
  • the second relative metrology means MM2i may be of a different type than radiofrequency. They can also and optionally perform relative velocity measurements that complete the sets of instantaneous measurements of relative positions and allow to determine more finely at least some relative positions of other spacecraft ESi 'with respect to their spacecraft ESi.
  • Each second calculation module MC2i is responsible for estimating the risks of collision of its spacecraft ESi with each other spacecraft ESi '(i ⁇ i'), object of measurements, starting from at least the measurements of relative position and of any possible relative velocity measurements made by the second relative metrology means MM2i associated.
  • the second calculation module MC2i delivers, for each spacecraft ESi 'object of measurements, a value representative of the probability that it collides with its spacecraft ESi.
  • the second calculation module MC2i can then compare each probability value with a threshold value, and when a probability value is greater than the threshold value (that is to say, in the event of a risk of collision), it determines maneuvers. local and temporary avoidance devices to allow its spacecraft ESi to avoid at least one other spacecraft ESi '.
  • the second relative metrology means MM2i may also be responsible for making estimates (prediction) of relative positions and possibly relative vector velocities of their spacecraft ESi with respect to each other spacecraft ESi 'object of distance measurement and relative direction.
  • estimates can for example include a filter of Kalman responsible for giving positions and relative velocities from the beginning of the measurement campaign to the last moment of measurement, ie the hourly law, then allowing to extrapolate their values in the future, provided that know the effect of actuators and differential disturbances.
  • the estimation bias in the future (extrapolation) increases over time.
  • a priori we do not use a Kalman filter in backup mode, but that can be considered.
  • the second calculation module MC2i is responsible for estimating the risks of collision of its spacecraft ESi with each other spacecraft ESi 'object of measurements, from measurements and / or estimates of relative position and possibly measurements and / or estimates relative speed.
  • the second relative metrology means MM2i and the second calculation module MC2i, which are implanted at least in each follower ES2, constitute what the skilled person generally calls an anticollision device (or avoidance). Any type of anticollision (or avoidance) device known to those skilled in the art can be used in an ESi spacecraft.
  • the avoidance maneuvers decided by a second calculation module MC2i preferably have priority over the maneuvers (or maneuvering plane) determined on the ground for its spacecraft ESi. Consequently, whenever a second calculation module MC2i decides that avoidance maneuvers must be performed by its spacecraft ESi, it communicates them to the associated MCOi orbit correction module (for example of the CNG type). The latter converts them into a command (s) for correcting the trajectory, then transmits them to the maneuvering means MDi of his ESi spacecraft so that they execute them.
  • the associated MCOi orbit correction module for example of the CNG type
  • the second relative metrology means MM2i and the second calculation module MC2i which are implanted at least in each follower ES2, are arranged so that they can be put into operation (or activated) at the latest when their spacecraft separates from the launcher or any composite that transports them momentarily.
  • each ESi spacecraft can be subject to a collision detection from the beginning of the deployment phase.
  • the reference gear ES1 has slightly varied from its reference trajectory TR and / or that it has not exactly tracking its time law and / or that its relative speed with respect to the follower ES2 is not that chosen on the ground.
  • the specific rendezvous point PR and / or the relative speed of the follower ES2 must (must) be corrected.
  • the second relative metrology means MM2i and the second calculation module MC2i which are located in the spacecraft ESi, can then be tasked with precisely positioning the latter in view of the actual position of the ES1 reference gear.
  • the first MC1 and second MC2i calculation modules, the MCOi orbit correction modules and the processing module MT can be implemented in the form of electronic circuits, software (or computer) modules, or a combination of circuits. and software.
  • the invention makes it possible to reintegrate in a formation a spacecraft (follower) which has moved away from the reference craft by a distance greater than the radio range (typically 8 km).
  • control system control device and spacecraft described above, only by way of example, but it encompasses all the variants that may be considered by the man of art within the scope of the claims below.
  • the first measurement means and the first calculation means of the control device are located on the ground (in ground stations).
  • the first measurement means and / or the first calculation means of the control device can be implanted in satellites of an in-flight constellation which have synchronized clocks.
  • the first measurement means of the control device can be implanted in the satellites of a constellation in flight, while the first calculation means of the control device are located in a station on the ground. The location of the spacecraft, which must be placed in a chosen configuration, is then compared to the constellation of satellites in flight.

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Abstract

Un système est dédié au contrôle du déploiement d'au moins deux engins spatiaux (ES1, ES2) pourvus de moyens de manoeuvre (MD1, MD2) et destinés à se déplacer selon une formation choisie. Ce système comprend un dispositif de contrôle (MM11, MM12, MT, MC1) comprenant i) des premiers moyens de mesures (MM11, MM12, MT) chargés de déterminer sensiblement simultanément et avec une précision élevée les positions orbitales des engins spatiaux (ES1, ES2), et ii) des premiers moyens de calcul (MC1) chargés de déterminer pour chacun des engins spatiaux, en fonction de leurs positions orbitales, des manoeuvres destinées à positionner chacun d'entre eux à un instant choisi sensiblement en une position choisie par rapport à une trajectoire de référence, compte tenu de la loi horaire d'un engin de référence (ES1) sur cette trajectoire de référence (TR), afin de placer la formation dans une configuration choisie.

Description

SYSTÈME DE CONTRÔLE DU DÉPLOIEMENT D'ENGINS SPATIAUX DEVANT VOLER EN FORMATION, PAR DÉTERMINATION SIMULTANÉE ET DE HAUTE PRÉCISION DE LEURS POSITIONS
L'invention concerne les engins spatiaux, comme par exemple les satellites, destinés à se déplacer en formation pour assurer collectivement une mission, et plus précisément le contrôle du déploiement de tels engins dans l'espace en vue de constituer une formation présentant une configuration choisie.
Dans certaines missions de vol en formation, les distances séparant les engins spatiaux (par exemple des satellites (ou « flyers »)), après déploiement, doivent être faibles, voire très faibles (par exemple une dizaine de mètres). Le déploiement est initialement prévu de manière à amener tous les engins spatiaux « à poste » dans des conditions dynamiques propices à un contrôle relatif autonome. Ce déploiement peut être initié par lancement d'un ou plusieurs composites, avec un ou plusieurs lanceurs distincts. On entend ici par « composite » un module transportant temporairement plusieurs engins spatiaux, comprenant des moyens de propulsion, et duquel les engins spatiaux se séparent dès que les moyens de propulsion ne sont plus utiles. Le déploiement peut également se faire par largage direct de tous les engins spatiaux sur une orbite de transfert.
Ces techniques d'initiation du déploiement induisent toutes au moins deux inconvénients communs : les distances inter-satellites peuvent être telles que la visibilité entre satellites n'est pas assurée, et le « rendez-vous » des engins spatiaux peut se faire avec des mouvements relatifs finaux qui peuvent entraîner des risques de collision. On entend ici par « rendez-vous » le moment où tous les engins spatiaux se retrouvent à l'intérieur d'une sphère, dite espace de rendez-vous, de diamètre égal à la portée maximale du système de métrologie de positionnement relatif, par exemple le lien radiofréquence (RF) inter-satellites (défini par leurs moyens de métrologie relative RF embarqués), soit typiquement 8 km pour cet exemple.
Aujourd'hui, aucune technique de déploiement de formation n'a été effectivement mise en œuvre. Seule est bien connue et maîtrisée la technique de positionnement d'un engin spatial par rapport à un astre. Celle-ci consiste à mesurer, au moyen d'une station implantée au sol, les positions successives de l'engin spatial, et à déterminer, également au sol, les manœuvres destinées à positionner l'engin par rapport à l'astre en fonction des mesures de position. Ces manœuvres sont ensuite (télé-)transmises à l'engin spatial afin qu'il les effectue à l'aide de moyens de déplacement embarqués (tuyère(s) et/ou actionneur(s)).
Certes, il a été proposé quelques méthodes de déploiement, mais aucune d'entre elle ne prend en compte la possibilité de perdre un lien RF inter-satellites entre le lancement et la mise à poste (position finale au sein de la formation). Or, lors d'un lancement au moyen d'un unique lanceur, le respect de la sphère de portée RF (ou espace de rendez-vous) n'est pas forcément assuré. Par ailleurs, les engins spatiaux ne disposent pas forcément d'une capacité de manoeuvre suffisante pour compenser les différentiels de force qui s'exercent sur chacun d'entre eux. De plus, pour un lancement au moyen de plusieurs lanceurs, la mise en communication des éléments de types différents (composites et engins spatiaux) n'est jamais prise en considération. Or, cette mise en communication nécessite obligatoirement le recours à un moyen extérieur, du fait que dans ce cas les distances inter-satellites sont largement supérieures à la portée RF. Ce moyen extérieur ne peut être que la station au sol qui est chargée d'effectuer les mesures de position, détermine les manœuvres des engins spatiaux et transmet ces manœuvres par voix d'ondes sous la forme de corrections de trajectoire de manière à les asservir sur leurs trajectoires nominales respectives tout en assurant leur rendez-vous avec une précision compatible avec la portée RF.
L'invention a donc pour but d'améliorer la situation.
Elle propose à cet effet un système dédié au contrôle du déploiement d'au moins deux engins spatiaux, pourvus de moyens de manœuvre et destinés à se déplacer selon une formation choisie, et comportant un dispositif de contrôle (éventuellement implanté au sol) comprenant, d'une part, des premiers moyens de mesures chargés de déterminer sensiblement simultanément et avec une précision élevée les positions orbitales des engins spatiaux, et d'autre part, des premiers moyens de calcul chargés de déterminer pour chacun de ces engins spatiaux, en fonction de leurs positions orbitales, des manœuvres destinées à positionner chacun d'entre eux sensiblement à un instant choisi dans une position choisie par rapport à une trajectoire de référence, compte tenu d'une loi horaire d'un engin de référence sur cette trajectoire de référence, afin de placer la formation dans une configuration choisie.
Le système de contrôle selon l'invention peut comporter d'autres caractéristiques qui peuvent être prises séparément ou en combinaison, et notamment :
- l'engin de référence est soit l'un des engins spatiaux de la formation (dans ce cas les autres engins spatiaux sont appelés engins suiveurs), soit un engin fictif représentatif de l'ensemble de la formation (par exemple placé au barycentre de celle-ci) ; - ses premiers moyens de calcul peuvent être chargés de déterminer des manœuvres destinées à positionner sensiblement chaque engin à un instant choisi en une position choisie par rapport à la trajectoire de référence et avec une vitesse relative choisie (par exemple sensiblement nulle) par rapport à l'engin de référence, compte tenu de la loi horaire de ce dernier sur sa trajectoire de référence ;
- il peut comprendre, d'une part, des seconds moyens de métrologie relative, par exemple de type radiofréquence (RF), implantés sur chacun des engins et chargés d'effectuer au moins des mesures de position de leur propre engin relativement à certains au moins des autres engins spatiaux, lorsque ces derniers sont placés dans un espace dit de rendez-vous, et d'autre part, des seconds moyens de calcul implantés sur chacun des engins et chargés d'estimer les risques de collision avec certains au moins des autres engins spatiaux à partir au moins des mesures de position relative, et, en cas de risque de collision dépassant une valeur choisie, de déterminer les manœuvres d'évitement locales et passagères à entreprendre ;
> les seconds moyens de métrologie relative peuvent être chargés d'effectuer au moins des mesures, ainsi qu'éventuellement des estimations, de vitesse relative de leur engin spatial par rapport à certains au moins des autres engins spatiaux. Dans ce cas, les seconds moyens de calcul sont chargés d'estimer les risques de collision avec certains au moins des autres engins spatiaux à partir au moins des mesures de position relative et/ou des mesures ou estimations de vitesse relative ;
> les seconds moyens de métrologie relative et les seconds moyens de calcul peuvent être mis en fonctionnement au plus tard lors de la séparation de leurs engins respectifs par rapport à un lanceur ;
- ses premiers moyens de mesures peuvent comprendre au moins deux stations de mesures implantées au sol en des endroits choisis et chargées chacune de mesurer sensiblement simultanément au moins les distances qui les séparent des différents engins spatiaux, ainsi que des moyens de traitement chargés de déterminer les positions orbitales des engins spatiaux à partir au moins des mesures de distance sensiblement simultanées ; - ses premiers moyens de mesures peuvent être chargés de déterminer les positions orbitales des engins spatiaux au moyen de la technique dite « Delta DOR » (pour « Delta Differential One way Range »).
L'invention propose également un dispositif de contrôle destiné à faire partie d'un système de contrôle de déploiement du type de celui présenté ci- avant.
L'invention propose également un engin spatial (comme par exemple un satellite), destiné à se déplacer en formation au sein d'un groupe d'engins spatiaux du même type, et comprenant des moyens de manœuvre, et des seconds moyens de métrologie relative et des seconds moyens de calcul d'un système de contrôle de déploiement du type de celui présenté ci-avant.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à l'examen de la description détaillée ci-après, et du dessin annexé, sur lequel l'unique figure illustre de façon très schématique un exemple de déploiement de deux engins spatiaux au moyen d'un système de contrôle selon l'invention.
Le dessin annexé pourra non seulement servir à compléter l'invention, mais aussi contribuer à sa définition, le cas échéant. L'invention a pour objet de permettre le contrôle du déploiement d'engins spatiaux dans l'espace en vue de constituer une formation présentant une configuration choisie.
Dans ce qui suit, on considère, à titre d'exemple illustratif et non limitatif, que les engins spatiaux sont des satellites d'observation (éventuellement de type « flyer ») volant (ou destinés à voler) en formation afin de remplir une mission d'observation spatiale ou terrestre.
Mais, l'invention n'est pas limitée à ce type d'engin spatial. Elle concerne en effet tous les engins spatiaux destinés à voler en formation selon une configuration choisie (éventuellement modifiable). L'invention intervient une fois que les engins (spatiaux) ont été séparés de leur(s) lanceur(s), ainsi qu'éventuellement d'un ou plusieurs composite(s)
(ou module(s) de transport à moyens de propulsion autonomes).
L'invention propose un système destiné à contrôler le déploiement d'au moins deux engins spatiaux ESi pourvus de moyens de manœuvre MDi et destinés à se déplacer selon une formation choisie. On entend ici par
« déploiement » la phase permettant de positionner des engins spatiaux ESi les uns par rapport aux autres de manière à constituer une formation présentant une configuration (ou géométrie) choisie, de façon durable (bien que modifiable). Dans l'exemple illustré sur l'unique figure, on n'a représenté que deux engins spatiaux ES1 et ES2 (i = 1 et 2), destinés à voler en formation. Mais, l'invention n'est pas limitée à ce nombre. Elle concerne en effet n'importe quel nombre d'engins spatiaux dès lors que ce nombre est supérieur ou égal à deux
(2). Un système de contrôle de déploiement selon l'invention comprend au moins un dispositif de contrôle implanté au sol et comprenant des premiers moyens de mesures MM1j et MT et un premier module de calcul MC1. Dans ce qui suit on considère, à titre d'exemple illustratif et non limitatif, que le dispositif de contrôle est implanté au sol. Mais cela n'est pas obligatoire. On peut en effet envisager que la localisation se fasse par rapport à une constellation de satellites en vol (par exemple). Le dispositif de contrôle est alors implanté dans des satellites de la constellation qui possèdent des horloges synchronisées.
Les premiers moyens de mesures MM1j et MT sont chargés de déterminer sensiblement simultanément et avec une précision élevée les positions orbitales des engins spatiaux ESi qui sont en phase de déploiement (notamment lors de la sous-phase dite de croisière (ou « cruising ») qui doit les amener à l'intérieur d'un espace de rendez-vous). On entend ici par « espace de rendez-vous » une sphère de diamètre sensiblement égal à la portée radiofréquence (RF) entre deux engins spatiaux. Cette portée est actuellement d'environ 8 km. On entend ici par précision élevée une précision typiquement de l'ordre de (ou inférieure à) quelques dizaines, voire quelques centaines, de mètres pour une distance d'environ un million de kilomètres.
Pour atteindre ce type de précision, on peut par exemple utiliser la technique dite Delta DOR (pour « Delta Differential One way Range »), développée par l'ESOC et le JPL et par exemple décrite dans un article accessible à l'adresse Internet http://www.issfd.dlr.de/papers/P0118.pdf).
Une telle technique permet d'obtenir une précision d'environ 25 m pour une distance d'environ 1 ,5 millions de kilomètres (ce qui correspond au point de Lagrange 2 (ou L2) par rapport à la Terre). La mise en œuvre de cette technique nécessite au moins deux stations de mesures implantées au sol STj (ici j = 1 et 2), par exemple sur la Terre, et un module de traitement MT couplé aux stations STj.
Toute autre technique de détermination de position orbitale, reposant sur l'observation d'engins par des moyens de mesures distants, orientés différemment et synchrones, connue de l'homme de l'art, peut être utilisée.
Chaque station (de mesures) STj comprend un premier module de mesures MM 1j capable d'émettre des signaux (par exemple radiofréquences (RF) - Ia RF sert à la fois à la métrologie et de liens de communication) à destination des engins spatiaux ESi, de collecter les signaux réfléchis et d'en déduire sensiblement simultanément les distances (mesures dites de « range », en anglais) qui le séparent des différents engins spatiaux ESi, ainsi que de préférence les vitesses radiales (par exemple par mesures doppler) des engins spatiaux ESi. La simultanéité des mesures effectuées par les stations STj sur les engins spatiaux ESi permet de s'affranchir des erreurs sur la mesure absolue commune à tous les engins.
Le module de traitement MT est chargé de déterminer les positions orbitales des différents engins spatiaux ESi à partir des mesures de distance, et des éventuelles mesures de vitesse radiale, simultanées (à la précision des horloges synchronisées des stations sol STj) effectuées par les premiers modules de mesures MM1j des stations STj. Les positions orbitales sont par exemple déterminées au moyen d'un filtrage récursif dans le temps de l'ensemble des mesures de positions/vitesses, de type filtrage de Kalman, basé sur un modèle de prédiction des trajectoires des engins spatiaux ESi fourni par la mécanique orbitale et le modèle des mesures effectuées par les stations sol STj.
Comme cela est illustré sur l'unique figure, le module de traitement MT peut par exemple être implanté dans un centre de calcul CC séparé physiquement des stations STj. Mais, en variante, il peut être implanté dans l'une des stations STj.
Le premier module de calcul MC1 , du système de contrôle, est chargé de déterminer les manœuvres (ou plans de manœuvre) de chaque engin spatial ESi en fonction des positions orbitales déterminées simultanément par les premiers moyens de mesures MM1j et MT. Plus précisément, le premier module de calcul MC1 détermine pour chaque engin spatial ESi les manœuvres destinées à le positionner à un instant choisi sensiblement en une position choisie (ou point de rendez-vous) PR par rapport à une trajectoire de référence TR, compte tenu de la loi horaire d'un engin de référence sur cette trajectoire de référence TR.
On entend ici par « loi horaire » la loi qui régit le déplacement de l'engin de référence sur sa trajectoire de référence TR, et donc qui permet de connaître à chaque instant sa position théorique (ainsi qu'éventuellement sa vitesse vectorielle) par rapport à cette trajectoire de référence TR.
Par ailleurs, on entend ici par « manœuvres » une ou des commandes (télé-)transmises depuis le sol vers un engin spatial ESi et destinées à corriger sa trajectoire en cours afin qu'il se dirige vers le rendez-vous.
Comme cela est illustré sur la figure, l'engin de référence est par exemple l'un (ES1) des engins spatiaux de la formation. Dans ce cas, les autres engins spatiaux ES2 sont appelés engins suiveurs. Le premier module de calcul MC1 détermine alors tout d'abord les manœuvres destinées à positionner l'engin de référence ES1 , sensiblement sur une trajectoire de référence TR choisie. Puis, il détermine pour chaque engin suiveur ES2, les manœuvres destinées à le positionner à un instant choisi sensiblement en une position choisie (ou point de rendez-vous) PR par rapport à la trajectoire de référence TR, compte tenu de la loi horaire de l'engin de référence ES1 sur sa trajectoire de référence TR.
Mais, dans une variante, l'engin de référence peut être un engin fictif qui représente l'ensemble de la formation. Par exemple cet engin fictif est placé au barycentre de la formation et sa trajectoire est la trajectoire de référence TR. Dans ce cas, tous les engins spatiaux ESi de la formation sont des engins suiveurs. Le premier module de calcul MC1 détermine alors tout d'abord la trajectoire de référence TR de l'engin fictif (de référence). Puis, il détermine pour chaque engin spatial ES1 , ES2, les manœuvres destinées à le positionner à un instant choisi sensiblement en une position choisie (ou point de rendez- vous) PR par rapport à la trajectoire de référence TR, compte tenu de la loi horaire de l'engin fictif (de référence) sur sa trajectoire de référence TR.
On considère dans ce qui suit, à titre d'exemple illustratif et non limitatif, que l'engin de référence est l'engin spatial ES1 de la formation.
Il est important de noter qu'à chaque engin suiveur ES2 correspond une position choisie PR qui constitue sensiblement sa position finale par rapport à l'engin de référence ES1 , et donc au sein de la formation choisie (aux éventuelles corrections locales et finales près sur lesquelles on reviendra plus loin). L'objectif est donc de déterminer pour chaque engin suiveur ES2 un point de rendez-vous spécifique PR par rapport à l'engin suiveur ES1 , compte tenu de sa trajectoire de référence TR, puis les manœuvres qui vont lui permettre de se rendre en ce point de rendez-vous PR. Un point de rendez-vous PR est un point d'un espace à cinq dimensions définies par exemple par les cinq premiers paramètres orbitaux (le sixième, par exemple la position sur orbite, étant libre).
Grâce aux « plans de manœuvre » ainsi définis par le premier module de calcul MC1 pour chacun desdits engins spatiaux ESi on est en mesure de constituer la formation selon une configuration choisie. Le premier module de calcul MC1 peut par exemple être implanté dans le centre de calcul CC, comme illustré sur l'unique figure. Mais, en variante, il peut être implanté dans l'une des stations STj.
Les plans de manœuvre sont par exemple retransmis aux différents engins spatiaux ESi par le centre de calcul CC (lorsqu'il contient le premier module de calcul MC1 et dispose de moyens d'émission adaptés) ou bien par l'une des stations au sol STj.
On notera que plusieurs plans de manœuvre successifs peuvent être éventuellement nécessaires pour qu'un engin suiveur ES2 puisse parvenir au niveau de son point de rendez-vous spécifique PR. Par conséquent, les premiers moyens de mesure MM1j peuvent être configurés pour effectuer des mesures de distances, ainsi que préférentiellement de vitesses radiales, soit périodiquement, soit sur ordre, par exemple du premier module de calcul MC1.
De préférence, les manœuvres (ou plan de manœuvre) que le module de calcul MC1 détermine pour un engin suiveur ES2 sont destinées à le positionner à un instant choisi non seulement sensiblement au niveau d'une position choisie (ou point de rendez-vous) PR par rapport à la trajectoire de référence TR, mais également avec une vitesse relative choisie par rapport à l'engin de référence ES1. Cette vitesse relative est par exemple choisie sensiblement égale à zéro (0), afin de figer la formation dans la configuration choisie.
Cela se fait en prenant en compte la loi horaire extrapolée, éventuellement corrigée, de l'engin de référence ES1 , c'est-à-dire l'estimation totale des positions et vitesses. Le filtre de kalman estime tout en même temps, grâce à une accumulation de mesures de distances ainsi que de préférence de vitesses radiales sur un horizon de temps donné. La prédiction donne également la loi horaire future, avec un biais qui diverge avec le temps depuis la dernière mesure.
Classiquement, lorsqu'un engin spatial ESi reçoit du sol des instructions définissant les manœuvres qui ont été déterminées pour lui, il les communique à un module de correction d'orbite MCOi qu'il comprend. Ce dernier, partie intégrante du logiciel de contrôle bord semi-autonome, plus connu sous l'acronyme anglais GNC (pour « Guidance Navigation and Control »), est chargé de convertir à chaque pas de temps du GNC les instructions de manœuvre reçues du sol en force et/ou couple, puis de convertir ces force et/ou couple en commande(s) qu'il transmet aux moyens de manœuvre MDi de son engin spatial ESi sous une forme compréhensible. Les moyens de manœuvre MDi peuvent être de tout type. Il peut notamment s'agir de tuyère(s) et/ou d'actionneur(s), par exemple chimique(s), notamment pour les manœuvres impulsionnelles, ou plasmique(s), à gaz froid, à émission de champ électrique ou électromagnétique, notamment pour les manœuvres à poussée continue. On notera qu'en variante les positions relatives peuvent être déterminées à partir des différentiels des mesures de chacune des stations sol STj plutôt que par l'estimation des positions absolues de chacun des engins spatiaux ESi. La covariance de cette grandeur différentielle étant forte, cela permet d'améliorer la précision d'estimation, une fois entrée dans les données constantes du filtre de Kalman. Le modèle de prédiction utilisé peut alors être celui des perturbations différentielles entre deux engins spatiaux ESi donnés, en supposant que l'on a préalablement fait la mesure de position absolue de l'un des engins spatiaux ESi, par exemple celui de référence.
Le système de contrôle contient de préférence, en complément de son dispositif de contrôle implanté au sol (MM1j, MT, MC1), des seconds moyens de métrologie relative MM2i et des seconds modules de calcul MC2i implantés au moins dans chacun des engins suiveurs ES2 (ainsi qu'éventuellement dans l'engin de référence ES1).
Les seconds moyens de métrologie relative MM2i sont chargés d'effectuer au moins des ensembles de mesures instantanées de position relative de l'engin spatial ESi dans lequel ils sont implantés par rapport à certains au moins des autres engins spatiaux ESi' lorsqu'ils se trouvent à l'intérieur de l'espace de rendez-vous, c'est-à-dire à portée radio lorsque les mesures sont de type radiofréquence (RF).
Les seconds moyens de métrologie relative MM2i peuvent être d'un autre type que radiofréquence. Ils peuvent également et éventuellement effectuer des mesures de vitesses relatives qui complètent les ensembles de mesures instantanées de positions relatives et permettent de déterminer plus finement certaines au moins des positions relatives des autres engins spatiaux ESi' par rapport à leur engin spatial ESi. Chaque second module de calcul MC2i est chargé d'estimer les risques de collision de son engin spatial ESi avec chaque autre engin spatial ESi' (i≠i'), objet de mesures, à partir au moins des mesures de position relative et des éventuelles mesures de vitesse relative effectuées par les seconds moyens de métrologie relative MM2i associés. Par exemple, le second module de calcul MC2i délivre, pour chaque engin spatial ESi' objet de mesures, une valeur représentative de la probabilité qu'il entre en collision avec son engin spatial ESi. Le second module de calcul MC2i peut alors comparer chaque valeur de probabilité à une valeur seuil, et lorsqu'une valeur de probabilité est supérieure à la valeur seuil (c'est-à-dire en cas de risque de collision) il détermine des manœuvres d'évitement locales et passagères destinées à permettre à son engin spatial ESi d'éviter au moins un autre engin spatial ESi'.
Afin d'améliorer la précision des estimations de risque de collision, les seconds moyens de métrologie relative MM2i peuvent être également chargés d'effectuer des estimations (prédiction) des positions relatives et éventuellement des vitesses vectorielles relatives de leur engin spatial ESi par rapport à chaque autre engin spatial ESi' objet d'une mesure de distance et de direction relative. Pour ce faire, ils peuvent par exemple comprendre un filtre de Kalman chargé de donner les positions et vitesses relatives depuis le début de la campagne de mesures jusqu'au dernier instant de mesure, c'est-à-dire la loi horaire, permettant alors d'extrapoler leurs valeurs dans le futur, à condition de connaître l'effet des actionneurs et des perturbations différentielles. On notera que le biais de l'estimation dans le futur (extrapolation) croît avec le temps. A priori on n'utilise pas de filtre de Kalman en mode sauvegarde, mais cela peut être envisagé.
Le second module de calcul MC2i est chargé d'estimer les risques de collision de son engin spatial ESi avec chaque autre engin spatial ESi' objet de mesures, à partir des mesures et/ou estimations de position relative et éventuellement des mesures et/ou estimations de vitesse relative.
Les seconds moyens de métrologie relative MM2i et le second module de calcul MC2i, qui sont implantés au moins dans chaque engin suiveur ES2, constituent ce que l'homme de l'art appelle généralement un dispositif d'anticollision (ou d'évitement). Tout type de dispositif d'anticollision (ou d'évitement) connu de l'homme de l'art peut être utilisé dans un engin spatial ESi.
Les manœuvres d'évitement décidées par un second module de calcul MC2i sont de préférence prioritaires par rapport aux manœuvres (ou plan de manœuvre) déterminées au sol pour son engin spatial ESi. Par conséquent, chaque fois qu'un second module de calcul MC2i décide que des manœuvres d'évitement doivent être effectuées par son engin spatial ESi, il les communique au module de correction d'orbite MCOi (par exemple de type GNC) associé. Ce dernier les convertit en commande(s) de correction de trajectoire, puis il les transmet aux moyens de manœuvre MDi de son engin spatial ESi afin qu'ils les exécutent.
De préférence, les seconds moyens de métrologie relative MM2i et le second module de calcul MC2i, qui sont implantés au moins dans chaque engin suiveur ES2, sont agencés de manière à pouvoir être mis en fonctionnement (ou activés) au plus tard lorsque leur engin spatial se sépare du lanceur ou de l'éventuel composite qui les transporte momentanément. Ainsi, chaque engin spatial ESi peut faire l'objet d'une détection de collision dès le début de la phase de déploiement.
Lorsqu'un engin suiveur ES2 est parvenu au niveau de son point de rendez-vous spécifique PR, il peut arriver que l'engin de référence ES1 ait légèrement varié de sa trajectoire de référence TR et/ou qu'il n'ait pas exactement suivi sa loi horaire et/ou que sa vitesse relative par rapport à l'engin suiveur ES2 ne soit pas celle choisie au sol. Dans ce cas, le point de rendez- vous spécifique PR et/ou la vitesse relative de l'engin suiveur ES2 doit (doivent) être corrigé(s). Les mesures effectuées au sol n'étant pas suffisamment précises, les seconds moyens de métrologie relative MM2i et le second module de calcul MC2i, qui sont implantés dans l'engin spatial ESi, peuvent alors être chargés de positionner précisément ce dernier compte tenu de la position réelle de l'engin de référence ES1. Ils sont en effet capables de déterminer la position relative (et la vitesse relative) de leur engin suiveur ES2 par rapport à l'engin de référence ES1 , puis de la (les) comparer à la position relative prévue (et/ou la vitesse relative prévue), et de déterminer les manœuvres correctrices que doit effectuer leur engin suiveur ES2 pour qu'il soit correctement et précisément positionné par rapport à l'engin de référence ES1 , avec la vitesse relative prévue. Cette correction finale peut se faire de façon complètement autonome à bord, mais elle est déclenchée soit à la demande du sol, soit automatiquement une fois que l'engin suiveur ES2 est parvenu au niveau du point de rendez- vous PR initialement déterminé par le sol.
Les premier MC1 et seconds MC2i modules de calcul, les modules de correction d'orbite MCOi et le module de traitement MT, peuvent être réalisés sous la forme de circuits électroniques, de modules logiciels (ou informatiques), ou d'une combinaison de circuits et de logiciels.
On notera que l'invention permet de réintégrer dans une formation un engin spatial (suiveur) qui s'est éloigné de l'engin de référence d'une distance supérieure à la portée radio (typiquement 8 km).
Par ailleurs, on notera qu'en choisissant de définir chaque point de rendez-vous par rapport à l'orbite finale de l'engin de référence, on s'affranchit des problèmes de contrôle pendant la sous-phase de croisière (ou transfert), hormis l'éventuelle (et préférentielle) mise en œuvre d'une fonction d'anti- collision. Cela permet de simplifier le travail du module de correction d'orbite (GNC) pendant cette sous-phase et donc d'optimiser la consommation puisqu'elle est réduite aux besoins liés à la navigation et au guidage.
L'invention ne se limite pas aux modes de réalisation de système de contrôle, de dispositif de contrôle et d'engin spatial décrits ci-avant, seulement à titre d'exemple, mais elle englobe toutes les variantes que pourra envisager l'homme de l'art dans le cadre des revendications ci-après.
Dans ce qui précède on a décrit une mise en œuvre de l'invention dans laquelle les premiers moyens de mesures et les premiers moyens de calcul du dispositif de contrôle sont implantés au sol (dans des stations sol). Mais, les premiers moyens de mesures et/ou les premiers moyens de calcul du dispositif de contrôle peuvent être implantés dans des satellites d'une constellation en vol qui possèdent des horloges synchronisées. Par exemple, les premiers moyens de mesures du dispositif de contrôle peuvent être implantés dans les satellites d'une constellation en vol, tandis que les premiers moyens de calcul du dispositif de contrôle sont implantés dans une station au sol. La localisation des engins spatiaux, qui doivent être placés selon une configuration choisie, se fait alors par rapport à la constellation de satellites en vol.

Claims

REVENDICATIONS
1. Système de contrôle de déploiement d'au moins deux engins spatiaux (ESi) pourvus de moyens de manœuvre (MDi) et destinés à se déplacer selon une formation choisie, caractérisé en ce qu'il comprend un dispositif de contrôle comprenant i) des premiers moyens de mesures (MM1j, MT) agencés pour déterminer sensiblement simultanément et avec une précision élevée les positions orbitales desdits engins spatiaux (ESi), et ii) des premiers moyens de calcul (MC1) agencés pour déterminer pour chacun desdits engins spatiaux (ESi), en fonction desdites positions orbitales, des manœuvres destinées à positionner chacun d'entre eux à un instant choisi sensiblement en une position choisie par rapport à une trajectoire de référence (TR), compte tenu d'une loi horaire d'un engin de référence (ES1) sur ladite trajectoire de référence (TR), de manière à placer ladite formation dans une configuration choisie.
2. Système selon la revendication 1 , caractérisé en ce que ledit engin de référence est l'un desdits engins spatiaux (ESi) de ladite formation, lesdits autres engins spatiaux de la formation étant alors appelés engins suiveurs.
3. Système selon la revendication 1 , caractérisé en ce que ledit engin de référence est un engin fictif représentatif de l'ensemble de ladite formation.
4. Système selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que lesdits premiers moyens de calcul (MC1) sont agencés pour déterminer des manœuvres destinées à positionner sensiblement chaque engin (ES2) à un instant choisi en une position choisie par rapport à ladite trajectoire de référence (TR) et avec une vitesse relative choisie par rapport audit engin de référence (ES1), compte tenu de ladite loi horaire dudit engin de référence (ES1) sur sa trajectoire de référence (TR).
5. Système selon la revendication 4, caractérisé en ce que lesdits premiers moyens de calcul (MC1) sont agencés pour déterminer des manœuvres destinées à positionner sensiblement chaque engin (ES2) avec une vitesse relative sensiblement nulle par rapport audit engin de référence (ES1).
6. Système selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce qu'il comprend i) des seconds moyens de métrologie relative (MM2i) implantés sur chacun desdits engins (ES2) et agencés pour effectuer au moins des mesures de positions relatives entre leur engin (ESi) et certains au moins desdits autres engins spatiaux (ESi') lorsque ces derniers sont placés dans un espace dit de rendez-vous, et pour déduire au moins desdites mesures certaines au moins des positions relatives de leur engin spatial (ESi) par rapport auxdits autres engins spatiaux (ESi'), et ii) des seconds moyens de calcul (MC2i) implantés sur chacun desdits engins (ES2) et agencés pour estimer des risques de collision avec certains au moins des autres engins spatiaux à partir au moins desdites mesures de position relative, et, en cas de risque de collision dépassant une valeur choisie, pour déterminer des manœuvres d'évitement locales et passagères.
7. Système selon la revendication 6, caractérisé en ce que lesdits seconds moyens de métrologie relative (MM2i) sont agencés pour effectuer des estimations de vitesse relative de leur engin spatial (ESi) par rapport à certains au moins des autres engins spatiaux (ESi'), et en ce que lesdits seconds moyens de calcul (MC2i) sont agencés pour estimer lesdits risques de collision avec certains au moins des autres engins spatiaux (ESi') à partir au moins desdites mesures de position relative et/ou desdites mesures de vitesse relative.
8. Système selon l'une des revendications 6 et 7, caractérisé en ce que lesdits seconds moyens de métrologie relative (MM2i) et lesdits seconds moyens de calcul (MC2i) sont propres à être mis en fonctionnement au plus tard lors de la séparation de leurs engins spatiaux respectifs (ESi) par rapport à un lanceur.
9. Système selon l'une des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que lesdits premiers moyens de mesures comprennent au moins deux stations de mesures (SMj) implantées au sol en des endroits choisis et agencées chacune pour mesurer sensiblement simultanément au moins les distances qui les séparent desdits engins spatiaux, et des moyens de traitement (MT) agencés pour déterminer lesdites positions orbitales desdits engins spatiaux (ESi) à partir au moins desdites mesures de distance sensiblement simultanées.
10. Système selon l'une des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que lesdits premiers moyens de mesures (MM1i) sont agencés pour déterminer lesdites positions orbitales des engins spatiaux (ESi) au moyen d'une technique dite « Delta DOR ».
11. Système selon l'une des revendications 1 à 10, caractérisé en ce que ledit dispositif de contrôle (MM1j, MT, MC1) est implanté au sol.
12. Dispositif de contrôle (MM1j, MT, MC1), caractérisé en ce qu'il est propre à faire partie d'un système de contrôle de déploiement selon l'une des revendications précédentes.
13. Engin spatial (ESi), comprenant des moyens de manœuvre (MDi) et destiné à se déplacer en formation au sein d'un groupe d'engins spatiaux du même type, caractérisé en ce qu'il comprend des seconds moyens de métrologie relative (MM2i) et des seconds moyens de calcul (MC2i) d'un système de contrôle de déploiement selon l'une des revendications 1 à 11.
14. Engin spatial selon la revendication 13, caractérisé en ce qu'il est agencé sous la forme d'un satellite.
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