Système de contrôle du vecteur moment ducouple d'un satellite artificiel
Système de contrôle du vecteur moment du couple d'un satellite artificiel
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pour régler la direction du vecteur moment du couple d'un satellite artificiel sur une orbite géostationnaire en vue de contrôler l'attitude de ce satellite.
Le mécanisme de contrôle d'attitude d'un satellite artificiel a pour but de compenser les couples de perturbation qui se trouvent appliqués au satellite. Pour un satellite muni de panneaux solaires qui se trouvent déployés en configuration orbitale, il est connu que la principale source de perturbation est constituée par les couples dus à la pression solaires exercée sur les panneaux solaires déployée, qui se trouvent déformés de façon non parfaitement symétrique.Les panneaux solaires sont en effet généralement déformés par suite d'efforts internes dus par exemple à l'impact thermique du soleil et ces efforts internes produisent des déformations par torsion et par flexion des panneaux. Un exemple de déformation par flexion est montré à la figure 1 représentant un satellite S muni de deux panneaux solaires P déployés.
On voit nettement la courbure dissymétrique prise par les panneaux solaires. Les couples perturbateurs qui résultent de ces déformations non symétriaues doivent être compensés car sinon ils entraineraient une dérive sensible du satellite. Un taux de dérive typique occasionné par couple de torsion est de 0,02 degré par jour et un taux de dérive typique occasionné par couple de flexion est de 0,2 degré par jour.
Jusqu'à présent le mécanisme de contrôle d'attitude consiste habituellement à actionner un des propulseurs à bord du satellite lorsque l'angle de roulis du satellite atteint un seuil prédéterminé. Un tel mécanisme requiert une boucle do réglage qui nécessite un équipement plutôt complexe et qui demande une grande consommation de carburant pour l'action des propulseurs.
Le problème que vise à résoudre l'invention est celui de procurer un système de contrôle d'attitude qui ne fasse pas appel à l'action des propulseurs et
qui, en conséquence, soit à la fois plus économique
et plus souple.
L'invention résout ce problème grâce à un nouveau système de compensation des couples perturbateurs basé sur le principe consistant à utiliser le
couple perturbateur lui-même comme source-du couple de compensation afin de superposer à la déformation accidentelle des panneaux solaires, une dissymétrie artificielle pouvant rétablir l'attitude correcte du satellite.
Le but du système selon l'invention est de régler la direction du vecteur moment du couple d'un satellite ayant, sur orbite, des panneaux solaires déployés, uniquement en commandant à des moments prescrits, des manoeuvres appropriées de l'un des panneaux solaires
du satellite si l'angle de roulis dépasse un seuil déterminé.
Les avantages du système de réglage suivant
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correction des couples perturbateurs sans équipements compliqués et coûteux et sans consommation de carburant; 2[deg.]) il réalise une correction mieux adaptée au niveau
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rente un amortissement de la nutation.
L'invention sera exposée plus en détails dans ce qui suit à l'aide d'un exemple particulier illustré sur les dessins joints.
La figure 1 illustre à titre d'exemple un type de déformation que peuvent subir les panneaux solaires déployés d'un satellite; la figure 2 est un graphique montrant le plan orbital d'un satellite et les systèmes de coordonnées servant à définir le problème du contrôle d'attitude du satellite; la figure 3 est un diagramme montrant les valeurs des angles de précession pour diverses inclinaisons d'un panneau solaire; la figure 4 illustre graphiquement les différents types de manoeuvres de correction suivant l'invention; la figure 5 est un schéma d'une boucle de réglage commandée par le système suivant l'invention;
les figures 6 et 7 sont des schémas simplifiés de deux modes d'exécution du circuit de la logique de contrôle qui r6git le système suivant l'invention.
Avant d'aborder la description du système de réglage suivant l'invention, il peut être utile de définir clairement le problème du contrôle d'attitude d'un satellite artificiel en se reportant à la figure 2. Le dessin montre un satellite S placé sur une orbite géostationnaire autour de la-terre E. Le plan du dessin est le plan orbital, le soleil étant représenté en Y. Le satellite S a deux ensembles de panneaux solaires.P appelés nord et sud. Le centre de gravité du satellite est l'origine d'un double système de coordonnées :
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l'axer.
Le paramètre à régler dans le mécanisme de contrôle d'attitude du satellite S est le vecteur moment du couple M. Sa direction est à définir par rapport au
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organisé pour régler la configuration des panneaux solaires P directement sur base de la mesure de 1 ' angle de roulis.
La situation de départ du mécanisme de réglage d'attitude est la suivante : le satellite est placé sur son orbite et les panneaux solaires sont commandés par des dispositifs d'entraînement afin de suivre continuellement le soleil, c'est-à-dire afin que leurs surfaces soient toujours orientées vers le soleil. Le plan de chaque panneau solaire est incliné d'un angle
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est mesuré par un senseur d'horizon de la terre, appareil bien connu dans la technique spatiale. Suivant l'inven tion, à des instants déterminés, l'angle de roulis mesuré est comparé à un seuil déterminé et lorsque sa valeur dépasse ce seuil, un signal de commande se trouve engendré
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chant ainsi ce panneau de suivre le soleil comme l'autre panneau. On supposera que c'est par exemple le panneau sud qui se trouve immobilisé, le panneau nord restant seul à suivre le soleil. Par suite, la direction du vecteur moment du couple M se déplace par rapport au
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de précession définis par les relations suivantes :
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chaque panneau au centre de gravité du satellite r - facteur de réflectivité solaire
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satellite.
L'inhibition du panneau sud a donc pour effet de produire un couple de correction : il en résulte que l'orientation du panneau sud par rapport au soleil varie, c'est-à-dire que son angle d'inclinaison Y varie. L'inhibition du panneau sud est maintenue pendant un intervalle de temps prédéterminé à la fin duquel l'angle d'inclinai-
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Le panneau sud est alors de nouveau libéré pour suivre le soleil, ce qui lui permet de reprendre sa position nominale en quelques minutes.
La figure 3 montre les valeurs des angles de <EMI ID=15.1>
L'inhibition d'un panneau solaire est de préférence maintenue jusqu'à ce que l'angle d'inclinaison de ce
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un intervalle de temps connu, 108 minutes sur une orbite géostationnaire.
Des manoeuvres de correction similaires peuvent être commandées pour compenser un angle de roulis situé dans chacun des quatre quadrants, ce qui conduit à
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A, B, C et D. La manoeuvre A a été décrite plus haut :
elle intéresse le panneau sud. la manoeuvre B est similaire à la manoeuvre A mais appliquée au panneau nord.
La manoeuvre C consiste à entraîner le panneau sud jusqu'à
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l'entraînement de ce panneau pendant une période de temps déterminée et ensuite à permettre de nouveau au panneau de suivre normalement le soleil. La manoeuvre D est similaire à la manoeuvre C mais appliquée au panneau nord. Ces quatre types de manoeuvres sont illustrées
par les courbes de la figure 4. Le choix de la manoeuvre la mieux appropriée pour améliorer l'attitude du satellite
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c'est-à-dire du moment de la journée auquel est effectué le réglage, et de la valeur de l'angle de roulis du satellite au moment de la lecture.
L'axe de roulis, on le sait, fait une révolution complète autour de la terre en 24 heures. Pour réaliser un réglage non ambigu, il suffit, pour un programme typique, que le système soit organisé pour traiter quatre mesures de l'angle de roulis, par exemple aux heures suivantes : 3, 9, 15 et 21. Sur la figure 2, le satellite S est représenté dans la position qu'il occupe à 3 heures. Les trois autres positions du satellite pour le programme de réglage typique indiqué plus haut sont repérées par les nombres 9, 15 et 21.
Le contrôle du réglage dans le système suivant l'invention est effectué par une unité de logique de contrôle installée normalement à bord du satellite. Cette unité de logique est organisée pour vérifier à des momente prédéterminés répartis sur chaque période de vingt-quatre heures, si la valeur de l'angle de roulis, déterminée
par le senseur d'horizon de la terre, dépasse un seuil
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dépasse la limite tolérée, l'unité de logique produit un signal de réglage Uc pour lancer la manoeuvre susceptible d'améliorer l'attitude du satellite. A chaque mesure, la seuls détermination de l' angle de roulis est suffisante pour la sélection de la manoeuvre de correction adéquate, sans ambiguïté. Le dépassement de la limite par l'angle de roulis peut être considéré dans le sens positif et/ou
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d'après le sens de déviation de l'angle de roulis.
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La lecture de ce tableau est simple. Par exemple, à 15 heures, une manoeuvre A sera adéquate pour améliorer l'attitude du satellite si l'angle de roulis
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de déviation et produire, selon 1 ' instant de mesure, un signal de réglage Uc approprié. Celui-ci est utilisé dans une boucle de réglage illustrée schématiquement à la figure 5. Sur ce dessin, le carré noté M représente le moteur d'entraînement d'un panneau solaire, la diode D représente la caractéristique unidirectionnelle du moteur M, et le carré noté SS représente le senseur solaire
(instrument connu en soi qui mesure l'angle d'aspect solaire) associé au panneau .solaire. La boucle de réglage se complète d'un multiplieur 10. Le signal de réglage Uc
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Le moteur M est à l'arrêt. La.que le signal de réglage Uc
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La figure 6 est un schéma simplifié d'un exemple de circuit pour l'unité de logique de contrôla suivant l'invention. Le dispositif 1 est un comparateur <EMI ID=26.1>
sente la limite prescrite pour l'angle de roulis. Le comparateur 1 produit un signal de déviation Ud lorsque
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sitif 2 est un compteur qui progresse sur une période de vingt-quatre heures soua le contrôle de signaux d'horloge appliqués à son entrée CK. Ce compteur se trouve remis à zéro à la fin de chaque période de vingt-
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risation aux instants de mesure prescrits, par exemple aux heures 3, 9, 15 et 21. Les signaux d'autorisation
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ET 31-34 sont connectées pour répondre chacune à la présence simultanée d'un signal de déviation Ud et d'un
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trouve activée par le signal d'autorisation Q21 : lorsque ce signal est présent, la porte 31 transfère le signal de déviation Ud. A chaque moment de mesure, une seule des portes-ET 31-34 se trouve donc validée pour transférer le signal de déviation Ud vers un dispositif de commande approprié. Les dispositifs de commande sont désignés par les références 41-44. Ils sont associée chacun à une des manoeuvres A à D décrites plus haut. Le type de manoeuvre impliqué est indiqué dans chaque bloc représentant un
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est constitué d'une bascule qui se trouve actionnée) par
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(31-34) correspondante. Les dispositifs de commande 41 et 42 sont connectés par l'intermédiaire d'un circuit de sortie 111-115.pour activer la boucle de réglage du
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sont connectés par l'intermédiaire d'un circuit de sortie
121-125, pour activer la boucle de réglage du panneau solaire nord. Chaque circuit de sortie comprend deux transistors (114, 115 et 124,125 respectivement) commandés par un montage de trois portes connectées en aorte de faire apparaître sur la ligne de sortie correspondante 101, 102 un signal de réglage Uc ayant l'état voulu correspondant
à la manoeuvre de correction prescrite. Les lignes de sortie 101 et 102 sont connectées chacune à une boucle de réglage telle que montré schématiquement à la figure 5 :
la ligne 101 alimente la boucle de réglage du panneau solaire sud et la ligne 102 alimente la boucle de réglage du panneau solaire nord dans l'exemple décrit.
Les portes-OU 51-54 sont connectées pour assu- rer qu'à chaque instant de mesure, trois dispositifs de commande soient bloqués.
Le dispositif 6 est un compteur associé à un comparateur connecté pour mesurer un intervalle de temps prescrit pour chaque manoeuvre à commander. Sur la ligne
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ple, pour bloquer temporairement les transistors 115 et
124 afin d'activer le panneau solaire correspondant
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la manoeuvre C ou D). Sur la ligne 62 apparaît un signal haut pendant 113 minutes, par exemple (une durée de 108 minutes suffit en principe sur orbite géostationnare, comme on l'a vu plus haut). La porte 7 est connectée pour . produire sur la ligne 71 le aignal d'inhibition pour les
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précédemment.
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compteur 6 à zéro au début de chaque nouvelle manoeuvre.
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normale, la système suivant l'invention peut parfaitement être organisé pour effectuer jusqu'à douze manoeuvres par jour. Dana ce cas, il conviendrait de commencer chaque jour le programme de réglage par la répétition des ma-
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manoeuvres d'effets contraires (manoeuvres A et B, par exemple). Un tel programme requiert que les manoeuvres
<EMI ID=41.1> de réalisation du circuit de logique de contrôle incorporant un système de mémoire. Fondamentalement, ce circuit est semblable au circuit de la figure 6 sauf qu'il comprend en outre les éléments 131-145 qui composent un système de mémoire. Les éléments 131-134 sont des compteurs réversibles connectés pour mémoriser les manoeuvres. Les compteurs 131 et 133 sont connectés
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temps de référence 0. Les compteurs 132 et 134 sont chargea directement par les portes-ET 31-34 à travers les portesOU 135-138. Aux compteurs 132 et 134 sont associés des comparateurs 139 et 140,respectivement. Les éléments 141 à 145 composent un dispositif séquenceur pour la commande successive des bascules 41-44 décrites précédemment.
Il est bien entendu que l'unité de logique de contrôle peut être organisée avec diverses variantes d'agencements de circuits ainsi qu'il va de soi pour l'home de l'art et que cette organisation peut également être contrôlée par un processeur réalisant les contrôle* et commandes nécessaires au fonctionnement du système) conforme à l'invention.
REVENDICATIONS
1. Procédé de réglage de la direction du vecteur moment du couple d'un satellite artificiel sur
une orbite géostationnaire, le satellite ayant au moins
deux panneaux solaires déployée en configuration orbitale
et commandes pour suivre le soleil, le procédé étant caractérise par les phases suivantes :
mesure de la valeur de l'angle de roulis du satellite
et comparaison à une valeur limite prédéterminée,
génération d'un signal de déviation lorsque la valeur de l'angle de roulis dépasse la valeur limite à des instants prédéterminés,
inhibition d'un panneau solaire en réponse audit signal de déviation,
réactivation dudit panneau solaire après un lape de temps prédéterminé.