FR2659061A1 - Procede de stabilisation d'un satellite. - Google Patents

Abstract

L'invention concerne la stabilisation de satellites en orbite. Un procédé pour maintenir l'attitude d'un satellite faisant l'objet d'une commande trois axes par l'utilisation de générateurs de couple magnétique, comprend l'utilisation de magnétomètres (542) pour mesurer la direction du champ magnétique terrestre ambiant. On détermine également la direction du moment cinétique résultant des roues de réaction du satellite et l'angle entre cette direction et celle du champ magnétique terrestre. On réduit la consommation des générateurs de couple magnétique en ne les faisant fonctionner que lorsque l'angle dépasse une valeur de seuil. Application aux satellites en orbite polaire.

Description

La présente invention concerne la commande d'at-

titude d'un engin spatial, et elle porte plus particulière-

ment sur la désaturati oe du moment cinétique de roues de réaction ou d'inertie, par l'utilisation de générateurs de couple magnétique commandés. On utilise un engin spatial en orbite pour une

grande variété d'applications de détection et de communica-

tion Pour des applications photographiques, il est souhai-

table que l'engin spatial soit relativement proche de la Terre, de façon que les caméras ou capteurs soient proches des scènes photographiées, et de façon que l'engin spatial puisse couvrir des surfaces étendues grâce à une vitesse orbitale élevée Pour des applications de communication,

une orbite équatoriale géosynchrone est souvent souhaita-

ble Quelle que soit l'orbite, le satellite doit être sta-

bilisé dans l'espace pour que les capteurs ou antennes

soient pointés dans une direction appropriée.

On peut réaliser la stabilisation d'attitude d'un engin spatial en le mettant en rotation et en montant les capteurs ou les antennes sur une plate-forme soumise à une contre-rotation Selon une variante, on peut stabiliser

l'engin spatial selon trois axes On peut accomplir la sta-

bilisation trois axes au moyen d'un système de commande utilisant des micropropulseurs brûlant un propergol, mais

l'utilisation de tels micropropulseurs exige la consomma-

tion de propergol, ce qui tend à limiter la durée de vie utile de l'engin spatial Un autre procédé de stabilisation trois axes utilise des roues de réaction ou des roues d'inertie montées à l'intérieur de l'engin spatial Les

roues de réaction sont soumises à un couple sous la comman-

de d'un système de commande d'attitude, pour faire en sorte

que le corps de l'engin spatial prenne l'attitude désirée.

L'énergie nécessaire pour appliquer au couple aux roues est

électrique, et elle est obtenue à partir de panneaux solai-

res La commande d'attitude par l'utilisation de roues pro-

cure donc généralement une plus longue durée de vie en

fonctionnement qu'une simple commande d'attitude par l'uti-

lisation de micropropulseurs.

Pour maintenir une face du satellite dirigée vers la Terre, le satellite doit tourner autour de son axe de

tangage à la vitesse orbitale Lorsqu'on utilise une com-

mande par roue de réaction, on applique un couple à la roue ou aux roues pour maintenir une attitude orientée vers la terre Des couples perturbateurs liés à l'environnement qui

agissent sur l'engin spatial tendent à produire une augmen-

tation progressive des moments cinétiques des roues Pour

empêcher que les roues n'atteignent leurs limites mécani-

ques de moment cinétique, et pour maintenir ainsi l'aptitu-

de à exercer une commande d'attitude basée sur une roue de

réaction, on doit réduire périodiquement le moment cinéti-

que de la roue On peut réduire le moment cinétique de la

roue en utilisant des micropropulseurs consommant un pro-

pergol, qui appliquent un couple au corps de l'engin spa-

tial, d'une manière qui s'oppose au moment cinétique de la roue Cependant, l'utilisation de tels micropropulseurs soulève également l'objection de durée de vie limitée qui a

été mentionnée ci-dessus.

La figure la représente un engin spatial, désigné de façon générale par la référence 10, qui comprend un corps 12 et un panneau solaire 14 L'engin spatial 10 suit

une orbite qui est indiquée par la trajectoire en pointil-

lés 16 autour de la Terre 18 L'axe de rotation de la Terre est représenté en 20, et l'équateur est représenté par une ligne en pointillés 22 Des lignes de force magnétique qui

sont associées au champ magnétique de la Terre sont repré-

sentées en 24 La figure 1 montre également que le panneau solaire 14 est dirigé vers le soleil 26, et est commandé de façon à faire continuellement face au soleil dans toutes

les positions orbitales du satellite 10.

La figure lb montre des détails de l'engin spa-

tial 10 Sur la figure lb, une première roue de réaction 30 est orientée avec son axe dirigé selon l'axe de tangage ou axe y, une seconde roue de réaction 32 est orientée avec

son axe dirigé dans la direction de l'axe x ou axe de rou-

lis, et une troisième roue de réaction 34 est orientée avec son axe dirigé dans la direction de l'axe de lacet ou axe z On voit également sur la figure lb des enroulements de

générateurs de couple magnétique, désignés par les réfé-

rences 36, 38 et 40, qui sont enroulés autour du corps de

l'engin spatial En outre, sur la figure lb, un jeu de ma-

gnétomètres à trois axes est illustré par un bloc 41, et il est connecté à une structure de commande de générateurs de

couple qui est représentée par un bloc 42.

Les parties a, b et c de la figure 2 représentent

sous la forme de fonctions du temps les couples perturba-

teurs respectifs de roulis, de tangage et de lacet, mesurés

en N-cm Sur la figure 2, les couples perturbateurs com-

prennent une composante périodique et une composante de dé-

calage Les couples perturbateurs résultent de la traînée atmosphérique, d'effets de gradient de gravité, et de la

pression solaire Les perturbations cycliques se reprodui-

sent à des intervalles d'environ 6000 secondes, correspon-

dant à la période orbitale Le décalage constant des cou-

ples perturbateurs est attribuable à l'orientation asymé-

trique du panneau solaire 14 de la figure la Sur la figure 2, zéro seconde et chaque incrément de 6000 secondes par la suiteireprésentent les instants auxquels l'engin spatial traverse le plan de l'équateur terrestre, ce qui correspond

à ce qu'on appelle le noeud ascendant.

Les parties a, b et c de la figure 3 représentent sous forme de fonctions du temps les moments cinétiques respectifs des roues de roulis, de tangage et de lacet, en

l'absence de compensation ou de déchargement Les change-

ments du moment cinétique d'une roue au cours du temps sont attribuables aux couples perturbateurs qui sont représentés

sur la figure 2 Certaines des composantes des couples per-

turbateurs de la figure 2 contribuent aux variations cycli-

ques des moments cinétiques des roues sur la figure 3, tan-

dis que d'autres produisent des composantes séculaires ou qui augmentent ou diminuent continuellement Par exemple, dans la partie a de la figure 3, les valeurs de crête de la

composante cyclique du moment cinétique de la roue augmen-

tent au cours du temps Par conséquent, à un certain point une telle augmentation d'amplitude continue atteindra la limite du moment cinétique de la roue De façon similaire,

le moment cinétique de la roue de tangage qui est représen-

té sur la partie b de la figure 3 augmente de façon monoto-

ne au cours du temps Pour maintenir une commande d'attitu-

de continue, il est nécessaire de désaturer la composante

séculaire du moment cinétique de la roue.

Les parties a, b et c de la figure 4 représentent le moment magnétique des générateurs de couple de roulis, de tangage et de lacet, mesuré en ampères-tours par mètre 2

(ATM 2) pour un engin spatial utilisant un système de com-

mande de générateurs de couple de l'art antérieur, qui mo-

dule en largeur d'impulsion ou de façon continue le courant des générateurs de couple Le système de commande de l'art

antérieur mesure le champ magnétique terrestre B et le mo-

ment cinétique résultant de la roue de réaction, et il for-

me un produit vectoriel H x B Le vecteur H x B normalisé est multiplié par le moment magnétique maximal qui peut être obtenu dans la direction de chacun des axes de roulis, de tangage et de lacet, pour déterminer l'ordre de dipôle de générateur de couple Dans les parties a, b et c de la figure 4, de grandes excursions ou une gigue élevée dans les moments de roulis et de tangage, et de plus faibles ex- cursions dans les moments de lacet, se produisent à environ 7500 secondes, 14000 secondes et 20000 secondes, ce qui

correspond au passage de l'engin spatial par les pôles ma-

gnétiques de la Terre La gigue qui est représentée sur la

figure 4 résulte du fait que l'intensité du champ magnéti-

que terrestre près des pâles est élevée, mais la composante

cyclique du moment cinétique de la roue donne un moment ci-

nétique relativement faible pour la roue Le fonctionnement

des générateurs de couple magnétique dans des régions pro-

ches des pôles produit donc une valeur élevée de variation du moment cinétique de la roue à des instants auxquels le moment cinétique de la roue est faible, ce qui tend à faire

passer l'ordre du générateur de couple d'un extrême à l'au-

tre Ceci provoque à son tour la gigue représentée, qui

perturbe l'attitude de l'engin spatial De telles perturba-

tions sont à éviter.

Un procédé pour maintenir l'attitude du satellite comprend l'étape qui consiste à mesurer la direction du

champ magnétique ambiant au voisinage du satellite On dé-

termine également la norme et la direction du moment ciné-

tique résultant de la roue du satellite, et on détermine

l'angle entre le moment cinétique et le champ magnétique.

On compare l'angle avec une valeur prédéterminée, et on actionne des générateurs de couple magnétique seulement lorsque l'angle dépasse une valeur prédéterminée Dans un mode de réalisation particulier de l'invention, on mesure

également l'intensité du champ magnétique ambiant.

D'autres caractéristiques et avantages de l'in-

vention seront mieux compris à la lecture de la description

qui va suivre d'un mode de réalisation donné à titre

d'exemple non limitatif, et en se référant aux dessins an-

nexés sur lesquels:

La figure la est une vue en perspective ou isomé-

trique d'un satellite asymétrique décrivant une orbite po-

laire autour de la Terre, avec son panneau solaire pointé vers le Soleil, et la figure lb illustre l'orientation de roues de réaction ou d'inertie et de bobines de génération de couple magnétique dans l'engin spatial de la figure lb; La figure 2, comprenant les parties a, b et c, montre des représentations graphiques en fonction du temps de couples perturbateurs résultant de l'environnant, qui

s'exercent respectivement autour d'axes de roulis, de tan-

gage et de lacet; La figure 3, formée par des parties a, b et c, montre des représentations graphiques en fonction du temps

du moment cinétique de roues d'inertie autour d'axex res-

pectifs de roulis, de tangage et de lacet, sans commande de désaturation du moment cinétique; La figure 4, comprenant des parties a, b et c, montre des représentations graphiques en fonction du temps

de moments magnétiques qui sont respectivement produits au-

tour d'axes de roulis, de tangage et de lacet, par des gé-

nérateurs de couple de l'engin spatial, utilisant un systè-

me de commande de l'art antérieur; La figure 5 est un schéma synoptique simplifié d'un système de commande conforme à l'invention; Les figures 6, 7, 8 et 9 a sont des organigrammes

simplifiés qui illustrent des détails du système de comman-

de de la figure 5, et la figure 9 b illustre divers angles associés à l'organigramme de la figure 9 a; La figure 10, constituée par des parties a, b et c, montre des représentations graphiques en fonction du

temps de moments magnétiques qui sont respectivement pro-

duits autour d'axes de roulis, de tangage et de lacet par des générateurs de couple de l'engin spatial utilisant un système de commande conforme à l'invention; La figure 11, constituée par des parties a, b et c, montre des représentations graphiques en fonction du temps du moment de roues d'inertie, respectivement autour d'axes de roulis, de tangage et de lacet, dans le cas de l'utilisation d'une commande de moment cinétique conforme à l'invention. La figure 5 est un schéma synoptique simplifié

d'un système de commande conforme à l'invention Sur la fi-

gure 5, un circuit électronique de roues de réaction 510 mesure des vitesses de roues de réaction A Les signaux sont appliqués à un bloc 512 Un bloc 516 représente un système d'entraînement de panneau solaire, et l'angle G du panneau solaire est transmis à un bloc supplémentaire 518,

qui représente le calcul d'un vecteur d'ordre de moment ci-

nétique h C Le vecteur d'ordre de moment cinétique est ap-

pliqué au bloc 512, en compagnie des vitesses de roues I 2.

Le bloc 512 calcule l'erreur de moment cinétique h L'er-

reur de moment cinétique he qui est calculée dans le bloc 512 est appliquée à une entrée d'un bloc 514 Un bloc 542 illustre un jeu de magnétomètres ayant pour but de mesurer le champ magnétique terrestre B selon trois axes Le bloc

542 est connecté à une entrée supplémentaire du bloc 514.

Le bloc 514 représente les fonctions d'atténua-

tion de gigue et de calcul d'un produit vectoriel pour pro-

duire un ordre de moment magnétique de générateur de couple

à gain commandé L'ordre est appliqué à un bloc supplémen-

taire 520 qui représente une logique de zone d'efficacité

et d'hystérésis.

La figure 6 est un organigramme simplifié qui il-

lustre le calcul du vecteur d'ordre de moment cinétique hc

dans le bloc 518 de la figure 5 Sur la figure 6, l'orga-

nigramme commence à la case DEBUT 610 et il se poursuit en

passant à une case 612, qui représente la lecture du vec-

teur de vitesse orbitale us La vitesse orbitale est connue

d'après les dimensions de l'orbite, et elle peut être pré-

programmée dans un satellite, ou fournie par une liaison montante à partir d'une station située sur la Terre La case 614 représente la lecture de l'angle du panneau solaire G La case 616 représente le calcul du moment ciné-

tique du corps de l'engin spatial hb, qui est le moment ci-

nétique du corps de l'engin spatial à l'exclusion du pan-

neau solaire Le calcul est effectué sous la forme d'un produit, dans lequel I représente la matrice d'inertie du corps de l'engin spatial: hb = ( 1) La case 618 représente le calcul du moment cinétique ha du panneau solaire, conformément à la relation ha = r Xm((w Xr)+r) ( 2) dans laquelle: r est le vecteur de position allant du centre de masse de

l'engin spatial jusqu'au centre de masse du panneau so-

laire; X est le produit vectoriel; m est la masse du panneau solaire; et r est la dérivée de r par rapport au temps, et r ainsi que r peuvent être des fonctions de G.

La case 620 représente le calcul du vecteur d'or-

dre de moment cinétique hc par la sommation h = h + hb ( 3) Enfin, la case 622 représente la mémorisation du vecteur

d'ordre de moment cinétique hc, de façon qu'il soit dispo-

nible pour un calcul futur.

La figure 7 représente le calcul de l'erreur de moment cinétique he dans le bloc 512 de la figure 5 Sur la figure 7, la séquence logique commence par une case DEBUT 710, et elle passe à une case 712 à laquelle la valeur de SL est lue pour chacune des N roues de la structure de roues de réaction La séquence logique passe à une case 714 qui représente le calcul du moment cinétique pour chacune des roues, par la multiplication de la vitesse X N de chaque

roue par l'inertie In de la roue correspondante, pour pro-

duire h h =n I bu ( 4) L& N N n

La case 716 représente le prélèvement ou la lecture du vec-

teur d'ordre de moment cinétique hc à partir de la case 622 de la figure 6 La case 718 représente la transformation

des moments cinétiques des N roues de réaction pour les ex-

primer dans le référentiel du corps de l'engin spatial La matrice de transformation est basée sur la configuration géométrique des divers axes des roues, et elle peut être enregistrée sous la forme de données dans l'engin spatial,

ou émise vers l'engin spatial à partir d'une station ter-

restre Le moment des roues après transformation, h w TOTAL est additionné au vecteur d'ordre de moment cinétique hc pour produire l'erreur de moment cinétique désirée he, à la case 720: he = hc + hw TOTAL ( 5)

La case 722 représente l'enregistrement de la valeur calcu-

lée de he 1 pour qu'elle soit disponible pour des calculs ultérieurs. La figure 8 est un schéma synoptique simplifié représentant les calculs qui sont effectués dans le bloc 514 de la figure 5 Sur la figure 8, la séquence logique commence à une case DEBUT 810, et elle passe à une case

812, qui représente la lecture de B, qui est un vecteur re-

présentant les champs magnétiques terrestres locaux La sé-

quence logique passe à une case 814, qui représente le cal-

cul de la norme du vecteur B, par la détermination de la racine carrée de la somme des carrés des composantes selon les axes X, Y et Z:

IBI = /B 2 + B 2 + B 2 ( 6)

y z( 6

La case 816 représente la lecture de l'erreur de moment ci-

nétique hel à partir de la figure 7 La case 818 représente le calcul de Ihel, par la détermination de la racine carrée de la somme des carrés des composantes selon les axes X, Y et Z Ihe h + h 2 + h 2 7 | he V = ex ey z 7 ez La séquence logique arrive ensuite à une case de décision 820, à laquelle la norme de B, provenant de la case 814, est comparée avec une valeur limite Blim* Si la norme des

champs magnétiques terrestres IBI est inférieure à la va-

leur limite Blim, la séquence logique sort de la case 820

par le chemin NON, et elle passe à un ensemble de cases lo-

giques qui sont désignées globalement par la référence 824.

Si IBI est supérieure à Blim, la séquence logique sort de la case de décision 820 par le chemin OUI, pour passer à

une case de décision supplémentaire 822 La case 822 repré-

sente la comparaison de Ihi avec une valeur limite hlim.

Si Ihel est supérieure à hlim, la séquence logique sort de la case de décision 822 par le chemin NON, et passe au

traitement logique qui est représenté par la case 824 Ain-

si, aussi longtemps que la valeur absolue ou la norme du

champ magnétique terrestre est inférieure à la valeur limi-

te, ce qui pourrait être le cas loin des pôles magnétiques

de la Terre, ou si la valeur absolue ou la norme de l'er-

reur de moment cinétique he est supérieure à une valeur li-

mite, la séquence logique passe par le chemin 823 vers le

traitement logique de la case 824 Dans la case 824, la sé-

quence logique passe à une case supplémentaire 828 qui re-

présente le calcul d'une valeur de moment cinétique inter-

médiaire MI, sous la forme du quotient de produits vecto-

riels: il M =he XB/|he XB ( 8)

La case logique 830 calcule un produit de moments cinéti-

ques supplémentaire qu'on désigne par M 2 M 2 = (M 1)(Mmax) ( 9) et cette valeur de moment cinétique est présentée sous la forme d'une valeur M 3 sur un chemin logique 850, en vue de

calculs ultérieurs.

Comme on l'a mentionné, la norme des champs ma-

gnétiques terrestres B au voisinage des pôles est suscepti-

ble d'être élevée, tandis que la norme du moment cinétique

résultant est faible Dans ces conditions, la séquence lo-

gique correspondant aux cases de décision 820 et 822 de la figure 8 passe de la sortie OUI de la case de décision 822 vers une case 836 La case 836 représente le calcul d'un gain du système conformément à l'équation Gain = hel Blim /h lim B ( 10) La séquence logique passe de la case 836 à un traitement logique supplémentaire qui est représenté à l'intérieur de lignes en pointillés 834 Les cases de traitement logique 838 et 840 qui sont contenues dans la case de traitement logique 834 sont identiques aux cases de traitement logique 828 et 830 qui sont contenues dans la case de traitement logique 824 Le produit M 2 qui est obtenu à la sortie de la case de traitement logique 840 est appliqué à une case de traitement logique supplémentaire 842, qui multiplie M 2 par le gain qui a été calculé à la case 836 L'information de sortie de la case de traitement logique 842 est transmise sous la forme de M 3 sur le chemin logique 850 Les valeurs

de M 3 qui apparaissent sur le chemin logique 850 sont dif-

férentes selon les conditions Si la norme du champ magné-

tique de l'environnement est faible, ou si l'erreur de mo-

ment cinétique est élevée, M 3 a une valeur qui est établie par le traitement de la case 824, tandis que si l'erreur de moment cinétique est faible et si le champ magnétique est élevé, la valeur est en outre multipliée par une fonction de gain qui est calculée à la case 836.

Conformément à la description faite jusqu'à pré-

sent, le système de commande mesure la norme du champ ma-

gnétique de l'environnement et la norme de l'erreur de mo-

ment cinétique he pour commander le gain du système Ceci

évite la gigue qui est représentée sur la figure 4, et pro-

cure une meilleure précision de pointage.

La figure 9 a est un organigramme simplifié d'un

traitement conforme à l'invention La structure de la figu-

re 9 a réalise une commande avec hystérésis qui élimine des

variations cycliques rapides à la transition entre les ré-

gions d'application de couple et de non-application de cou-

ple La figure 9 b montre une direction de moment cinétique H' qui fait un angle GLIM 1 avec le champ magnétique de l'environnement mesuré B La valeur absolue de l'angle GLIM 1 est sélectionnée de façon que le couple magnétique soit suffisamment efficace Un angle approprié pourrait être de 45 Si l'application d'un couple était simplement interdite pour des angles inférieurs à GLIMI et permise pour des angles supérieurs ou égaux à GLIMI' du bruit et/ou des erreurs de mesure pourraient occasionner des cycles marche-arrêt répétés des générateurs de couple, lorsque l'angle entre he et B est proche de GLIM 1 M On évite ce fonctionnement cyclique en incluant une "zone insensible" dans la commande Sur la figure 9 b, la "zone insensible"

est la région comprise entre GLIM 1 et G LIM 2 Les généra-

teurs de couple ne sont pas actionnés lorsque l'angle est

compris entre GLIM 1 et GLIM 2-

La séquence logique de la figure 9 a accomplit l'opération décrite en relation avec la figure 9 b, mais

pour la simplicité et la commodité des calculs, le traite-

ment est accompli en considérant des paramètres O =cos G, "LIM 1 cos LIM 1 ' et O LIM 2 = cos GLIM 2 Sur la figure 9 a, la séquence logique commence à une case DEBUT 910, et elle

passe à une case 912 qui représente la fixation d'un indi-

cateur TIND à une valeur de zéro T IND peut prendre des va-

leurs logiques de zéro ou un, la valeur logique zéro indi-

quant que les générateurs de couple magnétique n'étaient pas en fonction pendant l'itération précédente, tandis que la valeur logique un indique qu'ils étaient précédemment en fonction La séquence logique passe par les cases 910 et 912 seulement au cours du démarrage initial La séquence logique passe de la case 912 à une case 914, représentant le calcul de 0 sous la forme d'un quotient de produits 0 = bh/he IBI ( 11)

A partir de la case 914, la séquence logique pas-

se à une case de décision 916, à laquelle la condition de l'indicateur TIND est examinée Si TIND a une valeur de "un" (les générateurs de couple étaient précédemment en fonction), la séquence logique sort de la case de décision 916 par la sortie OUI, et elle passe à une case de décision

supplémentaire 918 La case de décision 918 compare la va-

leur absolue de O avec 0 LIM 1 î Si | 01 est supérieure à 0 LIM 1 ' la logique sort de la case de décision 918 par la sortie OUI Ceci correspond à une condition dans laquelle e Ze LIM 1 sur la figure 9 b A partir de la sortie OUI de la case de décision 918, la séquence logique passe à la case

920, représentant la fixation de M ORDRE à zéro, ce qui cor-

respond à un ordre de non-application de couple L'état de

l'indicateur T IND est fixé à zéro à la case 922, et la sé-

quence logique retourne par un chemin 924 à la case 810 de

la figure 8, en préparation pour une autre itération.

Si les générateurs de couple étaient précédemment en fonction, comme décrit ci-dessus, et si 0 est inférieure ou égale à 0 LIM 1 ( 9 >GLIM 1 sur la figure 9 b), la séquence logique quitte la case de décision 918 de la figure 9 a par la sortie NON, et elle passe à une case 934 qui représente la fixation de M ORDRE à une valeur égale à M 3 * Ceci fait fonctionner les générateurs de couple à une valeur qui est établie par M 3, cette valeur pouvant être obtenue sous la forme d'un pourcentage approprié de modulation d'impulsions en largeur TIND est fixé à l'état logique un à la case 936, et la séquence logique retourne par le chemin 924 vers

la case 810 pour une autre itération.

Si les générateurs de couple étaient précédemment hors fonction, la séquence logique de la figure 9 a sort de la case de décision 916 par la sortie NON, et elle passe

par un chemin 926 à la case de décision 928 La case de dé-

cision 928 compare la valeur absolue de 0 avec 0 LIM 2 Si l O i< OLIM 2 (ce qui correspond à |e@> e LIM 2 sur la figure 9 b), la séquence logique quitte la case de décision 928 par la sortie OUI, et elle passe par un chemin logique 930 à la case 934, représentant la fixation de M ORDRE à une valeur

égale à celle de M 3 * Ceci provoque l'application d'un cou-

ple à l'engin spatial La séquence logique passe ensuite à la case 936, représentant la fixation de TIND dans l'état

* un La séquence logique retourne à la case 810 par le che-

min logique 924, pour commencer une autre itération.

Si les générateurs de couple étaient précédemment

hors fonction comme mentionné ci-dessus, la séquence logi-

que atteint la case de décision 928 de la figure 9 a Si I O I>OLIM 2 (ce qui correspond à G<@LIM 2 sur la figure 9 b), la séquence logique quitte la case de décision 928 par la sortie NON, et elle emprunte un chemin logique 938 pour

passer successivement par les cases 920 et 922, représen-

tant respectivement l'absence d'application de couple et la fixation de la condition Ti ND = 0, après quoi une autre

itération commence.

La zone d'insensibilité fonctionne de la manière

suivante Si G se trouve entre GLIM 1 et GLIM 2 G est supé-

rieur à 9 LIM 1 et inférieur à GLIM 2, ce qui correspond à 0 < O LIM 1 et 0 > 0 LIM 2 * La séquence logique doit passer par

l'une ou l'autre des cases de décision 918 ou 928 pour at-

teindre la condition de commande d'application de couple, qui est représentée par les cases 934 et 936 Lorsque la séquence logique passe par la case de décision 916 et LIM 1 ' la séquence logique sort toujours par le chemin

NON, ce qui fait qu'elle passe aux cases 934 et 936 Lors-

que la séquence logique passe par la case de décision 928, avec O > O LIM 2 elle sort toujours par le chemin NON vers les

cases 920 et 922 Du fait qu'un chemin représente l'appli- cation d'un couple et que l'autre chemin représente l'ab-

sence d'application de couple, il existe une zone d'insen-

sibilité.

D'autres modes de réalisation de l'invention ap-

paraîtront à l'homme de l'art Par exemple, les roues de réaction ou d'inertie peuvent être en un nombre supérieur à

trois, et elles peuvent être dans des orientations arbi-

traires Les générateurs de couple magnétique peuvent avoir n'importe quelle orientation arbitraire par rapport au corps de l'engin spatial, et ils peuvent être en un nombre

supérieur à trois De plus, les générateurs de couple ma-

gnétique peuvent avoir des tailles différentes et/ou des moments magnétiques différents Bien qu'on ait indiqué que l'orbite du satellite était une orbite polaire, on peut

obtenir les avantages du système pour d'autres orbites.

De plus, on peut réaliser la logique d'applica-

tion de couple de la figure 9 a en pondérant le dipôle com-

mandé, M 3 par un facteur r 1 qui est calculé par l'expres-

sion 1-101, dans laquelle 0 est calculé comme à la case 914.

Claims (4)

REVENDICATIONS

1 Procédé pour maintenir l'attitude d'un satel-

lite, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivan-

tes: on mesure la direction du champ magnétique ambiant (B) au voisinage du satellite ( 10); on détermine la direc- tion du moment cinétique résultant des roues de réaction du satellite; on détermine l'angle entre la direction du champ magnétique (B) et la direction du moment cinétique précité; on compare cet angle avec une valeur prédéterminée; et on excite des générateurs de couple magnétique ( 36, 38, 40)

pour appliquer un couple au satellite dans le but de rédui-

re le moment d'inertie des roues seulement lorsque l'angle

précité dépasse la valeur prédéterminée.

2 Procédé selon la revendication 1, caractérisé

en ce qu'il comprend en outre l'étape qui consiste à mesu-

rer l'intensité du champ magnétique ambiant (B); et en ce

que l'étape d'excitation des générateurs de couple magnéti-

que ( 36, 38, 40) comprend l'étape supplémentaire qui con-

siste à commander la valeur de l'excitation sous la dépen-

dance de l'intensité du champ magnétique ambiant (B).

3 Procédé selon la revendication 2, caractérisé

en ce que l'étape supplémentaire comprend les étapes sui-

vantes: on détermine la norme du champ magnétique ambiant

( B); on détermine la norme de la somme des moments ciné-

tiques du corps du satellite ( 12), d'un panneau auxiliaire ( 14) et des roues de réaction, pour générer la norme d'une erreur de moment cinétique (jhe 1); on compare la norme du champ magnétique ambiant (|B|) avec une valeur limite de ce

champ (Blim); on compare la norme de l'erreur de moment ci-

nétique (Ihel) avec une valeur limite de moment cinétique (hlim); et on multiplie la valeur de l'excitation par un multiplicateur autre que l'unité seulement 1 armque lanorme du champ magnétique ambiant (I Bj) dépasse la valeur limite du champ et lorsque la norme de l'erreur de moment cinétique

(lhe 1) est inférieure à la valeur limite de moment cinéti-

que.

4 Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'il comprend en outre l'étape suivante: au moins

lorsque la norme du champ magnétique ambiant (l B|) est in-

férieure à la valeur limite du champ (Blim) et lorsque la norme de l'erreur de moment cinétique (<he 1) est supérieure

à la valeur limite du moment cinétique, on multiplie l'in-

tensité de l'excitation par une valeur égale à l'unité.

Procédé pour maintenir l'attitude d'un satel-

lite, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivan-

tes: on mesure la direction du champ magnétique ambiant

(B) au voisinage du satellite ( 10); on détermine la direc-

tion du moment cinétique résultant des roues de réaction du satellite; on détermine l'angle entre la direction du champ magnétique (B) et la direction du moment cinétique; et on

applique un couple dans le but de réduire le moment cinéti-

que des roues en proportion de la valeur de l'angle précité.