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"Procédure de repointage rapide des satellites à pointage
terrestre, et notamment des satellites géostatlonnaires de
télé¢ommunication à stabilisation par volant d'inertie".
Une mo~ification a¢cidentelle de l'attitude d'un
satellite peut se produire à la suite de plusieurs types- de
pannes ou de manoeuvres maladroites. On peut noter entre
autres:
- les pannes de matériel, ¢omme par exemple une
panne du système d'entraînement des panneaux solaires, un
grippage des volants d'inertie, un dêfaut optique du
déteeteur à réference terrestre, ou encore unl mauvais
fon¢tionnement des micropropulseurs;
- les pannes électriques, essentiellement de la
centrale inertielle, ou en¢ore les variations de la
pulssan¢e disponibLe entraînant une panne momentanée des
boucles d'asservissement du contrôle d'attitude;
- les défauts de ¢onception de la centrale de
commande du satellite, par exemple dans le cas où; les
detecteurs à référence terrestre sont perturbés par le
passage du soleil ou de la lune dans leur champ de vision ou
encore lorsque les boucles d'asservissement interagissent de
façon non prévue;
~- les fausses manoeuvres dues à des erreurs de
;~programmation des logiciels de bord, ou encore à des
25~ télécommandes erronées envoyées depuis le sol, sous controle
automatique ou manuel.
Ce type de panne est susceptible de perturber
gravement le fonctionnement du satellite, voire mêtne de
l'interrompre, lorsqu'il n'est opérationnel que sous une
condition stricte d'orientation. C'est notamment le cas
pour les satellites de télécommunication géostationnaires,
et stabilisés sur trois axes en pointage terrestre.
Les satellites de télécommunication de la
génération actuelle, de fabrication européenne ou
~4
américaine, n'ont été coneus qu'avec des exigences assez peu
contraignantes en ce qui eoncerne la proeédure de repointage
après modification accidentelle d'attitude.
Dans le cas d'une perte di`orientatian (Fig. lOb),
le satellite prend autamatlquement deux can~igurations
successives de sauvegarde-
- le mode automatique de reeonfiguration
(mode ARM );
- le mode de~ repointage d'urgence SUE le soleil
~mode ESR)`.
Le ~uit du mode ~ èst de mettre en attente le
système de eontrale d'attitude et d'arbite (AOCS) suite à
une perte de puissance au eneore à~ une perte de contr~le du
pointage. Toutes les un~itas de eommande d'attitude sont
mises en redondance, à l'exception des volan-ts dans le cas
d'un système d'inertie à volants décales (skewed wheel
configuration). Une minuterie est également mlse en route
pendant quinze minutes, afin de donner à l'apérateur au sol
la possibilité d'établir la gravité de la défaillance, et
eventuellement d'y remédier dans le laps de temps imparti.
Pour les cas de défaillance légère, facilement
reparables, ce mode transitoire permet d'éviter une
interruption trop longue et non nécessaire du service de
communication. L'opérateur peut éventuellement prolonger le
mode ARM au-delà du quart d'heure programmé par la
minuterie. Toutefois la durée d'intervention est limitée
par le fait que, en mode ARM, le mécanisme d'entrainement
des panneaux solaires est également déconnecté, ce qui
signifie que les panneaux restent verrouillés dans
l'orientation par rapport au satellite qu'ils avaient au
moment de la détection de la défaillance.
Dans le cas où le controle de pointage n'a pas pu
etre rétabli en mode ARM, le satellite passe ensuite
automatiquement en mode ESR. L'objectif de cette
.''1-
~26~
-- 3
configuration est d'amener le satellite jusqu'à une attitude
de sécurite en pointage sur le soleil de facon à ce ~u'il
soit alimenté en énergie. Toutes les unités de la charge
utile et de commande d'attitude sont éteintes, à l'ex~eption
S de celles nécessaires au pointage sur le soleil, de fa~on à
pr¢téger le satellite de toutes erreurs supplêmentaires
p¢ssibles. Les moyens de pointage sur le soleil sont
constitués de boucles d'asservissement spécifiques de
se¢ours, de conception simple, utilisant une alimentation;
redondante d'énergie, ainsi que des unités de propulsion de
secours.
Dans le cas d'un satellite à stabilisation par
volant d'inertied 1e volant est immobilisé afin de dêtruire
le couple de stabilisation, et le satellite est maintenu en
pointage solaire sous le contrôle des déte¢teurs solaires
~SAS) et des micropropulseurs, avec verrouillage des
panneaux.
Dans les systèmes a¢tuels, le rep¢intage terrestre
a partir du m¢de ~R ne peut interven~-r ¢~ue sous ¢ertaines
¢onditions de position relatives ¢ie la terre et du soleili
par rapport au satellite. Cette CGntrainte empêche un
repointage immédiat du satellite, dès réparation des~ pannes,
ce manque de souplesse se traduisant par des durées de non-
fonctionnement supplêmentaires du satellite.
En effet, dans les systèmes connus, le repointage
vers la terre s'effectue au moyen du détecteuE à réfêrence
terrestre et d'une boucle d'asservissement correspondante.
Le volant est ensuite lancê en rotation de façon à reprendre
le mode normal de fonctionnement. Toutefois, dans la mesure
où le satellite pointe initialement vers le soleil selon son
axe des x ou des y, et du fait que le dêtecteur terrestre
(infrarouge) a son champ de vision selon l'axe des z, la
direction de la terre et celle du soleil telles que vues
depuis le satellite doivent être perpendiculaires
~Z~79~9
(cf. Fig. 10c). Une telle situation n'existe qu'à 0600 et
1800 heure locale du satelli-te, ce qui peu-t représenter
jusqu'à douze heures d'attente non opérationnelle. On peut
meme noter que le temps d'attente peut se monter jusqu'à 24
heures dans le cas où un seu~ axe de roulis peut être
utilisé en pointage solaire dans la procédure ESR, (comme
par exemple dans les satellites OTS).
En résumé, les techniques existantes de mise en
mode d'attente, puis de repointage des satellites à pointage
terrestre, présentent les inconvénients suivants:
- le temps de réaction de 15 minutes est
généralement trop bref pour permettre à l'opérateur de
réa~ir, et ne peut être guère prolongé sans entamer de ~açon
trop importante les réserves d'énergie solaire;
15- le mode de pointage d'urgence sur le soleil
correspond à la mise en oeuvre d'une sécurité maximale, mais
il entraine l'ut}lisation des micropropulseurs dans une
boucle d'asservissement entraînant la consommation de
jusqu'à plusieurs kilos d'ergols. En outre, une dé~aillance
des micropropulseurs de rechange utilisés en mode ESR (fuite
; ou ~onctionnement prolongé accidentel) peut remettre en
cause complètement la stabilité en mode ESR.
Le temps de repointage terrestre à partir du mode
ESR est trop long. Ce dernier point est notamment
particulièrement vrai pour la nouvelle génération de
satellitesde télécommunication (INMARSAT 2, ECS-A) dans
lesquels il est nécessaire de limiter les pertes de
communication éventuelle une heure et demie maximum. Cette
contrainte est d'ailleurs également maintenant imposée pour
les satellites déjà en orbite.
En conséquence, la présente invention est destinée
à ~ournir une procédure de repointage terrestre permettant
notamment de pallier les inconvénients des procédures
existantes rappelés ci-dessus.
Plus précisément, un premier objecti~ de
l'invention est de fournir une procédure de repointage
rapide d'un satellite à poin-tage terrestre permettant un
retour aux eonditions nominales de fonctionnement en moins
d'une heure à partir du mode de pointage solaire d'urgence.
Un deuxlème objectif de l'invention est de fournlx
une telle pro¢édure qui puisse aussi bien être contrôlée à
partir du sol, qulau moyen d'un logiciel embarqué utilisant
une logique relativement simple.
Un troisième objectif de l'invention est de
f~ourniE une telle procédure qui soit applieable en
particuller aux satellites à controle d'attitude par volant
d'inertie, mais également aux satellites stabilisés sur
trois axes sans; ¢ouple interne de stabillsation.
Un objet complémentaire de l'invention est de
fournir une ~rocédure qui se présente sous forme d'unè
suecession d'~tapes, dont la séquen¢e puisse n'être que
partiellement suivie dans le eas de modiications
a¢eidentelles d'attitude peu graves. Plus précisément, 9i
la proeédure permet effectivement un retour rapide en
pointage terrestre à partir du mode ESR, il est également
possible de n'utiliser que les dernières étapes permettant
de maîtriser un satellite à mouvement de nutation et
vitesses angulaires modérées sans qu'il soit nécessaire de
l'amener tout d'abord en pointage solaire.
Un autre objet de l'invention est de fournir un
tel système dont l'application au satellite à stabilisation
par volant d'inertie permet de se passer totalement des
micropropulseurs pour l'opération de repointage.
L'lnvention a également pour avantage de
permettre, dans un mode de réalisation préférentiel, un
fonctionnement à partir des équipements disponibles sur la
plupart des satellites déjà en orbite, et notamment les
satellites ECS, et MARECS de l'Agence Spatiale Européenne.
~L26~34~
D'une manière générale, l'objectif es-t d'obtenir
une procédure d'une très grande souplesse, sans contrainte
spécifique de temps des télécommandes ou de la réaction des
opérateurs au sol, et ave~ au moins une étape d'orientation
des panneaux solaires vers le soleil afin d'éviter les
coupures d'énergie. En outre, la mise en oeuvre de la
procédure selon l'invention n'empêche absolument pas, en cas
de mauvais fonctionnement et d'interruption de cette
procédure, de~ retourner en mode de pointage solaire à
sêcurité maximale, et d'assurer un repointage par la
procédure longue connue, rappelée ci-dessus. Ces objecti~s
sont obtenus à l'aide d'une procédure en deux phases
successives basée sur les principes suivants:
- la phase A permet de ramener le satellite depuis
le mode de pointage solaire de sauvegarde jusqu'à une
attitude dans laquelle l'axe de tangage du satellite oscllle
dans une fourchette suffisamment étroite autour de la
direction terrestre, avec une nutation et des vitesses
angulaires réduites. Cette phase est basée sur la
détermination et la maîtrise de la vitesse de rotation et de
la position angulaire de l'axe de tangage du satellite par
rapport à la direction solaire. Deux modes de réalisation
seront précisés plus loin.
- la phase B constitue la phase de repointage
rapide proprement dit et consiste à ramener le satellite à
mouvement de nutation réduit et vitesse angulaire limitee
jusqu'à la stabilisation trois axes en orientation vers la
terre. Ceci est obtenu par une succession d'étapes
destinées tout d'abord à amortir progressivement la
nutation, puis à aligner précisément l'axe de tangage du
satellite. Cette phase est de principe différent suivant
que le satellite est avec couple de stabilisation par volant
d'inertie, ou sans couple de stabilisation. De plus, dans
le mode de réalisation de cette phase B appliquée au
satellite à couple de stabilisation, les étapes s'enchaînent
avec une ~radation progressive de la stabilité obtenue.
Ceci permet éventuellement d'entrer dans cette phase de
repointage,j dans~ le cas d'une modification aeeidentelle
d'attltude pèui importante, à une étape intermédiaire
cerresponda~nt au, degré effec-tif d'instabilité acquls
aeeid:entel~ement par le satellite.
Plus précisément, la phase B définie ci-dessus et
appliquee a~ux~ sa~tel~ites à eouple de stabilisation consiste,
s~leni l'in.v~n.tion" en une ~rocédure de repointage raplde
d'un tel sa~elll~e à~ peintage terres-tre, notamment du type
des satellites de communieation géestationnaires, ledit
satellite etant muni d'une part de moyens de mesure
constitués ~e détecteurs à rê~éren¢e solaire, de détecteurs
19 a référence terrestre et/ou de gyromètres
/
~ ~'
~ 267~
~ 8 --
et d'autre part de moyens de rectification d'attitude par
variation du couple du ou des volant(s) d'inertie,
procédure caractérisée en ce qu'elle est consti-
tuée de la séquence d'é-tapes prises dans l'ordre suivant
avec possibilité d'entrer dans la séquence au niveau de
chacune desdites étapes.
(i) une étape d'initialisa-tion de la procédure,
consistant à déconnecter la boucle d'asservissement en
roulis, à connecter tous les détecteurs à références solaire
et terrestre et/ou les gyromètres disponibles et à établir
un contrôle en boucle ouverte des vitesses du ou des volants
d'inertie;
(ii) une étape de préstabilisation en tangage
consistant à placer le satellite en configuration à double
rotation, la plate-forme étant amenée en contre-rotation,
puis à déterminer les variations en tangage à partir des
détecteurs à référence solaire ou terrestre e-t à contrôler
ces variations par actions sur le ou les volants d'inertie;
(iii) une étape de réalignement du tangage
consistant à ramener le satellite dans la fourchette de
fonctionnement de la boucle d'asservissement en tangage, par
capture de la terre en tangage avec un contrôle sur un seul
axe;
(iv) amortissement de la mutation résiduelle,
consistant à exercer des couples txansversaux en roulis
et/ou en lacets par action sur les volants d'inertie et/ou
activation des micropropulseurs jusqu'à capture de la terre
: en roulis par la boucle d'asservissement correspondante.
: Cette procédure comporte de préférence une étape
~ ~ 30 supplémentaire d'amortissement du mouvement de mutation,
; ~ préalable au réalignement du tangage . A~
: ~ _
~L2~
g
dans le cas où le mouvement de nutation est d'amplitude
supérieure à la fourchette de fonctionnement de la boucle
d'asservissement en tangage. Selon l'invention, cette étape
d'amortissement préalable du mouvement de nutation consiste
à verrouiller les panneaux solaires à 180 l'un par rapport
à l'autre pour optimiser la génération d'énergie dans la
configuration à dou~le rotation, et à contrôler la nuta-tion
soit par contrôle actiE en agissant sur les couples des
volants d'inertie, ou en activant les micropropulseurs, soit
par contrôle passif avec l'échange de couple entre les
volants e-t la plate-forme du satellite.
La phase B de la procédure de repointage rapide
selon l'invention, telle que détaillée ci-dessus, s'appli~ue
notamment fort avantageusement à la suite de la mise du
satellite en mode ARM résultant d'une modification
accidentelle d'attitude. Cette phasede la procédure évite
donc avantageusement de placer Le satellite en pointage
solaire de sauvegarde 6mode ESR).
Toutefois, l'invention s'applique également au cas
où le satellite a éte placé en mode ESR. Dans ee cas, la
phase permettant de ramener le satellite depuis son pointage
solaire de sauvegarde jusqu'à la phase de repointage
terrestre rapide détaillée ci-dessus est caractérisée selon
un mode de réalisation préférentiel par la succession
d'étapes suivante:
(i) les panneaux solaires sont verrouillés en
direction du soleil, par activation des détecteurs à
référence solaire montés sur les panneaux;
(ii) le bloc-support du réseau solaire (BAPTA) est
déverrouille par rapport à la plate-forme du satellite, de
façon à permettre une séparation angulaire entre les
panneaux solaires et la plate-forme, cette dernière étant
amenée en alignement avec la terre. La valeur de la
separation angulaire à réaliser est préalablement déterminée
lZ~
- 10 -
en fonction des orientations relatives de la direction
solaire et de la direc-tion terrestre par rapport au
satellite à l'heure locale de manoeuvre;
(iii) le mouvement de rotation du satellite autou~
de son axe de roulis permet alors de repérer la position de
la terre, et en conséquence de déterminer la vitesse
angulaire et la position de l'axe de tangage;
~iv) la rotation en roulis est enin stoppée, et
les voLants ou gyroscopes sont lancés lorsque l'axe de
tangage se trouve en position favorable pour
l'initialisatlon de la phase B de repointage.
Alors que ce premieE mode de réalisation de
l'invention peut s'efectuer à partiE des dispositifs
couramment embaEqués suE la plupart des satellites ~eja en
orbite, l'invention concerne également un second mode de
réaLisation de la phase A permettant d'amener le satellite
depuis le pointa~e solaire de sauvegardè iusqu'àl une
position permettant l'enchaînement ave~ la phase B de
repolntage terEestre.
Ce second mode de réalisation de lal procedure
consiste à utiliser un détecteur vidéo à dispositi CCD
linéaire ou matriciel destiné à ournir un repérage
astronomique sUE des étoiles de magnitude cholsie, et après
: détermination de la position et de la vitesse de rotation de
l'axe de tangage du satellite par rapport à la direction
solaiEe, de stopper la rotation en roulis et de lancer les
: gyroscopes et/ou les volants d'inertie lorsque l'axe de
tangage se trouve en position favorable pour
l'initialisation de la phase B de repointage rapide.
; 30 Dans le cas où l'un ou l'autre de ces modes de
réalisation de la phase A de la procédure à un satellite
sans couple de stabilisation, ce sont les gyromètres de la
centrale inertielle qui sont lancés (au lieu des volants
d'inertie dans le cas des satellites à couple
.~
~2~7~
-- 11 -
stabilisateur), au moment de l'arret du mouvement de roulis
et du passage de l'axe de tangage en position favorable pour
l'initialisation de la phase s de la procédure de repointage
terrestre.
Dans ce cas, la procédure B consiste, selon
l'invention, à utiliser les informations de vitesse
an~ulaire fournies par les gyromètres intégrateurs pour
assurer le repointage terrestre par trai-tement sur les
angles d'Euler et le verrouillage en position stabilisée.
D'autres caractéristiques et avantages de
l'invention apparaitront à la lecture de la description
suivante de ~uelques modes de réalisation détaillés de
l'invention, et des dessins annexés dans lesquels:
- la Fig. 1 représente schématiquement le système
de contrôle et d'attitude d'un satellite (AOCS), avec
l'emplacement preférentiel pour les détecteurs à références
terres-tre et solaire (Fig. lal ainsi qu'un mode de~
réalisation préférentiel du principe de réalisation de
lrunitb de stabilisation inertielle par volants d'inertie
(Fig. lb);
- la Fig. 2 represente schématiquement la
succession des phases de la procédure de repointage
terrestre selon l'invention;
- les Figs. 3, 4 et 5 représentent schématiquement
l'attitude du satellite en pointage terrestre normal, en
perte de référence terrestre, et en spin a plat,
respectivement;
- la Fig. 6 schématise la boucle d'asservissement
en tangage du satellite correspondant au mode normal de
stabilisation;
- les Figs. 7 et 8 représentent l'évolution des
signaux émis par les détecteurs in~rarouges à référence
terrestre lors des étapes de préstabilisation en tangage
(Fig. 7), et réalignement en tangage (Fig. 8)
~ 49
- 12 -
respectivement;
- la Fig. 9 représente les signaux émis par les
détecteurs à référence solaire lorsque le satellite est
entraîné en mouvement de nutation;
- 5 - les Figs. lOa, lOb illustrent une première
manière de détermination des vitesse et position angulaires
du satellite (Étape A12) par balayage conique d'un capteur
SAS;
- les Figs. lla et llb illustrent la seconde
manière de determination des vitesse et position angulaires
du satellite (Étape A12) par écartement angulaire panneaux
solaireslplate-forme (Étape A11);
- les Figs. 12a, 12b et 12c représentent les trois
étapes de la pro¢édure lente de repointage ter~estre de
l'art antérieur à partir du pointage solaire de sauvegarde
en mode ESR.
Dans le satellite représenté en ~igure 1, l'axe de
roulis est en x, l'axe de tangage est en y et l'axe de la¢et
est en z.
Lorsqu'il est en orbite autour de la terre, et
stabilise en pointage terrestre, 1e satellite pointe son axe
de lacet vers le sol et parcourt son orbite dans la
direction de l'axe x de roulis.
Le satellite représenté en figure la est muni de
; moyens de mesures classiques, à savoir un détecteur à
référence solaire 21 monté sur le panneau solaire 10, un
détecteur à référence solaire de secours 22, à grand angle
de vision, et un bloc de deux détecteurs terrestres et d'un
détecteur solaire à faisceaux en V 23. Le satellite
presente également un détecteur de secours infrarouge deux-
axes, à référence terrestre 24.
La figure lb est la vue schématique dans un plan
~ y, z d'un mode de réalisation possible pour la centrale
; inertielle du satellite. Celle-ci est composée des trois
.
~26~49
volants d'inertie 31, 32 et 33 du type à décalage (skewed
wheel configuration).
Toutefois, la procédure selon l'invention ne se
limite pas à son application à des satellites présentant une
S ¢entrale inertie:Lle de ce type, et on peut aussi bien
envisager que le satellite soit muni d'un nombre inférieur
ou supérieur de volants d'inertie. Dans le cas des
satellites à stabilisation sans couple d'inertie, la
centrale lnertielle ne comporte d'ailleurs aucun volant
d.'inertie, mais essentiellement des gyromètres integrateu~s,
~omme on le verra plus loin dans la description d'un; mode de
realisation pa~ticulier de l'invention.
La procédure complète selon l'invention est
schématisée en figure 2. On y reconnaît, tout d'abord, la
phase A permettant de ramener le satellite depuis la
configuration de sauvegarde en pointaye solaire (A1) jusqu'à
une position intermediaire de préalignement de l'axe de~
tangage vers sa position stable en pointage terrestre (A30)`,
(A40).
Comme déjà mentionné précédemment, deux modes de
réalisation de cette phase A sont couverts par la présente
invention:
- la détermination de la vitesse angulaire et de
la position de l'axe de tangage du satellite est réalisée
par repérage du cycle d'apparition de la terre à partir d'un
détecteur monté sur la plate-forme du satellite (Al0),
(All), (Al2);
- la détermination des mêmes paramètres de l'axe
de tangage par rapport aux étoiles à partir d'un système de
repérage astronomique (A20), (A21).
La phase A s'achève ensuite par la stabilisation
du mouvement de roulis du satellite et la réinitialisation
du ou des volants d'inertie (A30) (satellite à couple de
stabilisation), ou des gyromètres intégrateurs (A40),
12~
- 14 -
(sa-tellite sans couple stabilisateur).
La phase B correspond au repointage terrestre
final jusqu'à la position s-tabilisée N1. Cette phase peut
soit s'enchalner avec l'une des procédures de l~ phase, A
lorsque le satellite se trouvait inittalement en pointage
solaire de sauvegarde (ESR), soit être d!ire¢tement
initialisée à partir ~e la con~iguration d'attente (~ARM).
Selon l'invention, deu~ modes de réalisation sont
ici encore possibles:
10- un repointage terrestre paE mise en double
rotation du satellite, avant de ramener les paramètres
d'évolution du satellite à l'in-térieur des fourchettes de
~onctionnement des boucles noEmales d'asseEvissement serva~nt
au maintien stabilisé en pointage terrestre ~B10), ~Bll),
15(B12), (B13), (B14). Ce mode de réalisation est utilisable
dans les satellites à couple stabilisateur;
- un repointage par traitement des angles d,'Euler
~B20~ dans le cas des satellites sans couple stabilisateur.
On~vaidétailler ci-apresl c~acuRI ~e~ sous-ensembles~
~ 20 ~e la procédure selon l'invention identifi~s ci-dessus.
; Toutefois, il est necessaire de rappeler
prëalablement brièvement quel est le principe de
stabilisation des deux systèmes inertiels envisagés dans la~
présente invention, à savoir les systèmes à stabilisation
par volants d'inertie (couples stabilisateurs), et les
systèmes sans couple stabilisateur.
Dans un système à couple stabilisateur (momentum
bias control system), comme par exemple dans le satellite
~ MA~ECS, le pointage terrestre en condition normale est
réalisé par la référence inertielle fournie par un volant
d'inertie (ou un jeu de plusieurs volants) en rotation a une
vitesse d'environ 4 000 tours/minute.
Le système représenté en figure 1, et qui
correspond à celui équipant les satellites MARECS, comporte
- 15 -
tous les éléments nécessaires à une stabilisation par volant
d'inertie. La détection de la terre est réalisée au moyen
du détecteur infrarouge deux axes 24. Le contrôle en roulis
et en lacet est effectué en référence au moment normal au
plan de~ l'orbite, par impulsio~s de micropropulseurs ou par
utilisation descouples de pression solaire s'exerçant sur les
panneaux. Le contr61e en tangage s'effectue par ajustement
de la vitesse du volant d'inertie, de facon à créer un
couple sur la plate-forme du satellite. A titre d'exemple,
le principe de stabilisation par volan-t d'inertie est
utilisé dans les satellites de telêcommunication (ECS,
MARECS, TELECOM, DFS, RCA-SATCOM, FORD-INTELSAT V, et
INSAT). La plupart de ees satellites utilise un système à
volants déeales (deux ou trois volants places en
conPiguration en V) permettant une plus grande flexibilitê
et redondance.
A la différence du système~ à couple stabilisateur,
les systemes sans couple stabilisateur fonction~ent à partir
d'un ensemble intêgrateur sur trois axes (~ ave¢ par
exemple determinatlon de la position du satellite par
captage optique ~capteurs à références terrestre ou solaire)~
puis procédure de repointage pilotée par des gyromètres
intégrateurs selon un traitement sur les angles d'Euler, et
enfin retour à la détection optique de la terre pour la
stabilisation en pointage final.
Ces différences de conception étant rappelées, il
est maintenant intéressant de caractériser rapidement les
effets d'une modification accidentelle d'attitude sur le
comportement d'un satellite initialement stabilisé en
pointage terrestre par volants d'inertie.
Dès la détection de la modification d'attitude, un
mode d'alerte et d'attente, tel que le mode ARM, est adopté
par le satellite. Corrélativement, toutes les boucles
d'asservissement sont interrompues, qui assuraient la
`~
~2~9~
- 16 -
stabilisation du satellite en pointage terrestre nominal.
A ce moment, le volant d'inertie res-te soit à
vitesse constante, dans le cas des systèmes à contrale
tachymétri~uej soit subit une dérive lente due au
S déséquilibre entre les couples d'entraînement du volant et
les couples de friction. De plus, et en fonction de la
cause de la modification d'attitude, il peut se produire une
mise en mouvement de nutation.
Le satellite prend de la vitesse autour de son axe
de tangage à cause du principe de la conservation des~
moments angulaires, et la plate-forme forme, avec le volant
d'lnertie, une configuration à double ro-tation.
Les vitesses angulaires autour des autres axes
dépendent de la nutation initiale. Si la déstabilisation a
été provoquée par un ordre incorrect envoyé au volant, la
nutation peut être considérable.
Si l'on n'intervient pas, le satellite évolue
progressivement vers une sltuation de spin à pla-t, résulant
finalement en une rotation autour des axes lat8raux. La
constante~ de temps du mouvement de spin à plat est
typiquement de llordre de quelques heures.
L'ensemble de cette séquence est représenté dans
les figures successives: Figs, 3, 4 et 5.
La nouvelle procédure rapide de repointage
terrestre selon l'invention (phase B) a pour objet d'éviter
un pointage solaire de sauvegarde (mode ESR).
Cette procédure est basée sur les principes
suivants:
- il y a préservation du couple inertiel de
référence, même en cas de nutation importante; l'objectif
est de ramener le satellite dans des conditions d'évolution
maîtrisables par la boucle d'asservissement normal en
tangage. Pour une boucle d'asservissement telle que
représentée en ~igure 6, on peut obtenir typiquement un
,~,
;7~
- 17 -
fonctionnement pour des angles de nutation inférieurs à 15
et une vitesse moyenne de tangage inférieure à 0,05 par
seconde. ~ette boucle d'asservissement est constituée par
le détecteur infrarouge à référence terrestre ~0, ~ui
fournit un signal d'erreur de tangage alimenté vers un
circuit d'avan~e de phase 61 avec intégration éven~uelle par
circuit 62. Les signaux résultants sont alimentés depuis le
circuit additionneur 63 sur un amplificateur de ~ain 64 en
direction des moyens de commande 65 du volant 66.
Afin d'obtenir un retour dans la fourchette de
fonctionnement de cette boucle d'asservissement en tanga~e,
une maîtrise des paramètres d'évolution du satellite peut
être effectuée par modifi¢ation des couples de tangage et
vérification au moyen des détecteurs à références solaires~
; 15 et/ou terrestres~
Le détail des manoeuvres successives a effectuer,
; soit sous la direction d'un opérateur, soit automatiguement,correspond don¢ au~ étapes B10, B11, B12, B13, B14 de- la
; figure 2.
L'étape d'initialisation B10 correspond à une
déconnexion de la boucle d'asservissement en roulis dès la
détection de la modification accidentelle d'attitude et de
la perte de contrôle par les boucles d'asservissement
normal. Dans le cas où la boucle d'asservissement en
tangage peut être maintenue, l'étape B13 peut s'appliquer
directement.
Dans le cas contraire, une configuration
d'asservissement en boucle ouverte est mise en route,
consistant à:
- connecter tous les détecteurs à références
solaire et terrestre disponibles;
; - connecter tous les gyromètres;
- établir un contrôle en boucle ouverte des
vitesses de volants.
.i
- ~
~2~
- 18 -
Selon l'invention, cette etape vient se substituer
à la mise en mode ESR.
Dans l'étape suivante ~11 de préstabilisation en
tangage, l'objectif est de stabiliser l'a-ttitude du
satellite~. Ceci est préférentiellement atteint, d'une part
en augmentant légèrement le moment de tangage de quelques
pourcents au-dessus de la valeuE nominale, d'autre part en
pla~ant la plate-forme en ¢ontre-rotation par rapport au
volant d'inertle. Dans cette position stable, le moment en
tangaye peut etre ajusté de f~açoni importante sans provoquer
de nutation. Cette variation des moments de tangage permet
de faire varier les vitesses de tangage avec confirmation~
paE les informations fou~nies par les déte¢teurs. On arrive
ainsi ai ramener les variations en tangage au-dessous de la
lS limite de 0,05/s, ce qui permet de rentrer dans la
fourchette de fonctionnement de la boucle normale
d'asservissement en tangage.
Selon l'invention, la réduction en tangage
~'effectue par maximisation du temps d'apparitton de la 20 terre dans le champ de vision du détecteur à chaque cycle,
par action sur le moment en tangage. La figure 7 permet de
visualiser un signal typique obtenu en sortie du détecteur à
ré~érence terrestre lors de cette étape.
Lorsque les oscillations en tangage sont
maîtrisées, il est éventuellement nécessaire d'amortir un
mouvement de nutation trop fort, en passant par l'étape B12.
L'objectif est ici de maintenir la terre à l'interieur du
champ de vision du détecteur à référence terrestre.
Il existe deux principes fondamentaux permettant
le contrale de nutation, à savoir un controle actif par
ajustement des moments transversaux (en utilisant les
volants, ou des micropropulseurs), et un controle passif par
échange des moments entre le volant d'inertie en tangage et
la plate-forme du satellite.
4~ ~
- 19 -
Le principe consiste ici à déterminer la valeur de
la nutation à l'aide des gyromètres ou des détecteurs à
références terrestre ou solaire. Pendant cette opération,
les panneaux solaires sont verrouillés à 180~ l'un par
rapport à l'autre de façon à maximiser la production
d'énergie.
Le controle actif ou passif du moment de nutation
est poursuivl ;usqu~à obtention d'un amortissement sufflsant
~Fig. 9)~.
Bien entendu, cette etape est inutile dans le cas
où la nutation provoquee par la modification acciden-telle~
d'attitude est d'emblée suffisamment faible.
L'étape B13 de real}gnement de l'axe de tangage
s'effectue ensuite lorsque, d-iune part la vitesse en tangage
a eté suffisamment reduite, et d'autre part, le mouvement de
nutation se trouve en deçà du seuil de fonctionnement de la
boucle d'asservissement en tangage. ~ette boucle est alors
activée. La configuration en double rotation se trouve donc
sous controle sur un seul axe, avec de faibles variations
2a d'attitude. La figure 8 représente le signa~ cGnvergent
obtenu en sortie du détecteur a réferences terrestres lors
de~ cette étape de réalignement.
Lors de cette étape, il est avantageux d'asservir
les panneaux solaires de façon à les maintenir
~ convenablement orientés.
L'étape B14 consiste enfin à réaliser
l'amortissement de la nutation résiduelle afin d'assurer une
stabilisation complète du satellite en pointage terrestre.
Dans la mesure où l'axe de tangage est maîtrisé, il suffit
de maitriser l'axe de roulis, par détection des variations
au moyen des détecteurs optiques ou des gyromètres. La
rectification s'effectue par commande des moments
transversaux avec les décalages de phases correspondant aux
détecteurs utilisés. Il est également possible d'utiliser
~ 2~
- 20 -
les micropropulseurs.
Lorsque le mouvement de roulis a réintégré la
fourchette de fonctionnement de la boucle d'asservissement
en roulis, celle-ci est réactivée et le satellite se trouve
finalement stabilisé en pointage terrestre N1.
Lorsque le satellite se trouve initialement en
mode ESR de~ pointage solaire de sauvegarde, la phase B de
repointage terrestre décrite ci-dessus doit etre précédée de
l'un des deux modes de réalisation de la phase A tels que
représentés en figure 2.
~a procédure totale de repointage s'applique alors
aussi bien aux sy:stèmes à couple de stabilisation qu'aux
systèmes sans couple de stabilisation.
Dans le premier cas, le but poursuivl est de
ramener le moment angulaire du volant d'inertie dans une
direction perpendiculaire au plan de l'orbite pour pouvoir
passer en phase B~
Lors de liapp~tcat;on aux systèmes sans coup;le ~e
stabilisationr ~a- procédure consiste à détermineE l'attitude
du sateIlite pour rêinitialiser les gyromètres intégrateurs.
Il est ensuite possible de définir une stratégie permettant
de restaurer le pointage terrestre par manoeuvres sur un
seul axe et traitementssur les angles d'Euler.
Quel que soit le mode de stabilisation du
- 25 satellite, deux méthodes sont présentées, l'une utilisable à
partir des dispositifs existant sur la plupart des
satellites déjà lancés, et l'autre nécessitant de prévoir un
dispositif spécifique de repérage astronomique. Toutefois,
l'objectif des deux méthodes de la phase A est de déterminer
la vitesse angulaire et la position de l'axe de tangage du
satellite afin de pouvoir précisément choisir le moment du
cycle d'évolution du satellite où enclencher la phase B de
repointage terrestre.
Comme on l'a déjà vu plus haut, le mode ESR de
~2Ç~7~
- 21 -
pointage solaire de sauvegarde se caractérise par une
liberté de roulis du satellite avec un con-trôle actif sur
deux axes du pointage solaire. La centrale inertielle
principale est généralement stoppée.
Selon la première méthode de préparation du
repointage terrestre, l'objecti~ est d'utiliser la rotation
du satellite autour de son axe de roulis pointé vers le
soleil pour faire entrer cycliquement la terre dans le cKamp
de vision du ¢apteur à référence terrestre. L'angle de
vision du capteur terrestre est limité. L'objecti est donc
de faire ef~ectuer au capteur terrestre un balayage conique
interceptant la terre en un point du cycle de balayage.
Ceci est rêalisable du fait que, pour toute heure
de la journée, et donc pour l'heure précise où l'on souhaite
initialiser le repointage, on connaît très bien l'angle ¢,ue
présentent entre elles la direction du soleil et la
dlre¢tion de la terre telles que vues depuis le satellite.
En conséquence, si l'on prend ¢et angle comme valeur du
deml-angle du cone de balayage du capteur terrestre ~par
rapport à la direction solaire connue), on est certain que
ce cone de balayage inclut en un point du cycle la direction
de la terre.
Les intersections cycliques avec la terre, lors du
balayage conique, permettent alors de déterminer à la fois
la vitesse de rotation angulaire et la position angulaire du
satellite à tout instant. On utilise cette information pour
rétablir un moment angulaire normal au plan de l'orbite
comme on le verra ci-après.
Il existe deux manières de réaliser le balayage
conique du capteur terrestre constituant la première méthode
de préparation du repointage terrestre ici exposée:
- par décalage d'un capteur solaire SAS monté sur
la plate-forme;
- par utilisation d'un capteur solaire SASS des
~L26~9~
- 22 -
panneaux solaires, après écartement angulaire panneaux
solaires/plate-forme (étape ~11).
L'utilisation d'un capteur solaire SA~S de plate-
forme est mentlonnée à titre illustrati et explicatif, bien
~ue les limites qui lui sont inhérentes en restreignent
l'emploi.
En pointage ES~, le satellite est pointé vers le
soleil avec contrôle du capteur solaire SAS sur deux axes,
captage du tangage et information; de lacet. La figure lOa
schématise cette configuration dans laquelle l'orientation
des axes y et z est inconnue alors que l'axe x pointe vers
le soleil avea une rotation faible à vitesse inconnue du
- satellite autour de cet axe x.
En partant de ce pointage de l'axe des x vers le
soleil, on introduit une valeur de recalage dans la~ boucle
diasservissement en lacet du capteur solaire SAS. Ceci
entraîne un déplacement de l'~axe x en x' ~figure lOb) avec
un déplacement concomitant de l'axe des z (correspondant au
centre du champ de vision du capteuE terrestre) en z'. Du
fait de la vitesse constante de rotation en roulis, llaxe~
des x suit un balayage conique autour du soleil (de la meme
maniè~e que l'axe z), de façon à venir intercepter la
direction terrestre.
Les caractéristiques non linéaires du capteur
solaire SAS limitent l'angle de décalage réalisable à
environ 20, mais en rajoutant les 20 du champ de vision du
capteur, on peut arriver à couvrir une portion non
négligeable des "heures de la journée".
L'étape All de la figure 2 correspond à la seconde
manière, plus souple de détermination de la vitesse
angulaire et de la position du satellite, en utilisant un
décalage angulaire panneaux solaires/plate-forme ~cf. Figs
lla, llb).
Dans ce cas, on transfère tout d'abord le controle
:: ~
~6~
- 23 -
en tangage du satellite au capteur solaire SASS monté sur
les panneaux solaires, alors que ce controle est
généralement effectué par un capteur solaire SAS de plate-
~orme lorsque le satellite est en mode de sauvegarde ESR.
La boucle d'asservissement en lacet est également
deconnectée (étape 10).
Ensuite, des moyens de commande du bloc support
des panneauxi solaires (BAPTA) sont activés jusqu'à ce que
l'angle de vision du détecteur infrarouge à référence
teErestre (~IRESI et la direction solaire présentent entre
eux~ un angle correspondant à l'écartement des deux
directions à l'heure précise de manoeuvre (éta~e All).
~'axe x vient en x', ¢e qui permet d'obtenir le balayage
conique du, capteur terrestre (Fig. llbJ. Cette manière de
ca~teE la terre dans le champ de vision de l'IRES est
applicable quel que soit l'angle d'écartement nécessaire.
Toutefois, dans la seconde manière illustrée en
flgure llb, on notera que la vitesse angulaire de rotation
autour de la direction solaire ne correspond plus à la
vitesse de roulis du satellite, mais les gyromètres alignés
en Z peuvent être lancés.
Après détermination de la vitesse angulaire et de
la position du satellite, le lancement du volant d'inertie
doit s'effec-tuer de facon à établir un moment angulaire
normal au plan de l'orbite (étape A30). Ceci signi~ie que
l'axe de lacet doit être perpendiculaire au plan de
l'orbite, en pointant vers le sud, avec des vitesses de
rotation autour des trois axes sensiblement égales à 0.
Cette préparation du repointage nécessite que l'on
place le satellite dans une attitude particulière, car le
lancement du volant d'inertie est une opération qui n'est
pas instantanée, mais peut au contraire prendre jusqu'à plus
de dix minutes.
Or, on ne peut pas stopper simplement les
:
: ~
~%~49
- 2~ -
déplacements du satellite au moment où l'axe "y" pointe vers
le sud pour deux raisons:
- le mouvement angulaire est réalisé autour de la
directio~ solaire. Or, cette rotation ne peut pas être
considérée comme s'effectuant en roulis par rapport au corps
du satellite, et en conséquence il n'est pas possible
d'appliquer un couple i~oine au moyen des propulseurs afin
d'annuler la rotation.
POUE cette raison, il est généralement nécessaire,
après l'étape A12,, de décaler de façon supplémentaire l'~axe
z du satellite ain de l'aligner dans la dire¢tion solaire
~mais en sens opposé~. Dans cette iguration, la terre sort
à nouveaul dui ehamp~ ~e vision du capteur terrestre I~5. ~n
revanche, on peut aloEs actionner les propulseurs de lacet
pour stopper la rotation angulaire avec une phase correcte.
Pour obtenir le meme résultat, il est ê~alemen~
possible de ramener l'axe de x en pointa~e solaire.
Toutefois, lialignement de l'axe de lacet z en pointage
antisolaire est souvent préférable du fait que le gyromètre
de lacet fournlt une estimation de rotation plus simplement
que le capteur solaire SAS. Dans le cas où celà est
nécessaire, cette étape de rectiication du couple de la~et
s'effectue par exemple par commande d'impulsions du micro-
propulseur de lacet. La mise à feu doit prendre place au
moment du passage de la terre, après alignement de l'axe de
lacet en pointage anti-solaire comme indiqué ci-dessus. Le
gyromètre de lacet fournit alors une confirmation de la
rectification effectuée, permettant préférentiellement
d'obtenir des variations en lacet inférieures à 0,01/s.
- la méthode de stabilisation ainsi réalisée ne
prend pas en compte l'inclinaison du plan orbital du
satellite par rapport à la direction solaire. Or,
l'élévation du soleil par rapport au plan de l'orbite se
monte jusqu'à 23.
34~t
- 25 -
Si l'on choisit de négliger cet angle, le moment
angulaire initialisé est décalé de jusqu'à 23 par rapport à
la normale de l'orbite. Ce décalage peut ensuite être
annulé au moyen des boucles d'asservissement normales du
5pointage, après détection de la terre.
Toutefois, il es-t également possible de décaleE la
bou¢le dlasservissement en lacet autour du capteur solaire
SAS, de façon à~ compenser l'élévation du soleil. La valeur
de ce décalage est fonction de la saison (déelinaison
10solaire)~, et de l'heure de repointage.
L'étape suivante,(A30,), pour satellite à couple de
stabilisation, ou (A40), pour satellite sans couple de
sta~ilisation; consiste enfin à stopper la rotation en
roulis et à réinitlaliser le ou les volants d'inertie, ou
lSles gyrGmètres respectivement afin de passer en phase B de
repointa~e terrestre.
La~ procédure de repointa~e terEest~e pour
satellite à stabilisation par eouple a déjà été dêcrite ci-
des sus .
20Dans le cas d'un satellite sans ¢ouple de
stabilisation, ce sont les signaux en provenance des
gyromètres diintégration qui permettent le repointage et la
stabillsation du satellite en position nominale pa~
traitement sur les angles d'Euler (B20).
25La deuxième méthode de retour depuis le mode ESR
fait appel à un dispositif de repérage astronomique du type
linéaire ou matriciel à faible précision. Ce dispositi~ es-t
destiné à déterminer la position et la vitesse de rotation
de l'axe de tangage au moyen des techniques de
30reconnaissance de la position des étoiles présentant une
magnitude donnée.
Cette étape de repérage astronomique peut être
entièrement réalisée sous commande de la station au sol,
soit par mise en oeuvre d'un logiciel spécifique, soit par
.~
~2~
- 26 -
interprétation manuelle réalisée par l'opérateur au sol.
Lorsque l'attitude et l'évolution du satellite ont
été déterminées, le roulis est stoppé, et de la même manière
que pour la méthode precédente, le ou les volants d'inertie
(A30), ou les gyromètres (A40) sont lancés, suivant le type
de stabilisation du satellite.
L'unité de repérage astronomique utilisée en ~20
est avantageusement un dispositi~ CCD linéaire Oll matriciel,
de faible précision absolue (par exemple de l'ordre de
1), mais de résolution moyenne (jusqu'à 0,1). Cette unité
est avantageusement munie d'un niveau variable de détection
de la magnitude d'illumination des étoiles, niveau que l'on
peut choisir depuis la station de contrôle au sol. La carte
des étoiles relevée peut être envoyée vers le sol à travers
: 15 les canaux normaux de télémétrie, aux ~ins d'interprétation.
L'unité peut par exemple ainsi travailler entre 0 et
1/seconde, ave~ un champ de vision sous un angle de 20 à
40 environ, perpendiculairement à ~a direction du soleil.
La procédure décrite ci-dessus offre donc
20 plusieurs méthodes de repointage terrestre adaptées à
différents types d'équipement embarqués sur les satellites.
Chacun des modes de réalisation représentés permet d'obtenir
~: généralement un repointage en moins d'une heure.
Comme on l'a vu, chacune des méthodes limite au
minimum l'utilisation des micropropulseurs, et optimise
l.'utilisation des panneaux solaires pour la génération
d'énergie O
Dans son application aux satellites de télécommu-
nication stabilisés sur trois axes en orbite géostation-
naire, la procédure selon l'invention permet donc de réduire
au minimum les durées pendant lesquelles le satellite n'est
pas opérationnel.
