Brevet FR2001313A1 — publié le 19690926

La présente invention concerne la navigation spatiale et, plus particulièrement, le maintien sur une longitude fixe, par rapport à un corps céleste ou planète, imparfaitement sphérique, d'un satellite placé sur orbite synchrone dans le plan équatorial de ce corps céleste. Pour des motifs divers, il est utile de placer un satellite sur orbite à une distance telle du corps céleste que la période orbitale du satellite est égale à la période de rotation du corps céleste (par exemple la terre) sur son axe. Si l'orbite du satellite se trouve dans le plan équatorial du corps céleste, et si celui-ci présente une distribution de sa masse telle que son champ gravitationnel est identique à celui d'une masse ponctuelle, il en résulte qu'un satellite synchrone (c'est-à-dire un satellite placé sur orbite synchrone) gravite dans une position fixe par rapport au sot lorsqu'il est considéré depuis le corps céleste, c'est--dire qu'il conserve une position de latitude nulle et de longitude constante.Un exemple courant de l'utilité d'un satellite situé dans une telle position fixe par rapport au sol, est qu'il peut transporter un équipement permettant de relayer, entre deux stations au sol qui sont hors de vue l'une de l'autre, mais en vue directe du satellite, des communications transmises par un rayonnement quelconque se propageant en ligne droite. Malheureusement pour l'utilisation des satellites de la terre placés sur orbites synchrones, la masse de cette dernière est distribuée, de sorte que son champ gravitationnel dans le plan équatorial correspond à celui d'un ellipsorde. Par conséquent, les satellites synchrones passifs de la terre ne peuvent être stables que pour certaines longitudes correspondant aux extrémités des demi-axes d'une ellipse.Pour n'importe quelle autre longitude, un satellite gravitant à distance synchrone, nécessite l'application ininterrompue d'une poussée parallèle à la direction de sa vélocité pour le maintenir dans une position stationnaire en longitude. Il est comparativement facile de maintenir un satellite correctement orienté par rapport à la verticale locale, en utilisant une tige allongée s'détendant au-dessus ou au-dessous du satellite, de sorte que le gradient du champ gravitationnel tend à orienter la tige parallèlement à ses lignes de force. Dans un tel cas, il est pratique de munir la partie la plus éloignée de la tige d'un dispositif connu pour amortir les mouvements du satellite. L'effet de la tige influencée par le gradient de pesanteur et mise en oeuvre avec un dispositif amortisseur, est de stabiliser le satellite de telle manière qu'il ne roule, ni ne tangue, d'une façon appréciable. Cependant, il n'existe, pour ses embardées ou mouvements de lacet, qu'une contrainte d'amortissement qui ne limite pas des déviations permanentes lentes.Cela est particulièrement regrettable pour l'application au satellite d'une poussée ininterrompue, orientée convenablement, du fait qu'il serait possible de maintenir un satellite synchrone dans sa position stationnaire en longitude, simplement en lui associant un propulseur fonctionnant de façon ininterrompue et fournissant une poussée de valeur convenable dans son plan de lacet (c'est-à-dire le plan contenant les axes de roulis et de tangage), si l'on pouvait être sûr que le véhicule n'effectue pas d'embardées.Cependant, en l'absence d'une telle certitude, il est nécessaire d'avoir deux éléments en combinaison : en premier lieu, une quelconque référence de lacet, et en second lieu, des organes producteurs de couple ou de poussée, que l'on peut comnander pour maintenir les propulseurs du véhicule orientés dans la direction nécessaire. Suivant la présente invention, on obtient ce résultat avec un minimum d'Uquipement et une fiabilité résultante maximale, en contralant les propulseurs du véhicule de façon à constituer les organes producteurs de couple nécessaires, en utilisant comme référence la direction du soleil par rapport à l'orientation du véhicule pendant la durée des parties limitées de l'orbite synchrone, au cours desquelles le soleil fournit des informations adéquates en azimuth. L'invention sera mieux comprise à l'aide de la description suivante d'une forme de réalisation donnée à titre d'exemple, et en se réferant au dessin annexé, dans lequel La figure 1 représente schématiquement ev vue de dessus, un satellite mettant en oeuvre la présente invention. La figure 2 représente schématiquement en vue latérale, le satellite de la figure 1. La figure 3 représente le satellite des figures 1 et 2, occupant diverses positions autour de la terre. La figure 4 représente le dispositif de commande de la forme de réalisation illustrée en figures 1 et 2. Si lton se réfère aux figures 1 et 2, celles-ci illustrent le corps 12 d'un satellite muni d'une tige allongée 14, dont la fonction consiste à stabiliser le satellite par rapport à ses mouvements de tangage et de roulis, en utilisant sa tendance à s'aligner suivant le gradient de pesanteur. A I'extrémité de la tige 14, on a représenté un dispositif amortisseur 16. le centre de gravité du satellite est représenté par une croix 18. Deux propulseurs 20 et 22, par exemple du type ionique, sont montés à poste fixe sur le satellite, comme le montre le dessin. Ces propulseurs sont placés sur des lignes symétriques situées de part et d'autre du centre de gravité 18, et sont réglés de façon que le fonctionnement d'un seul d'entre eux fournisse une poussée suffisante pour maintenir le satellite à la longitude désirée, les propulseurs étant orientés de telle manière que chacun fournit une poussée ayant la même direction, dans un plan approximativement normal à l'axe de la tige 14, ce plan pouvant être convenablement assimilé au plan de lacet. I1 est clair que, du fait que les propulseurs -20 et -22 sont tous deux placés sur des droites ne passant pas par le centre de gravité, le fonctionnement d'un seul d'entre eux produit la poussée totale propre à maintenir le satellite dans sa position stationnaire, mais tend également à le faire tourner autour de son axe de lacet. Cela se produit effectivement, mais le dispositif amortisseur 16 est conçu de façon à fournir un amortissement suffisant pour que le fonctionnement ininterrompu de l'un des propulseurs, pendant toute la durée d'une période orbitale, ne fasse tourner le satellite que d'un angle de faible valeur, par exemple 10 . Deux détecteurs 24 et 26 qui décèlent la présence du soleil, sont placés de façon que leur champ de détection corresponde à la direction générale de la poussée produite par les propulseurs 20 et 22. Cependant, bien que tous deux soient orientés "plein avant", leurs champs de détection n'interfèrent pas en azimuth. C'est-à-dire que si le soleil est droit devant, les deux détecteurs sont éclairés, mais stil se trouve dans n 'importe quel autre azimuth, qui ne soit pas tout à fait droit devant, seul l'un des détecteurs est éclairé. Les champs approximatifs de détection sont illustrés par la forme des symboles quasi-coniques ou trapézoRdaux utilisés pour représenter les détecteurs. On a symbolisé en 27 une antenne dont l'utilité apparaîtra plus loin. La figure 3 illustre diverses positions possibles que peut occuper le satellite représenté en figures 1 et .2, et placé sur orbite autour d'un corps céleste 28 (la terre, par exemple), l'ensemble étant éclairé par le soleil 30. La terre 28 est représentée de façon que son pôle nord (désigné par la lettre N), soit visible. On se rend compte que les détecteurs ne voient pas le soleil, sauf pendant le passage du satellite de la position A à la position B. En se rappelant que le satellite gravite sur une orbite équatoriale autour de la terre, on voit que n' importe quelle embardée du satellite par rapport à son cap équatorial produit un éclairement sélectif de l'un seulement des détecteurs 24 et 26. La figure 4 représente schématiquement les connexions réalisées à partir des détecteurs -24 et -26 en vue de commander le fonctionnement des propulseurs 20 et 22. Les détecteurs 24 et 26 sont connectés aux deux entrées d'un dispositif bis table 32, qui peut être un circuit bistable classique mettant en oeuvre des transistors ou des dispositifs similaires. Lorsque le signal de sortie provenant du dispositif bistable 32 est produit par un signal d'entrée provenant du détecteur 24, il est appliqué, par l'intermédiaire d'un circuit d'inhibition 34, à l'entrée inhibitrice d'un circuit 36, et est également appliqué à l'entrée d'un circuit d'inhibition 38.Ainsi, comme le montre le schéma de la figure 4, si le circuit 34 n'est pas ininibé, un signal provenant du dispositif bis table 32 (de sa borne supérieure) inhibe le circuit 36, arrête le propulseur 20, et fait fonctionner le propulseur 22 par l'intermédiaire du circuit d'inhibition 38 (si celuici n'est pas inhibé).Si un signal de sortie provenant du détecteur 26 entraîne l'apparition d'un signal à la borne inférieure du dispositif bistable 32, ce signal passe par un circuit de réunion 40 et par le circuit d'inhibition 36 (si celui-ci n'est pas inhibé) pour faire fonctionner le propulseur 20, ce signal passant également par un circuit de réunion 42 pour inhiber le circuit 38 et arrêter le propulseur -2-2. Ainsi, en l'absence de tout signal de sortie provenant d'un récepteur 44, l'existence d'un signal d'entrée provenant du détecteur 24, en même temps que l'absence de signal d'entrée provenant du détecteur 26, amène le dispositif bistable 32 à faire fonctionner le propulseur 2-2.L'existence d'un signal d'entrée provenant du détecteur 26 en même temps que l'absence d'un signal d'entrée provenant du détecteur 24, entrante le fonctionnement du propulseur 20. On peut se rendre compte, en étudiant la figure 1, que ce circuit logique permet exactement d'entraîner le satellite en rotation dans le sens qui tend à amener la source d'éclairement droit devant, ce qui provoque l'éclaire ment:: des deux détecteurs 24 et 26. Lorsque cette condition est remplie, peu importe lequel des deux propulseurs 20 et 22 est actionné, du fait que le fonctionnement ininterrompu de l'un ou l'autre entraînera une embardée du satellite suffisante pour interrompre l'éclairement de l'un des détecteurs et entramer-la commutation du dispositif bistable 3.2 qui déclenchera le fonctionnement de l'autre propulseur. Ces détails ont été indiqués pour montrer qU'il importe peu que deux signaux d'entrée simultanés, appliqués au dispositif bistable 32, entrainent sa cormtutation ou le simple maintien de son état antérieur. D'après ce qui précède, il est évident que le présent circuit de commande ne provoque pas l'arrêt du dispositif commandé pour la position d'équilibre ou à proximité immédiate de cette position, mais plutt qu'il le fait osciller avec de petites amplitudes permises de part et d'autre du point d'équilibre.Du fait que le satellite se déplace de la position B, en passant successivement par les positions C et D pour revenir à la position A, sans que son dispositif bistable 32 soit à nouveau actionné, les effets combinés de son moment d'inertie, de son amortissement réalise par le dispositif amortisseur 16 (ou par n'importe quel autre dispositif ou phénomène amortisseur) et de son couple fourni par la poussée excentrée de l'un des propulseurs 20 ou -22; doivent ebtre tels qu'il n'effectue pas une embardée présentant un angle supérieur à une valeur permise pendant son transit de la position B à la position A. On a supposé implicitement que lorsque le satellite est placé sur orbite, il est orienté de façon que les propulseurs exercent une poussée qui, non seulement est parallèle à l'orbite choisie, mais qui présente également le sens correct. Il est possible que le satellite se stabilise après des embardées correspondant à une rotation d'un demi-cercle par rapport à 1 'orien- tation désirée, auquel cas la poussée s'effectue dans le sens opposé à celui que l'on désire. On peut remédier à cela gr ce à des signaux fournis par les stations au sol par l'intermédiaire du récepteur 44. Les signaux de sortie provenant du récepteur 44 passent par le circuit de réunion 40, puis par le circuit d'inhibition 36 pour actionner le propulseur 20.Les mêmes signaux provenant du récepteur 44 bloquent le circuit d'inhibition 34 de sorte qu'un signal de sortie provenant de la borne de sortie supérieure du dispositif bistable 32 ne peut passer par ce circuit d'inhibition 34 et bloquer le circuit d'inhibition 36. Ainsi, un signal provenant du récepteur 44 arrête toujours le fonctionnement du propulseur 22 et actionne le propulseur -20 quel que soit l'état du dispositif bistable 32. Pour déterminer l'orientation approximative du satellite, les signaux de sortie provenant des détecteurs 24 et 26 sont mélangés ensemble par un circuit de réunion 46 et sont appliqués en tant que signaux de commande ou de modulation à un émetteur 48 qui est adapté, en mEme temps que le récepteur 44, à l'antenne 27 par l'intermédiaire d'un circuit hybride 50.La position orbitale du satellite peut être déterminée par des dispositifs classiques et l'éclairement ou l'occultation des détecteurs 24 et 26 peut être transmis au sol par l'é- metteur 48. Si, à l'aube, la présence (ou l'absence) du signal provenant de l'émetteur 48 indique qu'aucun des détecteurs 24 et 26 n'est éclairé, une instruction émise par une station au sol et appliquée au récepteur 44 l'amènera à faire fonctionner le propulseur 20 de façon ininterrompue, en bloquant, par l'intermédiaire du circuit d'inhibition 38, tout signal d'entrée provenant du détecteur -26. Cela amène le satellite, au cours d'un certain nombre dworbites, å à exécuter une embardée d'un demi- cercle entier.Ce mouvement peut être vérifié en interrompant le signal, émis par les stations au sol qui est appliqué, à l'aube, au récepteur 44, et en affichant le signal provenant de l'émet- teur 48 pour déterminer si l'un des détecteurs 24 et .26 fournit un signal de sortie. Lorsque l'on reçoit une telle indication, on peut interrompre le signal de commande, provenant du sol et appliqué au récepteur 44, et on peut laisser le dispositif s'orienter lui-meme automatiquement de la façon qui a été décrite. Pour placer initialement le satellite dans la position désirée en longitude, il est également possible de prévoir un système de commande plus élaboré qui puisse etre utilisé pour dominer la commande du dispositif 32 et pour amener les deux propulseurs 20 et 22 à fonctionner simultanément et à fournir une poussée plus importante qu'il n'est nécessaire pour maintenir simplement la position du satellite stationnaire, de façon à l'amener de force à la longitude désirée. Cependant, les satellites sont habituellement munis de divers dispositifs destinés à les placer initialement sur l'orbite correcte et dans la position stationnaire correcte, et on peut préférer utiliser de tels dispositifs classiques. Du fait qu'on n'exige habituellement de ces dispositifs que de fonctionner de façon intermittente pendant le placement initial sur orbite, ils peuvent titre conçus sans que l'on prenne des dispositions pour leur assurer la durée de vie très importante et la consommation minimale de la matière fournissant la poussée, qui sont les caractéristiques de la présente invention. Ainsi, ces dispositifs ne remplacent pas la présente invention, mais constituent simplement des dispositifs auxiliaires utiles. -REVENDICATIONS- 1. Dispositif pour maintenir en position stationnaire un véhicule spatial prévu pour graviter sur orbite comme un satellite autour d'un corps céleste qui est une planète d'un système solaire, qui produit un cône diibre et autour duquel existe un champ gravitationnel ou pesanteur présentant un gradient, caractérisé par le fait qu'il comprend un dispositif d'orientation du véhicule par rapport au gradient local du champ gravitationnel, un premier organe de propulsion que l'on peut commandeur séparément pour fournir au véhicule une poussée agissant, dans un plan de lacet normal au gradient local de la pesanteur, sur une ligne passant d'un côté de son centre de gravité, un second organe de propulsion que l'on peut commander séparément pour fournir au véhicule une poussée agissant, dans le plan de lacet, sur une ligne passant de l'autre c8té de son centre de gravité, des détecteurs destinés à capter les radiations émises par le soleil et à produire des signaux indiquant l'orientation de la poussée par rapport à une ligne allant du centre de gravité du véhicule au soleil, des organes de commande destines à répondre aux signaux provenant des détecteurs en appliquant aux organes de propulsion des signaux de commande qui amènent l'un de ces organes de propulsion, et celui seulement, à fonctionner pour tendre à faire tourner le véhicule de façon à amener dans le même plan la ligne suivant laquelle s'exerce la poussée et la ligne allant du centre de gravité du véhicule au soleil, un dispositif amortisseur destiné à amortir suffisamment la rotation du véhicule qui résulte du fonctionnement de l'organe de propulsion pour limiter cette rotation à une valeur bien inférieure à un cercle complet, pendant son parcours sur une orbite complète. 2. Dispositif suivant 1, caractérisé par le fait qu'il comprend un émetteur destiné à transmettre, depuis le véhicule, des signaux représentant les signaux provenant des détectueurs. 3. Dispositif suivant 1 ou 2, caractérisé par le fait qui il comprend un récepteur de signaux prédominant destinés à commander le fonctionnement d'un organe de propulsion. 4. Dispositif suivant 3, caractérisé par le fait que le dispositif d'orientation du véhicule par rapport au gradient local de apesanteur, est un appareil passif influencé par la distribution des masses. 5. Dispositif suivant 3, caractérisé par le fait que les détecteurs ne captent les radiations émises par le soleil que dans la partie de l'orbite du satellite qui suit son passage dans le cône d'ombre de la planète autour de laquelle il gravite.