Brevet FR2525359A1 — publié le 19831021

Procédé et dispositif de régulation d'attitude d'un satellite terrestre artificiel. La présente invention concerne un procédé et un dispositif de régulation d'attitude d'un satellite ter- restre artificiel muni d'une mémoire à impulsions de rotation pour absorber des moments de rotation extérieurs conduisant à un changement d'attitude du satellite et pour corriger ladite attitude par modification des composantes d'impulsions de rotation par rapport aux axes dudit satel- lite ainsi que d'un générateur de moment magnétique pour créer un moment magnétique exerçant en interaction avec le champ magnétique terrestre un moment de rotation sur le satellite afin de maintenir à une valeur maximale admis- sible le moment de rotation mémorisé. On peut entre autre stabiliser dans leur atti- tude des satellites terrestres artificiels en "déchargeant" une impulsion de rotation mémorisée dans ces derniers, par exemple à l'aide de roues à moment et à réaction On peut avoir recours aussi au champ magnétique terrestre pour cette décharge de l'impulsion de rotation dans un satellite terrestre stabilisé sur trois axes. La figure 1 du dessin annexé représente schémati- quement en perspective un satellite stabilisé sur trois axes La référence 1 désigne une roue à moment servant de mémoire à impulsions de rotation, la référence 2 une roue à réaction servant également de mémoire à impulsions de rotation, la référence 3 un générateur de moment magnétique, ou transmetteur magnétique de moment de rotation, et la référence 4 un palpeur d'angle de roulis Un système de coor- données fixe par rapport au satellite est formé par l'axe de roulis X, l'axe de tangage Y et l'axe de lacet Z. La régulation du satellite est telle que l'axe X suit la direction de vol, l'axe Y est perpendiculaire au plan de l'orbite et l'axe Z est dirigé perpendiculairement à un plan passant par les axes X et Y Si le satellite décrit une orbite circulaire, l'axe Z passe par le centre de la terre. Les systèmes de régulation d'attitude peuvent être répartis en trois catégories, à savoir celle des systèmes à haute impulsion de rotation, celle des systèmes sans impulsion de rotation et, en intermédiaire, celle des systèmes à impulsion de rotation commandée ou soumise à régulation. On a représenté sur la figure 1 un système à impul- sion de rotation fondamentale soumise à régulation, dans laquelle une grande impulsion de rotation est constamment prescrite comme impulsion de rotation fondamentale en direction de l'axe de tangage afin d'engendrer une stabilité giroscopique suffisante et de maintenir ainsi les changements d' attitude du satellite à un minimum Dans un satellite terrestre réglé de la sorte, un moment de rotation extérieure agissant autour de l'axe Y est absorbé en ce que l'impulsion de rotation de la roue à moment se modifie Les moments de rotation agissant autour des axes Z et X s'exercent, par suite de la stabilité gyroscopique due à l'impulsion de rotation élevée en direction de l'axe de tangage, comme des angles modifiant l'attitude, à savoir comme des angles de roulis autour de l'axe X ou des angles de lacet autour de l'axe Z Un moment de rotation autour de l'axe Z peut aussi être absorbé en ce que l'angle de roulis soit mesuré par le palpeur correspondant et soit utilisé pour modifier par voie de rétro-action l'impulsion de rotation de la roue à réaction 3 On ne prévoit dans ce système ni un palpeur d'angle de lacet ni un dispositif d'absorption direct de momentsde rotation agissant autour de l'axe X Etant donné la haute stabilité gyroscopique autour de l'axe de tangage, un tel moment de rotation peut cependant être absorbé indirectement par réglage à un faible angle de lacet Un système de régu- lation d'attitude à impulsions de rotationélevée et soumise à régulation es t avantageux par rapport à un système de régulation d'attitude sans impulsion de rotation, ou à impulsion de rotation nulle, car on peut renoncer, par suite de l'incorporation de la stabilité gyroscopique, à un propre palpeur d'angle de lacet. Si les composantes en X et en Z d'une impulsion de rotation sont désignées par Hx et Hz, l'impulsion de rotation combinée Ho peut s'exprimer comme suit Ho = VHX 2 + Hz 2 ( 1) Pendant le vol sur orbite du satellite, les impulsions de rotation, ou composantes d'impulsions de rotation Hx et Hz, se modifient avec une amplitude fondamentale H à la période d'orbite du satellite L'angle de lacet change lui aussi périodiquement, cela avec une amplitude fondamentale pro- portionnelle à H Si l'on absorbe un moment de rotation No extérieur, l'angle de rotation devient en effet très grand et dépasse le maximum admissible pendant une longue période de temps Il en va de même aussi pour les vitesses de rota- tion de la roue à moment 1 et de la roue à réaction 2 Pour écarter cette difficulté, il ést nécessaire d'exercer sur le satellite, et de faire absorber par lui, un moment de rotation, de sorte que ce moment de rotation extérieur puisse être absorbé pour décharger l'impulsion de rotation mémorisée. La décharge des composantes d'impulsion de rotation Hx et H nécessite des moments de rotation autour des axes X et Z. Dans l'exemple de satellite représenté sur la figure 1, un moment de rotation est exercé par le transmetteur magnétique de moment de rotation 3, cela par une interaction entre un champ magnétique engendré par le transmetteur magnétique de moment de rotation 3 et le champ magnétique terrestre. Si l'on désigne par My un moment magnétique engendré autour de l'axe Y, par Bx et Bz l'induction du champ magné- tique terrestre en directions respectives de l'axe X et de l'axe Z, les moments de rotation magnétique M B et -M B y x y x sont engendrés autour des axes X et Z On sait que les composantes d'impulsion de rotation Hx et H z par rapport aux axes X et Z se déchargent de façon efficace dès lors que l'on engendre un moment magnétique My satisfaisant à l'équation suivante: My = -K(Bz Hx -Bx HZ) ( 2) Dans cette équation, K désigne une constante appropriée. Les valeurs Bx et Bz peuvent être déterminéespar un palpeur magnétique non représenté Maisells peuvent aussi être obtenuesou estimées à partir d'un modèle donné du champ magnétique terrestre approché On introduit dans ce cas, au lieu des valeurs Bx, Bz effectives, les valeurs obtenues par estimation Le premier terme du deuxième membre de l'équation ( 2) correspond à une décharge de la composante d'impulsion de rotation Hx, le second terme à une décharge de la composante d'impulsion de rotation Hz. Par suite de la stabilité gyroscopique autour de l'axe de tangage et de l'impulsion de rotation élevée mémo- risée ici, la composante d'impulsion de rotation Hx peut être engendrée, et mémorisée, par réglage à un petit angle de lacet Il est à vrai dire difficile de mesurer directement la composante d'impulsion de rotation Hx, car il n'existe pas de palpeur d'angle de lacet en propre. La figure 2 est un schéma synoptique d'un système classique de régulation d'attitude d'un satellite terrestre dans lequel on a désigné par les références 5 la voie de régulation correspondant à la dynamique du satellite, 6 un palpeur d'angle d'attitude, 7 une commande de roue à réaction, 8 une roue à réaction, 9 un générateur modèle de moment magnétique, 10 une commande de moment magnétique, 1 l un équivalent de champ magnétique terrestre, 12 un transmetteur magnétique de moment de rotation et 13 un totalisateur Le palpeur d'angle d'attitude 6 mesure par exemple l'angle de roulis du satellite et engendre un signal de sortie d'angle de roulis Ce palpeur d'angle de roulis correspond à celui de la figure 1 La commande de roue à réaction 7 engendre en signal de sortie un signal de moment de rotation pour la commande de la roue à réaction 8 en accord avec le signal de sortie du palpeur d'angle d'atti- tude 6 La roue à réaction 8 reçoit de la commande 7 ce signal de moment de rotation pour exercer un moment de rotation sur la voie de régulation du satellite 5 et procure d'autre part à la commande de moment magnétique 10 un signal indiquant la vitesse de rotation de la roue à réaction 8 Le générateur modèle de moment magnétique 9 crée un signal correspondant à l'expression Bx dans l'équation( 2) La commande de moment magnétique 10 réagit pour sa part au signal d'angle de roulis du palpeur d'angle d'attitude 6 et à unsignal de vitesse de la roue à réaction 8 et engendre un signal indiquant la composante Z de l'impulsion A partir de ce signal et de celui du générateur modèle de moment magnétique 9, on engendre dans la commande de moment magné- tique 10 un signal de sortie qui correspond au deuxième terme du second membre de l'équation( 2) Le transmetteur magnétique de moment de rotation 12 réagit au signal de la commande de moment magnétique 10 et engendre autour de l'axe Y un moment magnétique qui correspond à tout le second membre de l'équation ( 2) Un moment de rotation Z est alors engendré à partir du moment magnétique produit autour de l'axe Y par le transmetteur magnétique de moment de rotation 12 et del'inducticn Bx en direction de l'axe X du champ magnétique terrestre, ce qui a d'autre part pour effet de décharger la composante Z, dénommée Hz, de l'im- pulsion de rotation Le transmetteur magnétique de moment de rotation correspond lui-même au transmetteur magnétique de moment de rotation 3 de la figure 1 Le totalisateur 13 marque nettement que le moment de rotation agissant sur le satellite avec sa dynamique 5 est la somme de deux moments, à savoir celui de la roue à réaction 8 et celui du transmet- teur magnétique 12. Dans le système de régulation d'attitude connu représenté sur la figure 2, il n'existe pas de palpeur d'angle de lacet On ne peut en outre mesurer facilement et décharger directement que la composante Hz de l'impulsion de rotation, au lieu que Hx ne peut être déchargé qu'indi- rectement par la commutation précitée entre Hl X et Hz pendant le mouvement sur orbite du satellite terrestre La décharge de Hx est donc subordonnée à celle de H et ne peut être réalisée effectivement, ce qui a pour résultat une faible précision de la régulation d'attitude. L'invention a pour objet un procédé et un dispositif par lesquels on puisse améliorer la régulation classique d'attitude de satellitesterrestreset décharger directement la composante X de l'impulsion de rotation. Le procédé est caractérisé par le fait que l'on estime la composante de l'impulsion de rotation mémorisée et affectée à l'axe de roulis du satellite à partir de la composante affectée à l'axe de lacet et d'autres données de mouvement du satellite et on l'annule, ou la décharge, directement en engendrant un moment magnétique Dans un mode de réalisation préféré, on calcule approximativement la composante de l'impulsion de rotation affectée à l'axe de roulis du satellite en formant le quotient négatif de la différentielle par rapport au temps de la composante de lacet de ladite impulsion de rotation par la vitesse angulaire du satellite sur son orbite. Le dispositif de mise en oeuvre de ce procédé est caractérisé par le fait qu'il comporte un montage pour la différentiation d'unecomposante de lacet de l'impulsion de rotation mémorisée et que la sortie de ce montage diffé- rentiateur est reliée à un montage de commande du générateur de moment magnétique dans lequel le signal de sortie dudit montage différentiateurse combine avec un signal correspondant à l'induction du champ magnétique terrestre pour la formation d'une part de moment de rotation par le générateur de moment magnétique Dans un mode de réalisation préféré, s'agissant d'un satellite comportant une roue à moment alignée en direction de l'axe de tangage pour mémoriser une impulsion de rotation fondamentale élevée, une roue à réaction à vitesse de rotation variable alignée en direction de l'axe de lacet, et enfin un générateur de moment magnétique pour créer un moment magnétique My de décharge des composantes de roulis et de lacet H et H et l'impulsion de rotation selon l'équation My = -K(Bz Hx Bx HZ) dans laquelle K désigne une constante et Bx, Bz l'induction du champ magnétique terrestre en direction des axes de roulis et de lacet, il existe un différentiateur à l'égard de la vitesse angulaire de la roue à réaction et un autre à l'égard du signal d'angle de roulis délivré par un palpeur d'angle d'attitude et les sorties de ces différentiateurs sont combinées, dans la commande de moment magnétique, pour la formation de la composante de roulis H dans l'équation H Hz =Hyt + I J x ai LV * x o o dans laquelle H désigne l'impulsion de rotation de la roue y à moment, I le moment d'inertie de la roue à réaction,0 " la différentielle par rapport au temps de la vitesse angulaire de la roue à réaction et W la vitesse angulaire du satellite sur son orbite. Selon les caractéristiques ci-dessus, on estime la composante du moment de rotation rapportée à l'axe de roulis du satellite terrestre et on la décharge dans une mesure correspondante pour régler ainsi l'attitude dudit satellite. L'estimation repose sur des mesures qui portent sur la composante de lacet de l'impulsion de rotation et sur les équations de mouvement du satellite Une bonne estimation de la composante X de l'impulsion de rotation est donnée par le quotient de la dérivée par rapport au temps de la compo- sante Z de l'impulsion de rotation par la vitesse angulaire du satellite La dérivation par rapport au temps de la composante Z de l'impulsion de rotation peut avoir lieu au moyen de deux différentiateurs, l'un pour le signal d'angle de roulis du palpeur d'attitude, l'autre pour la vitesse angulaire d'une roue à réaction affectée à l'axe de lacet. La composante X, importante pour la régulation d'attitude, de l'impulsion de rotation, peut ensuite s'exprimer par la somme de deux termes, à savoir du produit de la composante Y de l'impulsion de rotation fondamentale mémorisée par la vitesse angulaire de roulis et du poduit du moment d'inertie dela roue à réaction à affectera l'axe Z par la dérivée par rapport au temps de la vitesse de rotation de cette dernière Les deux termes peuvent être facilement déterminés, si bien que l'on peut agir ensuite directement sur la compo- sante X de l'impulsion de rotation. Une telle régulation selon l'invention de l'attitude du satellite s'exerce par le fait que l'on décharge la composante X de l'impulsion de rotation au lieu de la composante Z On branche les composantes Hx et Hz confor- mément à l'orbite circulaire du satellite, si bien que l'on décharge également ensuite Hz L'invention est d'une utilisation particulièrement avantageuse si l'orbite du satellite passe par le pôle nord et le pôle sud de la terre, car lavaleur de Bz au-dessus des pôles nord et sud est alors approximativement le double de celle de Bx au-dessus de l'équateur de la terre En outre, on peut utiliser en commun un système de régulation d'attitude classique et un système selon l'invention pour obtenir un effet amélioré de la décharge de H et H L'invention sera mieux comprise à l'aide de la des- cription détaillée d'un mode de réalisation pris comme exemple non limitatif et illustré par un schéma synoptique dans la figure 3 du dessin annexé. Sur cette figure 3, on a désigné par les références la voie de régulation correspondant aux grandeurs de mouvement d' un satellite terrestre,6 un palpeur d'angle d'attitude, ici sous la forme d'un palpeur d'angle de roulis, 7 une commande de roue à réaction, 8 une roue à réaction, 14 un différentiateur de vitesse, 15 un différentiateur d'angle de roulis, 9 un générateur modèle de moment magnétique, une commande de moment magnétique, Il un équivalent de champ magnétique terrestre, 12 un transmetteur magnétique de moment de rotation et 13 un totalisateur Les éléments restés inchangés par rapport à la figure 2 conservent les mêmes signes de référence que sur celle-ci. Si on désigne par uv la vitesse angulaire du satellite terrestre pendant son orbite autour de la terre et par T un moment de rotation exercé autour de l'axe Z du satellite, on peut établir l'équation suivante: Hz =T H ( 3) z o O x Le point qui surmonte Hz désigne une différentiation par rapport au temps Etant donné que le deuxième terme du second membre de l'équation( 3) est grand par rapport au premier terme, l'équation peut se simplifier en H I Hz ( 4) x U 4 O Le fait que la vitesse angulaireu O est connue et que H peut être facilement déterminéeet différentiée par rapport au temps pour donner Hz permet d'estimer Hx d'après l'équation ( 4) La figure 3 représente un exemple de réalisation dans lequel on peut décharger H x sur la base des relations données par les équations ( 3) ( 4). Si l'impulsion de rotation fondamentale Hy affectée à l'axe de tangage, c'est-à-dire l'impulsion de rotation élevée mémorisée, est grande et que l'angle de roulis t soit petit, on peut décrire l'équation suivante: Hz = Hy +Ib ( 5) Dans cette équation, I représente le moment d'inertie de la roue à réaction 8 et d) la vitesse linéaire de celle-ci. Les deux membres de l'équation ( 5) peuvent ensuite être différentiés par rapport au temps, ce qui donne Hz = HY + + I O J ( 6) Le produit de Hy, c'est-à-dire de la différentielle par rapport au temps de Hy, par l'angle de roulis C, étant petit comparativement aux autres termes, l'équation peut se simplifier comme suit: H H + I Lau ( 7) Si l'on introduit Hz, conformément à cette équation ( 7), dans l'équation ( 4), on obtient une expression bien approchée de Hx qui repose sur des grandeurs à mesurer directement On voit par là qu'il faut ajouter à un système de régulation d'attitude classique selon la figure 2 un différentiateur par lequel on puisse satisfaire à l'équation ( 7), non sans devoir encore adapter les coefficients et autres éléments analogues, afin d'engendrer de cette façon un signal correspondant au premier terme du second membre de l'équation ( 2) On peur de la sorte déterminer très exactement le moment magnétique nécessaire à la compensation de perturbations extérieures. C'est pourquoi le système de régulation d'attitude selon la figure 3 comporte le différentiateur 15, dans lequel on différentie le signal d'angle du palpeur d'angle de roulis 6 et en outre un différentiateur 14 dans lequel on différentie par rapport au temps le signai de vitesse angulaire de la roue à réaction 8 Ces signaux différentiés des différentiateurs 14 et 15 sont amenés à la commande de moment magnétique 10, dans laquelle un signal ( 4) correspondant à la valeur de Hx estimée selon l'équation ( 4) est engendré Le générateur il modèle de moment magnétique crée un signal correspondant à Bz dans l'équation( 3) Les signaux ainsi engendrés sont utilisés pour engendrer à leur tour un signal correspondant au premier terme du second membre de l'équation ( 2). Soumis à l'action de ce signal, le transmetteur de moment magnétique engendre un moment magnétique correspondant au premier terme du second membre de l'équation ( 2) Ce moment magnétique autour de l'axe Y et l'induction B en direction de l'axe Z du champ magnétique terrestre 1 l engendrent, par l'interaction, un moment de rotation autour de l'axe X par lequel l'impulsion de rotation affectée à cet axe se décharge. Bien que l'invention ait été décrite en corrélation avec un système de régulation d'attitude à impulsion de rotation commandée, ladite invention est aussi utilisable pour un satellite stabilisé sur trois axes dans lequel on mesure la composante Z, c'est-à-dire de lacet, Hz de l'impulsion de rotation Par différentiation par rapport au temps, on peut satisfaire à l'équation ( 4) dans ce cas aussi. Selon l'invention, on utilise deux palpeurs d'angle de lacet dans un système de régulation d'attitude On utilise en outre simultanément la composante Z de l'impulsion de rotation et les équations de mouvement du satellite terrestre sur son orbite pour estimer la composante X de l'impulsion de rotation et l'annuler, ou la décharger, de façon correspondante On peut utiliser un système de régu- lation d'attitude selon l'invention en liaison avec un système classique, dans lequel on ne peut décharger que la composante Z de l'impulsion de rotation Une telle combi- naison permet de décharger de façon plus efficace Hx et Hz. Un satellite terrestre muni d'un tel système de régulation d'attitude peut être maintenu stable dans son attitude avec une précision accrue par rapport au temps. REVENDICATIONS 1 Procédé de régulation d'attitude d'un satellite terrestre artificiel muni d'une mémoire à impulsions de rotation pour absorber des moments de rotation extérieurs conduisant à un changement d'attitude du satellite et pour corriger ladite attitude par modification des composantes d'impulsions de rotation par rapport aux axes dudit satellite ainsi que d'un générateur de moment magnétique pour créer un moment magnétique exerçant en interaction avec le champ magnétique terrestre un moment de rotation sur le satellite afin de maintenir à une valeur maximale admissible le moment de rotation mémorisé,procédé caractérisé par le fait que l'on estime la composante de l'impulsion de rotation mémo- risée affectée à l'axe de roulis du satellite à partir de la composante à affecter à l'axe de lacet et d'autres données de mouvement du satellite et on l'annule, ou la décharge, directement en engendrant un moment magnétique. 2 Procédé selon la revendication 1 caractérisé par le fait que l'on calcule approximativement la composante de l'impulsion de rotation affectée à l'axe de roulis du satellite en formant le quotient négatif de la différentielle par rapport au temps de la composante de lacet de ladite impulsion de rotation par la vitesse angulaire du satellite sur son orbite. 3 Dispositif de mise en oeuvre du procédé selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2 de régulation d'attitude d'un satellite terrestre artificiel comportant une mémoire à impulsions de rotation caractérisé parle fait qu'il comporte un différentiateur ( 14,15) à l'égard d'une composante de lacet(Hz) de l'impulsion de rotation mémorisée et que la sortie de ce différentiateur est reliée à un montage de commande ( 10) du générateur de moment magnétique ( 12) dans lequel le signal de sortie dudit différentiateur ( 14,15) se combine avec un signal correspondant à l'induction (Bz) du champ magnétique terrestre pour la formation d'une part de moment de rotation par le générateur de moment magnétique 4 Dispositif selon la revendication 3 caractérisé par le fait que dans un satellite muni d'une roue à moment ( 1) alignée en direction de l'axe de tangage (Y) pour mémoriser une impulsion de rotation fondamentale (H y) élevée, d'une roue à réaction ( 2,8) à vitesse de rotation variable alignée en direction de l'axe de lacet (Z) et enfin d'un générateur de moment magnétique ( 3,12) pour créer un moment magnétique (My) pour la décharge des composantes de roulis et de lacet (Hx,Hz) de l'impulsion de rotation selon l'équation My = -K(Bz Hx Bx HZ) dans laquelle K désigne une constante et Bx, Bz l'induction du champ magnétique terrestre ( 11) en direction des axes de roulis et de lacet, il existe un différentiateur 14 à l'égard de la vitesse angulaire de la roue à réaction ( 8) et un autre ( 15) à l'égard du signal d'angle de roulis délivré par un palpeur d'angle d'attitude ( 6) et les sorties de ces différentiateurs ( 14,15) sont combinées, dans la commande de moment magnétique ( 10), pour la formation de la composante de roulis (Hx) selon l'équation H fi Hz =_ H + I x (A dans laquelle Hy désigne l'impulsion de rotation de la roue à moment ( 1), I le moment d'inertie de la roue à réaction ( 2,8), du satellite sur son orbite.