Brevet FR2525360A1 — publié le 19831021

Procédé et dispositif de régulation magnétique d'attitude d'un satellite artificiel La présente invention concerne un procédé de régulation magnétique d'attitude d'un satellite dans lequel on détermine un moment perturbateur extérieur agissant sur ledit satellite et on le compense par un moment de rappel d'un générateur de moment magnétique ainsi qu'un dispositif de mise en oeuvre dudit procédé sur un satellite muni d'un générateur de moment magnétique commandé qui exerce en interaction avec un champ magnétique extérieur un moment de rappel sur ledit satellite en fonction de la grandeur de moments perturbateurs extérieurs. On connaît la régulation magnétique d'attitude de satellites stabilisés gyroscopiquement ou sur trois axes. Au moyen de générateurs de moment magnétique, ou de moment de rotation, placés à bord du satellite, on provoque un mouvement de ce dernier dans une direction voulue sous utilisation du champ magnétique, par exemple terrestre, Les figures la, lb du dessin annexé représentent en des schémas synoptiques des méthodes classiques de régu- lation magnétique de l'attitude de satellites. Sur ces figures, on a désigné par les références À un corps de satellite, B un générateur de moment magnétique opérant la régulation de mouvements de rotation du satellite, T un moment de régulation qui est exercé sur le corps de satellite A à l'aide du générateur de moment magnétique B. X désigne l'attitude qui résulte de l'angle de rotation et de la vitesse angulaire du corps de satellite A. V est un moment perturbateur extérieur qui est communiqué au corps de satellite par coopération mécanique entre ledit corps de satellite et l'entourage extérieur U désigne un signal de commande pour le générateur de moment magnétique B, signal sur la base duquel ce dernier engendre à l'aide du champ magnétique terrestre un moment de rotation qui élimine des moments perturbateurs déterminés mathéma- thiquement ou expérimentalement, lesquels résultent entre autre de l'orbite, de la structure, de l'équipement du satellite C désigne un palpeur qui constate l'attitude du corps de satellite A NT désigne un signal de correction pour le palpeur d'attitude C, tandis que Y représente l'attitude mesurée, Z l'attitude de référence à laquelle il s'agit de régler d'entrée le corps de satellite A, E une différence entre des signaux Y et Z, c'est-à-dire l'erreur d'attitude entre le signal Y mesuré et le signal de référence Z La différence E est formée dans un soustracteur 1. La référence D désigne une unité logique de contrôle à laquelle on amène la différence E afin d'engendrer à partir'de celle-ci, sur la base du champ magnétique ter- restre, un signal de régulation S pour le générateur de moment magnétique B en sorte que celui-ci engendre à son tour, à l'aide du champ magnétique terrestre, le moment de régu- lation T nécessaire pour amener le corps de satellite A 'a l'attitude de référence Z ou l'y maintenir. On peut déterminer le signal de commande S soit par des palpeurs magnétiques qui mesurent le champ magnétique terrestre existant, soit à partir d'un modèle du champ magnétique terrestre; de ces méthodes, la première est préférable du point de vue de la précision. Dans le système selon la figure la, il s'agit d'un circuit de régulation ouvert dans lequel on estime préalable- ment le moment perturbateur extérieur V et l'on amène, sur la base de cette estimation, le signal de commande U au générateur de moment magnétique B afin que ce dernier puisse créer un moment de rotation T agissant à l'encontre du moment pertur- bateur extérieur pré-estimé. La figure lb représente un circuit de régulation qui utilise une boucle fermée dans laquelle on constate l'attitude X du corps de satellite A au moyen du palpeur d'attitude C, le cas échéant après correction par le signal approprié N. On engendre le signal de commande, ou de régulation, S pour le générateur de moment magnétique B dans l'unité logique de contrôle D à partir de la différence E. On peut récapituler comme suit les inconvénients de la technique connue Avec le système représenté sur la figure la, il est difficile de pré-estimer exactement le moment perturbateur extérieur V, car le corps de satellite A est d'une structure très compliquée et aussi bien l'esti- mation de l'erreur du moment magnétique résiduel que le modèle de l'entourage extérieur dans l'espace sont imprécis. Le moment perturbateur extérieur estimé inclut donc une erreur d'estimation qui se manifeste dans une erreur d'atti- tude et qui rend trè S difficile la stabilisation du système. Dans le système selon la figure 1 b, on peut à vrai dire obtenir par suite de la boucle fermée une stabilisation relativement simple, mais la différence E, c'est-à-dire l'erreur d'attitude du système, s'accro t proportionnellement avec le moment perturbateur extérieur V. L'invention a pour objet un procédé et un dispositif qui permettent parfaitement la régulation d'attitude d'un satellite avec une très grande précision et sans grande complication, cela même en présence d'un grand moment pertur- bateur extérieur. Le procédé est caractérisé par le fait que l'on amène au générateur de moment magnétique un signal de régu- lation qui est une addition d'un signal de commande estimé au préalable mathématiquement ou expérimentalement au moyen des données de l'orbite, de la structure et d'autres critères du satellite et d'un signal de régulation déterminé sur la base de défauts, ou erreurs, d'attitude du satellite Ainsi estime-t-on tout d'abord le moment perturbateur prévisible à partir de l'orbite, de la structure et d'autres critères du satellite On en déduit un signal de commande que l'on amène au générateur de moment magnétique On élimine en plus par régulation le moment perturbateur subsistant Le signal de régulation destiné au générateur de moment magnétique est par conséquent la somme du signal de commande estimé et d'un signal déterminé dans le circuit de régulation, par exemple à partir de défauts d'attitude Les limites de régulation sont de la sorte resserrées par rapport à l'état de la technique. Le fait qu'avant tout les moments perturbateurs extérieurs responsables de l'instabilité et des erreurs d'attitude peuvent être compensés de façon beaucoup plus fiable et exacte, à l'aide de générateurs de moment magnétique, que selon l'état de la technique s'avère particulièrement favorable Il en résulte que l'on peut stabiliser un satellite avec une dépense de carburant et d'énergie bien moindre,ce qui a des effets favorables sur la durée de service. -Le dispositif correspondant de mise en oeuvre du procédé selon l'invention est caractérisé par le fait qu'il comporte un montage de commande pour délivrer au générateur de moment magnétique un signal de commande estimé à l'avance mathématiquement ou expérimentalement au moyen des données de l'orbite, de la structure et d'autres critères du satellite et en outre un circuit de régulation pour dériver un signal de régulation déterminé sur la base de défauts d'attitude du satellite pour le générateur de moment magnétique, ledit circuit de régulation présentant un poste de totalisation pour l'addition du signal de commande et du signal de régulation obtenu dans le même circuit de régulation et la sortie du totalisateur étant reliée àl'entrée du générateur de moment magnétique. L'invention sera mieux comprise à l'aide de la description détaillée d'un mode de réalisation pris comme exemple non limitatif et illustré en schéma synoptique par la figure 2 du dessin annexé, sur laquelle les éléments inchangés par rapport aux figures la et lb conservent les mêmes références numériques que sur ces dernières. L'invention représente une combinaison des méthodes connues de par les figures la et lb On amène au générateur de moment magnétique B un signal S' qui représente une addition du signal de régulation S dérivé dans le circuit de régulation et du signal de commande estimé renfermé dans une mémoire M. L'addition a lieu dans un totalisateur 2 placé entre l'unité logique de contrôle D et le générateur de moment magnétique B. Le schéma est par ailleurs identique à celui de la figure lb, à laquelle on se référera donc utilement. L'erreur d'attitude E peut s'exprimer par l'équation suivante: lL GCGAGBGDÀ G t C ( 1) dans laquelle GA, GB, GC, GD désignent des fonctions de trans- fert des parties A, B, C, D On admettra que Z ait une valeur nulle, cela simplifiant la description et restant sans influence sur le principe du fonctionnement On peut de plus considérer comme constanies GA, GB, N, car ces fonctions dépendent d'aspects de "quincaillerie" du corps de satellite A et du palpeur d'attitude C. L'erreur d'attitude E' selon l'état de la technique correspondant à la figure lb peut s'exprimer, par analogie avec l'équation ( 1), de la manière suivante: E = CI + Gc GAGBGD 1 GC GAV N, ( 2) Il ressort de cette équation ( 2) que l'erreur d'attitude E' est proportionnelle au moment perturbateur extérieur V mesuré. Partant de là et étant admis V GBU, ( 3) c'est-à-dire que le moment perturbateur effectif V soit a peu près égal au moment perturbateur GBU estimé, on peut écrire: E = lI + GGAGBGDJ GC *GA g V N ( 4) avec SV V GBU ( 5) D'o: V Une comparaison entre les équations ( 2) et ( 4) donne l'indication E 4 E' Cela signifie que la différence E et, par suite, le signal de régulation pour un système selon l'invention sont beaucoup plus petits que dans le système connu Même avec de grands moments perturbateurs, la zone de régulation reste petite, ce qui représente une amélioration essentielle. REVENDICATIONS 1 Procédé de régulation magnétique d'attitude d'un satellite artificiel dans lequel on détermine un moment perturbateur extérieur agissant sur ledit satellite et on le compense par un moment de rappel d'un générateur de moment magnétique commandé, procédé caractérisé par le fait que l'on amène au générateur de moment magnétique (B) un signal de régulation (S') qui est une addition d'un signal de commande (U) estimé au préalable mathématiquement ou expérimentalement au moyen des données de l'orbite, de la structure et d'autres critères du satellite (A) et d'un signal de régulation (S) déterminé à partir de défauts, ou erreurs, d'attitude (E) dudit satellite (A). 2 Dispositif de mise en oeuvre du procédé selon la revendication 1 pour la régulation magnétique d'attitude d'un satellite muni d'un générateur de moment magnétique commandé qui exerce en interaction avec un champ magnétique extérieur un moment de rappel sur le satellite en fonction de la grandeur de momentsperturbateurs extérieurs, dispositif caractérisé par le fait qu'il comporte un montage de commande (M) pour délivrer au générateur de moment magnétique (B) un signal de commande (U) estimé à l'avance mathématiquement ou expérimentalement au moyen des données de l'orbite, de la structure et d'autres critères du satellite (A) et en outre un circuit de régulation (A, C, 1, D, B) pour dériver pour le générateur de moment magnétique un signal de régulation (S) déterminé sur la base d'erreurs d'attitude (E) du satellite (A), le circuit de régulation présentant un poste de totali- sation ( 2) pour l'addition du signal de commande (U) et du signal de régulation (S) obtenu dans le circuit de régulation, et la sortie de ce totalisateur étant reliée à l'entrée du générateur de moment magnétique (B)0