Brevet FR2568680A1 — publié le 19860207

- 1 - 2 2568680 1 Dispositif de mesure pour déterminer la position d'un satellite de la Terre L'invention concerne un dispositif de mesure pour déterminer la position d'un satellite de la Terre, lequel comprend un corps de satellite orienté vers le soleil ainsi qu'une partie fonctionnelle qui porte des éléments fonctionnels orientés vers la Terre et qui est assemblée avec possibilité de rotation au corps de satellite, laquelle partie fonctionnelle exécute, au cours d'une orbite, une rotation complète par rapport au corps du satellite, dans le sens de l'orbite et autour d'un axe de rotation orienté perpendiculairement au plan de l'orbite, avec un détecteur d'étoile orienté dans la direction de l'axe de rotation. De tels satellites de la Terre munis de dispositifs de mesure correspondants pour déterminer leur position sont connus du brevet américain US-4 374 579, ainsi que du Bulletin 38 de 1'ESA (Agence Européenne de l'Espace),mai 1984,pages 12 à 16. Le corps de satellite de ces satellites de la Terre porte sur l'un de ses cotés extérieurs un capteur solaire dont la direction de visée est constamment orientée vers le soleil, de sorte que le corps de satellite lui-même conserve une orientation fixe par rapport au soleil. Le corps de satellite porte également des panneaux solaires constamment orientés vers le soleil, ainsi que, entre autres, les réservoirs de combustible et les moteurs nécessaires. Par l'intermédiaire d'un joint tournant, une partie fonctionnelle est assemblée avec possibilité de rotation à ce corps de satellite; cette partie fonctionnelle porte par exemple des systèmes d'antennes ou de caméras qui, au cours de l'orbite, doivent être constamment orientés vers la Terre. En conséquence, la partie 3fonctionnelle exécute, au cours d'une orbite, une rotation complète par rapport au corps de satellite autour d'un axe de rotation qui est perpendiculaire au plan de l'orbite. Afin que cet axe de rotation conserve son orientation dans l'espace, il est prévu un détecteur d'étoile dont la direction de visée coincide avec la direction de l'axe de rotation, et qui est de préférence orienté vers le nord ou - 2 - 2568680 1 vers le sud. Le dispositif de mesure connu destiné à déterminer la position tion présente différents inconvénients. L'inconvénient le plus frap- pant est que c'est la position du corps de satellite lui-même, sur lequel sont montés les capteurs solaires et les détecteurs d'étoile, qui est régulée; or, c'est dans la pratique moins la précision du positionnement du corps de satellite qui compte que celle de la par- tie fonctionnelle, attendu que cette dernière porte les éléments fonctionnels qui doivent être orientés vers la Terre avec une grande précision. En conséquence, toutes les erreurs apparaissant entre le corps de satellite et la partie fonctionnelle montée en rotation sur ce dernier sont entièrement répercutées sous forme d'imprécisions dans l'orientation de la partie fonctionnelle. Afin d'obtenir une précision de positionnement de la partie fonctionnelle de 0,15 , il est nécessaire de disposer d'une précision de positionnement de 0,05 pour la régulation du corps de satellite, afin de pouvoir employer 0,10 pour les erreurs susmentionnées. Mais cette précaution elle- même n'assure pas entièrement que lesdites erreurs ne dépasseront jamais 0,10 pendant la totalité de la mission. En la matière, le joint tournant, qui assure la rotation précisément calculée de la partie fonctionnelle par rapport au corps de satellite, joue un rôle essentiel. Ce joint tournant doit être réalisé avec une grande préci- sion, afin d'obtenir la précision souhaitée pour l'orientation de la partie fonctionnelle. Un autre élément important du dispositif de mesure connu est le capteur solaire. Toutefois, ce dernier devient inutilisable dans l'ombre de la Terre. Aussi équipe-t-on le satellite d'un volant d'inertie dont l'axe de rotation est toujours tourné vers le soleil. Pour qu'une mission se déroule sans problème, il est donc indispensa- ble que, pendant les éclipses, les moments perturbateurs qui influent sur le satellite soient suffisamment faibles pour que l'erreur de position qui en résulte ne dépasse pas la valeur autorisée. En outre, le capteur solaire présente des erreurs d'affichage allant jusqu'à 0,35 , suite au rayonnement d'albédo de la terre. En employant un deuxième capteur solaire ayant un champ de visibilité rétréci, - 3 - 2568680 1 l'erreur peut être ramenée à 0,025 . Une telle valeur correspond approximativement à la limite de fiabilité. Les capteurs solaires analogiques présentent une erreur de dérive ainsi que d'autres impré- cisions, qui sont au moins de cet ordre de grandeur, et qui augmentent au cours de la mission. Quant aux capteurs solaires numériques, des raisons de coût obligent à les éliminer. En outre, les détecteurs d'étoile orientés en direction de l'axe de rotation sont disposés à proximité du moteur d'apogée, et visent en direction de ce dernier. Il est donc à craindre que leur équipe- ment optique soit encrassé par le moteur d'apogée. L'invention a pour objectif de configurer un dispositif de mesure pour déterminer la position d'un satellite de la Terre du type men- tionné en introduction de façon à pouvoir obtenir une précision de positionnement élevée pour l'orientation de la partie fonctionnelle qui porte les éléments fonctionnels. Selon l'invention, cet objectif est atteint en ce que le détec- teur d'étoile orienté en direction de l'axe de rotation est monté sur la partie fonctionnelle, et qu'il est prévu au moins un deuxième détecteur d'étoile, également monté sur la partie fonctionnelle et qui présente une direction de visée s'écartant de la direction de l'axe de rotation. De la sorte, la position de la partie fonctionnelle elle-même est maintenant directement mesurée, et ses écarts de position peuvent ainsi être établis avec une précision plus grande; or c'est bien cette partie fonctionnelle qu'il importe d'orienter précisément. La régulation du positionnement peut ainsi être effectuée dès que la partie fonctionnelle s'écarte d'un faible montant de la position théorique, indépendamment du fait que cet écart de position soit ou non déjà apparu au niveau du corps de satellite lui-même. La régulation de position peut ainsi être réalisée plus précisément et avec des retards inférieurs. Selon une nouvelle configuration de l'invention, il est prévu que l'angle entre l'axe de rotation et la direction de visée du deuxième détecteur d'étoile est au maximum de 67 pour des orbites situées dans le plan équatorial. Ceci sert à empêcher une dégradation 4 4- 2568680 1 des détecteurs d'étoile suite à un contact visuel direct avec le rayonnement très intensif du soleil. Au cours d'une orbite, la direc- tion de visée de ces détecteurs d'étoile inclinés parcourt ainsi pra- tiquement une surface latérale de cône. Pour un satellite géostationnaire, les détecteurs d'étoile incli- nés visà-vis de l'axe de rotation se tournent une fois en 24 heures par rapport au corps du satellite. Conjointement avec le détecteur d'étoile visant en direction de l'axe de rotation, on obtient ainsi une référence de position complète, de sorte que l'on peut théo- riquement se passer de capteur solaire. L'avantage apporté par la rotation des détecteurs d'étoile inclinés vis-à-vis de l'axe de rota- tion est le suivant: en 24 heures, un angle solide annulaire est ainsi balayé, et ces détecteurs d'étoile peuvent donc justement être employés lorsqu'une étoile particulièrement brillante traverse le champ de visibilité. Etant donné que la précision du positionnement dépend maintenant uniquement des détecteurs d'étoile (une valeur typique est 0,03 ), et que ces derniers sont montés sur la partie fonctionnelle, on peut obtenir une précision de positionnement correspondante de cette der- nière. D'éventuelles erreurs entre la partie fonctionnelle et le corps du satellite n'ont pratiquement plus aucune importance. De la sorte, non seulement l'orientation des éléments fonctionnels, systèmes d'antennes ou de caméras par exemple, est nettement plus précise (0,05 au lieu de 0, 15 ), mais encore le satellite devient nettement meilleur marché, notamment en matière de coûts de conception. La description qui suit explicite l'invention à l'aide d'un exemple de réalisation présenté schématiquement sur les dessins annexés. La figure 1 montre un satellite constitué pour l'essentiel d'un corps principal de satellite 1 et d'une partie fonctionnelle 2. La partie fonctionnelle 2 est assemblée au corps de satellite 1 par l'in- termédiaire d'un joint tournant 8, et elle est dotée d'une possibilité de rotation par rapport au corps de satellite autour d'un axe de rota- tion 3. Sur le côté extérieur tourné vers le soleil du corps de satel- lite 1, on a monté un capteur solaire 7 -qui est constamment tourné vers le soleil afin d'enregistrer les écarts du corps de satellite 1 - 22568680 1 par rapport à son orientation fixe souhaitée vis-à-vis du soleil. Ce capteur solaire 7 peut par exemple présenter une surface pyramidale occupée par quatre quadrants de cellules solaires montés en diagonale les uns des autres. Le corps de satellite 1 porte en outre des panneaux solaires dépliables 9 qui, lorsque le corps de satellite 1 est correctement orienté, sont également constamment tournés vers le soleil. Pour un satellite de la Terre, le capteur solaire 7 entre une fois par orbite dans l'ombre de la Terre, ce dans des sections données de l'orbite (printemps, automne), et il ne peut plus alors exercer sa fonction. Avec des satellites connus du type mentionné en introduction, o le capteur solaire est indispensable pour maintenir l'orientation du corps de satellite par rapport au soleil, il fau- drait, afin de remédier dans la plus large mesure possible aux écarts de positionnement en matière d'orientation vis-à-vis du soleil lorsque le capteur se trouve dans l'ombre de la Terre, prévoir un volant d'inertie 11 (suggéré en pointillés sur la figure), dont l'axe serait également orienté en direction du soleil. La partie fonctionnelle 2, qui est assemblée au corps de satel- lite 1 par l'intermédiaire d'un joint tournant 8, porte des éléments In fonctionnels non représentés, tels qu'antennes ou caméras, qui doivent constamment rester très précisément orientés vis-à-vis de la terre. En outre, il est prévu selon l'invention un premier détecteur d'étoile 4 visant en direction de l'axe de rotation 3 ou encore vers le nord, ainsi qu'un deuxième détecteur d'étoile 5 dont la direction de visée est inclinée d'un angle a par rapport à l'axe de rotation 3; ces deux détecteurs sont montés sur la partie fonctionnelle 2, qui est ici une plate-forme. La partie fonctionnelle 2 tourne autour d'un axe de rota- tion 3 par rapport au corps de satellite 1 -lequel est fixe dans son orientation vis-à-vis du soleil-; au cours d'une orbite, la partie fonctionnelle 2 accomplit une rotation complète autour de cet axe de rotation. Ce faisant, le détecteur d'étoile 4 conserve constamment sa direction de visée coïncidant avec l'axe de rotation 3, de sorte qu'il est possible de stabiliser l'orientation de cet axe de rota- tion 3 au moyen de mesures de régulation de position appropriées. Par contre, la direction de visée 6 du détecteur d'étoile 5 parcourt -6- 2568680 1 pendant une orbite une surface latérale complète de cône. Afin que ce détecteur d'étoile 5 ne reçoive pas le soleil dans son champ de visée, ce qui pourrait dans certains cas entraîner des dégradations du fait de la forte intensité de rayonnement, sa direction de visée 6 doit être inclinée d'un angle correspondant par rapport à l'axe de rotation 3. Lors de la détermination de cet angle a, il importe avant tout de tenir compte du fait que des orbites situées dans le plan équatorial sont inclinées de 23 par rapport au plan de l'orbite terrestre. Il faut en outre tenir compte de ce que le détecteur d'étoile 5 présente un certain angle d'ouverture 6, qui est normale- ment de l'ordre de quelques degrés, et de ce que le soleil apparaît lui aussi au niveau du satellite sous un certain angle d'ouverture y. On obtient ainsi pour le montant maximal admissible de l'angle a la formule suivante: a = 90 - 23 - ( + y). Sur les dessins, cette relation est mise en évidence à l'aide de la figure 2. Les détecteurs d'étoile 4 et 5 sont dotés comme composants principaux de panneaux de photo-détecteurs ou de dispositifs à transfert de charges. Pour obtenir une orientation correcte en ce qui concerne le détecteur d'étoile 4, il faut que l'étoile de référence, étoile polaire par exemple, soit toujours réfléchie par un même élément déterminé du détecteur. Par- un balayage électronique permanent des éléments du détecteur, on peut établir la présence ou non d'un écart de position. En ce qui concerne le détecteur d'étoile 5, un grand nombre d'étoiles traversent le champ de visée au cours d'une orbite. Parmi celles-ci, on peut en choisir quelques-unes particulièrement brillantes comme étoiles de référence. Il est possible de calculer à quel moment chacune de ces étoiles de référence parcourt le champ de visée, et sur lequel des détecteurs d'image -et à quel moment- l'étoile de référence doit être réfléchie. De la sorte, on peut ici encore établir des écarts d'orientation avec une précision élevée. Ceci s'effectue à des intervalles de temps donnés, en fonction du nombre d'étoiles de référence choisies. Si les éléments du détecteur ont une sensibilité limitée, le nombre d'étoiles de référence qui peuvent être choisies pour un détecteur d'étoile 5 est - 7 2568680 1 lui-aussi limité. Les intervalles de temps entre les différentes mesu- res de référence peuvent être réduits en employant d'autres détec- teurs d'étoile, également inclinés par rapport à l'axe de rotation 3, et ayant des directions de visée différentes. Les deux détecteurs d'étoile 4 et 5 permettent théoriquement une détermination complète de position Ces détecteurs d'étoile peuvent être employés en redondance, mais il est également possible de n'em- ployer qu'un seul détecteur d'étoile et, en cas de panne de ce der- nier, de faire entrer en action un capteur solaire 7 monté sur le corps du satellite: certes, on obtiendra ainsi une précision de mesure nettement inférieure; par contre, le dispositif sera moins coûteux. -8- 2568680 REVENDICATIONS 1 1. Dispositif de mesure pour déterminer la position d'un satelli- te de la Terre, lequel comprend un corps de satellite orienté vers le soleil ainsi qu'une partie fonctionnelle qui porte des éléments fonctionnels orientés vers la Terre et qui est assemblée avec possi- bilité de rotation au corps de satellite, laquelle partie fonction- nelle exécute, au cours d'une orbite, une rotation complète par rap- port au corps du satellite, dans le sens de l'orbite et autour d'un axe de rotation orienté perpendiculairement au plan de l'orbite, avec un détecteur d'étoile orienté dans la direction de l'axe de rotation, caractérisé par le fait que le détecteur d'étoile (4) orienté en direction de l'axe de rotation (3) est monté sur la partie fonction- nelle (2), et qu'il est prévu au moins un deuxième détecteur d'étoile (5), également monté sur la partie fonctionnelle (2) et qui présente une direction de visée (6) s'écartant de la direction de l'axe de rotation (3). 2. Dispositif de mesure selon la revendication 1, caractérisé par le fait que l'angle (a) entre l'axe de rotation (3) et la direction de visée (6) du deuxième détecteur d'étoile (5) est au maximum de 67 pour des orbites situées dans le plan équatorial.