Brevet FR2670746A1 — publié le 19920626

L'invention concerne la stabilisation en attitude d'un satellite (ou plus généralement d'une plate- forme spatiale portant une charge utile) décrivant une orbite terrestre, en pratique circulaire, de préférence géostationnaire. Les satellites géostationnaires stabilisés selon trois axes sont actuellement, de façon quasi- exclusive, des satellites de télécommunications, pour lesquels le pointage en lacet et la stabilité vis à vis de vibrations à haute fréquence ne sont pas des critères critiques. Ces satellites ont en pratique à bord des roues cinétiques leur conférant une rigidité gyroscopique suffisante pour limiter les dérives en lacet (c'est le cas notamment des satellites ARABSAT, EUTELSAT-2, TVSAT-2). Un tel principe de contrôle d'attitude s'avère toutefois insuffisamment précis dans le cas de satellites d'observation en météorologie notamment pour lesquels la précision d'attitude est un paramètre critique; une telle précision est de même recherchée, sans avoir non plus eu encore de solution satisfaisante, dans le cas par exemple de plates-formes expérimentales. Il est rappelé ici que, de manière schématique, les satellites de télécommunications doivent satisfaire en priorité à un critère de rentabilité, donc correspondre en fait à un faible coût, tandis que les satellites d'observa- tion ou les satellites "expérimentaux" doivent répondre en fait à un critère de performance quel que soit le coût que cela peut impliquer. Plus précisément, la solution précitée à stabilisation par roues cinétiques a notamment pour inconvénients de générer des vibrations importantes, tandis que le contrôle gyroscopique du lacet qu'elle permet, étant de type passif, est nécessairement imprécis. L'invention vise à permettre un contrôle d'attitude de grande précision dans le cas de satellite ou de plate-forme géostationnaire stabilisé(e) trois axes de type actif, quoique de grande fiabilité, minimisant les interventions de tuyères en améliorant ainsi la stabilité de la plateforme, minimisant-les régimes transitoires de contrôle d'orbite, facilitant les opérations de retournement saisonnier, permettant une compensation a priori des perturbations internes sur les trois axes, et minimisant les problèmes de résonance à bord. L'invention propose à cet effet un dispositif de contrôle d'attitude d'un satellite stabilisé selon trois axes sur une orbite terrestre, comportant: un ensemble de détection d'attitude adapté à délivrer des signaux d'attitude en roulis, en lacet et en tangage, un jeu d'au moins trois roues à réaction d'axes non parallèles, un jeu d'au moins deux bobines magnétiques orientées au moins approximativement selon deux directions non paral- lèles du plan roulis/lacet, une boucle de contrôle primaire comportant un circuit de traitement et de régulation connecté entre l'ensemble de détection d'attitude et le jeu d'au moins trois roues à réaction et adapté à déterminer à partir des signaux d'attitude et de consignes d'attitude, des signaux de correction d'attitude destinés aux roues pour appliquer au satellite des couples primaires de correction d'attitude, une boucle de contrôle secondaire comportant un circuit de régulation de bobines connecté entre le circuit de traitement et de régulation, le jeu d'au moins trois roues à réaction et le jeu d'au moins deux bobines magnétiques, et adapté à déterminer à partir des signaux de correction d'attitude destinés aux roues, et de signaux représentatifs du comportement des roues, des signaux de compensation destinés à être appliqués aux bobines magnétiques pour, par interaction avec le champ magnétique terrestre, appliquer au satellite des couples secondaires de correction d'attitude et de désaturation des roues, un circuit de désaturation en tangage du jeu d'au moins trois roues connecté entre ce jeu d'au moins trois roues à réaction et un actionneur en tangage. Selon des dispositions préférées les signaux représentatifs du comportement des roues sont des signaux de vitesse délivrés par des tachymètres associés à chacune des roues, l'ensemble de détection d'attitude comporte un détecteur terrestre et un détecteur d'Etoile polaire, le jeu d'au moins trois roues à réaction comporte une roue à réaction alignée suivant l'axe de tangage et deux roues d'axes parallèles au plan roulis/lacet, les deux roues d'axes parallèles au plan roulis/lacet sont respectivement alignées selon les axes de roulis et de lacet, le jeu d'au moins trois roues à réaction comporte au moins une quatrième roue, la quatrième roue est alignée selon la bissectrice du trièdre formé par les axes des trois autres roues à réaction, les deux bobines magnétiques sont orientées respective- ment selon les axes de roulis et de lacet, le circuit de traitement et de régulation est du type proportionnel-intégral, la boucle de contrôle primaire se décompose en trois circuits de contrôle respectivement spécifique de chacune desdites trois roues à réaction, la boucle de contrôle secondaire reçoit des signaux de consigne de comportement de roues et est adaptée à appliquer aux bobines des signaux propres à générer des couples secondaires de correction d'attitude tout en maintenant le comportement des roues à l'intérieur d'une plage prédéterminée autour desdits signaux de consigne. On notera que l'invention propose ainsi de combiner sur un satellite décrivant une orbite géostation- naire, pour son contrôle d'attitude sur trois axes, des roues à réaction (donc un ensemble de roues à moment cinétique en moyenne nul), un détecteur terrestre, un détecteur d'étoile polaire et des bobines magnétiques, laquelle combinaison permet de satisfaire aux objectifs précités. Des objets, caractéristiques et avantages de l'invention ressortent de la description qui suit, donnée à titre d'exemple non limitatif, en regard des dessins annexés sur lesquels la figure 1 est une vue de principe d'un satellite équipé d'un système de contrôle d'attitude conforme à l'invention, la figure 2 est un diagramme fonctionnel de ce système en mode normal de fonctionnement, la figure 3 est un diagramme fonctionnel détaillant la boucle de contrôle primaire du système de contrôle, la figure 4 est un diagramme fonctionnel du système de contrôle de la figure 2, détaillant la boucle de contrôle secondaire de ce système, les figures 5 A à 5 D présentent graphiquement des mesures obtenues par simulation du fonctionnement de la boucle primaire, les figures 6 A à 6 D présentent graphiquement des mesures obtenues par simulation du fonctionnement de la boucle secondaire dans le cas d'un orage magnétique, et les figures 7 A à 7 G présentent graphiquement des mesures obtenues par simulation d'un retournement saisonnier autour de l'axe de lacet.5 A la figure 1 est représenté un satellite dont la plate-forme est schématisée en 1, décrivant une orbite 2 autour de la TERRE Ce satellite est de manière connue muni de divers équipements non représentés (générateurs, antennes) qui, ne faisant pas partie de l'invention, ne seront pas décrits ici. Ainsi qu'on le sait, à ce satellite est associé un axe X appelé axe de roulis, tangent à l'orbite 2, un axe Y appelé axe de tangage, parallèle à l'axe NORD-SUD de la TERRE et dirigé vers le SUD et un axe Z, appelé axe de lacet, dirigé vers la TERRE Ces trois axes forment un trièdre direct. Pour des raisons de lisibilité sur cette figure 1, ne sont représentés que les principaux éléments intervenant dans le contrôle d'attitude prévu par l'inven- tion. Ce système de contrôle d'attitude selon les trois axes comprend: un ensemble de détection d'attitude selon les trois axes dont les éléments sont: un détecteur d'étoile polaire 3 situé sur la face NORD du satellite (avec éventuellement un deuxième détecteur similaire sur la face SUD pour les missions prévoyant des retournements NORD/SUD du satel- lite), pour la détection des angles de lacet et de roulis et un détecteur terrestre infrarouge 4 sur la face TERRE pour la détection des angles de roulis et tangage; un ensemble de contrôle primaire d'attitude constitué de trois roues à réaction 5 X, 5 Y et 5 Z adaptés à délivrer des couples en roulis, tangage et lacet, pour le pointage direct de la plate-forme; une quatrième roue 55 est avantageusement prévue, ici placée le long de la bis- sectrice du trièdre pour la redondance, un ensemble de contrôle secondaire d'attitude constitué de deux bobines 6 Z et 6 X situées dans le plan roulis-lecet, ici alignés sur les axes Z et Y, adaptées à délivrer des couples en roulis et lacet par interaction avec le champ magnétique terrestre B, prévu pour la compensation à long terme des couples perturbateurs externes (principalement couples solaires en orbite géostationnaire), un étage de traitement et de commande, noté 7, constitué d'un calculateur (analogique ou digital) générant, à partir principalement des sorties de l'ensemble de détection, des signaux de commande vers les ensembles de contrôle. Cette configuration possède de nombreux avantages dès lors que la stabilité de pointage et la disponibilité sont des critères importants de performance, ce qui est le cas particulièrement pour les missions d'observation; ces avantages sont explicités ci-après: 1 le détecteur de polaire 3 permet un contrôle direct de l'angle de lacet, donc un temps de récupération minimum à l'issue d'une manoeuvre de contrôle d'orbite (contrairement au satellite américain GOES-I par exemple, pour lequel le lacet est contrôlé indirecte- ment via le senseur de roulis, il est rappelé qu'un écart en roulis devient un écart en lacet et récipro- quement tous les quarts d'orbite ce qui occasionne en pratique des transitoires d'environ neuf heures entre la fin d'une manoeuvre de contrôle d'orbite- par des tuyères et le retour aux performances nominales d'imagerie en mode normal); 2 en outre, ce détecteur 3 de l'étoile polaire est en pratique une barrette CCD, ce qui permet, malgré la faible luminosité de l'étoile polaire (magnitude 2 3), d'avoir une fréquence de mesure importante, de l'ordre de 10 Hz, ainsi qu'un bruit de mesure d'environ moitié de celui du détecteur terrestre 4; ces deux éléments 3 et 4 combinés permettent de se passer de gyromètres en mode normal (contrairement à la plate-forme OLYMPUS par exemple qui est stabilisée grâce à une combinaison de roues à réaction et de gyromètres), mais éventuel- lement aussi en mode contrôle d'orbite; les gyromè- tres ne sont alors plus utilisés qu'en phase de mise à poste et éventuellement en cas de panne; 3 la configuration des roues à réaction offre, par rapport au système dit à moment cinétique embarqué (type GOES-I) les avantages suivants: capacité de couple sur les trois axes, ce qui permet une compensa- tion a priori des perturbations déterministes (retour à zéro de miroirs de balayage, calibrations d'instru- ments) ; de faibles vitesses de rotation (moins de 1000 t/min contre typiquement 5000 à 6000 t/min) ce qui évite les problèmes de résonance structurelle (avec le mécanisme du senseur terrestre par exemple); et, il s'agit là d'un avantage appréciable de l'invention, la possibilité d'effectuer un retourne- ment saisonnier rapide et à moindre consommation (cette manoeuvre permet de minimiser les entrées solaires sur les instruments optiques dans le cas d'un satellite d'observation); 4 si la stabilité de la plate-forme aux fréquences élevées est un point clé, on utilisera préférentielle- ment des roues à réaction du type à paliers magnéti- ques, pour lesquelles le frottement est faible, et le balourd compensable électroniquement; les bobines magnétiques permettent une compensation continue des couples perturbateurs externes en roulis et lacet; si le couple perturbateur en tangage est suffisamment faible, il peut être accumulé dans la roue de tangage, celle-ci n'étant désaturée qu'au cours des manoeuvres de contrôle d'orbite; alors, les tuyères ne sont pas utilisées pendant le mode normal (c'est-à-dire la plupart du temps), ce qui élimine les perturbations associées ainsi que certains risques de panne. Il est à noter qu'en cas d'orage magnétique, la durée de celui-ci reste en pratique suffisamment faible pour que les roues à réaction soient capables d'encaisser à la fois le couple perturbateur et le couple de contrôle erroné délivré par les bobines, avant que les performances de pointage et stabilité soient signi- ficativement affectées. Les interconnexions entre les divers éléments de contrôle d'attitude précités, y compris les tuyères (non représentées à la figure 1) en principe destinées aux manoeuvres de contrôle d'orbite, sont explicitées à la figure 2. Les signaux de mesure d'attitude selon les trois axes sont, au travers d'un circuit de filtrage 10 principalement constitué d'un filtre basse-bas, appliqués à un circuit de traitement et de régulation 11, de préférence du type "proportionnel-intégral", adapté selon un algo- rithme à la portée de l'homme de métier, à élaborer des signaux de contrôle d'attitude sous la forme de signaux de commande destinés aux roues à réaction pour générer les couples de correction nécessaires Ces signaux de commande sont appliqués à un circuit 12 de sélection et d'entraîne- ment des roues à réaction qui génère des signaux de puissance destinés aux moteurs de ces roues, notées 5 dans leur ensemble. A ces roues de réaction sont associés des tachymètres délivrant des signaux de vitesse appliqués à la fois à un étage de désaturation (haut du schéma) et à un étage 13 de contrôle des bobines magnétiques 6 X et 6 Z (bas du schéma). Cet étage de contrôle comporte un circuit de régulation des bobines 14 qui, à partir des signaux de vitesse fournis par les tachymètres et de signaux venant du circuit 11, représentatifs des couples commandés aux roues, déduit à partir d'un modèle du champ magnétique terrestre NORD- SUD des courants I à faire circuler dans les bobines magnétiques 6 X et 6 Z Ces courants génèrent, par interac- tion selon la loi de LAPLACE (bloc en traits mixtes) avec le champ magnétique terrestre, des forces appliquées au satellite.5 L'étage de désaturation comporte principalement des tuyères en tangage 15 commandées notamment par un circuit de désaturation en tangage 16 qui reçoit les signaux de vitesse provenant des tachymètres ainsi que d'éventuels signaux spécifiques de désaturation Bien entendu, ces tuyères sont par ailleurs commandées par le circuit de contrôle d'orbite (non représenté) de tout type connu. En pratique, les bobines magnétiques 6 X et 6 Z suffisent pour désaturer les roues en roulis et en lacet. Dans le cas contraire (mode de secours) les signaux de vitesse en roulis et en lacet déclenchent, au delà de seuils prédéterminés, la mise en oeuvre des tuyères de roulis et de lacet 17 au travers du circuit de désaturation en roulis/lacet associé repéré 18. A la droite du schéma de la figure 2 apparaît un cadre en tireté schématisant le "comportement dynamique du satellite" sous l'action des divers efforts appliqués par les tuyères, par les roues, par les bobines en interaction avec le champ magnétique terrestre ou par la pression de radiation solaire. En fait, on peut analyser le diagramme de la figure 2 en une boucle de contrôle primaire faisant intervenir les détecteurs d'attitude et les seules roues et une boucle de contrôle secondaire, plus lente, complétant l'action des roues à réaction 5 par celle des bobines magnétiques 6. En fait, la boucle de contrôle primaire peut se représenter, pour chaque axe, par le schéma de la figure 3 o e correspond à l'attitude du satellite autour de l'axe considéré. La valeur e S de cette attitude mesurée par le détecteur 3 ou 4 est, après filtrage grandeur e F par le circuit 10 ' (une partie du circuit 10 de la figure 2) comparée à une valeur angulaire consigne 8 B Le signal d'écart e est appliqué à un circuit régulateur 11 ' de type proportionnel-intégral (une partie du circuit 11) qui déduit un signal de commande de correction pc Un circuit de compensation de commande de roue en déduit une variation de moment cinétique A Hwc que l'on rajoute à une consigne Hw B convenablement choisie, pour obtenir une valeur de consigne Hwc à une boucle rapide d'asservissement de la roue, note 21 dans son ensemble et qui comporte un circuit de contrôle de roue 22 qui, compte tenu de la résolution en couple, applique à la roue 5 un signal de commande TC Compte tenu du comportement dynamique de la roue, un couple Tw est appliqué au satellite, tandis que le tachymètre relève une mesure de moment cinétique HT. Les circuits 20 et 22 font partie du circuit 12 de la figure 2. Il s'agit d'une architecture classique en soi qui comporte une boucle rapide d'asservissement propre à la roue, et un étage plus lent de commande de la roue Les gains de commande sont (c'est à la portée de l'homme de métier)optimisés en fonction de la mission (par exemple les gains seront faibles lorsque le critère de performance choisi sera la stabilité de la plate-forme). La figure 4 reprend le schéma de la figure 2, en détaillant la structure de la boucle secondaire. On retrouve les détecteurs 3 ou 4, le circuit de traitement et de régulation 11, et le circuit 12 comportant une boucle 21 pour chacun des axes recevant des signaux Hc pour chacun des axes Il en résulte pour le w satellite des couples Tw autour de chacun des axes. L'étage 13 de contrôle des bobines reçoit les signaux de vitesse îw associés aux roues en roulis et lacet, les signaux Tw représentatifs des couples à appliquer au satellite, et d'éventuels signaux de consigne de vitesse WBW. L'écart de vitesse en roulis à @wx, auquel on applique un gain Kwx est ajouté au couple commandé en roulis auquel on a appliqué un gain KTX On "divise" le résultat de cette sommation par la composante B* du champ magnétique calculée d'après le modèle adopté. On procède de même pour le lacet. Les signaux de commande Mc ainsi élaborés sont appliqués aux bobines lesquelles, par interaction avec les composantes réelles du champ magnétique terrestre, appliquent au satellite des couples TM d'origine magnétique autour des trois axes. Pour le tangage, on compare la vitesse Wwy (ou son écart à une valeur de consigne o Bwy) à des seuils A 2, -c Jl> tl W 2 et, selon le sens de l'écart constaté, on met en oeuvre des tuyères agissant dans l'un ou l'autre sens autour de l'axe de tangage pour appliquer au satellite des couples TT appropriés. On appréciera que les bobines magnétiques sont alimentées en continu par des courants qui sont fonction des vitesses des roues; ces dernières jouent ainsi un rôle de détection des couples perturbateurs. A titre d'exemple, les figures 5 A à 5 D présentent les résultats d'une simulation de la boucle primaire de contrôle d'attitude proposée par l'invention, à propos du tangage, avec une loi de contrôle, pour la roue en tangage, du type proportionnel-intégral à bas niveau de bruit (en anglais "low-jitter proportional-integral wheel control law"), les gains ayant été optimisés de manière à minimiser les vibrations de la plate-forme (cas d'un satellite d'observation). La figure 5 A représente l'attitude en tangage au cours du temps: il est de l'ordre de -0,1 milliradian. La figure 5 B représente la vitesse en tangage. La figure 5 C représente l'évolution du couple de commande Twy appliqué à la roue, et la figure 5 D est le signal de vitesse délivré par le tachymètre. On peut noter la grande stabilité ainsi atteinte. Les figures 6 A à 6 D représentent le résultat, du point de vue roulis, du contrôle d'attitude de l'inven- tion au cours d'un orage magnétique (entre 24 et 36 heures) le satellite était en configuration nominale maximale NORD-10 SUD et une désaturation en tangage était assurée par tuyères. La figure 6 A représente l'évolution de l'angle en roulis ex. La figure 6 B représente l'évolution du moment de la roue en roulis. La figure 6 C représente l'évolution du couple appliqué à la roue en roulis. La figure 6 D correspond au diôle magnétique en lacet créé pour désaturer les roues en roulis/lacet. On notera la grande stabilité à long terme en roulis malgré l'orage magnétique. Les figures 7 A à 7 G représentent divers paramètres lors d'un retournement saisonnier NORD/SUD autour de l'axe de lacet, le satellite étant muni d'un détecteur d'Etoile polaire sur chaque face NORD et SUD, ainsi que d'un gyromètre Le retournement a duré environ 700 sec. La figure 7 A représente, en trait plein, l'évolution de l'angle en lacet mesurée par le gyromètre intégrateur, aussi bien dans la phase de retournement (appelé en anglais " 180 deg slew") qu'en phase de pointage fin vers la Terre. La figure 7 B représente la vitesse en lacet mesurée par gyromètre. La figure 7 C représente le couple de la roue en lacet. La figure 7 D représente l'angle de lacet mesuré par le détecteur de polaire. La figure 7 E représente la corrélation entre l'angle et la vitesse angulaire de lacet (vue dans le plan de phase). La figure 7 F représente en traits pleins le signal de visibilité d'Etoile Polaire et en tiretés le signal indicateur du fait que la sortie lacet de ce détecteur est utilisée dans la loi de contrôle de la roue, le niveau 1 correspondant à OUI et le niveau O à NON. La figure 7 G représente l'évolution au cours de ce retournement du moment angulaire de la roue en lacet. On appréciera la rapidité du retournement et la faible durée du régime transitoire qui s'ensuit. il va de soi que la description qui précède n'a été proposée qu'à titre d'exemple non limitatif et que de nombreuses variantes peuvent être proposées par l'homme de l'art sans sortir du cadre de l'invention. REVENDICATIONS 1 Dispositif de contrôle d'attitude d'un satellite stabilisé selon trois axes sur une orbite terrestre, comportant:5 un ensemble de détection d'attitude ( 3, 4) adapté à délivrer des signaux d'attitude en roulis, en lacet et en tangage, un jeu ( 5) d'au moins trois roues à réaction d'axes non parallèles, un jeu d'au moins deux bobines magnétiques ( 6 X, 6 Z) orientées au moins approximativement selon deux directions non parallèles du plan roulis/lacet, une boucle de contrôle primaire comportant un circuit de traitement et de régulation ( 11) connecté entre l'ensemble de détection d'attitude et le jeu ( 5) d'au moins trois roues à réaction et adapté à déterminer à partir des signaux d'attitude et de consignes d'attitude, des signaux de correction d'attitude destinés aux roues pour appliquer au satellite des couples primaires de correction d'at- titude, une boucle de contrôle secondaire comportant un circuit ( 13) de régulation de bobines connecté entre le circuit de traitement et de régulation ( 11), le jeu ( 5) d'au moins trois roues à réaction et le jeu d'au moins deux bobines magnétiques, et adapté à déterminer à partir des signaux de correction d'attitude destinés aux roues, et de signaux représentatifs du comportement des roues, des signaux de compensation destinés à être appliqués aux bobines magnétiques pour, par interaction avec le champ magnétique terrestre, appliquer au satellite des couples secondaires de correction d'attitude, un circuit ( 16) de désaturation en tangage du jeu d'au moins trois roues connecté entre ce jeu ( 5) d'au moins trois roues à réaction et un actionneur en tangage. 2 Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que les signaux représentatifs du comportement des roues sont des signaux de vitesse délivrés par des tachymètres associés à chacune des roues. 3 Dispositif selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce que l'ensemble de détection d'attitude comporte un détecteur terrestre ( 4) et un détecteur d'Etoile polaire ( 3). 4 Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que le jeu ( 5) d'au moins trois roues à réaction comporte une roue à réaction10 alignée suivant l'axe de tangage et deux roues d'axes parallèles au plan roulis/lacet. Dispositif selon la revendication 4, caractérisé en ce que les deux roues d'axes parallèles au plan roulis/lacet sont respectivement alignées selon les axes de roulis et de lacet. 6 Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que le jeu d'au moins trois roues à réaction comporte au moins une quatrième roue. 7 Dispositif selon la revendication 6, caractérisé en ce que la quatrième roue est alignée selon la bissectrice du trièdre formé par les axes des trois autres roues à réaction. 8 Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que les deux bobines magnétiques sont orientées respectivement selon les axes de roulis et de lacet. 9 Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que le circuit de traitement et de régulation est du type proportionnel- intégral. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que la boucle de contrôle primaire se décompose en trois circuits de contrôle respectivement spécifique de chacune desdites trois roues à réaction. 11 Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, caractérisé en ce que la boucle de contrôle secondaire reçoit des signaux de consigne de comportement de roues et est adaptée à appliquer aux bobines des signaux propres à générer des couples secon- daires de correction d'attitude tout en maintenant le comportement des roues à l'intérieur d'une plage prédéter- minée autour desdits signaux de consigne.