Brevet FR2756065A1 — publié le 19980522

La présente invention concerne de façon générale le domaine des applications aux véhicules spatiaux et, plus spécialement, le domaine de la déter- mination et de la commande de l'attitude et de l'orbite des satellites. Classiquement, pour placer un satellite sur une orbite opérationnelle (c'est-à-dire une orbite d'exploitation) et maintenir le satellite suivant des attitudes (ou orientations) voulues sur l'orbite, on a utilisé un assortiment coûteux de gyroscopes de haute précision et de détecteurs, grossiers aussi bien que fins, de la Terre et du Soleil. Un satellite classique peut employer deux rangées de petits détecteurs solaires (c'est-à-dire des détecteurs du Soleil) photoélectriques analogiques qui sont montés sur les bras d'éloignement de panneaux solaires afin de fournir des signaux de sortie non précis indiquant la position du Soleil pendant les phases d'activité du satellite qui correspondent à la montée et à l'acquisition de l'orbite. Plusieurs rangées de grands et complexes détecteurs solaires numériques, à angle de champ étroit, qui sont montés sur le corps même du satellite, fournissent des signaux de sortie précis indiquant la position du Soleil pendant la phase de séjour sur l'orbite opérationnelle. On peut utiliser plusieurs détecteurs à angle de champ étroit pour assurer qu'un de ces détecteurs sera face au Soleil à tout moment, sauf pendant une éclipse, et un mécanisme de commutation complexe peut être utilisé pour assurer que le détecteur correct est en activité étant donnée la position courante sur l'orbite. Puisque ces détecteurs sont placés sur le corps du satellite, ils sont soumis à un cycle thermique important et un équipement de régulation thermique est utilisé pour gérer les problèmes de température. Les détecteurs solaires à angle de champ étroit qui sont montés sur le corps fournissent des données destinées à étalonner les gyroscopes du satellite de manière relativement peu fréquente. De ce fait, on a utilisé des gyroscopes à dérive réduite, plus précis et complexes que cela n'aurait été nécessaire si l'étalonnage des gyroscopes avait pu être effectué plus souvent. Classiquement, pour acquérir la position de la Terre et pour orienter correctement le satellite par rapport à la Terre, on a utilisé des détecteurs terrestres (c'est-à-dire des détecteurs de la Terre) infrarouges non précis et précis. Ces détecteurs terrestres infrarouges souffrent d'une absence de précision propre, qui est due à la fluctuation constante des températures de la Terre sur l'étendue des différentes latitudes ainsi qu'à la couverture nuageuse présente sur la planète de manière générale. Ainsi, les satellites classiques contiennent une multitude d'équipements coûteux et inutilement redondants qui leur ont été incorporés pour maintenir l'orbite opérationnelle ordinaire. Ces équipements utilisent des systèmes complexes de gestion thermique qui consomment de l'énergie et augmentent la masse, le volume et la complexité du satellite. A une époque d'inflation des demandes fonctionnelles des missions, ces abondants équipements de maintien d'orbite obligent à consacrer à la commande du satellite une part et une proportion toujours croissantes de la complexité, de la masse et de la taille du satellite. Par conséquent, le besoin existe de moyens qui permettraient de réduire la proportion de la masse et du volume du satellite n'ayant pour rôle que de maintenir l'orbite. La description suivante, conçue à titre d'illustration de l'invention, vise à donner une meilleure compréhension de ses caractéristiques et avantages; elle s'appuie sur les dessins suivants, o des numéros de référence identiques désignent des éléments identiques, et o: la figure 1 représente deux satellites en orbite autour de la Terre, selon une première vue en perspective équatoriale; la figure 2 représente deux satellites en orbite autour de la Terre, selon une deuxième vue en perspective équatoriale; la figure 3 représente un détecteur solaire monté sur un panneau solaire articulé, lui-même monté sur le corps d'un satellite, selon un mode de réalisation préféré de l'invention; la figure 4 est une représentation simplifiée montrant des dispositifs photoélectriques d'un détecteur solaire monté sur un panneau solaire, dans une vue en bout et en perspective, selon un mode de réalisation préféré de l'invention; la figure 5 est une représentation simplifiée montrant des dispositifs photoélectriques d'un détecteur solaire monté sur un panneau solaire, dans une vue en perspective latérale, selon un mode de réalisation préféré de l'invention; la figure 6 est un schéma fonctionnel d'une unité de traitement de signaux selon un mode de réalisation préféré de l'invention; la figure 7 représente une courbe montrant le signal de sortie d'un détecteur solaire en fonction de l'angle solaire, tel que calculé selon un mode de réalisation préféré de l'invention; la figure8 représente des positions orbitales vues suivant une perspective polaire (pôles de la Terre); et la figure 9 est un organigramme d'un processus permettant d'assurer la commande de l'attitude du satellite par rapport à un axe de roulis, selon un mode de réalisation préféré de l'invention. Un système d'alignement de satellite utilisant la position du Soleil, configuré selon l'invention, remplace les détecteurs terrestres précis et non précis, les gyroscopes précis et les détecteurs solaires fins par un traitement de calcul et d'amplification à gain variable. La comparaison des signaux de sortie de détecteurs solaires relativement simples avec des modèles de la déclinaison du soleil, de la dynamique de l'engin spatial et de l'alignement des panneaux solaires produit des informations détaillées sur l'attitude, qui peuvent être utilisées pour commander l'attitude du satellite. La figure 1 représente un satellite 20 en orbite autour de la Terre 22, comme on peut le voir suivant une première vue en perspective équatoriale. Le satellite 20 se déplace dans une direction orbitale qui est définie par un axe de roulis 24, lequel est tangent à la Terre, un axe de lacet 26, qui pointe vers le centre de la Terre, et un axe de tangage 28, qui est perpendiculaire aux deux axes de roulis 24 et de lacet 26. Sur une orbite 30, l'axe de roulis 24, l'axe de lacet 26 et l'axe de tangage 28 restent fixes par rapport au corps 32 du satellite 20. Le corps 32 du satellite contient une charge utile (non représentée) et d'autres éléments classiques dans la technique. La figure 1 représente le satellite 20 dans la position orbitale méridienne (midi) 34. Dans la position méridienne 34, la Terre 22, le satellite 20 et le Soleil 36 sont alignés, le satellite 20 étant placé entre la Terre 22 et le Soleil 36. L'axe de lacet 26 est aligné avec la ligne solaire 38. La ligne solaire 38 est définie comme la ligne allant du centre du Soleil au satellite 20. Le satellite 20 est également aligné avec le Soleil et la Terre lorsqu'il se trouve dans la position anti- méridienne (minuit) 34', même si, pour la position 34', le Soleil ne peut pas être vu du satellite 20, car la Terre 22 est placée entre le satellite 20 et le Soleil 36. Le satellite 20' est également représenté à la position "dix-huit heures" 40. A la position "dix-huit heures" 40, l'axe de roulis 24' est parallèle à la ligne solaire 38 et l'axe de lacet 26' est perpendiculaire à la ligne solaire 38. Le satellite 20' n'est pas colinéaire avec la ligne solaire 38, puisque le satellite 20' est placé à une distance de la ligne solaire 38 qui est égale au rayon de la Terre plus la distance du satellite à la surface de la Terre. Le satellite 20' est vu de côté, l'axe de roulis 24' pointant de la gauche vers la droite sur la figure 1, en étant tangent à la Terre, l'axe de lacet 26' pointant vers le centre de la Terre (c'est-à-dire en entrant dans la feuille du dessin), et l'axe de tangage 28' étant perpendiculaire aux deux axes de roulis 24' et de lacet 26'. Les figures 1 et 2 montrent le Soleil placé en divers points, lorsqu'il se lève et lorsqu'il se couche, par rapport à un plan hypothétique 42 qui est coplanaire avec l'équateur de la Terre. Ce plan 42 est connu de l'homme de l'art comme étant le plan équatorial terrestre. Le plan 42 est généralement perpendiculaire à l'axe de tangage 28. Le mouvement du Soleil par rapport au plan 42 au cours de l'année fait que l'inclinaison de la Terre par rapport au Soleil change. L'angle entre le satellite 20 et le soleil est connu sous l'appellation de "déclinaison solaire" 43, et le changement d'attitude (orientation) de référence du Soleil par rapport au satellite 20 est l'écart de déclinaison. Lorsque le Soleil se trouve dans la position équinoxiale typique des mois de mars et septembre, comme indiqué par la position 36, le Soleil se trouve relativement près du plan 42 et la déclinaison solaire du satellite 20 placé sur une orbite équatoriale est proche de zéro. Lorsque le Soleil se trouve à la position du solstice d'été, typique du mois de juin, comme indiqué par la position 36', le Soleil est très au-dessus du plan équatorial terrestre, et la déclinaison solaire est voisine de +23 . Lorsque le Soleil se trouve à la position du solstice d'hiver, typique du mois de décembre, comme indiqué par la position 36', le Soleil est très en dessous du plan équatorial terrestre, et la déclinaison solaire est voisine de -23 . La figure 2 montre le satellite 20' en orbite autour de la Terre 22, comme on peut le voir depuis une deuxième vue équatoriale. Le satellite 20' est représenté à la position orbitale "dix-huit heures" 40 depuis l'arrière, l'axe de roulis 24' "s'enfonçant" tangentiellement à la Terre dans la feuille de dessin, l'axe de lacet 26' pointant vers le centre de la Terre de la droite vers la gauche, et l'axe de tangage 28' étant perpendiculaire aux deux axes de roulis 24' et de lacet 26'. Sur son orbite opérationnelle, le satellite 20" est orienté semblablement par rapport aux axes 24', 26' et 28' lorsqu'il se trouve dans la position "six heures (du matin)" 40', bien qu'il soit du côté opposé de la Terre par rapport à la position "dix-huit heures" 40. Le satellite 20" est représenté à la position orbitale 40' dans une attitude d'acquisition, à titre d'exemple. Pendant l'acquisition, l'attitude du satellite 20" fluctue largement et est sensiblement aléatoire par rapport au Soleil et à la Terre, l'acquisition pouvant se réaliser indépendamment de l'orientation initiale du satellite 20" par rapport à la Terre 22 et au Soleil 36. Le satellite 20"' est représenté dans la position orbitale "neuf heures" 44, c'est-à-dire à mi-chemin entre la position orbitale "six heures" 40' et la position orbitale méridienne (midi) 34 (que l'on peut voir sur la figure 1). Le satellite 20"' placé dans la position 44 est disposé suivant un angle oblique par rapport à la feuille de dessin, l'axe de roulis 24" se trouvant suivant le trajet orbital 30 du satellite, l'axe de lacet 25" "entrant" suivant un certain angle dans la feuille de dessin, et l'axe de tangage 28" étant perpendiculaire aux deux axes de roulis 24" et de lacet 26". Alors que les figures 1 et 2 montrent le satellite 20 en diverses positions orbitales, l'homme de l'art comprendra que, lorsqu'on parle du satellite 20, il peut s'agir aussi bien de satellites différents que du même satellite placé en des positions différentes sur l'orbite 30. De même, l'homme de l'art comprendra que les positions orbitales indiquées (par exemple dix-huit heures, ou midi) représentent des positions sur l'orbite 30 du satellite 20 par rapport au Soleil, et ne représentent pas une heure à laquelle le satellite 20 pourrait être sur une certaine position orbitale. Par exemple, il est possible que le satellite 20 soit dans la position orbitale méridienne 34 à 15 h 35 min (sur une orbite géostationnaire) et à des intervalles d'environ 100 min sur une orbite terrestre basse. Le satellite 20 peut aussi se trouver sur une orbite non équatoriale, par exemple une orbite polaire. La figure 3 montre, selon une vue en perspective depuis le Soleil, un détecteur solaire 46 monté sur un panneau solaire articulé 48, lequel est monté sur le corps 32 du satellite, selon un mode de réalisation préféré de l'invention. Le satellite 20 (figure 1) peut avoir un deuxième panneau solaire (non représenté), qui est monté du côté opposé du corps 32 du satellite. Ce deuxième panneau solaire est identique au panneau solaire 48, et peut porter lui-même un détecteur solaire. Puisque le détecteur solaire 46 possède un angle de champ variable (comme discuté ci-après), selon un autre mode de réalisation, le détecteur solaire 46 pourrait être monté sur le corps 32 du satellite plutôt que sur le panneau solaire 48. Le panneau solaire 48 porte, sur une surface, une batterie 52 de collecteurs (ou cellules) solaires. Une fois déployés, les panneaux solaires 48 sont grossièrement parallèles à la direction de l'axe de tangage 28, leur plus grande longueur se trouvant suivant cette direction. Le détecteur solaire 46 est monté sur la surface du panneau solaire 48 qui contient la batterie 52 de collecteurs solaires. Les panneaux solaires 48 sont articulés par rapport au corps 32 du satellite de manière que, sur toute l'orbite 30, la batterie 52 de collecteurs solaires soit maintenue face au Soleil, afin de pouvoir fournir de l'énergie aux systèmes se trouvant à bord du satellite 20. Cette articulation maintient les panneaux solaires approximativement perpendiculaires à la ligne solaire 38 (figure 1), quelle que soit l'attitude du satellite 20. Le détecteur solaire 46 est monté, de manière souhaitable, sur un bras d'éloignement 54 du panneau solaire 48. De manière souhaitable, le bras d'éloi- gnement 54 est en position de voir le Soleil pendant la phase de montée, lorsque le panneau solaire 48 peut ne pas avoir été déployé, ainsi que pendant les phases d'acquisition et de séjour sur l'orbite opérationnelle. Sur le bras d'éloignement 54, est également montée une unité 56 de traitement de signaux. Le panneau solaire 48 est électriquement raccordé au corps 32 du satellite par l'intermédiaire d'un moyen de raccordement 58 du type bague collectrice (ou bague frottante). Le raccord à bague frottante 58 est un connecteur électrique qui assure la connexion électrique indépendamment de la position de rotation relative des contacts de la bague frottante. Autour du raccord à bague frottante 58, se trouve un noeud d'articulation à rotule (non représenté) qui pivote pour permettre le déploiement et le déplacement articulé du panneau solaire 48. Le raccord à bague frottante 58 est la source d'un bruit important. Ce bruit introduit normalement des distorsions dans les signaux analogiques de faible amplitude qui passent dans le raccord à bague frottante 58. Puisque l'unité 56 de traitement de signaux se trouve du même côté du raccord à bague frottante 58 que le détecteur solaire 46, les signaux de sortie analogiques du détecteur solaire sont traités (par exemple sont convertis en signaux numériques) avant d'être transmis via le raccord à bague frottante 58. Les signaux ayant subi cette conversion numérique ne sont pas notablement influencés par le bruit qui est introduit au niveau du raccord à bague frottante 58. L'unité 56 de traitement de signaux envoie les signaux numéri- quement traités via le raccord à bague frottante 58 à un ordinateur embarqué 62 qui se trouve à l'intérieur du corps 32 du satellite. Un système de commande 64 comporte le détecteur solaire 46, l'unité 56 de traitement de signaux, l'ordinateur embarqué 62, un gyroscope 66, une antenne 68 de télémétrie, de poursuite et de commande (TTCA) 68, et est le siège de tous les signaux de données et de tous les traitements de signaux ayant lieu entre ces éléments. Les signaux peuvent être traités ou bien par l'unité 56 de traitement de signaux, ou bien par l'ordinateur embarqué 62. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, l'unité 56 de traitement de signaux réside à la surface du panneau solaire 48 qui est opposé à la batterie 52 de collecteurs solaires, de sorte que l'unité 56 de traitement de signaux est toujours du côté opposé au Soleil. Ceci protège l'unité de traitement de signaux 56 vis-à-vis des variations de la température qui pourraient résulter des changements d'orientation par rapport au Soleil et qui ont lieu à l'intérieur du corps 32 du satellite. Cette position de montage donne donc à l'unité de traitement de signaux 56 une stabilité thermique propre. Par conséquent, le détecteur solaire 46 et l'unité de traitement de signaux 56 n'ont pas besoin d'être équipés d'un système de stabilisation thermique. L'ordinateur embarqué 62 est placé du côté du corps 32 du satellite par rapport au raccord à bague frottante 58. L'ordinateur embarqué 62 est connecté à l'unité de traitement de signaux 56. L'antenne 68 de télémétrie, de poursuite et de commande est connectée à l'unité de traitement de signaux 56 afin de permettre les communications entre le satellite 20 et le centre de commande au sol. Le gyroscope 66 est également placé à l'intérieur du corps 32 du satellite et est en communication de données avec l'ordinateur embarqué 62. Le gyroscope 66 est fixe par rapport au corps 32 du satellite et consiste, classiquement, en au moins deux volants d'inertie, l'un tournant sur l'axe de roulis 24 et l'autre tournant sur l'axe de lacet 26. La figure 4 est une représentation simplifiée du détecteur solaire 46 monté sur le panneau solaire 48, tel qu'on le voit selon une vue en perspective depuis le corps 32 du satellite (figure 3), lorsqu'on regarde suivant l'axe de tangage 28, selon un mode de réalisation préféré de l'invention. Le détecteur solaire 46 contient un dispositif photoélectrique "roulis-lacet" 70 et un dispositif photoélectrique "tangage" 72. Les dispositifs photoélectriques 70 et 72 sont sensibles au rayonnement solaire et produisent des signaux électriques à destination de l'unité 56 de traitement de signaux en fonction de leur orientation relative par rapport au soleil. Le dispositif photoélectrique "tangage" 72 est coupé en biseau suivant un angle faisant environ 45 par rapport à la direction de la largeur du panneau solaire 48, comme indiqué par un plan hypothétique 76. La figure 5 est une représentation simplifiée du détecteur solaire 26 monté sur le panneau solaire 48, lorsqu'on observe suivant une perspective latérale, selon un mode de réalisation préféré de l'invention. Le dispositif photoélectrique "roulis-lacet" 70 est coupé en biseau suivant un angle d'environ 45 par rapport à la plus grande longueur de la surface du panneau solaire 48, comme indiqué par un plan hypothétique 74. Les plans 74 et 76 (voir la figure 4) sont sensiblement perpendiculaires entre eux, et chacun fait un angle de 45 avec le panneau solaire 48. Les plans 74 et 76 sont hypothétiques et n'appartiennent à aucune structure matérielle du détecteur solaire 46, ces plans n'étant indiqués qu'à titre d'illustration. La figure 6 est un schéma fonctionnel de l'unité de traitement de signaux 56 selon un mode de réalisation préféré de l'invention. L'unité de traite- ment de signaux 56 est connectée aux dispositifs photoélectriques 70 et 72 et à l'ordinateur embarqué 62, comme représenté sur la figure 3. Les signaux de sortie 60 et 60' du détecteur solaire sont des signaux analogiques qui sont respec- tivement reçus par des amplificateurs tampons 78 et 78', puis sont envoyés, respectivement, à des dispositifs d'addition 80 et 80'. Les dispositifs d'addition 80 et 80' reçoivent aussi respectivement des signaux de décalage 90 et 90' de la part d'un dispositif de commande 86, via des convertisseurs numérique-analogique (D/A) 88 et 88' respectifs. Dans un mode de réalisation préféré, les dispositifs d'addition 80 et 80' reçoivent les signaux de sortie 60 et 60' mis en tampon et ajustés par les signaux de décalage 80 et 80' et envoient les signaux décalés à titre de compensation à un amplificateur différentiel 82 à gain variable. Selon un autre mode de réalisation, le dispositif de commande 86 pourrait effectuer la commande de gain sur les entrées des amplificateurs tampon 78 et 78' plutôt que sur les dispo- sitifs d'addition 80 et 80', respectivement. Cet autre mode de réalisation apporte plus de souplesse et empêche que les signaux d'entrée ne saturent s'ils sont soumis à un gain élevé. L'amplificateur différentiel à gain variable 82 amplifie la différence entre les signaux décalés à titre de compensation et envoie un signal de différence amplifié à un convertisseur analogique-numérique 84. Le convertisseur analogique-numérique 84 convertit le signal de différence amplifié en un signal numérique, puis envoie au dispositif de commande 86 le signal converti à la forme numérique. Le dispositif de commande 86 convertit les données en une valeur d'angle solaire 92 (figure 7). Le dispositif de commande 64 effectue le traitement de commande de l'attitude (ou orientation) du satellite sur la base de l'angle solaire 92. L'angle solaire 92 rend compte de trois composantes: l'alignement du panneau solaire 48 (figure 3), l'attitude du satellite 20 (figures 1 et 2), et la déclinaison solaire 43 (figures 1 et 2). Sur la base du traitement appliqué à l'angle solaire 92, le dispositif de commande 86 calcule de nouveaux signaux de décalage 90 et 90', et envoie les nouveaux signaux de décalage aux convertisseurs numérique-analogique 88 et 88', qui les envoyent aux dispositifs d'addition 80 et ', respectivement. L'amplificateur différentiel à gain variable 82 utilise des gains variables pour rendre maximale la sensibilité de l'amplificateur dans toutes les phases de fonctionnement et d'orientation par rapport au soleil. Ceci permet au dispositif de commande 64 d'effectuer de manière efficace la commande de l'attitude du satellite pendant les phases de montée, d'acquisition et d'exploitation correspondant au lancement et à la mise en orbite du satellite, à l'aide des signaux de sortie 60 du détecteur solaire 46. Par exemple, l'amplificateur à gain variable 82 fonctionne de manière souhaitable dans un état à gain relativement faible pendant la montée et l'acquisition lorsqu'un large angle de champ est utile pour la "capture" du Soleil. Comme représenté sur la figure 2, le satellite 20" est dans une position orbitale 40', qui montre que l'attitude du satellite peut fluctuer de façon importante pendant la phase d'acquisition lorsque le satellite 20" tente de s'orienter lui- même correctement par rapport au Soleil. Après l'acquisition, l'amplificateur à gain variable 82 commute dans un état à gain relativement élevé sous commande du dispositif de commande 86, et il reste dans cet état pendant le séjour sur l'orbite opérationnelle (d'exploitation) 30). Le dispositif de traitement de signaux 56 maintient l'amplificateur 82 dans l'état à gain élevé afin de pouvoir détecter des faibles déplacements du satellite par rapport au Soleil. La détection de semblables faibles mouvements est utilisée pour commander l'attitude du satellite. Le dispositif de commande 86 réalise la commande de gain en appliquant à l'ampli- ficateur 82 un signal via le convertisseur numérique-analogique 88". Le dispositif de commande 86 fait varier les états de gain de l'amplifi- cateur à gain variable 82 entre des états à gain relativement faible et à gain relativement élevé de manière autonome, en s'appuyant de manière souhaitable sur des informations fournies par l'ordinateur embarqué 62, qui décrivent la phase orbitale en cours. Si la défaillance d'un système placé à bord du satellite fait que le Soleil disparaît de l'angle de champ du détecteur solaire 46 à un moment o le satellite n'est pas soumis à une éclipse, l'amplificateur à gain variable 82 revient à un état à gain relativement faible jusqu'à la réacquisition du Soleil. Ensuite, l'amplificateur à gain variable 82 revient dans un état à gain relativement élevé. L'ordinateur embarqué 62 utilise une table d'éphémérides (non représentée) pour déterminer si le satellite doit être en situation d'éclipse. De façon générale, le panneau solaire 48 suit le Soleil et lui est sensi- blement perpendiculaire. Si le détecteur solaire 46 est monté sur le panneau solaire 48, le signal de sortie à gain élevé du dispositif de traitement de signaux 56 peut être utilisé en relation avec des tables d'orbites et les signaux de sortie du résolveur du panneau solaire pour calculer l'orientation du satellite 20. Puisque les panneaux solaires possèdent typiquement des plages de déplacement limitées, il y a des moments de l'orbite du satellite o les panneaux ne sont pas perpendiculaires au soleil. La figure 7 représente une courbe 94 d'activité du Soleil, qui représente les deux signaux de sortie sinusoïdaux 60 du détecteur solaire (figure 6) en fonction de l'angle solaire 92 calculé selon un mode de réalisation préféré de l'invention (sont également représentés, inversés, les signaux de sortie d'un deuxième détecteur solaire). Comme on peut le voir en se reportant aux figures 6 et 7, le dispositif de traitement de signaux 56 fonctionne de manière souhaitable à l'intérieur d'une partie sensiblement linéaire 96 de la courbe 94, et même, de manière plus souhaitable, autour d'un point central 98 de la courbe 94, afin d'empêcher la saturation de l'amplificateur à gain variable 82 par de petites variations des signaux de sortie 60 du détecteur solaire. Par conséquent, l'utilisation du signal de décalage 90 place le point central 98 de la partie linéaire 96 de la courbe d'activité solaire 94 à l'intérieur d'une petite plage de variations de l'angle solaire 92, qui est ajustée par le signal de décalage 90. Le calcul du signal de décalage 90 en liaison avec le gain de l'amplificateur variable 82 sélectionne l'étendue et la pente de cette région linéaire. En effet, l'utilisation du signal de décalage 90 dilate le centre de la partie linéaire 96 de la courbe d'activité solaire 94, ce qui permet au système de commande 64 (figure 3) de répondre à de très petites variations de l'angle solaire 92. Cette linéarisation effectuée à l'aide de décalages peut éliminer la nécessité d'un traitement complexe des signaux de sortie 60 du capteur solaire lorsque la déclinaison solaire 43 (figure 1) vaut 22,5 ou moins, en réduisant le risque de saturation de l'amplificateur à gain variable 82, même lorsque l'amplificateur à gain variable 82 fonctionne dans un état à gain relativement élevé. Le signal de décalage 90 est calculé par le dispositif de commande 86 sur la base de la déclinaison solaire 43 (figure 1). De manière souhaitable, en recalculant périodiquement le signal de décalage 90, on maintient le point central 98 de la partie linéaire 96 de la courbe d'activité solaire 94 à l'intérieur d'une petite plage d'angle solaire 92, comme décrit ci-dessus, ce qui empêche que l'angle solaire 92 ne dépasse la capacité maximale du dispositif de traitement de signaux 56 et ne sature l'amplificateur à gain variable 82. Ceci assure que le dispositif de traitement de signaux 56 sera en mesure de déterminer la valeur de l'angle solaire 92. Par conséquent, l'utilisation d'un signal de décalage 90 ajusté en permanence permet à l'amplificateur à gain variable 82 de fonctionner dans un état à gain relativement élevé. Tout au long de l'orbite 30 (figures 1 et 2), les panneaux solaireseffectuent un mouvement articulé par rapport au corps 32 du satellite, ce qui modifie l'orientation des dispositifs photoélectriques 70 et 72 (figures 4 à 6) par rapport à l'axe de roulis 24, l'axe de lacet 26 et l'axe de tangage 28. Puisque les dispositifs photoélectriques 70 et 72 se trouvent dans deux plans perpendiculaires, 74 et 76, (voir les figures 4 et 5), le détecteur solaire 46 (figures 4 à 6) reçoit des informations relativement à au moins deux axes en tout point donné de l'orbite 30 o le soleil est visible. Ceci donne la possibilité d'obtenir des informations détaillées sur l'attitude suivant les trois axes tout au long de la course effectuée sur une période orbitale entière, comme décrit ci-après. La figure 8 montre les positions orbitales au voisinage desquelles diverses mesures sont effectuées relativement à l'axe de roulis 24, l'axe de lacet 26 et l'axe de tangage 28 du satellite, suivant une vue perspective prise depuis le Pôle Nord 100. Lorsque le satellite 20 tourne en orbite autour de la Terre 22, l'un des dispositifs photoélectriques 70 et 72 (figures 4 à 6) tourne en direction du Soleil d'une manière qui fait augmenter son signal de sortie 60 (figure 6), tandis que l'autre des dispositifs photoélectriques 70 et 72 tourne en s'écartant du Soleil, ce qui amène son signal de sortie 60 à diminuer. Comme décrit ci-dessus en liaison avec les figures i à 3, le déplacement articulé des panneaux solaires 48 le long de l'orbite 30, en combinaison avec la disposition du capteur solaire 46 telle qu'on peut la voir sur les figures 3 à 5, fait apparaître quatre positions orbitales pouvant être signalées. Dans ces positions remarquables, les signaux de sortie des dispositifs photoélectriques 70 et 72 (figures 4 à 6) varient de la façon la plus importante sous l'effet de légères modifications de l'attitude du satellite sur l'un des axes de roulis 24 et de lacet 26, tandis qu'ils ne changent pas avec les variations d'attitude du satellite autour de l'autre des axes 24 et 26, respectivement de roulis et de lacet. Ces positions orbitales remarquables et les intervalles qui les séparent sont discutés ci-après, ce propos étant suivi d'une discussion des types de traitement qui sont effectués de manière souhaitable sur le signal de sortie du capteur 60 pendant les intervalles intermédiaires. Dans la position orbitale méridienne (midi) 34 et la position orbitale antiméridienne (minuit) 34', l'axe de lacet 26 est colinéaire avec la ligne solaire 38, ce qui rend le dispositif photoélectrique "roulislacet" 70 insensible aux erreurs d'attitude suivant l'axe de lacet. En d'autres termes, les signaux de sortie 60 du détecteur solaire (figure 6) ne varient pas notablement lorsque le satellite 20 tourne autour de l'axe de lacet 26. Toutefois, les signaux de sortie 60 du détecteur solaire varient notablement lorsque le satellite 20 tourne autour de l'axe de roulis 24, pour la position orbitale méridienne 34. Ainsi, le détecteur solaire 46 (plus spécialement le dispositif photoélectrique "roulis-lacet" 70) est très sensible à une erreur d'attitude suivant l'axe de roulis, dans la position orbitale méridienne 34. Ceci est dû à la géométrie du détecteur solaire 46 (figures 3 à 5), qui fait que le dispositif photoélectrique "roulis-lacet" 70 est incliné suivant un certain angle par rapport à l'axe de tangage 28 et que, de plus, l'axe de roulis 24 est perpendiculaire à la ligne solaire 38 dans la position orbitale 34. Puisque le dispositif photoélectrique "tangage" 72 est incliné suivant un certain angle par rapport à l'axe de lacet 26 en ce point de l'orbite 30 (figure 4), le détecteur solaire 46 (plus spécialement le dispositif photoélectrique "tangage" 72) sera relativement sensible à des variations suivant l'axe de lacet dans la position orbitale 34. Ceci est spécialement vrai lorsque la déclinaison solaire est importante, c'est-à-dire lorsque le Soleil est placé dans la position 36" (figures 1 et 2) typique du mois de juin. En d'autres termes, pendant l'intervalle dans lequel on approche de la position orbitale 34, l'orientation du panneau solaire 48 par rapport au corps 32 du satellite place les dispositifs photoélectriques 70 et 72 approximativement à 45 par rapport à l'axe de roulis 24. Les signaux de sortie 60 du dispositif photoélec- trique "roulis-lacet" 70 augmentent tandis que les signaux de sortie 60' du dispositif photoélectrique "tangage" 72 diminuent. Dans l'intervalle qui suit la position orbitale 34, les signaux de sortie 60 du dispositif photoélectrique "roulis- lacet" 70 diminuent tandis que les signaux de sortie 60' du dispositif photoélec- trique "tangage" 72 augmentent. Globalement, ceci fait que les changements des signaux de sortie 60 venant de chaque dispositif photoélectrique sont additifs, ceci augmentant la sensibilité du détecteur solaire 46 dans son ensemble par rapport à l'axe de roulis 24. Dans la position orbitale "dix-huit heures" 40 et dans la position orbitale "six heures" 40', l'axe de lacet 26 est perpendiculaire à la ligne solaire 38, ce qui rend le dispositif photoélectrique "roulislacet" 70 relativement sensible à l'erreur d'attitude suivant l'axe de lacet dans cette position orbitale. En d'autres termes, les signaux de sortie 60 du détecteur solaire varient de façon importante lorsque l'attitude du satellite 20 tourne par rapport à l'axe de lacet 26. Toutefois, les signaux de sortie 60 du détecteur solaire ne changent pas notablement lorsque l'attitude du satellite 20 tourne par rapport à l'axe de roulis 24. Ainsi, le détecteur solaire 46 (plus spécialement le dispositif photoélectrique "roulis-lacet" 70) sera relativement insensible aux erreurs d'attitude par rapport à l'axe de roulis dans les positions orbitales 40 et 40'. Ceci est dû à la géométrie du détecteur solaire 46 (figures 3 à 5), qui fait que le dispositif photoélectrique "roulis-lacet" 70 est incliné suivant un certain angle par rapport à l'axe de tangage 28 en même temps que l'axe de roulis 24 est grossièrement parallèle à la ligne solaire 38, et une rotation sur l'axe de roulis 24 n'amène pas de mouvement de rotation important entre les dispositifs photoélectriques 70 ou 72 et la ligne solaire 38. En d'autres termes, dans les intervalles o l'on approche des positions orbitales 40 et 40', l'orientation du panneau solaire 48 par rapport au corps 32 du satellite place les dispositifs photoélectriques 70 et 72 approximativement à 45 par rapport à l'axe de lacet 26. Les signaux de sortie 60 (figures 6 et 7) du dispositif photoélectrique "roulis-lacet" 70 diminuent tandis que les signaux électriques 60' du dispositif photoélectrique "tangage" 72 augmentent. Dans l'intervalle faisant suite à la position orbitale 34, les signaux de sortie 60 du dispositif photoélectrique "roulis-lacet" 70 augmentent tandis que les signaux de sortie 60' du dispositif photoélectrique "tangage" 72 diminuent. Globalement, ceci fait que les variations des signaux de sortie 60 venant de chaque dispositif photoélectrique sont additifs, ce qui augmente la sensibilité du détecteur solaire 46 dans son ensemble par rapport à l'axe de lacet 28. De plus, puisque le dispositif photoélectrique "tangage" 72 est incliné d'un certain angle par rapport à l'axe de lacet 26 dans les positions orbitales 40 et ' (figure 4), il sera relativement sensible à des variations d'attitude par rapport à l'axe de tangage 28. L'écart de la déclinaison solaire est prédit indépendamment relativement à l'axe de roulis 24 et à l'axe de lacet 26, de manière souhaitable lorsque le satellite 20 est dans des positions orbitales ou les signaux de sortie 60 du détecteur solaire ne varient pas sous l'effet de variations d'attitude par rapport aux axes considérés. Ceci permet que l'écart de la déclinaison solaire soit relativement libre de toute influence des erreurs d'attitude du satellite relativement aux axes considérés. Par conséquent, la déclinaison solaire 43 (figure 1) relativement à l'axe de roulis 24 est mesurée au voisinage de l'une des positions orbitales "dix-huit heures" 40 et "six heures" 40', ou de ces deux positions, lorsque le dispositif photoélectrique 70 est insensible aux erreurs d'attitude relativement à l'axe de roulis 24. Ceci s'effectue de manière souhaitable pendant l'un des intervalles 102 et 102' relativement petits de mesure, par rapport au roulis, de la déclinaison solaire, respectivement. De même, la déclinaison solaire 43 par rapport à l'axe de lacet 26 est mesurée au voisinage de la position méridienne 34, lorsque le dispositif photoélectrique 70 est insensible aux erreurs d'attitude par rapport à l'axe de lacet 26, pendant un intervalle 104 relativement petit de mesure, par rapport au lacet, de la déclinaison solaire. De manière souhaitable, des estimations sont également faites, indé- pendamment par rapport à chaque axe, pour la détermination des erreurs d'attitude et pour l'étalonnage du gyroscope 66 (figure 6). De préférence, ces estimations sont effectuées lorsque le satellite 20 se trouve en des positions orbitales o les signaux de sortie 60 des détecteurs solaires varient de la façon la plus importante sous l'effet des plus légers changements d'attitude relativement à l'axe considéré, ce qui permet d'obtenir des estimations plus précises. Par conséquent, les positions voulues pour l'estimation de l'attitude du satellite 20 et pour l'étalonnage des gyroscopes 66 relativement à l'axe de roulis 24 entourent la position orbitale méridienne "douze heures" (ou midi) 34 pendant un intervalle 106 d'étalonnage, par rapport au roulis, des gyroscopes, qui commence au voisinage de la position orbitale "neuf heures" 44 et se termine au voisinage de la position orbitale "quinze heures" 108. De la même façon, les positions voulues pour l'estimation de l'attitude du satellite 20 et l'étalonnage des gyroscopes 66 par rapport à l'axe de lacet 26 entourent les positions orbitales "dix-huit heures" 40 et "six heures" 40', pendant un intervalle 110 d'étalonnage, par rapport au lacet, des gyroscopes, qui commence au voisinage de la position orbitale "quinze heures" 108 et se termine au voisinage de la position orbitale "vingt-et-une heure" 34', et pendant un intervalle 110' d'étalonnage, par rapport au lacet, des gyroscopes, qui commence au voisinage de la position orbitale "trois heures" 108' et se termine au voisinage de la position orbitale "neuf heures" 44. Les positions voulues pour l'estimation de l'attitude du satellite 20 et pour l'étalonnage des gyroscopes 66 par rapport à l'axe de tangage 28 entourent également les positions orbitales "dix-huit heures" 40 et "six heures" 40', pendant un intervalle 112 d'étalonnage, par rapport au tangage, des gyroscopes, qui commence au voisinage de la position orbitale "quinze heures" 108 et se termine au voisinage de la position orbitale "vingt-et-une heure" 44', et pendant un intervalle 112' d'étalonnage, par rapport au tangage, des gyroscopes, qui commence au voisinage de la position orbitale "trois heures" 108' et se termine au voisinage de la position orbitale "neuf heures" 44. De la même façon, l'alignement du panneau solaire 48 se mesure de manière souhaitable lorsque le satellite 20 se trouve en des positions orbitales o les signaux de sortie 60 des détecteurs solaires varient le plus sous l'effet des plus légers changements de l'attitude par rapport à l'axe considéré, ce qui donne des estimations plus précises. Par conséquent, les positions voulues pour la mesure de l'erreur d'alignement du panneau solaire 48 par rapport à l'axe de roulis 24 du corps 32 du satellite entourent la position orbitale méridienne "douze heures" (midi) 34 pendant un intervalle 114 d'alignement du panneau, par rapport au roulis, de 15 min et la position orbitale antiméridienne "vingt-quatre heures" 34' pendant un intervalle 114' d'alignement du panneau, par rapport au roulis, de 15 min. Les positions voulues pour la mesure des erreurs d'alignement du panneau solaire 48 par rapport à l'axe de lacet 26 du corps 32 du satellite entourent la position orbitale "dix-huit heures" 40 pendant un intervalle 116 d'alignement, par rapport au lacet, du panneau de 15 min et la position orbitale "six heures" 40' pendant un intervalle 116' d'alignement, par rapport au lacet, du panneau de 15 min. De même, les positions voulues pour la mesure des erreurs d'alignement du panneau solaire 48 par rapport à l'axe de tangage 28 du corps 32 du satellite entourent la position orbitale "dix-huit heures" 40 pendant un intervalle 118 d'alignement du panneau, par rapport au tangage, de 15 min, et la position orbitale "six heures" 40' pendant un intervalle 118' d'alignement du panneau, par rapport au tangage, de 15 min. La figure 9 représente le processus, 120, par lequel l'attitude du satellite est mesurée et ajustée, les gyroscopes sont étalonnés, et la déclinaison solaire est prédite pour l'axe de roulis 24, selon un mode de réalisation préféré de l'invention. On se reporte aux figures 8 et 9. Le processus 120 comporte une tâche d'interrogation 122 qui détermine si le satellite 20 se trouve dans l'intervalle 106 d'étalonnage des gyroscopes par rapport au roulis. La tâche d'interrogation 122 détermine de manière souhaitable la position orbitale du satellite 20 en consultant une table d'éphémérides (non représentée). Si la tâche d'interrogation 122 détermine que le satellite 20 se trouve dans l'intervalle 106 d'étalonnage des gyroscopes par rapport au roulis, le traitement se poursuit par une tâche 136, qui va être décrite ci-après. Si la tâche d'interrogation 122 ne détermine que le satellite 20 n'est pas dans l'intervalle 106 d'étalonnage des gyroscopes par rapport au roulis, alors une tâche d'interrogation 126 détermine si le satellite 20 est dans l'intervalle 102 ou 102' de mesure de la déclinaison solaire par rapport au roulis. La tâche d'interro- gation 126 détermine de manière souhaitable la position orbitale du satellite 20 en consultant la table d'éphémérides. Si la tâche d'interrogation 126 détermine que le satellite n'est pas dans l'intervalle 102 ou 102' de mesure de la déclinaison solaire par rapport au roulis, l'organigramme revient à la tâche 122. Si la tâche d'interrogation 126 détermine que le satellite 20 est dans l'intervalle 102 ou 102' de mesure de la déclinaison solaire par rapport au roulis, une tâche 128 convertit les signaux de sortie 60 des détecteurs solaires en la com- posante de l'angle solaire 92 par rapport au roulis. Comme on peut le voir sur les figures 3 à 5 et 7, les géométries combinées de l'orbite et du détecteur solaire 46 placent les dispositifs photoélectriques 70 et 72 suivant un angle tel qu'ils fournissent des données se rapportant principalement à l'axe de roulis 24 du satellite 20. Comme représenté sur la figure 6, le convertisseur analogique- numérique 84 convertit le signal analogique en signal numérique en vue de son traitement par le dispositif de commande 86. La tâche 128 peut mesurer la différence de l'angle solaire 92 par rapport à un angle solaire 92 précédemment déterminé du fait des décalages ci-dessus discutés. En relation avec les figures 6 et 9, une tâche 130 peut considérer le signal de décalage 90 pour fournir l'angle solaire 92. L'angle solaire 92 est un nombre absolu qui représente le changement de la déclinaison solaire depuis sa précédente estimation. La précédente déclinaison solaire est rendue dans le signal de décalage 90. En référence avec la figure 7, l'utilisation du signal de décalage 90 maintient, comme il est souhaitable, le point central 98 de la partie linéaire 96 de la courbe d'activité solaire 94 à l'intérieur d'une petite fenêtre de l'angle solaire 92, ce qui empêche l'angle solaire 92 de dépasser la capacité maximale du dispositif de traitement de signaux 56. La tâche 130 envoie l'angle 92 de déclinaison solaire à un modèle solaire 132 qui modélise la déclinaison solaire 43 (figure 1). Le modèle solaire 132 est décrit ci-après. En comparant les mesures passées successives des écarts de la déclinaison solaire, le modèle solaire 132 prédit la déclinaison solaire future 43 par extrapolation ou par une autre technique de simulation ou de prédiction connue de l'homme de l'art. Ensuite, une tâche 134 ajuste au choix le signal de décalage 90 en fonction de la déclinaison solaire 43 nouvellement prédite. Si cela est souhaitable, le signal de décalage 90 pourrait être ajusté d'une autre manière en un point d'un programme autre que le moment o la mesure de la déclinaison solaire 43 est effectuée. Par exemple, dans le calcul du signal de décalage 90 approprié à appliquer, il serait possible de considérer l'effet de la déclinaison solaire 43 sur l'attitude par rapport au lacet et au tangage. Comme discuté ci-dessus en liaison avec la figure 7, la mise à jour appropriée du signal de décalage 90 est souhaitable pour maintenir la tolérance relative à la petite fenêtre solaire qui est souhaitable pour empêcher la saturation de l'amplificateur différentiel à gain variable 82 pendant le fonctionnement dans un état à gain relativement élevé. En ajustant le signal de décalage 90 en relation avec la nouvelle mesure de la déclinaison solaire, il est possible de détecter de très petits changements de l'écart pris par la déclinaison solaire qui sont dus au fonctionnement à gain élevé de l'amplificateur à gain variable 82. Puisque la déclinaison solaire 34 est un facteur intervenant dans la détermination de l'alignement des panneaux et de l'attitude, la mise à jour du signal de décalage 90 en fonction de la déclinaison solaire 43 augmente la finesse de résolution de toutes les lectures, ce qui rend possible l'obtention d'une commande efficace de l'attitude. Une fois la tâche 134 achevée, l'organigramme revient à la tâche 122. Si la tâche d'interrogation 122 détermine que le satellite 20 se trouve à l'intérieur de l'intervalle 106 d'étalonnage des gyroscopes par rapport au roulis, la tâche 136 mesure l'erreur d'attitude du satellite par rapport à l'axe de roulis 24. L'erreur d'attitude du satellite par rapport au roulis représente la déviation d'attitude du satellite 20 par rapport à l'axe de roulis 24. L'erreur d'attitude par rapport au roulis est affectée par l'écart de déclinaison solaire et l'alignement du panneau, ce qui sera discuté ci-après en liaison avec la tâche 146. Une tâche 138 ajuste ensuite la mesure obtenue ci-dessus lors de la tâche 136 concernant la déclinaison solaire 43 prédite, laquelle est obtenue à partir du modèle solaire 132, et concernant l'alignement prédit du panneau solaire, lequel est obtenu à partir d'un modèle 148 d'alignement de panneau solaire, et envoie les mesures ainsi ajustées à un modèle 140 d'attitude du satellite. Le modèle 140 d'attitude du satellite est décrit ci-après et stocke les mesures d'erreur d'attitude du satellite par rapport au roulis qui sont obtenues au cours d'orbites successives. En fonction des mesures antérieures de l'erreur d'attitude du satellite par rapport au roulis, l'erreur future d'attitude du satellite par rapport au roulis est prédite par extrapolation ou par une autre technique de simulation ou de prédiction connue de l'homme de l'art. Une tâche 142 utilise alors la nouvelle mesure de l'erreur d'attitude par rapport au roulis, qui est maintenant compensée de l'effet de l'écart de la déclinai- son solaire et de l'alignement du panneau solaire, pour étalonner le gyroscope 66 (figure 6) par rapport à l'axe de roulis 24. Ceci permet que les étalonnages de gyroscopes soient effectués de façon continue sur tout l'intervalle 106 d'étalonnage des gyroscopes par rapport au roulis, indépendamment de l'axe de roulis 24, sur la base de signaux de sortie 60 relativement précis des détecteurs solaires, qui sont obtenus fréquemment (figure 6). Après la tâche 142, une tâche d'interrogation 144 détermine si le satellite 20 se trouve dans l'intervalle 114 ou 140' d'alignement du panneau par rapport au roulis (figure 8). Si la tâche d'interrogation 144 détermine que le satellite 20 est dans l'intervalle 114 ou 114' d'alignement du panneau par rapport au roulis, une tâche 146 utilise la mesure ajustée d'angle solaire fournie par la tâche 138 pour déterminer l'erreur d'alignement du panneau solaire 48 par rapport à l'axe de roulis 24 du corps 32 du satellite. L'erreur d'alignement représente la déviation de l'alignement du panneau par rapport à l'alignement prédit relativement à l'axe de roulis 24 du corps 32 du satellite. La tâche 146 compare la mesure fournie par la tâche 138, qui a été déterminée ci-dessus, avec une mesure précédente qui a été fournie par la tâche 138. La mesure précédente a été faite au cours d'une itération précédente de la tâche 146, lorsque le satellite 20 était éloigné d'une demi-orbite par rapport à la position orbitale courante. Les deux lectures sont semblables l'une à l'autre, mais les composantes des deux lectures obtenues en liaison avec l'erreur d'alignement du panneau, mais non prédites par simulation, sont déphasées l'une par rapport à l'autre du fait que le satellite 20 se trouve dans des orientations opposées par rapport au Soleil lorsque les deux lectures sont effectuées. En faisant la différence des deux lectures, on obtient un résultat qui double tout défaut d'alignement du panneau dont il n'a pas été précédemment tenu compte par simulation dans le modèle 148 d'alignement du panneau, tandis qu'il y a annulation des composantes d'alignement et de déclinaison des mesures d'angles. Ce résultat est envoyé au modèle d'alignement de panneau 148, qui stocke les mesures d'erreurs d'alignement du panneau obtenues lors d'orbites successives et prédit l'alignement futur du panneau. En réponse aux mesures passées de l'erreur d'alignement du panneau, le modèle d'alignement de panneau solaire 148 prédit l'alignement futur du panneau par extrapolation ou par une autre technique de simulation ou de prédiction, connue de l'homme de l'art. Si la tâche d'interrogation 144 détermine que le satellite 20 n'est pas dans l'intervalle 114 ou 114' d'alignement du panneau par rapport au roulis, une tâche d'interrogation 150 détermine si le satellite 20 fait l'objet d'une éclipse, sur la base des informations contenues dans la table d'éphémérides. Si la tâche d'interrogation 150 a déterminé que le satellite 20 subit une éclipse, une tâche 152 substitue à l'attitude mesurée les signaux de sortie de gyroscopes. Des techniques de conversion classiques sont utilisées pour convertir les signaux de sortie des gyroscopes, venant des informations gyrométriques, pour produire des mesures d'attitude. Une tâche 154 compare l'attitude mesurée par rapport à l'axe de roulis 24 avec l'attitude prédite stockée dans le modèle 140 d'attitude du satellite. Puisque, de manière souhaitable, l'étalonnage des gyroscopes est effectué par la tâche 142 tout au long de l'intervalle 106 d'étalonnage des gyroscopes par rapport au roulis, les gyroscopes 66 (figure 6) auront été nouvellement étalonnés, si bien que les signaux de sortie des gyroscopes seront relativement précis. Après la tâche 154, une tâche 156 évalue l'erreur déterminée dans la tâche 154 pour déterminer s'il faut changer l'orientation du satellite 20. Cette détermination peut s'appuyer sur le degré d'erreur de l'attitude et les changements d'attitude programmés pour le futur. Des procédés classiques d'ajustement de l'attitude du satellite peuvent être employés, y compris la mise en action d'un propulseur de manoeuvre. Alors que la figure 9 illustre un processus 120 permettant de réaliser la commande d'attitude du satellite par rapport à l'axe de roulis 24, l'homme de l'art comprendra que le processus 120 peut facilement être adapté pour donner des processus analogues, discutés ci-après, permettant d'effectuer la commande d'attitude du satellite par rapport à l'axe de lacet 26 et l'axe de tangage 28. Un processus (non représenté) analogue au processus 120 effectue la commande d'attitude du satellite par rapport à l'axe de lacet 26. La commande de l'attitude du satellite par rapport au lacet présente les différences suivantes. La tâche d'interrogation 122 détermine si le satellite 20 est ou non dans l'intervalle ou 110' d'étalonnage du gyroscope par rapport au lacet. La tâche d'interroga- tion 126 détermine si le satellite 20 est ou non dans l'intervalle 104 de mesure de la déclinaison solaire par rapport au lacet, au lieu que ce soit dans l'intervalle 102 ou 102' de mesure de la déclinaison solaire par rapport au roulis. La tâche d'interro- gation 144 détermine si le satellite 20 est ou non dans l'intervalle 116 ou 116' d'alignement du panneau par rapport au lacet, au lieu que ce soit dans l'inter- valle 114 ou 114' d'alignement du panneau par rapport au roulis. Egalement en ce qui concerne la commande de l'attitude par rapport au lacet, les tâches 128, 130 et 134 se rapportent à la composante de lacet de l'écart de la déclinaison solaire et du signal de décalage 90, au lieu de la composante par rapport au roulis. De même, les tâches 136, 138, 142 et 152 se rapportent à la composante, par rapport au lacet, de l'attitude du satellite, de l'erreur d'attitude, et de l'étalonnage des gyroscopes, au lieu que ce soit à la composante par rapport au roulis. La tâche 146 se rapporte à la composante, par rapport au lacet, de l'alignement du panneau solaire et de l'erreur d'alignement, au lieu que ce soit à la composante par rapport au roulis. Un processus (non représenté) analogue au processus 120 effectue la commande d'attitude du satellite par rapport à l'axe de tangage 28. La commande de l'attitude du satellite par rapport au tangage présente les différences suivantes. Puisqu'il n'y a pas de composante de la déclinaison solaire par rapport à l'axe de tangage 28, la tâche d'interrogation 126 et les tâches 128, 130 et 134 peuvent être éliminées en ce qui concerne l'axe de tangage 28. La tâche d'interrogation 122 détermine si le satellite 30 est dans l'intervalle 112 ou 112' d'étalonnage des gyroscopes par rapport au tangage, au lieu de l'intervalle 106 d'étalonnage des gyroscopes par rapport au roulis. La tâche d'interrogation 144 détermine si le satellite 20 est dans l'intervalle 118 ou 118' d'alignement du panneau par rapport au tangage. Les tâches 136, 138, 142, 146 et 152 se rapportent à la composante, par rapport au tangage, de l'attitude du satellite, de l'erreur d'attitude, de l'alignement du panneau solaire et de l'étalonnage des gyroscopes, au lieu que ce soit à la com- posante par rapport au roulis. L'homme de l'art comprendra que les modèles 132, 140 et 148 discutés ci-dessus peuvent être séparés ou intégrés. La figure 9 et la discussion précédente décrivent des modèles 132, 140 et 148 séparés pour de simples raisons de commodité. Toutefois, le mode de réalisation préféré de l'invention utilise un filtre de Kalman du 18e ordre pour modéliser la déclinaison solaire, l'attitude du satellite et l'alignement du panneau d'une manière intégrée. Alors que le filtrage de Kalman est bien connu, l'homme de l'art comprendra que d'autres procédés de simulation, d'estimation ou de prédiction d'une quelconque autre manière de la déclinaison solaire, de l'attitude du satellite et de l'alignement du panneau solaire pourraient aussi bien être utilisés. Toutefois, de manière souhaitable, deux des composantes des trois modèles connus décrits ci-dessus sont utilisées pour déduire une nouvelle valeur pour la troisième composante des modèles sur des intervalles ou en despositions orbitales o la troisième composante des modèles peut être déterminée avec le plus de précision. Par exemple, l'écart de la déclinaison solaire et l'attitude du satellite sont utilisés pour déterminer l'alignement du panneau solaire. Le processus décrit ci-dessus met à jour chaque composante des modèles à son tour en utilisant les données nouvellement déduites pour cette composante des modèles en combinaison avec des valeurs précédemment déterminées pour les deux autres composantes des modèles. Ainsi, sur une orbite toute entière, chaque composante des modèles nouvellement obtenue a été utilisée pour déterminer les deux autres composantes des modèles pour chaque axe, indépendamment des autres axes. Sur des orbites successives, s'accumulent un train de données progressivement de plus en plus long que l'on peut utiliser pour faire des estimations progressivement de plus en plus précises. Cette approche de la modélisation permet que l'attitude orbitale du satellite soit finement adaptée en une durée de 3 à 7 jours. En résumé, l'invention peut remplacer un assortiment de détecteurs de la Terre (détecteurs terrestres) précis et imprécis, de détecteurs du Soleil (détecteurs solaires) précis, de gyroscopes précis ainsi que les systèmes destinés à assurer leur fonctionnement par un traitement additionnel portant sur les signaux de sortie fournis par des détecteurs solaires simples. Etant autorisés à fonctionner avec un gain élevé, des détecteurs solaires simples peuvent procurer des signaux de sortie d'une haute résolution pendant le parcours de l'orbite opérationnelle, en lieu et place d'un certain nombre de détecteurs solaires numériques montés sur le corps du satellite ainsi que de l'équipement de stabilisation thermique et de commutation assurant leur fonctionnement. Ceci est effectué sans pour autant sacrifier l'utilisation de détecteurs solaires pendant les phases de montée et d'acquisition. En mesurant la déclinaison solaire en des régions de l'orbite qui ne sont pas influencées par des erreurs d'attitude, on peut obtenir des lectures de la déclinaison solaire qui sont extrêmement détaillées. Le traitement mesure l'erreur d'attitude en des points de l'orbite o les détecteurs solaires simples y sont le plus sensibles. Puisque ces lectures d'attitude précises peuvent être effectuées en de nombreux points d'une orbite, elles permettent un étalonnage plus fréquent des gyroscopes du satellite, ce qui permet de les remplacer par des gyroscopes moins précis et plus simples. Alors que les modes de réalisation préférés de l'invention ont été illustrés et décrits de façon très détaillée, l'homme de l'art comprendra que diverses variantes peuvent leur être apportées sans pour autant s'écarter de l'esprit de l'invention ou du domaine proprement défini par l'invention. Par exemple, alors qu'on a décrit le mode de réalisation préféré en s'appuyant sur l'utilisation d'un détecteur solaire, il serait possible, dans une autre forme de réalisation, que le procédé et l'appareil de l'invention utilisent également la Lune comme point de référence lorsque la gamme dynamique des détecteurs et le gain des amplificateurs se révèlent suffisants. Un tel capteur lunaire pourrait par exemple être utilisé lorsque le satellite se trouve dans l'ombre de la Terre. Bien entendu, l'homme de l'art sera en mesure d'imaginer, à partir du procédé et de l'appareil dont la description vient d'être donnée à titre simplement illustratif et nullement limitatif, diverses variantes et modifications ne sortant pas du cadre de l'invention. REVENDICATIONS 1. Appareil (64) qui commande l'attitude d'un satellite en fonction de l'orientation relative entre un satellite (20) et le Soleil, ledit appareil étant caractérisé par: un détecteur solaire (46) monté sur ledit satellite (20) de façon que ledit détecteur solaire soit exposé au Soleil pendant la phase d'acquisition et la phase o il est sur orbite; et une unité (56) de traitement de signaux, couplée audit détecteur solaire, ladite unité de traitement de signaux comportant un dispositif de commande (86) couplé à un amplificateur à gain variable (82), ladite unité de traitement de signaux étant configurée de façon à modifier le gain dudit amplificateur à gain variable en fonction de la phase orbitale. 2. Appareil (64) selon la revendication 1, caractérisé en ce que: un panneau solaire (48) est articulé sur le corps (32) dudit satellite (20); et ladite unité de traitement de signaux (56) et ledit détecteur solaire sont montés sur ledit panneau solaire. 3. Appareil (64) selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit dispositif de commande (86) est configuré de façon à prédire des écarts de la déclinaison solaire à l'aide de signaux de sortie obtenus de façon intermittente à partir dudit amplificateur à gain variable (82) et ajuste lesdits signaux de sortie du détecteur solaire en réponse audit écart prédit de la déclinaison solaire afin de déterminer l'attitude dudit satellite (20). 4. Appareil (64) selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit appareil comporte en outre un détecteur lunaire monté sur ledit satellite (20) de façon que ledit détecteur lunaire soit exposé à la Lune pendant les phases d'éclipse. 5. Procédé permettant de commander l'attitude d'un satellite à l'aide d'un détecteur solaire (46), ledit procédé étant caractérisé par les opérations suivantes: (a) activer un modèle solaire qui prédit des écarts de la déclinaison solaire en utilisant des signaux de sortie fournis de façon intermittente par ledit détecteur solaire; (b) obtenir des signaux de sortie de la part dudit détecteur solaire; et (c) ajuster lesdits signaux de sortie du détecteur solaire en réponse auxdits écarts prédits de la déclinaison solaire afin de déterminer l'attitude dudit satellite (20). 6. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce que ladite opération d'activation (a) comprend les opérations suivantes: (dl) mesurer lesdits écarts de la déclinaison solaire par rapport à un axe de roulis dudit satellite (20) en une première région d'une orbite dudit satellite (20); et (e) mesurer lesdits écarts de la déclinaison solaire par rapport à un axe de lacet dudit satellite (20) en une deuxième région de ladite orbite dudit satellite (20). 7. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce que ledit détecteur solaire est monté sur un panneau solaire articulé qui se trouve suivant un certain angle par rapport au corps dudit satellite, et en ce qu'il comprend en outre l'opération suivante: (d2) ajuster lesdits signaux de sortie du détecteur solaire en fonction de l'alignement dudit panneau solaire par rapport audit corps (32) du satellite. 8. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce qu'il comprend en outre l'opération suivante: (d3) modifier l'orientation dudit satellite (20) en fonction de ladite attitude déterminée au cours de ladite opération d'ajustement (c). 9. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce qu'il comprend en outre l'opération suivante: (d4) prédire l'attitude du satellite en fonction de signaux de sortie obtenus de la part dudit détecteur solaire. 10. Procédé permettant de commander l'attitude d'un satellite sur la base de signaux de sortie obtenus de la part d'un détecteur solaire (46) monté sur un panneau solaire (48) d'un satellite (20), ledit procédé étant caractérisé par les opérations suivantes: coupler une unité (56) de traitement de signaux audit détecteur solaire, ladite unité de traitement de signaux comportant un amplificateur (82) à gain variable et un dispositif de commande (86); faire fonctionner ledit amplificateur à gain variable avec un gain relativement bas pendant la phase d'acquisition visant à l'acquisition du Soleil; faire commuter ledit amplificateur à gain variable sur un gain relativement élevé dès que le Soleil a été acquis; traiter lesdits signaux de sortie du détecteur solaire pour une position orbitale du satellite située à midi, soit douze heures, afin de déterminer l'écart de la déclinaison solaire par rapport à un axe de lacet; traiter lesdits signaux de sortie du détecteur solaire en une des positions qui sont définies par une position orbitale du satellite située à dix-huit heures et une position orbitale du satellite située à six heures afin de déterminer ledit écart de la déclinaison solaire par rapport à un axe de roulis; traiter lesdits signaux de sortie du détecteur solaire en l'une des positions qui sont définies par ladite position à dix-huit heures et ladite position à six heures afin de déterminer l'attitude du satellite par rapport audit axe de lacet et par rapport à un axe de tangage; traiter lesdits signaux de sortie du détecteur solaire en l'une des positions qui sont définies par ladite position orbitale à douze heures et une position orbitale à vingt-quatre heures afin de déterminer ladite attitude du satellite par rapport audit axe de roulis; traiter lesdits signaux de sortie du détecteur solaire en l'une des positions qui sont définies par ladite position orbitale à douze heures et ladite position orbitale à vingt-quatre heures afin d'étalonner les gyroscopes par rapport audit axe de roulis; traiter lesdits signaux de sortie du détecteur solaire en l'une des positions qui sont définies par ladite position orbitale à dix-huit heures et ladite position orbitale à six heures afin d'étalonner les gyroscopes par rapport audit axe de lacet; estimer l'alignement dudit panneau solaire en fonction desdits signaux de sortie du détecteur solaire; prédire ledit écart de la déclinaison solaire en fonction desdits signaux de sortie du détecteur solaire; et estimer ladite erreur d'attitude en fonction desdits signaux de sortie du détecteur solaire.