Brevet FR2755663A1 — publié le 19980515

La présente invention concerne de façon générale le domaine des systèmes de commande de véhicules spatiaux et, plus particulièrement, le domaine de la commande de l'attitude et de la commande thermique des satellites. Des satellites inutilement grands sont la cause d'une utilisation ineffi- cace des équipements relatifs aux véhicules de lancement et aux satellites et d'une gestion inefficace de la puissance électrique. De plus, l'absence d'intégration parmi les systèmes de satellites conduit à une complexité non souhaitable. Ainsi, une partie excessive de la place réservée à la charge utile et trop d'énergie électrique sont utilisées par des systèmes nombreux, grands, excessivement complexes et redondants. Les systèmes classiques de commande thermique d'un satellite utilisent un panneau du corps de satellite comme surface de rayonnement primaire du satellite. Toutefois, la taille du panneau augmente lorsque les exigences de commande thermique s'accroissent, et l'augmentation de la taille du panneau conduit à l'existence de satellites de taille trop importante. Il existe, dans les véhicules spatiaux, et notamment les satellites, une tendance à incorporer une multitude croissante de systèmes non intégrés divers et complexes, comme la commande d'attitude, la charge utile, la propulsion, etc. Cet accroissement de l'équipement augmente les exigences en matière de refroidissement. Ainsi, le fait d'utiliser la taille du panneau pour assurer le refroidissement provoque souvent une augmentation non souhaitable de la taille de la plate-forme ou du corps du satellite. Puisque le coût de lancement dépend en grande partie de la taille de la plate-forme, une partie notable des coûts de lancement est due aux exigences en matière de commande thermique. L'utilisation d'un panneau thermique pouvant être déployé peut augmenter l'aire superficielle de rayonnement du satellite sans pour autant augmenter nécessairement la taille de la plate-forme. Toutefois, le simple déploiement d'un panneau thermique peut n'apporter que des performances thermiques marginales. En particulier, la dissipation thermique en certaines positions orbitales et à certains moments de l'année peut se révéler médiocre à un point qui n'est pas souhaitable. En fait, en certaines positions orbitales, un panneau thermique du type pouvant être déployé classique peut produire des effets contraires à ceux que l'on souhaite. Les systèmes de commande de l'attitude commandent l'attitude du véhicule spatial et réagissent aux erreurs d'attitude. Une erreur d'attitude peut avoir pour cause un couple perturbateur. Les couples perturbateurs ont des composantes suivant l'axe de moulinet, l'axe de basculement et l'axe de tangage et provoquent des erreurs d'attitude qui réduisent le niveau de service fourni par un satellite. Par exemple, lorsque l'erreur d'attitude d'un satellite de télécommunications n'est pas corrigée, le satellite compense souvent le défaut d'alignement d'antenne qui en résulte en consommant une puissance excessive pour transmettre les communications à un niveau de puissance supérieur. De plus, les perturbations dues à des influences solaires, magnétiques ou gravitationnelles, qui agissent sur les volants d'inertie, provoquent la nutation, c'est-à-dire une forme cyclique d'erreur d'attitude qui revient avec une certaine fréquence, dite de nutation, tout au long de l'orbite du satellite. Les procédés classiques permettant d'amortir les couples perturbateurs font intervenir l'usage de réservoirs ou de barres magnétiques placées à bord du corps du satellite et qui absorbent lentement la perturbation. Toutefois, l'attitude n'est pas maintenue avec précision et de l'énergie est gaspillée, car les panneaux solaires restent orientés de façon incorrecte par rapport au Soleil. Des propulseurs et des volants d'inertie sont également utilisés pour contrebalancer les couples perturbateurs; toutefois, ces dispositifs ont une masse considérable et consomment de l'énergie. La navigation solaire est également utilisée pour contrebalancer les couples perturbateurs. Malheureusement, la navigation solaire classique demande de placer les panneaux solaires en dehors de leur position optimale de poursuite du Soleil pendant des durées continues pouvant atteindre six heures orbitales. Ceci entraîne des pertes de puissance en cosinus, notamment aux périodes des solstices de l'année. Le fait de maintenir les panneaux écartés de leur position optimale de poursuite entraîne également une accumulation importante d'énergie cinétique séculaire et des variations excessives du moment cyclique. Par conséquent, une demande existe pour un panneau thermique activement commandé, qui améliore les performances du système thermique et d'autres systèmes du véhicule spatial. La description suivante, conçue à titre d'illustration de l'invention, vise à apporter une meilleure compréhension de ses caractéristiques et avantages; elle s'appuie sur les dessins annexés, dans lesquels des numéros de référence identiques désignent des éléments identiques, et o: la figure 1 est une vue en perspective montrant un satellite qui possède des panneaux thermiques activement commandés, selon un mode de réalisation préféré de l'invention; la figure 2 est une vue de côté montrant un satellite qui possède une antenne thermiquement rayonnante sur sa surface située au nadir, selon un autre mode de réalisation de l'invention; la figure 3 représente un panneau thermique, dans sa position non déployée et dans sa position déployée, qui est fixé à une surface du corps d'un satellite, selon un mode de réalisation préféré de l'invention; la figure 4 représente un schéma fonctionnel d'une unité de commande thermique et de gestion des perturbations, selon un mode de réalisation préféré de l'invention; la figure 5 est un organigramme d'un processus permettant de gérer la commande thermique, selon un mode de réalisation préféré de l'invention; la figure 6 est un organigramme d'un processus permettant de gérer les couples perturbateurs, selon un mode de réalisation préféré de l'invention; et la figure 7 est une courbe représentant l'application de couples anti- perturbations, o ces couples sont appliqués d'une manière qui amortit la nutation calculée selon un mode de réalisation préféré de l'invention. Dans les modes de réalisation préférés, un ou plusieurs panneaux thermiques pouvant être déployés, qui sont fixés à un véhicule spatial, sont commandés activement de façon à réaliser une décharge thermique ou bien, si la situation l'exige, une charge thermique. En ajustant l'angle d'incidence du Soleil par rapport au panneau, on fait en sorte que ces panneaux thermiques activement commandés puissent effectuer une absorption de chaleur ou une émission de chaleur de facon à assurer la stabilité thermique du satellite. De plus, les panneaux thermiques peuvent efficacement exécuter la navigation solaire, ou en aider à l'exécution, sans que ceci entraîne les pertes de puissance classiquement associées à la situation o les panneaux solaires visent une position écartée du Soleil. La figure 1 est une vue en perspective d'un satellite 20 possédant des panneaux thermiques externes, activement commandés, 24 et 28, selon un mode de réalisation préféré de l'invention. Le satellite 20 séjourne sur une orbite terrestre 22 et comporte un panneau thermique "est" 24 monté sur un côté est 26 et un panneau thermique "ouest" 28 monté sur un côté ouest 30 d'une plate-forme de satellite ou d'un corps de satellite 32. Le satellite 20 possède un panneau solaire "nord" 34 et un panneau solaire "sud" 36 respectivement montés sur les côtés nord et sud du corps du satellite 32. Le corps de satellite 32 possède un axe de roulis 34, qui est sensiblement tangent à l'orbite 22. Un axe de lacet 40 du corps de satellite 32 est dirigé sensiblement suivant une ligne reliant le satellite 20 et la Terre 42 et est perpendiculaire à l'axe de roulis 38. Des détecteurs 44, par exemple des détecteurs classiques de commande d'orbite et d'attitude, sont montés sur ou dans le corps de satellite 32 en des emplacements classiques. Les panneaux solaires 34 et 36 sont des panneaux solaires classiques et peuvent être utilisés dans la navigation, ou louvoiement, solaire aussi bien que dans leur fonction principale, qui consiste à produire de l'énergie électrique. Les panneaux solaires 34 et 36 ont leur plus grande dimension suivant un axe de tangage 46, lequel est perpendiculaire à l'axe de roulis 38 et à l'axe de lacet 40. Une unité 48 d'entraînement du panneau est se trouve du côté est 26 du corps de satellite 32 et couple l'extrémité fixée 50 du panneau thermique est 24 au côté est 26 du corps de satellite 32. Une unité 52 d'entraînement du panneau ouest se trouve sur le côté ouest 30 du corps de satellite 32 et couple l'extrémité fixée 50 du panneau thermique ouest 28 au côté ouest 30 du corps de satellite 32. Les unités d'entraînement est 48 et ouest 52 font que les extrémités libres 54 et 56 des panneaux thermiques est et ouest 24 et 28, respectivement, puissent effectuer un mouvement articulé sur l'axe de roulis 38 et l'axe de lacet 40. Lorsqu'ils ne sont pas inclinés par rapport à l'axe de lacet 40, le panneau thermique est 24 et le panneau thermique ouest 28 ont leur plus grande dimension sensiblement disposée suivant l'axe de roulis 38 du corps de satellite 32. Des composants électriques 58 de production de chaleur, par exemple des amplificateurs du type à tube à onde progressive (TWTA) ou des amplifica- teurs de puissance du type état solide (SSPA) sont montés sur les surfaces des panneaux thermiques 24 et 26 selon un mode de réalisation de l'invention. Un ou plusieurs capteurs de température 60 se trouvant sur ou dans le corps de satellite 32 sont placés, de manière souhaitable, au voisinage de composants électriques, ou autres, 62 qui présentent des exigences particulières de stabilité thermique. On choisit l'emplacement des capteurs de températures 60 sur ou dans le corps de satellite 32 ou bien sur les panneaux solaires 24 et, ou bien, 28 de façon à améliorer la stabilité thermique des composants 62. Dans le mode de réalisation présenté sur la figure 1, l'équipement servant à la transmission ou à d'autres missions est monté sur un côté 64, situé au nadir, du corps de satellite 32. De façon générale, le côté 64 situé au nadir et face à la Terre pendant la phase orbitale de la vie du satellite 20, tandis que le côté 66 situé au zénith regarde à l'opposé de la Terre. La figure 2 est une vue latérale montrant un satellite 20 qui possède une antenne thermiquement rayonnante sur sa surface située au nadir, selon un autre mode de réalisation de l'invention. Comme représenté sur la figure 2, le satellite 20 possède un côté 66 situé au zénith, des panneaux solaires nord et sud 34 et 36, respectivement, et une antenne thermiquement rayonnante 70 se trouvant sur le côté nadir 64 du corps de satellite 32. Le côté zénith 66 regarde généralement du côté opposé à la Terre pendant la phase orbitale de la vie du satellite 20. L'axe de roulis 38 du satellite 20 pointe vers l'intérieur de la feuille de dessin sur la vue latérale présentée sur la figure 2. L'antenne 70 possède un côté 72 de rayonnement thermique et un côté opposé 74 de rayonnement de télécommunications. Les composants électriques 58 produisant de la chaleur, comme les TWTA ou les SSPA, peuvent être montés sur le côté 72 de rayonnement thermique du panneau d'antenne 70. Selon un autre mode de réalisation, les TWTA ou SSPA peuvent être montés sur un panneau thermique distinct, 24 ou 28, (figure 1) qui est monté sur le côté nadir 64. Une antenne de télécommunications 76 peut être montée sur le coté 74 de rayonnement de télécommunications du panneau 70. Du fait que les TWTA ou SSPA 58 sont montés au voisinage de l'antenne de télécommunications 76 dans l'un et l'autre mode de réalisation, la longueur du guide d'ondes (non représenté) reliant l'antenne 76 et les TWTA ou SSPA 58 est notablement raccourcie par comparaison avec la configuration classique. Ce mode de réalisation réduit notablement l'absorption du signal électromagnétique par le guide d'ondes et l'accroissement concomitant de la consommation de puissance. Dans le même temps, la dissipation de chaleur relative aux TWTA ou SSPA 58 est extraite de l'intérieur du corps de satellite 32. Une unité 78 d'entraînement de panneau thermique se trouve sur le côté nadir 64 du corps de satellite 32 et couple une extrémité fixée 80 du panneau 70 au côté nadir 64 du corps du satellite 32. L'unité d'entraînement 78 fait en sorte que l'extrémité libre du panneau 70 puisse effectuer un mouvement articulé sur un des axes de roulis 38 et de lacet 40 ou sur ces deux axes. Lorsqu'il n'est pas incliné par rapport à l'axe de roulis 38, le plan hypothétique (non représenté) dans lequel se trouve le panneau 70 est sensiblement perpendiculaire à l'axe de lacet 40. L'antenne 70 peut être orientée électroniquement au moyen de matrices d'éléments rayonnants à déphasage, ou d'autres dispositifs connus de l'homme de l'art. De manière souhaitable, l'antenne 76 est orientée électronique- ment pour réorienter un faisceau d'antenne 77 de façon à compenser tout mouvement articulé du panneau 70 découlant d'exigences thermiques ou associés aux couples antiperturbations. La figure 3 représente un panneau thermique 28, dans la position non déployée et dans la position déployée, qui est fixé à la surface du corps d'un satellite, selon un mode de réalisation préféré de l'invention. Le panneau thermique ouest 28 est représenté dans une position non déployée 84 et dans des positions déployées 86 et 86'. Bien que ceci ne soit pas représenté, le panneau est 24 (figure 1) et le panneau d'antenne 70 (figure 2) peuvent être configurés de la même façon que le panneau 28. De manière souhaitable, le panneau thermique 28 est rangé, pendant le lancement, dans la position non déployée 84. Le fait que le panneau 28 soit rangé pendant le lancement évite le gaspillage de place dans le véhicule de lancement et rend possible l'incorporation de panneaux analogues supplémentaires dans le satellite 20 tout en employant des conditions de lancement normales. Pour assurer la stabilité pendant le lancement, un mécanisme de maintien en position basse 88, associé au lancement, fixe l'extrémité libre 54 du panneau thermique 28 au corps de satellite 32 lorsque le panneau 28 est dans la position 84 non déployée. Une fois atteinte l'orbite opérationnelle, le mécanisme de maintien en position basse 88 libère l'extrémité libre 54 du panneau thermique 28 vis-à-vis du corps de satellite 32 afin de permettre le déploiement du panneau thermique 28. Une fois celui-ci déployé, il peut effectuer un mouvement articulé tel que commandé par l'unité 52 d'entraînement de panneau jusqu'en une position déployée, par exemple une des positions 86 et 86', L'unité 52 d'entraînement de panneau autorise au panneau thermique 28 un seul degré de liberté en rotation, autour de l'axe de lacet 40, lequel pointe vers l'intérieur de la feuille de papier portant la figure et est indiqué en vue latérale sur la figure 3. De manière souhaitable, le panneau thermique 28 peut être incliné d'au moins 90 et, de préférence, jusqu'à 135 , ou plus, sur l'axe de lacet 40. De façon facultative, un degré de liberté supplémentaire, suivant l'axe de roulis 38, peut procurer une commande thermique plus active. De nombreux dispositifs classiques d'entraînement de panneau employant des mécanismes du type vis à décalage peuvent être utilisés pour commander le panneau 28 en permettant un ou deux degrés de liberté en rotation sur l'axe de lacet 40 et l'axe de roulis 38. Des unités d'entraînement semblables sont souvent utilisées en relation avec les panneaux solaires. Le fait d'incliner le panneau thermique 28 à plus de 90 peut produire une zone d'ombre 90 pour une surface 91 du corps de satellite 32. Ceci se révèle utile lorsque le satellite 20 est au voisinage de ses positions orbitales à dix heures et à quatorze heures, notamment à la période des solstices, quand la déclinaison solaire est élevée. Lorsque le satellite 20 est au voisinage de ses positions orbitales à six heures et à dix-huit heures, un déplacement moindre du panneau thermique 28 procure une zone d'ombre analogue. Lorsque le satellite 20 est en orbite autour de la Terre, la zone d'ombre 90 peut se déplacer de manière à correspondre avec une partie différente de la surface du corps de satellite 32. Un déplacement du panneau thermique 28 peut également être envisagé pour tenter de maintenir la zone d'ombre 90 sur une partie particulière de la surface du corps de satellite 32 tandis que le satellite 20 se déplace sur son orbite autour de la Terre. Par exemple, comme représenté sur la figure 1, le fait d'incliner le panneau thermique est 24 suivant l'axe de lacet 40, tandis que le satellite 20 est au voisinage de sa position orbitale à dix heures, ombrage une partie du côté zénith 66 du corps de satellite 32. De même, l'inclinai- son du panneau thermique ouest 28 sur l'axe de lacet 40, tandis que le satellite 20 est au voisinage de sa position orbitale à quatorze heures, ombragerait une partie différente du côté zénith 66 du corps de satellite 32. Les déplacements articulés ainsi effectués du panneau thermique est 24 et du panneau thermique ouest 28 peuvent notablement réduire le temps pendant lequel le côté zénith 66 du corps de satellite 32 est exposé au Soleil. Bien que ceci ne soit pas représenté, il existe un mode de réalisation supplémentaire de l'invention possédant un panneau solaire sud 36 tandis qu'il n'y a pas de panneau solaire nord 34, ou inversement. Dans ce mode de réalisation, on fixe au côté nord ou sud du corps de satellite 32 un panneau thermique analogue aux panneaux thermiques 24, 28 et 70 (figure 2). (A simple titre d'allègement d'écriture, on désignera souvent le panneau 70 par l'appellation de panneau thermique puisqu'une de ses faces joue le rôle d'un panneau thermique.) Ce panneau thermique est commandé par un dispositif d'entraînement de panneau thermique analogue aux dispositifs 48, 52 et 78 (figure 2). Ce mode de réalisation peut assurer d'excellentes caractéristiques de transfert de chaleur du fait qu'il possède un panneau thermique fixé au côté nord ou sud du corps de satellite 32. De facçon générale, un ou plusieurs panneaux thermiques ajustables par commande peuvent être fixés à une surface ou des surfaces quelconques du corps de satellite 32, pour autant qu'ils n'interfèrent pas avec d'autres systèmes ou équipements de mission du satellite. La figure 4 représente un schéma fonctionnel d'une unité 92 de gestion de la commande thermique et des perturbations, selon un mode de réalisation préféré de l'invention. L'unité 92 de gestion de la commande thermique et des perturbations manoeuvre les panneaux solaires 24 et 28 afin de maintenir la stabilité thermique et d'ajuster les couples perturbateurs agissant sur le satellite 20. Des détecteurs d'attitude 44 sont utilisés pour déterminer l'attitude du satellite 20. Les détecteurs d'attitude 44 peuvent comporter un ou plusieurs détecteurs de la Terre (détecteurs terrestres), détecteurs du Soleil (détecteurs solaires), détecteurs GPS (détecteurs utilisant le réseau de satellites Navstar), une centrale inertielle, ou d'autres détecteurs d'attitude connus de l'homme de l'art, que l'on trouve classiquement dans les systèmes de commande d'attitude et d'orbite. Des capteurs de températures 60 sont utilisés pour déterminer la température en diverses positions à l'intérieur du corps de satellite 32 ou des panneaux thermiques 24, 28 et , comme discuté ci-dessus en liaison avec les figures 1 à 3. Les capteurs de températures 60 et les détecteurs d'attitude 44 sont couplés à un processeur 83, qui effectue un processus de commande thermique 94 et un processus de gestion des perturbations 96. Le processeur 93 peut être l'un des nombreux ordinateurs de bord (non représentés) ou peut représenter un ensemble d'ordinateurs de bord en communication de données les uns avec les autres. De plus, le processeur 93 peut effectuer de nombreux traitements (non représentés) en plus du processus 94 de commande thermique et du processus 96 de gestion des perturbations. Comme décrit ci-après en liaison avec la figure 5, le processus de commande thermique 94 estime les caractéristiques thermiques de diverses régions du satellite 20 sur la base de signaux d'entrée qui lui sont fournis par les capteurs de températures 60, et le processus 94 commande les panneaux thermiques 24 et 28 de façon à contrebalancer des fluctuations excessives de températures. Le processus de gestion des perturbations 96 estime la composante du mouvement du satellite qui peut être attribuée au couple perturbateur, et commande les panneaux thermiques 24 et 28 afin de contrebalancer la perturbation. On revient à la figure 4. Le processeur 93 est couplé avec l'unité 48 d'entraînement du panneau thermique est et l'unité 50 de l'entraînement du panneau thermique ouest de façon à commander respectivement le panneau thermique est 24 et le panneau thermique ouest 28. Comme discuté ci-dessus, les unités 48 et 52 d'entraînement des panneaux autorisent un degré de liberté de rotation aux panneaux 24 et 28 de façon qu'ils puissent basculer sur l'axe de lacet 40 (figure 1). Facultativement, les unités 48 et 52 d'entraînement des panneaux autorisent aux panneaux thermiques 24 et 28 un deuxième degré de liberté de rotation, afin qu'ils puissent pivoter sur l'axe de roulis 38 (figure 1). Le processeur 93 est couplé à diverses soupapes de transfert de fluide98. Dans un mode de réalisation de l'invention, des tubes souples de transport de chaleur (non représentés) couplent les panneaux thermiques 24, 28 et, ou bien, 70 (figure 2) avec d'autres parties du satellite 20. Lorsque les soupapes 98 de transfert de fluide sont ouvertes, un fluide passe dans ces tubes souples de transport de chaleur afin de transférer de la chaleur aux panneaux 24, 28 et, ou bien, 70, ou bien en provenance de ces panneaux (figure 2). Le fluide circule entre l'un des panneaux thermiques 24 et 28 et un point, situé à l'intérieur ou sur une surface du corps de satellite 32, qui présente des exigences spéciales de stabilité thermique. Lorsque le panneau thermique 24 ou 28 est exposé au Soleil, la circulation du fluide effectue une charge thermique. Lorsque le panneau thermique 24 ou 28 vise une direction écartée du Soleil, la circulation du fluide effectue une décharge de chaleur. Le fait de fermer les soupapes de transfert de fluide 98 arrête la circulation du réfrigérant dans les tubes souples de transport de chaleur, ce qui découple les panneaux thermiques 24 et 28 et, ou bien, 70 (figure 2) vis-à-vis du reste du satellite 20. La figure 5 est un organigramme d'un processus permettant de gérer la commande thermique, selon un mode de réalisation préféré de l'invention. La discussion présentée ci-après se rapporte à des éléments des figures 1 à 5. De façon générale, le processus de commande thermique 94 contrôle la température dans le satellite 20 sur la base de signaux d'entrée qui lui sont fournis par les capteurs de températures 60, puis commande les panneaux thermiques 24 et 28 et, ou bien, 70 et les soupapes de transfert de fluide 98 de façon à contrebalancer des fluctuations excessives de températures. Une tâche 100 consiste à lire la température aux points o les capteurs de température 60 sont placés Ensuite, une tâche d'interrogation 102 détermine si la stabilité thermique est maintenue. En particulier, la tâche d'interrogation 102 détermine si certains capteurs de températures 60 indiquent les températures qui sont trop élevées ou trop basses. La tâche d'interrogation 102 peut effectuer cette détermination en comparant les lectures des capteurs 60 avec des données mémorisées se rapportant aux exigences en matière de refroidissement des composants 62. Si la tâche d'interrogation 102 détermine que la stabilité thermique est maintenue, une tâche 104 calcule les contraintes de commande thermique qui continueront à maintenir la stabilité thermique. Si la tâche d'interrogation 102 détermine que la stabilité thermique n'est pas en train d'être maintenue, une tâche 106 calcule les contraintes de commande thermique qui restaureront la stabilité thermique. Les contraintes discutées ci-dessus en liaison avec les tâches 104 et 106 fixent des limites au réglage possible des soupapes de transfert de fluide 98 et au degré d'inclinaison et de pivotement possibles des panneaux thermiques 24 et 28 et, ou bien, 70. Les tâches 104 et 106 peuvent établir ces contraintes sur la base de données d'éphémérides 108 et de données d'alignement 110, qui indiquent le degré courant d'inclinaison et, ou bien, de pivotement des panneaux 24, 28 et, ou bien, 70 en rapport avec les réglages courant des soupapes de transfert de fluide 98. De manière souhaitable, les tâches 104 et 106 déterminent les contraintes sur la base d'indications moyennes, ou d'indications filtrées d'une autre manière, se rapportant à des positions des panneaux thermiques sur une durée prédéterminée. Cette durée est relative à une constante de temps thermique du satellite 20. De manière souhaitable, les tâches 104 et 106 indiquent des plages de déplacement des panneaux ou des positions moyennes des panneaux qui doivent permettre au processus de commande thermique 94 d'atteindre ces buts de stabilisation thermique. Après les tâches 104 et 106, une tâche 112 stocke les contraintes calculées par les tâches 104 et 106 en vue de leur utilisation dans le processus de gestion des perturbations 96 (figure 4). Le processus 96 détermine les mouvements précis des panneaux thermiques qui procureront un couple anti-perturbations voulu tout en satisfaisant les contraintes de commande thermique. En appliquant le couple anti-perturbations dans les limites des contraintes de commande thermique,le processus de gestion des perturbations 96 se place en mesure de ne pas interférer avec la stabilité thermique du satellite 20. Une fois la tâche 112 effectuée, le processus revient à la tâche 100. Du fait de ce retour en boucle, le processus 94 surveille de façon continue les températures indiquées par les capteurs 60 et ajuste les contraintes qui lui permettront d'atteindre son but de stabilisation thermique des composants 62. La figure 6 est un organigramme d'un processus permettant de gérer les couples perturbateurs, selon un mode de réalisation préféré de l'invention. La discussion suivante se rapporte à des éléments présentés sur les figures 1 à 4, et 6. De façon générale, le processus 96 de gestion des perturbations estime la composante du mouvement du satellite qui peut être attribuée au couple perturbateur, puis commande les panneaux thermiques 24 et 28 et, ou bien, 70 de façon qu'ils se déplacent d'une manière qui doit contrebalancer la perturbation. Le processus 96 fonctionne en boucle continue, de sorte que des ajustements continus anti-perturbations peuvent être réalisés, selon ce qui est nécessaire, pour amortir les perturbations. En effectuant de manière continue les ajustements anti- perturbations, le satellite 20 maintient de manière souhaitable uneattitude voulue précise. Le processus 96 commande aux panneaux thermiques 24 et 28 et, ou bien, de se déplacer dans les limites des contraintes fournies au processus 96 par le processus de commande thermique 94. Toutefois, du fait de la disparité des grandeurs de la constante de temps thermique et de la constante de temps du mouvement associé à l'attitude, les instructions liées à la commande thermique et les instructions liées à la gestion des perturbations peuvent souvent se fondre pour permettre aux deux processus 94 et 96 d'atteindre leurs buts. Une tâche 114 du processus 96 estime l'attitude et le mouvement du satellite en évaluant les signaux de sortie fournis par les détecteurs d'attitude 44. La tâche 114 peut effectuer ses estimations de l'attitude du satellite en comparant les signaux de sortie du détecteur avec les signaux de sortie fournis par un simulateur embarqué ou un modèle de satellite 116, qui simule les mouvements du satellite. Les composante du mouvement du satellite qui sont dues à des perturbations peuvent provenir du vent solaire et d'autres facteurs agissant sur le satellite 20. Les composantes du mouvement du satellite qui ne sont pas dues à des perturbations peuvent être provoquées par le mouvement normal sur l'orbite, des réponses dirigées fournies aux propulseurs, et à des manoeuvres de conservation d'autres stations. Ensuite, une tâche 118 détermine, relativement à chaque axe, le couple perturbateur qui est responsable des composantes du mouvement du satellite dues aux perturbations qui ont été estimées, telles que déterminées ci-dessus au cours de la tâche 114. Les couples perturbateurs exercent leur plus grande influence par l'intermédiaire de panneaux externes, comme les panneaux solaires 34 et 36 et les panneaux thermiques 24, 28 et, ou bien, 70. Classiquement, on décrit ces couples relativement à l'axe de basculement et à l'axe de moulinet. Les axes de basculement et de moulinet se trouvent dans le plan roulis-lacet et maintiennent une orientation relativement stable par rapport au Soleil. Par conséquent, les axes de moulinet et de basculement se déplacent par rapport à l'axe de roulis 38 et à l'axe de lacet 40 lorsque le satellite 20 parcourt son orbite autour de la Terre. Par commodité, la discussion ci-après utilise les termes d'axes de moulinet et de basculement Toutefois, l'homme de l'art comprendra que les couples et les mouvements relatifs aux axes de moulinet et de basculement peuvent être traduits en couples et mouvements relatifs aux axes de roulis et de lacet, et inversement. La tâche 118 peut évaluer un modèle de données de distribution de poids du satellite en faisant sa détermination. En d'autres termes, la tâche 118 calcule les couples qu'aurait pu subir le satellite 20 par rapport à l'axe de moulinet, l'axe de basculement et l'axe de tangage de manière à faire que le satellite 20 se déplace d'une manière cohérente avec les lectures des détecteurs 44. Les facteurs utilisés pour calculer le couple perturbateur comportent la masse du satellite, la distribution des poids, le volume, la déclinaison solaire et l'alignement des panneaux. La tâche 118 intègre les calculs pour l'axe de moulinet, l'axe de basculement et l'axe de tangage. Cette intégration permet la détermination d'un couple anti-perturbations correct pour tous les axes, comme décrit ci-dessus, sans produire un nouveau couple perturbateur relativement à un axe lorsqu'un couple anti-perturbations n'est appliqué qu'à un seul autre axe. Après la tâche 118, une tâche 120 estime et stocke le couple anti- perturbations. Le couple anti-perturbations est calculé de façon à être opposé aux couples perturbateurs que le satellite 20 était en train de subir, tels qu'ils ont été déterminés ci-dessus dans la tâche 118. Comme le couple perturbateur, le couple anti-perturbations possède des composantes suivant l'axe de moulinet, l'axe de basculement et l'axe de tangage, mais le couple anti-perturbations est dans un sens opposé à celui du couple perturbateur. Les couples perturbateurs peuvent avoir des composantes directionnelles suivant chacun des axes de moulinet, de basculement et de tangage. Le couple perturbateur combiné est la somme vectorielle des couples perturbateurs suivant les trois axes. Le couple anti-perturbations est un couple ayant un sens et des composants éventuellement suivant les trois axes. Toutefois, comme discuté ci-après en relation avec la figure 7, le couple anti- perturbations possède un sens qui est opposé au sens du couple perturbateur combiné. Après la tâche 120, une tâche 122 détermine et stocke les mouvements des panneaux qui donneront les couples anti-perturbations déterminés ci-dessus dans la tâche 120. La tâche 122 détermine les mouvements des panneaux dans les limites fixées par les contraintes stockées. Les contraintes proviennent du processus de commande thermique 94 (figures 4 et 5) et représentent les limites du mouvement des panneaux et de l'ajustement des soupapes pouvant se produire sans gêner la commande thermique. Ces contraintes dépendent de la position orbitale. Selon un scénario typique, celui des panneaux thermiques 24 et 28 qui est opposé au Soleil ne subit pas autant de contrainte de déplacement de l'autre des panneaux thermiques 24 et 28, celui qui fait face au Soleil. De manière souhaitable, la tâche 122 tient compte de sensiblement toutes les composantes de couple, suivant les trois axes, produits directement et indirectement à partir de l'inclinaison et du pivotement déterminés des panneaux, de sorte que la somme vectorielle résultante de tous les couples, directs et indirects, constitue le couple anti-perturbations voulu. A l'achèvement de la tâche 122, le processus revient à la tâche 114. Ce retour en boucle de l'organigramme indique que le processus 96 effectue de manière continue les tâches 114, 118, 120 et 122 dans les modes de réalisation préférés, pendant toute la vie orbitale du satellite 20. En parallèle avec la tâche 120, après la tâche 118, une tâche 124 est effectuée. La tâche 124 détermine la fréquence de nutation du satellite 20 et stocke, en vue d'une utilisation future, cette fréquence de nutation. La nutation représente une erreur d'attitude qui se répète cycliquement sur tout l'orbite du satellite 20. La nutation peut être due à des perturbations agissant sur des volants d'inertie (non représentés) placés dans le corps de satellite 32. La figure 7 est une courbe représentant l'application de couples anti- perturbations, d'une manière qui amortit la nutation calculée selon un mode de réalisation préféré de l'invention. Comme on peut le voir sur les figures 6 et 7, une courbe 126 fournit une représentation unidimensionnelle, donnée à titre d'exemple, de la nutation du satellite en fonction du temps L'homme de l'art comprendra que la nutation bidimensionnelle ou tridimensionnelle suit un même comportement que celle présentée sur la figure 7. La période de nutation 128, qui est l'inverse de la fréquence de nutation, est typiquement inférieure à quelques centaines de secondes pour la plupart des satellites. La tâche 124 détermine la fréquence de nutation en réponse à la détermination du mouvement faite par la tâche 118. Après la tâche 124 du processus 96, une tâche 130 détermine et stocke le sens 132 de la nutation courante. Pour l'exemple unidimensionnel présenté sur la figure 7, le sens de nutation 132 peut être "vers le haut" ou bien "vers le bas", selon la phase de la nutation à un instant donné. Dans l'espace tridimensionnel, la nutation est principalement une rotation ou une vobulation sur l'axe de tangage 46. La phase de nutation peut être calculée comme étant la tangente de l'angle d'attitude par rapport à l'axe de moulinet, que divise l'angle d'attitude par rapport à l'axe de basculement. Comme représenté sur la figure 7, un couple anti-perturbations 140 est indiqué suivant un sens 136, qui est opposé au sens 132 de la nutation. Une tâche d'interrogation 134 est effectuée par le processus 87 après la tâche 130. La tâche 134 utilise des informations stockées pour déterminer si le sens 136 du couple anti-perturbations 140 est opposé au sens 132 de la nutation. Si la tâche d'interrogation 134 détermine que le sens 136 du couple anti-perturbations n'est pas opposé au sens 132 de la nutation, l'organigramme bouche sur la tâche d'interrogation 134. Toutefois, lorsque la tâche d'interrogation 134 détermine que le sens 136 du couple anti-perturbations est opposé au sens 132 de la nutation, une tâche 138 commande l'application des couples anti-perturbations 140. Par conséquent, la tâche 134 retarde l'application du couple antiperturbations 140 jusqu'au moment o le sens 136 du couple antiperturbations 140 est opposé au sens 132 de la nutation. Du fait que les sens 136 et 132 sont mutuellement opposés, la nutation subit un amortissement et non pas une amplification. L'homme de l'art comprendra que, alors que la figure 7 indique, pour le couple anti-perturbations 140, un sens 136 "vers le bas" correspondant à l'exemple tridimensionnel, un couple anti- perturbations tridimensionnel 140 serait une grandeur vectorielle pouvant se trouver dans n'importe quelle direction. La tâche 138 donne instructions aux dispositifs 48, 52 et, ou bien, 78 d'entraînement de panneaux thermiques de déplacer les panneaux thermiques 24, 28 et, ou bien 70 Le mouvement des panneaux thermiques 24, 28 et, ou bien, 70 crée un couple anti-perturbations ayant un sens voulu suivant l'axe de lacet 40. Facultativement, la tâche 138 donne en même temps instruction aux dispositifs 48, 52 et, ou bien, 78 d'entraînement de panneaux thermiques de faire tourner les panneaux thermiques 24, 28 et, ou bien, 70. La rotation des panneaux thermiques 24, 28 et, ou bien, 70 crée un couple anti-perturbations ayant un sens voulu suivant l'axe de roulis 38. De manière souhaitable, l'effet combiné des couples anti-perturbations appliqués suivant l'axe de lacet 40, l'axe de roulis 38 et l'axe de tangage 46 amortit les perturbations suivant l'axe de lacet 40, l'axe de tangage 46 et l'axe de roulis 38. Le modèle de satellite 116 est mis à jour afin de rendre compte de l'application du couple anti-perturbations 140. Les instructions qui résultent du fonctionnement du processus de commande thermique 94 répondant aux exigences de commande thermique tendent à varier de manière relativement lentes, par exemple suivant une constante de temps thermique d'environ 1 heure. Les instructions résultant de l'application du processus de gestion des perturbations 96 répondent aux couples perturbateurs et à la nutation. La nutation est cyclique et se répète généralement suivant un cycle de quelques centaines de secondes, ou moins. En raison de la disparité des durées des cycles temporels respectifs, les instructions issues du processus de commande thermique 94 et du processus de gestion des perturbations 96 ne s'annulent pas ou n'entrent pas en conflit les unes avec les autres. En d'autres termes, le processus de gestion des perturbations 96 peut commander un grand nombre de mouvements des panneaux thermiques concernant des erreurs d'attitude induites par les perturbations dans les limites de la brève durée relative à la constante de temps thermique du satellite 20. La moyenne de ces mouvements se trouve de manière souhaitable dans les limites des contraintes établies via le processus de commande thermique 94. Dans le mode de réalisation préféré, une partie seulement de toute l'action anti-perturbations peut être activée au cours d'une itération unique quelconque de la tâche 138. On désignera ici une itération unique de la tâche 138 sous l'appellation d'étage. Une fois effectuée la tâche 138 relative à un étage donné, l'organigramme revient en boucle sur la tâche 114. Au cours des étages suivants, des parties supplémentaires de l'ensemble de l'action anti-perturbations sont activées. En d'autres termes, une action anti-perturbations donnée se répartit de manière souhaitable en plusieurs étages s'étendant sur plusieurs cycles de nutation et en synchronisme avec la nutation, de façon que les sens soient opposés, de manière cohérente, comme discuté ci-dessus. En particulier, la manoeuvre des panneaux thermiques est positionnée dans le temps de façon à se produire au cours d'étages qui sont synchronisés avec la nutation Cette action de manoeuvre tend à agir sur les rotations, telles que la nutation, du satellite 20 par rapport à son axe de tangage 46. La figure 7 illustre l'application du couple anti-perturbations 140 selon un mode pulsé qui est approprié au fonctionnement des moteurs se trouvant à l'intérieur des unités 48, 52 et, ou bien, 78 d'entraînement des panneaux thermiques (figures 1 à 3). Chaque impulsion du couple anti-perturbations 140 peut faire pivoter et, ou bien, incliner les panneaux thermiques 24, 28 et, ou bien, 70, selon ce qui est nécessaire pour produire le couple anti-perturbations 140. Au cours d'un unique étage, une salve d'impulsions peut être appliquée. Un train d'actions anti- perturbations 140 est déclenché en synchronisme avec la nutation, mais avec un déphasage par rapport à celle-ci, afin d'amortir la nutation tout en compensant simultanément les couples perturbateurs auxquels le satellite 20 est soumis. En relation, de nouveau, avec le modèle de satellite 116 (figure 6), des valeurs estimées de l'attitude/mouvement, des composantes des couples perturbateurs, du couple anti-perturbations 140 et du sens 132 et de la fréquence 128 de la nutation sont envoyées à un simulateur (non représenté) se trouvant à l'intérieur du modèle 116. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, le simulateur est un filtre de Kalman. Ce simulateur reçoit des signaux d'entrée permettant d'identifier le mouvement commandé par la tâche 138 et de caractériser les lectures des détecteurs et capteurs. Ensuite, le simulateur simule le mouvement du satellite qui résulterait d'un mouvement commandé et compare le mouvement simulé avec le mouvement déterminé réel. Ces données de comparaison sont incorporées dans le modèle 107 d'une manière connue de l'homme de l'art et sont utilisées pour modifier les caractéristiques de modélisation en vue d'agir sur les mouvements futurs des panneaux thermiques 24, 28 et, ou bien, 70. Puisque le simulateur améliore progressivement la modélisation des performances et des mouvements du satellite 20, les mouvements plus précis sont commandés du fait de l'amélioration de la gestion de l'attitude du satellite et de l'augmentation du niveau de performance de la mission du satellite. Lorsque le satellite 20 arrive au voisinage de la fin de sa vie, les informations de modélisation ont suivi les progrès de la détérioration du satellite. Le processus de gestion des perturbations 96 peut en outre utiliser des mouvements des panneaux solaires 34 et 36 pour aider les couples anti- perturbations de navigation solaire qui sont produits par le déplacement des panneaux thermiques 24, 28 et, ou bien, 70. Toutefois, dans les modes de réalisation préférés, les mouvements des panneaux solaires intervenant dans le cadre de la navigation solaire sont minimisés. De plus, les mouvements des panneaux solaires peuvent être utilisés principalement pour suivre le Soleil lorsque le satellite 20 se déplace sur son orbite 22 (figure 1). Ainsi, il est possible de maximiser la capacité de production d'énergie des panneaux solaires 34 et 36, car les panneaux solaires peuvent, en permanence, viser directement le soleil. En résumé, les mouvements des panneaux thermiques du satellite qui se produisent au cours d'actions synchronisées à un ou deux degrés de liberté de rotation, réalisent la commande thermique en combinaison avec des ajustements de soupapes de transfert de fluide. De plus, les mouvements des panneaux thermiques créent un couple anti- perturbations suivant l'axe de moulinet, l'axe de basculement et l'axe de tangage. Les mouvements des panneaux et les réglages des soupapes s'effectuent continûment sur le parcours d'une orbite, ce qui donne un système actif de commande thermique conduisant à une amélioration des performances du système thermique du satellite. Bien entendu, l'homme de l'art sera en mesure d'imaginer, à partir des procédés et des dispositifs dont la description vient d'être donnée à titre simplement illustratif et nullement limitatif, diverses variantes ne sortant pas du cadre de l'invention. REVENDICATIONS 1. Véhicule spatial possédant des surfaces de rayonnement thermique activement commandées, ledit véhicule spatial étant caractérisé par: un corps (32); une unité (48) d'entraînement de panneau, qui est fixée audit corps; un panneau thermique (24) possédant une extrémité fixée et une extrémité libre opposée à ladite extrémité fixée, ladite extrémité fixée dudit panneau thermique étant fixée à ladite unité d'entraînement de façon à se trouver à l'extérieur dudit corps; un capteur de température (60) placé sur ledit corps (32) ou bien sur ledit panneau thermique (24); et un processeur (93) électriquement couplé audit capteur de température (60) et à ladite unité (48) d'entraînement de panneau, ledit processeur étant configuré pour donner instruction à ladite unité d'entraînement de déplacer ledit panneau thermique (24) relativement audit corps (32) en réponse à des signaux reçus de la part dudit capteur de température. 2. Véhicule spatial selon la revendication 1, caractérisé en ce que: ledit véhicule spatial est un satellite (20) en orbite autour de la Terre et ledit corps (32) possède un côté (64) situé au nadir; et ladite unité d'entraînement (48) et ledit panneau thermique (24) sont placés sur ledit côté nadir (64) dudit satellite (20) de façon que ledit panneau thermique soit déployé depuis ledit côté nadir et soit déplacé relativement audit côté nadir. 3. Véhicule spatial selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit véhicule spatial est un satellite (20) en orbite autour de la Terre et ledit corps (32) possède un axe de roulis (38) sensiblement tangentiel à une orbite relative audit satellite, ledit axe de roulis s'étendant depuis un côté "est" et un côté "ouest" dudit corps (32); et ladite unité d'entraînement (48) et ledit panneau thermique (24, 28) sont placés sur l'un desdits côtés est et ouest dudit satellite (20) de façon que ledit panneau thermique soit déployé depuis ledit côté et soit déplacé par rapport audit côté. 4. Procédé destiné à assurer la commande thermique (94) d'un véhicule spatial possédant un corps (32) auquel au moins un panneau thermique externe (24) est fixé, ledit procédé étant caractérisé par les opérations suivantes: lancer ledit véhicule spatial alors que ledit panneau thermique (24) est dans une position non déployée, dans laquelle une extrémité libre dudit panneau thermique se trouve à proximité dudit corps (32); déployer ledit panneau thermique (24) après que ledit véhicule spatial a été lancé en déplaçant ladite extrémité libre dudit panneau thermique de façon à l'éloigner dudit corps (32); contrôler la température en au moins un point sur ledit véhicule spatial; et déplacer ledit panneau thermique (24) par rapport audit corps (32) en réponse à ladite opération de contrôle afin de faire changer ladite température en ledit ou lesdits points sur ledit véhicule spatial. 5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé: en ce que ledit véhicule spatial est un satellite (20) en orbite autour de la Terre et ledit corps (32) possède un côté (64) situé au nadir; et en ce que le procédé comprend en outre l'opération consistant à fixer ledit panneau thermique (24) audit côté nadir (64) du satellite (20) de façon que ledit panneau thermique soit déployé depuis ledit côté nadir et soit déplacé relativement audit côté nadir. 6. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que ledit panneau thermique (24) comporte une antenne de télécommunications (76) et est configuré de façon à avoir un côté (74) de rayonnement de télécommunications et un côté (72) de rayonnement thermique qui est opposé audit côté de rayonnement de télécommunications. 7. Procédé selon la revendication 4, caractérisé: en ce que ledit véhicule spatial est un satellite (20) en orbite autour de la Terre et ledit corps (32) possède un axe de roulis (38) sensiblement tangentiel à une orbite relative audit satellite, ledit axe de roulis s'étendant depuis un côté "est" et un côté "ouest" dudit corps (32); et en ce que le procédé comprend en outre l'opération consistant à fixer ledit panneau thermique (24, 28) à l'un desdits côtés est et ouest dudit satellite (20) de façon que ledit panneau thermique soit déployé depuis ledit côté et soit déplacé relativement audit côté. 8. Procédé selon la revendication 4, caractérisé: en ce que ledit véhicule spatial est un satellite (20) en orbite autour de la Terre: en ce que ledit procédé comprend en outre l'opération consistant à contrôler le mouvement du satellite afin de détecter des couples perturbateurs auxquels ledit satellite est soumis; et ladite opération de déplacement déplace en outre ledit panneau thermique (24) par rapport audit corps (32) en réponse à ladite opération de contrôle de mouvement afin de produire un couple anti-perturbations (140). 9. Satellite (20) en orbite autour de la Terre, possédant des surfaces de rayonnement thermique activement commandées qui aident à la navigation solaire, ledit satellite étant caractérisé par: un corps (32) possédant un axe de roulis (38) sensiblement tangentiel à une orbite relative audit satellite (20), ledit axe de roulis s'étendant depuis un côté "est" et un côté "ouest" dudit corps (32), et ayant un axe de lacet dirigé sensiblement suivant une ligne reliant ledit satellite à la Terre (42); une première unité (48) d'entraînement de panneau, fixée audit côté est dudit corps (32), ladite première unité d'entraînement étant configurée de façon à imprimer des mouvements rotatifs d'inclinaison et de pivotement par rapport audit corps (32), ledit mouvement d'inclinaison se produisant par rapport audit axe de lacet et ledit mouvement de pivotement se produisant par rapport audit axe de roulis (38); une deuxième unité (52) d'entraînement de panneau, fixée audit côté ouest dudit corps (32), ladite deuxième unité d'entraînement étant configurée de façon à imprimer lesdits mouvement rotatifs d'inclinaison et de pivotement par rapport audit corps (32); un premier panneau thermique (24) fixé à ladite première unité d'entraînement (48) de façon à se trouver à l'extérieur dudit corps (32); un deuxième panneau thermique (28) fixé à ladite deuxième unité d'entraînement (52) de façon à se trouver à l'extérieur dudit corps (32); un capteur de température; un détecteur d'attitude; et un processeur (93) électriquement couplé audit capteur de température, audit détecteur d'attitude et auxdites première et deuxième unités (48, 52) d'entraînement de panneaux, ledit processeur étant configuré de façon à contrôler le mouvement du satellite (20) en réponse à des signaux fournis par ledit détecteur d'attitude, à estimer des couples perturbateurs auxquels ledit satellite est soumis, et à commander lesdites unités d'entraînement afin de déplacer lesdits panneaux thermiques (24, 28) en réponse à des signaux reçus dudit capteur de température pour commander la température du satellite tout en produisant un couple anti- perturbations (140). 10. Satellite (20) selon la revendication 9, caractérisé en ce que ledit processeur (93) est en outre configuré pour détecter une fréquence et une phase de nutation dudit satellite et pour positionner dans le temps ledit déplacement des panneaux thermiques afin qu'ils se produisent en synchronisme avec ladite fréquence de nutation d'une manière amortissant la nutation.