Brevet FR2756945A1 — publié le 19980612

La présente invention concerne de façon générale le domaine des systèmes de commande de véhicules spatiaux et, plus spécialement, le domaine de la commande de l'attitude des satellites. De nombreux facteurs, comprenant le vent solaire, le champ magnétique terrestre et la pesanteur, contribuent à l'erreur d'attitude (ou erreur d'assiette) d'un satellite en orbite autour de la Terre. Ces facteurs induisent des couples perturbateurs s'exerçant sur les axes du satellite. Les couples perturbateurs sont souvent décrits en liaison avec l'axe dit de "moulinet", l'axe dit de "bascule- ment" et l'axe de tangage. Les axes de moulinet et de basculement sont principa- lement situés dans le plan azimutal (roulis-lacet) et sont mutuellement perpendi- culaires. L'axe de tangage est perpendiculaire aux deux axes de moulinet et de basculement. Lorsqu'un satellite est soumis à de semblables couples perturbateurs, des volants d'inertie se chargent et le satellite peut effectuer des mouvements de rotation sur ses divers axes. L'erreur d'attitude provoquée par les couples perturbateurs affecte le niveau de service qu'un satellite peut fournir. Par exemple, l'attitude d'un satellite de télécommunication doit être maintenue avec précision pour que l'antenne de télécommunications puisse être alignée avec une antenne cible. Lorsque l'erreur d'attitude n'est pas corrigée, le satellite consomme une énergie excessive en transmettant des communications à un niveau de puissance supérieur afin de compenser le défaut d'alignement de l'antenne. De plus, l'erreur d'attitude provoque des pertes énergétiques en "cosinus", notamment au moment des solstices. Les pertes énergétiques en cosinus résultent d'un alignement incorrect des panneaux solaires par rapport au Soleil. Si les panneaux solaires ne sont pas alignés de façon optimale avec le Soleil. Ils produisent moins de puissance électrique qu'ils ne pourraient le faire dans de bonnes conditions. Des procédés classiques permettant d'amortir les couples perturbateurs impliquent l'utilisation de réservoirs et de volants d'inertie placés dans le corps du satellite et permettant d'absorber lentement les perturbations. Toutefois, la charge perturbatrice doit finalement être déchargée ou bien l'attitude du satellite en souffrira. Lors de la décharge des perturbations, des erreurs d'attitude peuvent survenir. Pour contrebalancer les couples perturbateurs, on utilise souvent la navigation, ou louvoiement, solaire uniaxiale. Les techniques classiques de navigation solaire font intervenir des mises en service notables des moteurs pas à pas de rotation des panneaux solaires afin de faire pivoter les panneaux solaires sur l'axe de tangage. Toutefois, ce type de navigation solaire produit des couples de moulinet non souhaitables qui passent à intervalles par un couple zéro. Lorsque le couple de moulinet passe par zéro, il en résulte des errements transitoires de l'attitude si l'on a employé la navigation solaire pour corriger les mouvements perturbateurs non voulus. Pour empêcher ces errements transitoires d'attitude, des techniques classiques font s'accumuler à l'excès l'erreur d'attitude, jusqu'à ce que l'erreur d'attitude puisse être corrigée sans devoir rencontrer une durée importante de couples de moulinet zéro. De façon générale, le fait de tenter de contrebalancer un couple perturbateur suivant une seule direction aggrave les problèmes de perturbations dans les deux autres dimensions. De plus, l'utilisation classique de la navigation solaire pour diriger la commande des perturbations d'attitude implique de déplacer le plus rapidement possible les panneaux solaires jusqu'à 15 , ou plus, et de maintenir les panneaux en position pendant une durée d'environ 6 h avant de ramener les panneaux à leur orientation première. Ceci permet une accumulation d'énergie cinétique séculaire et une variation importante d'énergie cinétique cyclique. Toutefois, les techniques de navigation solaire uniaxial empêchent, d'une manière excessive, que les panneaux solaires soient placés pleinement face au Soleil. Ceci amène des pertes énergétiques en cosinus excessives, tout particulièrement pendant les périodes des solstices. Les perturbations qui sont dues aux influences solaires, magnétiques ou gravitationnelles ou sont produites par des mouvements du satellite destinés à s'opposer aux perturbations provoquent une autre forme d'erreur d'attitude, qui est appelée nutation, principalement par rapport à l'axe de tangage. La nutation entraîne une gestion inefficace de l'énergie du satellite. Ainsi, il serait nécessaire d'annuler la nutation pour mieux commander l'attitude des satellites. 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, dans lesquels des numéros de référence identiques désignent des éléments identiques, et o: - la figure 1 montre un satellite possédant deux panneaux solaires, ainsi que les angles parcourus par les panneaux solaires se déplaçant sur les axes de basculement et de tangage, selon un mode de réalisation préféré de l'invention; - la figure 2 est un schéma fonctionnel montrant une unité de gestion de perturbations, selon un mode de réalisation préféré de l'invention; - la figure 3 est un organigramme d'un processus permettant de gérer les couples perturbateurs, selon un mode de réalisation préféré de l'invention; et - la figure 4 représente une courbe qui montre l'application de couples anti-perturbations, d'une manière qui amortit la nutation entraînée, selon un mode de réalisation préféré de l'invention. Dans les modes de réalisation préférés, des dispositifs d'entraînement de panneaux solaires à deux axes (dispositifs d'entraînement bêta) et des circuits d'application de couples magnétiques, placés sur les panneaux solaires, sont utilisés ensemble pour amortir concurremment et de façon continue les couples perturbateurs par rapport aux axes de moulinet, de basculement et de tangage. La création de couples anti-perturbations d'amortissement permet d'évacuer l'énergie cinétique séculaire accumulée et autorise une compensation continue, plutôt que périodique, de couples pertubateurs non souhaitables sur le parcours d'une orbite. De ce fait, l'attitude voulue d'un satellite peut être maintenue avec précision et l'énergie globale du satellite peut être gérée de manière efficace. La figure 1 montre un satellite 20 possédant deux panneaux solaires 22 et 24 ainsi que les angles parcourus par les panneaux solaires 22 et 24 se déplaçant par rapport aux axes de basculement 28 et de tangage 30, selon un mode de réalisation préféré de l'invention. Le satellite possède un panneau solaire nord 22 et un panneau solaire sud 24 raccordés à un corps de satellite 25 de manière à pouvoir tourner. La figure 1 indique les directions des déplacements autorisés pour les panneaux solaires 22 et 24 sur l'axe de basculement 28 et l'axe de tangage 30. L'axe de moulinet 26 et l'axe de basculement 28 sont situés principalement dans le plan azimutal (roulis-lacet). L'axe de moulinet 26 et l'axe de basculement 28 sont mutuellement perpendiculaires. L'axe de tangage 30 est perpendiculaire aux deux axes de moulinet 26 et de basculement 28. L'axe de moulinet 26 est dirigé de façon générale des panneaux solaires 22 et 24 vers le Soleil 42. Une flèche 34 indique le mouvement de rotation potentiel par rapport à l'axe de moulinet 26. L'axe de basculement 28 s'étend grossièrement dans la direction de la largeur des panneaux solaires 22 et 24 lorsque ceux-ci n'ont pas pivoté sur l'axe de tangage 30 suite à la navigation (ou louvoiement) solaire. L'inclinaison de l'extrémité éloignée 40 du panneau solaire 24 sur l'axe de basculement 28 est indiquée par une flèche 36. Ainsi, un mouvement sur l'axe de basculement 28 incline le panneau solaire 24 de façon à le rapprocher ou l'éloigner du Soleil et suivant un angle oblique par rapport au corps de satellite 25. La figure 1 montre le panneau sud 24 incliné suivant un angle oblique, tandis que le panneau nord 22 est perpendiculaire au côté nord du corps de satellite 25, ces orientations étant présentées à titre d'exemple. Dans les modes de réalisation préférés, le panneau 22 ou le panneau 24 peut être incliné suivant un angle oblique ou ne pas être incliné, selon ce qui est nécessaire pour produire un couple anti-perturbations souhaitable. L'axe de tangage 30 s'étend grossièrement le long de la surface allongée des panneaux solaires 22 et 24 lorsque les panneaux solaires 22 et 24 ne sont pas inclinés sur l'axe de basculement 28. En d'autres termes, les panneaux solaires 22 et 24 sont déployés sensiblement suivant l'axe de tangage 30, même si les panneaux 22 et 24 peuvent être inclinés de manière à s'écarter de l'axe de tangage 30, comme discuté ci-dessus. Le mouvement de pivotement des panneaux solaires 22 et 24 sur l'axe de tangage 30 est indiqué par une flèche 44. Ainsi, le mouvement de rotation sur l'axe de tangage 30 fait pivoter les panneaux solaires 22 et 24 suivant une manoeuvre classique de navigation solaire uniaxiale. L'inclinaison et le pivotement des panneaux solaires 22 et 24 sont réalisés par des dispositifs d'entraînement à deux axes (bêta) 56 et 58, d'une manière bien connue de l'homme de l'art. La figure 2 est un schéma fonctionnel montrant une unité 51 de gestion des perturbations, selon un mode de réalisation préféré de l'invention. L'unité de gestion des perturbations 51 manoeuvre les panneaux solaires 22 et 24 et commande des boucles 46 et 48 de courant électrique des panneaux solaires afin de produire des couples anti-perturbations. Un système de détection 50 est utilisé pour déterminer l'attitude du satellite 20 et l'alignement des panneaux solaires 22 et 24 par rapport au corps de satellite 25. Le système de détection 25 peut comporter un ou plusieurs détecteurs de la Terre, un ou plusieurs détecteurs du Soleil, des détecteurs GPS (c'est-à-dire utilisant le réseau de satellites Navstar), un système de référence inertiel ou d'autres détecteurs d'attitude connus dans la technique. Le système de détection 50 est couplé à un processeur 52 qui effectue un processus 54 de gestion des perturbations. Le processeur 52 peut être l'un des nombreux ordinateurs embarqués (non représentés) ou peut correspondre à tout un ensemble d'ordinateurs embarqués qui sont en communication de données entre eux. De plus, le processeur 52 peut effectuer de nombreuses opérations (ce qui n'est pas indiqué) en plus du processus 54 de gestion des perturbations. Comme décrit ci-dessous en liaison avec la figure 3, le processus 54 de gestion des perturbations estime la composante du mouvement du satellite qui peut être attribuée à un couple perturbateur et commande les dispositifs d'entrainement bêta 56 et 58 et un actionneur 60 d'application de couple magnétique afin de contrebalancer la perturbation. Les dispositifs d'entraînement bêta 56 et 58 sont commandés pour effectuer une navigation solaire à deux axes. L'axe de moulinet 26 et l'axe de basculement 28 sont les deux axes par rapport auxquels la navigation solaire est effectuée. L'actionneur 60 d'application de couple magnétique commande un champ magnétique qui agit en interaction avec le champ magnétique terrestre pour induire un couple qui présente des composantes sur l'axe de tangage 30. Ainsi, les couples de navigation solaire par rapport aux axes de moulinet 26 et de basculement 28, respectivement, sont assistés par un couple magnétique agissant sur l'axe de tangage 30, de sorte qu'il est produit une commande de l'attitude suivant les trois axes. Le processeur 52 couple respectivement les dispositifs d'entraînement bêta 56 et 58 avec les panneaux solaires nord 22 et sud 24. Le processeur 52 est également couplé à l'actionneur 60 d'application de couple magnétique. Comme on peut le voir également sur la figure 1, les dispositifs d'entraînement bêta 56 et 58 autorisent deux degrés de liberté pour la rotation des panneaux solaires 22 et 24 afin de manoeuvrer par rapport à l'axe de basculement 28 et à l'axe de tangage 30. Le dispositif d'entraînement bêta nord 56 est couplé au panneau solaire nord 22. Le dispositif d'entraînement bêta nord 56 fait en sorte que le panneau solaire nord 22 s'incline par rapport à l'axe de basculement 28 et pivote par rapport à l'axe de tangage 30. Le dispositif d'entraînement bêta 58 est couplé au panneau solaire sud 24. Le dispositif d'entraînement bêta sud 58 fait en sorte que le panneau solaire sud 24 s'incline par rapport à l'axe de basculement 28 et pivote par rapport à l'axe de tangage 30. On revient à la figure 2. L'actionneur 60 d'application de couple magnétique équilibre les courants électriques passant respectivement dans les boucles de courant 46 et 48 des panneaux solaires 22 et 24. Lorsque le courant est équilibré entre les boucles de courant 46 et 48, des champs magnétiques d'amplitudes égales, mais de sens opposés, sont produits et il ne se crée aucun couple magnétique résiduel. Le déséquilibre des courants des boucles de courant 46 et 48 crée un couple magnétique combiné dû à l'interaction entre le champ magnétique combiné et le champ magnétique terrestre. La polarité et l'amplitude du déséquilibre peuvent être commandées par le processeur 52 agissant par l'intermédiaire de l'actionneur 60 d'application de couple magnétique. Ainsi, l'actionneur d'application de couple magnétique 60 module le champ magnétique afin d'orienter, dans un sens voulu, la partie couple magnétique d'un couple anti- perturbations, discuté ci-dessous. Les dispositifs classiques d'application de couple magnétique qui sont montés sur les panneaux 22 et 24, et qui sont bien connus de l'homme de l'art, peuvent être utilisés dans les modes de réalisation préférés. Toutefois, ces dispositifs sont utilisés dans les modes de réalisation préférés pour augmenter la capacité d'ajustement de l'attitude du satellite que fournissent les dispositifs d'entraînement bêta 56 et 58 en produisant une composante d'application de couple suivant l'axe de tangage 30. La figure 3 est un organigramme du processus 54 de gestion des perturbations, selon un mode de réalisation préféré de l'invention. La discussion qui va suivre se rapporte à des éléments présentés en liaison avec les figures 1, 2 et 3. De façon générale, le processus 54 estime la composante d'attitude ou de mouvement qui peut être attribuée au couple perturbateur, sur les trois axes, puis commande aux dispositifs d'entraînement bêta 56 et 58 et à l'actionneur d'application de couple magnétique 60, par étages, de s'opposer à la perturbation tridimensionnelle. Le processus 54 agit suivant une boucle continue, de sorte que des ajustements anti-perturbations continus peuvent être effectués 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, une attitude voulue précise. La tâche 64 estime l'attitude et le mouvement du satellite en évaluant les signaux de sortie du système de détection 50. La tâche 64 peut faire ses estimations de l'attitude du satellite en comparant les signaux de sortie du système de détection avec les signaux de sortie d'un simulateur, ou modèle de satellite, embarqué 66 qui simule les déplacements du satellite. Les composantes, dues aux perturbations, du mouvement du satellite peuvent résulter du vent solaire ou d'autres facteurs agissant sur le satellite 20. Les composantes, qui ne sont pas dues à des perturbations, du mouvement du satellite, peuvent résulter du mouvement orbital normal, de réponses dirigées à des propulseurs et des manoeuvres de conservation d'autres stations. Ensuite, la tâche 68 détermine le couple perturbateur relativement à chaque axe, qui est responsable des composantes, dues aux perturbations, estimées du mouvement du satellite, telles que déterminées ci-dessus dans la tâche 64. La tâche 68 peut évaluer des données de distribution de pondération du modèle de satellite 66 en faisant sa détermination. En d'autres termes, la tâche 68 calcule les couples qui pourraient être appliqués au satellite 20 relativement à l'axe de moulinet 26, à l'axe de basculement 28 et à l'axe de tangage 30 de façon à amener le satellite 20 à se déplacer d'une manière cohérente avec les lectures du système de détection 50. Les facteurs utilisés pour calculer le couple de perturbation comprennent la masse du satellite, la distribution des poids, le volume, la déclinaison solaire et l'alignement des panneaux. La tâche 68 intègre les calculs relatifs à l'axe de moulinet 26, à l'axe de basculement 28 et à l'axe de tangage 30. Cette intégration permet de déterminer un couple anti-perturbations correct 90 pour tous les axes, comme décrit ci-dessous, sans que ceci entraîne un nouveau couple perturbateur relatif à un axe lorsqu'un couple anti-perturbations n'est appliqué qu'un à un seul autre axe. Après la tâche 68, la tâche 70 estime et stocke un couple anti- perturbations 90 (figure 4). Pendant la tâche 70, le couple antiperturbations 90 est calculé de manière à s'opposer aux couples perturbateurs que le satellite 20 se voit appliquer, tels qu'ils ont été déterminés ci-dessus dans la tâche 68. Comme le couple perturbateur, le couple anti-perturbations 90 possède des composantes suivant l'axe de moulinet 26, l'axe de basculement 28 et l'axe de tangage 30, mais le couple anti-perturbations 90 se trouve dans le sens opposé au couple perturbateur. Les flèches 34, 36 et 44 indiquent les composantes possibles du couple perturbateur. Un couple perturbateur combiné serait la somme vectorielle de couples perturbateurs suivant les trois axes. Le couple anti- perturbateur 90 est un couple ayant son sens et ses composantes suivant les trois axes. Toutefois, le couple anti-perturbations 90 possède un sens, comme discuté ci-après en liaison avec la figure 4, qui est opposé au sens du couple perturbateur combiné. Après la tâche 70, la tâche 72 détermine et stocke les mouvements des panneaux et les variations différentielles des courants des panneaux qui donneront les couples anti-perturbations 90 (figure 4) déterminés ci-dessus dans la tâche 70. Les mouvements des panneaux consistent en inclinaisons des panneaux 22 et 24 par rapport à l'axe de basculement 28 et en pivotement des panneaux 22 et 24 par rapport à l'axe de tangage 30, ce qui donne deux degrés de liberté de rotation. L'actionneur 60 d'application de couple magnétique module le courant électrique passant dans les panneaux 22 et 24 de façon à produire un couple magnétiquement induit. Lorsque les dispositifs d'entraînement bêta 56 et 58 amènent les panneaux solaires 22 et 24 à s'incliner par rapport à l'axe de basculement 28, ce courant de modulation produit un couple magnétique qui possède une composante sur l'axe de tangage 30. Toutefois, le couple magnétique produit aura très probablement aussi des composantes respectives suivant les axes de basculement 28 et de moulinet 26. De manière souhaitable, la tâche 72 tient compte de sensiblement toutes les composantes du couple, suivant les trois axes, qui sont produites directement et indirectement du fait du pivotement déterminé des panneaux, de l'inclinaison déterminée des panneaux et du couple magnétique produit, de façon que la somme vectorielle du couple résultant de tous ces couples directs et indirects constitue le couple anti-perturbations voulu 90. A l'achèvement de la tâche 72, l'organigramme revient à la tâche 64. Cette boucle de l'organi- gramme indique que le processus 54 effectue de manière continue les tâches 64, 68, 70 et 72 dans les modes de réalisation préférés, tout au long du séjour en orbite du satellite 20. Parallèlement à la tâche 70, et après la tâche 68, est effectuée une tâche 74. La tâche 74 détermine la fréquence de nutation du satellite 20 et stocke, pour les besoins futurs, la fréquence de nutation. La nutation représente une erreur d'attitude qui se répète cycliquement tout au long de 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 25. La figure 4 montre une courbe qui représente l'application de couples anti-perturbations, d'une manière qui amortit la nutation entraînée, selon un mode de réalisation préféré de l'invention. La courbe 76 est une représentation unidimensionnelle, donnée à titre d'exemple, de la nutation du satellite en fonction du temps. L'homme de l'art comprendre qu'une nutation bidimensionnelle ou tridimensionnelle obéit au même comportement que la nutation présentée sur la figure 4. La période de nutation 78 est typiquement inférieure à quelques centaines de secondes dans la plupart des satellites. On revient à la figure 3. La tâche 74 détermine la fréquence de nutation en réponse à la détermination du mouvement effectuée par la tâche 68. Après la tâche 74 du processus 54, la tâche 80 détermine le sens courant de nutation 82 (figure 4). Dans le cas de l'exemple unidimensionnel de la figure 4, le sens de nutation 82 peut être "vers le haut" ou "vers le bas", selon la phase de la nutation à un instant donné. Dans un espace tridimensionnel, la nutation est principalement une rotation, ou vobulation, par rapport à l'axe de tangage 30. La phase de nutation peut être calculée comme la tangente de l'angle d'attitude par rapport à l'axe de moulinet, divisé par l'angle d'attitude par rapport à l'axe de basculement. On se reporte à la figure 4. Un couple anti-perturbations 90 est également indiqué, dans un sens 86, s'opposant au sens de nutation 82. Sur la figure 3, une tâche d'interrogation 84 utilise les informations stockées pour déterminer si le sens 86 du couple anti-perturbations 90 s'oppose ou non au sens de nutation 82. Si la tâche d'interrogation 84 détermine que le sens 86 du couple anti-perturbations n'est pas opposé au sens de nutation 82, l'organigramme boucle sur la tâche d'interrogation 84. Toutefois, lorsque la tâche d'interrogation 84 détermine que le sens 86 du couple d'anti-perturbations s'oppose au sens 82 de la nutation, une tâche 88 commande l'application de couples anti-perturbations 90. Par conséquent, la tâche 84 retarde l'application du couple antiperturbations 90 jusqu'à ce que le sens 86 du couple anti-perturbations 90 soit opposé au sens de nutation 82. Du fait que les sens 86 et 82 sont mutuellement opposés, la nutation est amortie plutôt qu'amplifiée. L'homme de l'art comprendra que, même si la figure 4 indique un couple anti-perturbations 90 dont la direction 86 est "vers le bas" dans l'exemple unidimensionnel présenté, de fait, un couple anti- perturbations tridimensionnel 90 peut être un vecteur ayant n'importe quelle direction et n'importe quel sens. La tâche 88 commande à l'actionneur magnétique 60 (figure 2) de moduler les boucles de courant 46 et 48. La modulation des boucles de courant 46 et 48 produit un couple anti-perturbations ayant un sens voulu pour les composantes du couple suivant l'axe de moulinet 26, l'axe de basculement 28 et l'axe de tangage 30. Dans les modes de réalisation préféré, la tâche 88 commande simultanément au dispositif d'entraînement bêta 56 et 58 de faire pivoter les panneaux solaires 22 et 24. Le pivotement des panneaux solaires 22 et 24 crée un couple anti-perturbations ayant un sens voulu, par rapport à l'axe de tangage 30. De plus, la tâche 88 commande simultanément au dispositif d'entraînement bêta 56 et 58 d'incliner les panneaux solaires 22 et 24. Le fait d'incliner les panneaux solaires 22 et 24 crée un couple antiperturbations, ayant un sens voulu, par rapport à l'axe de basculement 28. De manière souhaitable, l'effet combiné des couples anti- perturbations appliqués par rapport à l'axe de moulinet 26, à l'axe de basculement 28 et à l'axe de tangage 30 amortit les perturbations relatives à l'axe de basculement 28, à l'axe de tangage 30 et à l'axe de moulinet 26. Le modèle de satellite 26 est mis à jour pour rendre compte de l'application du couple anti- perturbations 90. Dans le mode de réalisation préféré, une partie seulement de l'action globale anti-perturbations peut être activée au cours d'une quelconque unique itération de la tâche 88. Une itération unique de la tâche 88 sera ici appelée "un étage". A l'achèvement de la tâche 88 pour un étage donné, l'organigramme revient à la tâche 64. Au cours des étages suivants, des parties supplémentaires de l'action anti-perturbations globale sont activées. En d'autres termes, une action anti- perturbations donnée est répartie, de manière souhaitable, en étages sur plusieurs cycles de nutation, en synchronisme avec la nutation, de facçon que les sens s'opposent de manière cohérente, comme discuté ci- dessus. En particulier, la production d'un couple magnétique est positionnée dans le temps de façon à se produire dans des étages qui sont synchronisés avec la nutation, comme c'est le cas pour le pivotement des panneaux 22 et 24. Ces deux actions tendent en particulier à agir sur les rotations, telles que la nutation, du satellite 20 par rapport à son axe de tangage 30. La figure 4 illustre l'application d'actions anti-perturbations 92, d'une manière pulsée qui est appropriée au fonctionnement des moteurs pas-à-pas se trouvant à l'intérieur des dispositifs d'entraînement bêta 56 et 58 (figures 1 et 2). Chaque impulsion d'actions anti-perturbations 92 peut faire pivoter et, ou bien, incliner les panneaux solaires nord 22 et, ou bien, sud 24, selon ce qui est nécessaire pour produire le couple anti- perturbations 90. L'activation de l'actionneur 60 d'application de couple magnétique ne doit pas nécessairement avoir lieu sous l'effet d'impulsions. Au cours d'un unique étage, une salve d'impulsions peut être appliquée. Un train d'actions anti-perturbations 92 commence en synchronisme avec la nutation, mais avec un certain déphasage par rapport à celle-ci, afin d'amortir la nutation, tandis que sont simultanément compensés les couples perturbateurs appliqués au satellite 20. On se reporte de nouveau au modèle de satellite 66 (figure 3). L'attitude/le mouvement, les composantes du couple perturbateur, le couple anti- perturbations 90 ainsi que le sens 82 et la fréquence 76 de la nutation, qui sont estimés, sont envoyés à un simulateur (non représenté) se trouvant à l'intérieur du modèle de satellite 66. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, le simulateur est un filtre de Kalman. Ce simulateur reçoit un signal d'entrée visant à identifier le mouvement ordonné par la tâche 88 et à caractériser les lectures du système de détection. Le simulateur simule ensuite le mouvement du satellite qui doit résulter d'un mouvement ordonné et compare le mouvement simulé avec le mouvement réel détecté. Ces données de comparaison sont incorporées dans le modèle de satellite 66 d'une manière connue de l'homme de l'art et sont utilisées pour modifier les caractéristiques de modélisation afin d'influer sur les mouve- ments futurs des panneaux solaires 22 et 24. Puisque le simulateur améliore progressivement la modélisation des performances et des mouvements du satellite , des mouvements plus précis sont ordonnés, ce quientraîne une amélioration de 1! la gestion de l'attitude du satellite et une amélioration des performances de la mission du satellite. Lorsque le satellite 20 arrive au voisinage de la fin de sa vie, les informations modélisées ont suivi la progression de la détérioration du satellite. De nombreux et divers schémas de mise en oeuvre des couples antiperturbations peuvent être conçus selon les enseignements de l'invention. Par exemple, l'inclinaison du panneau solaire 22 par rapport à l'axe de basculement 28 produit un couple de basculement et un couple de tangage. Pour empêcher ou compenser le couple de basculement, l'un ou l'autre des panneaux solaires nord 22 et sud 24 peut être déplacé dans le sens voulu au cours d'un cycle de nutation, tandis que l'autre des panneaux solaires nord 22 et sud 24 peut être déplacé dans la direction voulue pendant le cycle de nutation suivant. Le couple de tangage non voulu peut être compensé par inclinaison des panneaux solaires 22 et 24 et par production du couple magnétique. En résumé, des mouvements mineurs des panneaux solaires du satellite, se produisant suivant des actions synchronisées à deux degrés de liberté de rotation, sont utilisés en combinaison avec des fluctuations de courant électrique des panneaux solaires, pour créer un couple anti- perturbations par rapport à l'axe de moulinet, l'axe de basculement et l'axe de tangage. De manière souhaitable, les mouvements des panneaux solaires s'effectuent de manière continue sur le parcours d'une orbite, ce qui entraîne un maintien plus précis de l'attitude du satellite et un meilleur rendement dans l'utilisation de l'énergie du satellite. Bien entendu, l'homme de l'art sera en mesure d'imaginer, à partir du procédé et du dispositif dont la description vient d'être donnée diverses variantes et modifications ne sortant pas du cadre de l'invention. REVENDICATIONS 1. Procédé permettant de gérer les effets de forces perturbatrices sur un véhicule spatial possédant des premier et deuxième panneaux solaires (22, 24) dans lesquels circulent des courants électriques (46, 48), lesdits panneaux étant déployés depuis un corps dans des sens opposés alignés sensiblement suivant un axe de tangage (30), et lesdits panneaux ayant des axes de basculement et de moulinet (28, 26) perpendiculaires entre eux et audit axe de tangage (30), ledit procédé étant caractérisé par les opérations suivantes: a) estimer (70) des couples qui contrebalanceront le mouvement du véhicule spatial qui peut être attribué auxdites forces perturbatrices; b) incliner lesdits panneaux solaires (22, 24) par rapport audit axe de basculement (28) en réponse à ladite opération d'estimation a); et c) produire (88), en réponse à ladite opération d'estimation a), un couple magnétiquement induit, relatif audit axe de tangage (30), en modulant lesdits courants électriques (46, 48). 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en outre par les opérations suivantes: détecter (74) une fréquence de nutation (76) dudit véhicule spatial; et positionner dans le temps ladite opération de production c) de façon qu'elle se produise en synchronisme avec ladite fréquence de nutation (76). 3. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite opération de production c) se produit lorsque lesdits panneaux solaires (22, 24) sont placés suivant un angle oblique par rapport audit corps, relativement audit axe de basculement (28). 4. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite opération d'inclinaison b) et ladite opération de production c) se produisent sensiblement simultanément. 5. Procédé permettant de gérer les effets de forces perturbatrices sur un véhicule spatial possédant des premier et deuxième panneaux solaires (22, 24) qui sont déployés depuis un corps dans des sens opposés alignés sensiblement suivant un axe de tangage (30) et ayant des axes de basculement et de moulinet (28, 26) perpendiculaires entre eux et audit axe de tangage (30), ledit procédé étant caractérisé par les opérations suivantes: a) estimer (68) le mouvement du véhicule spatial qui peut être attribué aux forces perturbatrices; b) estimer (70) des couples qui contrebalanceront ledit mouvement du véhicule spatial qui peut être attribué aux forces perturbatrices; c) incliner lesdits panneaux solaires (22, 24) par rapport audit axe de basculement (28) en réponse à ladite opération d'estimation b); et d) faire pivoter ledit panneau solaire (22, 24) par rapport audit axe de tangage (30) en réponse à ladite opération d'estimation b). 6. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce que: des courants électriques (46, 48) circulent dans lesdits premier et deuxième panneaux solaires (22, 24); et en ce que ledit procédé comporte en outre l'opération consistant à produire (88), en réponse à ladite opération d'estimation b), un couple magnéti- quement induit, relativement audit axe de tangage (30), en modulant lesdits courants électriques (46, 48). 7. Procédé selon la revendication 6, caractérisé en outre par les opérations suivantes: détecter (74) la fréquence de nutation (76) dudit véhicule spatial; et positionner dans le temps ladite opération de production c) de façon qu'elle se produise en synchronisme avec ladite fréquence de nutation (76). 8. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en outre par les opérations suivantes: détecter (74) la fréquence de nutation (76) dudit véhicule spatial; et positionner dans le temps ladite opération de pivotement d) de façon qu'elle se produise en synchronisme avec ladite fréquence de nutation (76). 9. Satellite (20) qui met en oeuvre une navigation solaire magnétique- ment assistée, ledit satellite étant caractérisé par: un corps de satellite (25) ayant des axes de tangage, de basculement et de moulinet (30, 28, 26) qui lui sont associés, lesdits axes de tangage, de basculement et de moulinet étant perpendiculaires entre eux; des premier et deuxième panneaux solaires (22, 24) déployés depuis ledit corps dans des sens opposés suivant ledit axe de tangage (30), lesdits premier et deuxième panneaux solaires (22, 24) étant configurés de façon que des premier et deuxième courants électriques (46, 48) y circulent respectivement et produisent un champ magnétique combiné qui est influencé par le champ magnétique de la Terre; des premier et deuxième dispositifs (56, 58) d'entraînement de panneaux solaires, qui sont couplés audit corps de satellite (25) et auxdits premier et deuxième panneaux solaires (22, 24) respectivement, lesdits premier et deuxième dispositifs (56, 58) d'entraînement de panneaux solaires étant configurés de facçon à incliner lesdits premier et deuxième panneaux par rapport audit axe de basculement (28) et à faire pivoter lesdits panneaux par rapport audit axe de tangage (30); un actionneur (60) d'application de couple magnétique, qui est couplé auxdits premier et deuxième panneaux solaires (22, 24), ledit actionneur (60) d'application de couple magnétique étant configuré de façon à commander lesdits premier et deuxième courants électriques (46, 48); un système de détection (50) configuré de façon à déterminer le mouvement du satellite; et un processeur (52), couplé audit système de détection, auxdits premier et deuxième dispositifs (56, 58) d'entraînement de panneaux solaires, et audit actionneur (60) d'application de couple magnétique, ledit processeur étant configuré de façon à estimer le mouvement du satellite qui peut être attribué à des forces pertubatrices, à estimer des couples qui contrebalanceront ledit mouvement du satellite pouvant être attribué aux forces perturbatrices, et à déterminer une combinaison compensatrice d'angles d'inclinaison desdits premier et deuxième panneaux solaires (22, 24), d'angles de pivotement desdits premier et deuxième panneaux solaires (22, 24), et de premier et deuxième courants électriques (46, 48) relatifs auxdits premier et deuxième panneaux solaires (22, 24) en réponse auxdits couples estimés. 10. Satellite (20) selon la revendication 9, caractérisé en ce que: ledit processeur (52) est configuré de façon à déclencher la formation de couples anti-perturbations (90); et ledit processeur (52) est en outre configuré de façon à détecter une fréquence de nutation (76) dudit satellite (20) et à positionner dans le temps la mise en oeuvre desdits couples anti-perturbations (90) afin qu'ils se produisent en synchronisme avec ladite fréquence de nutation (76).