Brevet FR2765189A1 — publié le 19981231

DISPOSITIF DE STABILISATION PASSIVE DE LA DIRECTION DE POINTAGE D'UN ENGIN SPATIAL La présente invention concerne un dispositif de stabilisation passive de la direction de pointage d'un engin spatial, notamment d'un engin spatial placé sur orbite solaire ou sur une orbite pour laquelle les perturbations d'origine solaire ont une influence notable. L'invention s'applique plus particulièrement au cas des engins spatiaux en état de stabilisation gyroscopique autour d'un axe donné Zs. On connaît déjà des satellites qui sont pourvus de panneaux réfléchissants, par exemple des panneaux solaires, qui sont illuminés par le soleil, de tels panneaux générant une force normale à leur surface lorsqu'ils sont illuminés par le soleil. Le Brevet US 4325124 (ORGANISATION EUROPEENNE DE RECHERCHES SPATIALES) décrit ainsi la rotation de panneaux solaires illuminés par le soleil pour compenser les couples perturbateurs qui existent dans les satellites géostationnaires. La demande de Brevet français FR2530046 (MATRA) concerne un procédé et un dispositif de commande d'attitude pour un satellite géosynchrone. Le satellite qui est stabilisé gyroscopiquement par un volant d'inertie est muni de deux ailes rotatives portant des panneaux solaires, et chaque aile est munie d'une ailette latérale de compensation fixe. La demande de Brevet français FR 2738930 (MATRA MARCONI) a pour objet un satellite stabilisé par rotation mettant en oeuvre une stabilisation active par rotation des panneaux solaires pourvus d'ailettes fixe ou passive par des ailettes fixées au corps du satellite. La présente invention vise à une stabilisation de préférence totalement passive impliquant une 2 modulation des surfaces illuminées par le soleil et donc de la force solaire exercée. L'invention concerne ainsi un dispositif de stabilisation passive de la direction de pointage d'un engin spatial, du type comportant une paire de panneaux, typiquement des panneaux solaires, symétriques par rapport à un axe de stabilisation gyroscopique, chaque panneau présentant un volet auxiliaire au moins partiellement réfléchissant caractérisé en ce que chacun desdits volets auxiliaires est espacé du plan du panneau correspondant auquel il est attaché et est disposé par rapport à celui-ci de manière telle que, lors de la rotation de l'engin spatial au tour dudit axe de stabilisation, la surface des volets qui est illuminée par les rayons du soleil émis selon la direction Zs des rayons solaires soit modulée au cours de la rotation par l'ombre portée du panneau correspondant. Le plan des volets auxiliaires peut être perpendiculaire audit axe de stabilisation. Alternativement, le plan des volets auxiliares forme un angle (90 -P) avec ledit axe de stabilisation gyroscopique. Le dispositif comporte préférentiellement un moyen additionnel pour générer un couple tendant à augmenter la vitesse de rotation de l'engin autour de l'axe de stabilisation gyroscopique. Ce moyen additionnel peut être constitué par des volets supplémentaires fixes par rapport aux panneaux de stabilisation et/ou par la mise en oeuvre d'une inclinaison des panneaux auxiliaires d'un angle donné autour de leur axe longitudinal de sorte que leur plan ne soit pas perpendiculaire audit axe de stabilisation. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront mieux à la lecture de la description qui va suivre, donnée à titre d'exemple non limitatif, en liaison avec les desssins, dans lesquels: - les figures la à ld représentent respectivement en perspective, en vue de côté, en vue de face et en vue de dessus, un dispositif selon l'invention; - les figures 2a à 2c représentent des modes de réalisation du dispositif additionnel, soit par mise en oeuvre de volets supplémentaires attachés aux volets de stabilisation (fig.2a) et/ou indépendants de ces derniers (fig.2b) et/ou par inclinaison des panneaux (fig.2c); - la figure 3 représente la définition d'un trièdre d'axes de référence. - et les figures 4a à 4d sont des courbes représentatives du couple induit par la pression solaire respectivement autour des axes Xd, Yd et Zs pour les figures 4a à 4c, et de la variation de la surface illuminée d'un des volets en fonction de l'angle 0, pour la figure 4d. La courbe 4c fait l'hypothèse d'un couple moteur induit par un des systèmes décrits sur les figures 2a à 2c. Comme représenté aux figures la à ld, un vaisseau spatial 1, par exemple un satellite, présente deux panneaux solaires 2 et 3 dont l'axe longitudinal est orienté selon un axe Ys perpendiculaire à l'axe Zs de rotation du satellite également dénommé axe de stabilisation gyroscopique. Les panneaux 2 et 3 dont le plan est normal à l'axe de stabilisation gyroscopique présentent une face 11 dirigée vers le soleil et ils reçoivent les rayons du soleil perpendiculairement à leur surface lorsque l'axe Zs est parallèle à la direction S des rayons du soleil. L'angle a (voir fig.3), qui est l'angle entre les rayons du soleil et l'axe Zs, et qui sera ci-après dénommé l'angle d'inclinaison solaire x, est alors égal à zéro. Selon l'invention, on dispose des volets 4 et 5 qui sont espacés de la face 12 qui n'est pas exposée aux rayons du soleil. Ces volets 4 et 5 sont par exemple fixés sur les bords 8 et 9 des panneaux 4- respectifs 2 et 3 par l'intermédiaire d'éléments légers (par exemple des tiges) 6 et 7 qui sont par exemple perpendiculaires au plan des panneaux 2 et 3. Les volets 4 et 5 sont alternativement partiellement ou totalement illuminés lorsque l'axe Zs n'est plus pointé en direction du soleil. Le plan de chaque volet est parallèle à l'axe Y. du satellite. Il forme un angle P avec le plan géométrique (Xs, Y,). Cet angle P tend à diminuer la vitesse de rotation du satellite quand les volets 4 et 5 sont éclairés par le soleil, ainsi qu'il sera montré plus loin dans la description. Lorsque l'angle d'inclinaison solaire a est nul, les volets auxiliaires 4 et 5 sont entièrement dans l'ombre des panneaux solaires 2 et 3. Lorsque l'angle c est non nul, les volets 4 et 5 présentent une surface S qui est soumise aux rayons du soleil. La valeur de cette surface augmente avec l'angle a, et elle est modulée en fonction de l'angle O de rotation du satellite autour de l'axe Z3. A la figure 3, on a défini un trièdre de référence OXd,, Oy, OZs dans lequel l'axe Yd est perpendiculaire à l'axe Zs et est situé dans le plan contenant l'axe Zs et l'axe OS parallèle aux rayons du soleil. L'axe Xd complète le trièdre. Dans ce système de référence, l'axe 0 est défini comme étant l'angle que forment les axes OYs et OYd. A un instant donné, et donc pour une valeur donnée de l'angle 0, un seul des volets 4 et 5 est illuminé, à savoir celui qui se situe dans le demiplan contenant le demi-axe OXd. La figure 4b montre en ordonnée la surface S (en m2) du volet en fonction de l'angle 0 (en ). On voit donc que la force additionnelle induite par la pression solaire s'exerce toujours sur ce demi- plan, ce qui produit en moyenne un couple autour de l'axe OYd. Ce couple autour de l'axe OYd tend à rediriger l'axe OZs en direction du soleil par effet gyroscopique, d'o - résulte une diminution de l'angle d'inclinaison solaire c, qui tend alors vers zéro. Les volets 4 et 5 forment avec un plan normal à l'axe OZs un angle P qui induit un couple autour de l'axe OZs, ce couple tendant à faire diminuer la vitesse angulaire de rotation du satellite autour de l'axe OZs. Etant donné que la surface S des volets 4 et 5 qui est illuminée augmente lorsque l'angle x augmente, le couple généré par les volets 4 et 5 augmente également en valeur absolue. D'autre part, un dispositif additionnel tel que ceux représentés aux figures 2a à 2c permet de générer un couple autour de l'axe Ozs qui tend à augmenter la vitesse de rotation dO/dt autour de l'axe Ozs. Selon le mode de réalisation de la figure 2a, des volets 14 et 15 sont fixés sur les éléments 6 et 7, mais sont opposés aux volets 4 et 5 (et par exemple symétriques de ceux- ci par rapport aux éléments 6 et 7) de manière à former avec ceux-ci dans l'exemple représenté un dièdre dirigé vers le haut. Selon le mode de réalisation représenté à la figure 2b, des volets 24 et 25 sont fixés au bord 8 respectivement du panneau 2 et du panneau 3. Dans l'exemple représenté, ils sont inclinés à l'opposé de la face 11 dirigée vers le soleil. Selon le mode de réalisation de la figure 2c, les panneaux 2 et 3 sont inclinés d'un angle respectivement + y et - y par rapport au plan (Oxs,Oys), autour de l'axe Oys, de manière à former des angles senblables à ceux d'une hélice. Si l'angle d'inclinaison a est nul, seul existe un couple tendant à augmenter la vitesse angulaire dO/dt, ce couple étant généré par le dispositif additionnel. Une augmentation de l'angle X tend alors à produire un couple qui est généré par les volets (9óo) et qui tend à diminuer la vitesse angulaire d0/dt. Il existe un angle d'équilibre ae pour lequel les deux effets se compensent. Si a est supérieur à me, le couple généré par les volets est prépondérant, il tend à diminuer la 6vitesse angulaire dO/dt, mais également à diminuer la valeur de ce. Application numérique: - Distance au Soleil: 1 Unité Astronomique - Ailes solaires 2 et 3: Largeur: 3,4 m Position à partir de O le long de Ys + 1,2m à 11,4m - Volets 4 et 5: 10. Largeur: lm Position à partir de O le long de Ys: 8m à 10,4m * = 25 On suppose que les volets 4 et 5 sont 100% réfléchissants La force F (exprimée en N) qui est exercée sur ces volets par la pression solaire a pour valeur: F' = 2Cs/c cos2.S Cs est la constante solaire. A une distance d'une Unité Astronomique, elle a pour valeur environ 1383 W/m2. c est la vitesse de la lumière + est l'angle d'inclinaison solaire des volets. S est la valeur de la surface éclairée. Le couple positif apporté par le dispositif géométrique additionnel (14, 15,24,25, inclinaison y) est choisi égal à 5,058 10-5 N.m. Les couples moyens ont été calculés pour différents angles a et par intégration sur l'angle 0. Les résultats sont représentés aux figures 4a à 4c. La figure 4a montre l'existence d'un couple parasite Tx autour de l'axe Xd. Celui-ci est dû à la distance qui existe entre les volets 4 et 5 et les panneaux respectifs 2 et 3. Comme il était prévisible, le couple Ty autour de l'axe Yd présente une pente positive et le couple Tz autour de l'axe Zs présente une pente négative. La figure 7- 4c montre que l'angle d'équilibre ae, pour lequel Tz=0 a pour valeur 15 dans cet exemple. On remarquera en outre que les courbes sont pratiquement linéaires dans la région 0-15 , et on peut alors approximer les différentes courbes par les fonctions suivantes: Tx = -5,57 10-6 c/15 Ty = +8, 604 10-5a/15 Tz = +5,058 10-5 (c/15-1), dans lesquelles on exprime a en degrés et les couples en N.m Soit un trièdre de référence relatif au plan de l'orbite. Il comporte le vecteur N normal au plan de l'orbite, le vecteur S précité qui désigne la direction des rayons solaires, et le vecteur C qui complète le trièdre rectangle. Les vecteurs Xd, Yd et Zs peuvent s'exprimer à l'aide de deux paramètres angulaires, à savoir l'angle a précité et l'angle * qui exprime la rotation du trièdre (Xd, Yd, Zs) autour de la direction solaire S. On a alors: Xd = (cos, sin, 0) Xd = (-cosa sin,cosa cos4,sina) Zs = (-sinc sin,-sina cos4,cosa) Le calcul montre que l'équilibre ainsi obtenu est stable. On a: tan *e = Txe / (Tye cosae) He = - Tye / (à cos %e) (Txe, Tye, Re, Xe et He désignent les valeurs de Tx, Ty, a, 4 et H à l'équilibre). H désigne le moment angulaire du vaisseau spatial, la vitesse angulaire du satellite sur son orbite. 8- Pour une orbite circulaire de rayon R égal à une unité astronomique, on a: c = 1,9910-'7 rd/s d'o dans l'exemple précité: be = 176,17 He = 432,8 m.N.s En outre, une correction stable d'attitude peut être obtenue pour toute orbite solaire elliptique qui répond à la loi de Kepler. (cR2 = constante). En10 effet, la valeur du couple à l'équilibre Tye (Tye = He cos be. ) est proportionnelle à et donc à 1/R2, et cette loi de variation est la même que celle des couples produits par l'intensité solaire, qui varie également en 1/R2. Le dispositif selon l'invention permet donc une correction passive de l'attitude, et selon le mode de réalisation préféré, une correction passive à la fois de l'attitude et de la vitesse ("spin rate") du satellite, dans un équilibre stable. REVENDICATIONS 1. Dispositif de stabilisation passive de la direction de pointage d'un engin spatial, du type comportant une paire de panneaux symétriques par rapport5 à un axe de stabilisation gyroscopique, chaque panneau présentant un volet auxiliaire au moins partiellement réfléchissant caractérisé en ce que chacun desdits volets auxiliaires (4,5) est espacé du plan du panneau (2,3) correspondant et est disposé par rapport à celui-ci de10 manière telle que, lors de la rotation de l'engin spatial au tour dudit axe de stabilisation, la surface des volets (4,5) qui est illuminée par les rayons du soleil émis selon la direction Zs des rayons solaires soit modulée au cours de la rotation par l'ombre portée du panneau (2,3) correspondant. 2. Dispositif selon la revendication 1 caractérisé en ce que le plan des volets auxiliaires (4,5) est perpendiculaire audit axe de stabilisation gyroscopique (OZ5). 3. Dispositif selon la revendication 1 caractérisé en ce que le plan des volets auxiliaires (4,5) forme un angle (90 -P) avec ledit axe de stabilisation gyroscopique (OZs). 4. Dispositif selon une des revendications précédentes caractérisé en ce qu'il comporte un moyen pour générer un couple tendant à augmenter la vitesse de l'engin autour dudit axe de stabilisation gyroscopique. 5. Dispositif selon la revendication 4 caractérisé en ce que ledit moyen comporte des volets compensateurs (14,15,24,25) fixés par rapport aux panneaux (2,3). 6. Dispositif selon la revendication 5 caractérisé en ce que lesdits volets compensateurs (14,15) sont solidaires des volets de stabilisation (4,5). - 7. Dispositif selon une des revendications 5 ou 6 caractérisé en ce que lesdits volets compensateurs (24,25) sont solidaires des panneaux (2,3). 8. Dispositif selon une des revendications 4 ou 7 caractérisé en ce que ledit moyen pour générer un couple comporte une inclinaison d'au moins une partie des panneaux auxiliaires (2,3) d'un angle donné y autour de leur axe Oys longitudinal de sorte que leur plan ne soit pas perpendiculaire audit axe de stabilisation (OZs)