Brevet FR2769774A1 — publié le 19990416

La présente invention concerne des procédés et des systèmes pour rendre maximale la couverture d'une constellation de satellites à des heures locales prédéterminées pour un ensemble de lieux géographiques prédéterminés. La conception et l'analyse d'une mission spatiale sont généralement effectuées de façon à déterminer des constellations qui peuvent répondre au plus grand nombre d'exigences concernant la mission, pour le plus faible coût possible. Lors de ce processus, la couverture de constellations candidates est souvent mise en correspondance avec les besoins correspondant au trafic de pointe en des lieux spécifiés. Cependant, les besoins concernant le trafic peuvent être fortement corrélés avec l'heure locale, comme par exemple le trafic téléphonique quotidien qui atteint sa valeur maximale pendant la période allant de 9:00 h à 17:00 h. La synchronisation de la constellation avec l'heure locale peut donc augmenter notablement le taux d'utilisation des ressources. Plusieurs orbites existantes, telles que les orbites héliosynchrones, les orbites Molniya, etc., synchronisent le passage exact du point sub-satellite de chaque satellite individuel au-dessus d'un lieu prédéterminé à certaines heures locales prédéterminées. Cependant, il n'existe pas d'approche systématique générale pour synchroniser la couverture de la totalité d'une constellation de satellites, qui peut être constituée de plus d'un satellite, avec l'heure locale. Le but général de la présente invention est donc de fournir un procédé et un système pour rendre maximale la couverture d'une constellation de satellites à des heures locales prédéterminées pour un ensemble de lieux géographique prédéterminés. Pour atteindre le but mentionné ci-dessus, ainsi que d'autres buts, caractéristiques et avantages de la présente invention, on propose un procédé destiné à rendre maximale la couverture d'une constellation de satellites à des heures locales prédéterminées pour un ensemble de lieux géographiques prédéterminés. Le procédé met en jeu l'étape de détermination d'une constellation de satellites ayant une première couverture, la constellation comportant au moins un satellite souhaité ayant une trajectoire qui lui est associée. Le procédé comprend également l'étape de détermination d'une période de rotation pour chacun des satellites souhaités. En outre, le procédé comprend l'étape de détermination d'une couverture dépendant du temps pour la constellation de satellites sur la base de la période de rotation et de la trajectoire de chacun des satellites souhaités. Le procédé comprend en outre l'étape d'inclinaison de la trajectoire d'au moins l'un des satellites souhaités pour obtenir une seconde couverture sur la base de la couverture dépendant du temps, la seconde couverture assurant une couverture maximale aux heures locales prédéterminées pour l'ensemble de lieux géographiques prédéterminés. Enfin, le procédé comprend l'étape de génération de signaux d'ordres destinés à modifier la trajectoire dudit au moins un satellite souhaité. Pour atteindre en outre le but mentionné ci-dessus, ainsi que d'autres buts, caractéristiques et avantages de la présente invention, on propose également un système destiné à mettre en oeuvre les étapes du procédé décrit cidessus. Le système comprend un processeur ayant pour fonction de déterminer une période de rotation pour chacun des satellites souhaités, de déterminer une couverture dépendant du temps pour la constellation de satellites sur la base de la période de rotation et de la trajectoire de chacun des satellites souhaités, et d'incliner la trajectoire d'au moins l'un des satellites souhaités pour obtenir la seconde couverture. Le système comprend également des moyens pour générer des signaux d'ordres destinés à modifier la trajectoire dudit au moins un satellite souhaité. Le but mentionné ci-dessus, ainsi que d'autres buts, caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront clairement de la description détaillée présentée ci-dessous du meilleur mode de mise en oeuvre de l'invention lorsqu'elle est associée aux dessins annexés. La figure 1 est une représentation sous forme de diagramme illustrant un système de communication par satellites de la présente invention la figure 2 est une illustration schématique d'une constellation type de satellites utilisés dans le procédé et le système de la présente invention la figure 3 est un organigramme illustrant la séquence générale d'étapes associées au procédé de la présente invention la figure 4 est une vue équirectangulaire de la projection des plans orbitaux sur la surface de la Terre pour une constellation de satellites particulière la figure 5 est un graphique illustrant le nombre de satellites observés par heure en un lieu géographique prédéterminé avant d'intégrer le procédé de la présente invention la figure 6 est un graphique illustrant le nombre de satellites observés par heure au lieu géographique prédéterminé après intégration du procédé de la présente invention ; et la figure 7 est une vue équirectangulaire de la projection des plans orbitaux sur la surface de la Terre pour la constellation de satellites particulière après intégration du procédé de la présente invention. Comme représenté tout d'abord ans la figure 1, un système 10 de communications à base de satellites ayant une géométrie typique permettant de mettre en oeuvre la présente invention, est illustré de façon schématique. En général, le système 10 comporte une pluralité de satellites 14 de communications appartenant à une constellation de satellites. La constellation de satellites peut être constituée d'un nombre quelconque de plans orbitaux 15, comme représenté dans la figure 2. La constellation de satellites de la présente invention peut assurer une couverture de télécommunications, ou d'autres types de couvertures, comme par exemple à des fins de télédétection ou de surveillance. Les satellites 14 sont en communication avec une station terrestre 12 pour satellites, qui commande et contrôle les satellites 14 en fonction de données traitées par un processeur 16. Comme représenté à présent sur la figure 3, les étapes générales associées au procédé de la présente invention sont illustrées. En premier lieu, on détermine une constellation de satellites souhaitée comme représenté dans le bloc 20. A titre d'exemple, il peut être souhaitable de concevoir une constellation de satellites assurant en permanence une couverture globale. Par conséquent, il peut être souhaitable d'utiliser cinq satellites dans deux plans pour assurer cette couverture globale. Il est également souhaitable de faire en sorte que les deux plans soient espacés de façon plus uniforme sur le globe. Si le lieu géographique souhaité est la frontière entre l'Espagne et la France, la latitude est de 400 N tandis que la longitude est égale à 00. L'angle d'inclinaison de chacun des satellites peut être de 450. Si le lieu géographique souhaité est Los Angeles, qui est proche d'une longitude égale à 1200, les noeuds ascendants seraient par conséquent respectivement de 600 et de 1200. Chacun de ces satellites est conçu pour suivre une trajectoire particulière définissant l'orbite du satellite en fonction du temps. La trajectoire de l'orbite d'un satellite est définie par un ensemble de paramètres orbitaux. Ces paramètres correspondent à des rotations de la trajectoire dans certains systèmes de coordonnées d'inertie. En second lieu, on détermine la période de rotation de chacun des satellites, comme représenté dans le bloc 22. Si le point considéré (lieu géographique prédéterminé) et l'orbite sont proches de l'équateur, c'est-à-dire si la latitude est égale à 00, la période orbitale est déterminée de la manière suivante P = [msDsDN / nDN + msDs)], (Eq. 1) où P est la période de l'orbite, son signe indiquant s'il s'agit d'une orbite directe ou rétrograde n est un entier dont la valeur absolue est égale au nombre de fois où le satellite passe par la même longitude géographique au cours de la période de répétition mS est le nombre de jours solaires moyens par période de répétition et peut être un entier positif premier par rapport à n Ds est le jour solaire moyen, qui est de 24 heures ou de 1440 minutes ; et DN est le jour nodal qui est la période de la rotation terrestre par rapport au noeud ascendant ou à un point quelconque du plan orbital. Si le plan orbital ne tourne pas dans le référentiel d'inertie, il est identique au jour sidéral Dl qui est d'environ 1436 minutes. Lorsque le point considéré ne peut pas être couvert par des orbites équatoriales, on utilise des orbites inclinées. La période orbitale doit alors satisfaire la contrainte suivante T = msDs = mNDN = (n+m)PI (Eq. 2) où mN est le nombre de jours nodaux par période de répétition, qui doit être un entier positif premier par rapport à n ; et T est la période de répétition à laquelle le diagramme de couverture commence à se répéter. En utilisant l'exemple donné ci-dessus, comme le lieu géographique souhaité est une latitude égale à 400 Nord, l'équation 2 doit être résolue pour déterminer la période de rotation de chacun des satellites étant donné qu'il ne s'agit pas d'une orbite équatoriale. Si l'on suppose que la différence entre mS et mN peut être compensée par maintien à poste, n est fixé égal à 3 et mN = mS = 1. Si l'on choisit une période de répétition de T égale à 24 heures, P est égal à 6 heures. Par conséquent, la période de rotation de chacun des satellites souhaités est égale à 6 heures. Le déplacement longitudinal géographique pour les deux méthodes à la fin du pièze jour solaire est le suivant 27t Mod[(i/ms)n,l]. (Eq. 3) Le déplacement longitudinal géographique correspond à la longitude du point subsatellite moins la longitude initiale après la période de temps qui s'est écoulée. il est donc garanti que le satellite reviendra à la longitude souhaitée à une heure locale souhaitée. Connaissant la période de la constellation de satellites, la couverture dépendant du temps assurée par les satellites peut alors être déterminée, comme indiqué dans le bloc 24, en utilisant une simulation ou une autre analyse du même type. Si l'on se réfère de nouveau à l'exemple de constellation de satellites qui correspond à la constellation OCI normalisée (Orbite Circulaire Intermédiaire), la constellation est constituée de deux plans de cinq satellites chacun à une altitude d'environ 10355 km et avec une inclinaison de 450. Comme décrit précédemment, les noeuds ascendants des deux plans sont espacés de 1800, à une longitude d'environ 0 et 1800. La projection des plans orbitaux sur la surface de la Terre est représentée en vue équirectangulaire sur la figure 4. Sur la base de la période de la constellation OCI, le nombre de satellites observés par heure au lieu géographique prédéterminé, par exemple à la latitude de 400, est représenté sur la figure 5. Comme on peut le voir à la figure 5, les ressources satellitaires ne sont pas optimisées étant donné qu'un nombre maximum de satellites est vu de façon sporadique tout au long de la journée. Comme la couverture souhaitée dépend de l'heure locale au lieu géographique prédéterminé, il est souhaitable d'avoir le plus grand nombre possible de satellites assurant une couverture au lieu géographique prédéterminé pendant environ 8-12 heures par jour pendant le milieu de la journée. Cela est obtenu en inclinant, ou en réorientant la constellation de satellites autour de l'axe y dans le plan équatorial, comme représenté dans le bloc 26. Ce processus est accompli en répétant la simulation mentionnée ci-dessus après avoir fait tourner les paramètres définissant la trajectoire jusqu'à ce que la couverture souhaitée soit obtenue. Le degré d'inclinaison dépend de la constellation. Pour l'exemple donné, une inclinaison de 60 est optimale, comme représenté dans la figure 6. Les paramètres orbitaux de la constellation inclinée correspondent à un angle d'inclinaison de 69,30 et à des noeuds ascendants de 40,9 E et de 139,1 E. Les figures 5 et 6 indiquent que la constellation avant inclinaison présente environ 5 heures de couverture optimale, à savoir de 9:00 h à 14:00 h. Une fois que la constellation a été inclinée, une couverture optimale peut être obtenue de 5:00 h à 18:00 h, c'est-à-dire pendant 13 heures, ce qui constitue une amélioration de 260 W. La projection des plans orbitaux dans une vue équirectangulaire après inclinaison est représentée sur la figure 7. Enfin, des signaux d'ordres sont générés pour modifier la trajectoire sur la base du degré souhaité d'inclinaison. Comme la présente invention peut être exploitée à la fois pour concevoir une nouvelle constellation de satellites et pour modifier une constellation de satellites préexistante, cette étape est réalisée selon l'une de deux manières. Dans le cas où l'on conçoit une nouvelle constellation de satellites, l'opération d'inclinaison correspond à une rotation du système de coordonnées d'inertie initial. Plus précisément, les paramètres orbitaux définissant la trajectoire sont tout d'abord exprimés sous la forme de matrices de rotation. Ces matrices de rotation sont ensuite transformées conformément au degré souhaité d'inclinaison. Un nouveau système de coordonnées est alors extrait des matrices de rotation inclinées afin d'obtenir les nouveaux paramètres orbitaux. La nouvelle constellation de satellites présentant la couverture optimale est alors réalisée par programmation d'un calculateur 32 (figure 1) dans un véhicule 34 de lancement qui peut par exemple être une fusée ou un propulseur d'appoint avec les nouveaux paramètres orbitaux. Les satellites sont alors lancés dans l'espace au moyen du véhicule de lancement de telle façon que les nouveaux paramètres orbitaux y aient été programmés, comme indiqué dans le bloc 28. Pour des constellations de satellites existantes, des signaux d'ordres doivent être générés par la station terrestre 12 pour satellites pour obtenir le degré souhaité d'inclinaison, comme représenté dans le bloc 30. Les signaux d'ordres sont transmis par la station terrestre 12 pour satellites aux satellites 14 sélectionnés afin de modifier les paramètres orbitaux pour que la variation nette du plan orbital soit de 600. Les signaux d'ordres ordonnent aux satellites 14 de mettre à feu certains propulseurs (non représentés) pendant une certaine durée à un instant prédéterminé. Le processus d'inclinaison de la présente invention décale les ressources satellitaires en les éloignant de l'équateur vers les "points chauds" à certaines heures. Le mouvement de la Terre par rapport au plan orbital, qui n'est pas nécessairement le mouvement de la Terre par rapport au satellite individuel, amène alors les ressources satellitaires vers les endroits de trafic quotidien aux heures appropriées. Par conséquent, la couverture quotidienne assurée par la totalité de la constellation de satellites est adaptée aux besoins en trafic aux heures locales prédéterminées. Les performances globales de la constellation de satellites sont ainsi améliorées sans aucune modification du matériel du segment spatial. Bien que les meilleurs modes de mise en oeuvre de l'invention aient été décrits en détail, les spécialistes de la technique concernée par la présente invention sauront déterminer divers autres concepts et modes de réalisation pour mettre en oeuvre l'invention. REVENDICATIONS 1. Procédé pour rendre maximale la couverture d'une constellation de satellites (14) à des heures locales prédéterminées pour un ensemble de lieux géographiques déterminés, le procédé étant caractérisé en ce qu'il comprend les étapes consistant en la détermination (20) d'une constellation de satellites ayant une première couverture, la constellation comportant au moins un satellite souhaité, chaque satellite souhaité ayant une trajectoire qui lui est associée, la détermination (22) d'une période de rotation pour chacun des satellites (14) souhaités la détermination (24) d'une couverture dépendant du temps pour la constellation de satellites sur la base de la période de rotation et de la trajectoire de chacun des satellites (14) souhaités l'inclinaison (26) de la trajectoire (15) d'au moins l'un des satellites souhaités pour obtenir une seconde couverture sur la base de la couverture dépendant du temps, la seconde couverture assurant une couverture maximale aux heures locales prédéterminées pour l'ensemble de lieux géographiques prédéterminés ; et la génération de signaux d'ordres (28, 30) pour modifier la trajectoire dudit au moins un satellite souhaité (14). 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que la génération (28, 30) des signaux d'ordres comprend la programmation d'un calculateur (32) avec des paramètres orbitaux dépendant de la trajectoire inclinée (15). 3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en outre en ce qu'il comprend le lancement (34) dudit au moins un satellite (14) souhaité dans lequel les paramètres orbitaux ont été programmés. 4. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que la génération (28, 30) des signaux d'ordres comprend la transmission des signaux d'ordres audit au moins un satellite souhaité (14). 5. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que la détermination (22) de la période de rotation comprend la détermination du fait de savoir si la trajectoire (15) dudit au moins satellite souhaité (14) est équatoriale. 6. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce que la détermination (22) de la période comprend la détermination de la période de rotation conformément à l'équation ci-dessous si la trajectoire est équatoriale P = [msD9DN / nDN + mSD9) où P est la période de l'orbite (15), son signe indiquant s'il s'agit d'une orbite directe ou rétrograde n est un entier dont la valeur absolue est égale au nombre de fois où le satellite passe par la même longitude géographique au cours de la période de répétition mS est le nombre de jours solaires moyens par période de répétition et doit être un entier positif premier par rapport à n Ds est le jour solaire moyen, qui est de 24 heures ou de 1440 minutes ; et DN est le jour nodal qui est la période de la rotation terrestre par rapport au noeud ascendant ou à un point quelconque du plan orbital (15). 7. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce que la détermination (22) de la période comprend la détermination de la période de rotation conformément à l'équation ci-dessous, si la trajectoire n'est pas équatoriale T P n + mN où mN est le nombre de jours nodaux par période de répétition, qui doit être un entier positif premier par rapport à n ; et T est la période de répétition à laquelle le diagramme de couverture commence à se répéter. 8. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que la détermination de la couverture dépendant du temps comprend la réalisation d'une simulation. 9. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que la trajectoire (15) est définie par un premier système de coordonnées, et dans lequel l'inclinaison (26) de la trajectoire comprend la transposition du premier système de coordonnées en des matrices de rotation la transformation des matrices de rotation sur la base de l'inclinaison ; et la détermination d'un second système de coordonnées sur la base des matrices de rotation transformées. 10. Système (10) pour rendre maximale la couverture d'une constellation de satellites (14) à des heures prédéterminées pour un ensemble prédéterminé de lieux géographiques, la constellation de satellites (14) ayant une première couverture et comportant au moins un satellite (14) souhaité, caractérisé en ce que chaque satellite (14) souhaité a une trajectoire (15) qui lui est associée, le système (10) comprenant un processeur (16) ayant pour fonction de déterminer une période de rotation pour chacun des satellites (14) souhaités, de déterminer une couverture dépendant du temps de la constellation de satellites sur la base de la période de rotation et de la trajectoire (15) de chacun des satellites (14) souhaités, et d'incliner la trajectoire (15) d'au moins un des satellites (14) souhaités, pour obtenir une seconde couverture sur la base de la couverture dépendant du temps, la seconde couverture assurant une couverture maximale aux heures locales prédéterminées pour l'ensemble de lieux géographiques prédéterminés ; et des moyens (16, 32) générateurs de signaux d'ordres destinés à modifier la trajectoire (15) du au moins un satellite (14) souhaité. 11. Système (10) selon la revendication 10, caractérisé en ce que les moyens générateurs (16, 32) sont un calculateur (32) programmé pour lancer ledit au moins un satellite (14) souhaité dans l'espace avec la trajectoire (15) modifiée. 12. Système (10) selon la revendication 11, caractérisé en ce que la trajectoire (15) est une trajectoire théorique. 13. Système (10) selon la revendication 10, caractérisé en ce que les moyens générateurs (16, 32) sont un processeur (16) couplé à une station terrestre (12), la station terrestre (12) ayant pour fonction de transmettre et de recevoir les signaux vers le au moins un satellite (14) souhaité et en provenance de celui-ci. 14. Système (10) selon la revendication 13, caractérisé en ce que la trajectoire (15) est une trajectoire réelle. 15. Système (10) selon la revendication 10, caractérisé en ce que le processeur (16), lors de la détermination de la période de rotation, est en outre prévu pour déterminer si la trajectoire (15) dudit au moins un satellite (14) souhaité est équatoriale. 16. Système (10) selon la revendication 15, caractérisé en ce que le processeur (16), lors de la détermination de la période, a en outre pour fonction de déterminer la période de rotation conformément à l'équation ci-dessous, si la trajectoire est équatoriale P = [msDgDN / (nDN + m,D,)]. où P est la période de l'orbite (15), son signe indiquant s'il s'agit d'une orbite directe ou rétrograde n est un entier dont la valeur absolue est égale au nombre de fois où le satellite (14) passe par la même longitude géographique au cours de la période de répétition mS est le nombre de jours solaires moyens par période de répétition et doit être un entier positif premier par rapport à n Ds est le jour solaire moyen, qui est de 24 heures ou de 1440 minutes ; et DN est le jour nodal qui est la période de la rotation terrestre par rapport au noeud ascendant ou à un point quelconque du plan orbital. 17. Système selon la revendication 15, caractérisé en ce que le processeur (16), lors de la détermination de la période, a en outre pour fonction de déterminer la période de rotation conformément à l'équation ci-dessous, si la trajectoire n'est pas équatoriale T P = n + où mN est le nombre de jours nodaux par période de répétition, qui doit être un entier positif premier par rapport à n ; et T est la période de répétition à laquelle le diagramme de couverture commence à se répéter. 18. Système (10) selon la revendication 10, caractérisé en ce que le processeur (16), lors de la détermination de la couverture dépendant du temps, a en outre pour fonction d'effectuer une simulation. 19. Système (10) selon la revendication 10, caractérisé en ce que la trajectoire (15) est définie par un premier système de coordonnées, et caractérisé en ce que le processeur (16), lors de l'inclinaison de la trajectoire, a en outre pour fonction de transposer le premier système de coordonnées en des matrices de rotation, de transformer les matrices de rotation sur la base de l'inclinaison, et de déterminer un second système de coordonnées, sur la base des matrices de rotation transformées.