Brevet FR2784472A1 — publié le 20000414

MAINTIEN D'ORBITE AUTONOME UTILISANT UN ACCELEROMETRE La présente invention se rapporte d'une façon générale aux engins spatiaux, et plus particulièrement, aux systèmes et procédés qui maintiennent de façon autonome une orbite d'un engin spatial en utilisant un accéléromètre. Le cessionnaire de la présente invention fabrique et déploie des engins spatiaux contenant des systèmes de communications qui orbitent autour de la terre. Une station au sol communique avec l'engin spatial et émet des ordres qui allument des propulseurs afin de manoeuvrer l'engin spatial et de commander son orbite. Dans un engin spatial caractéristique, des déterminations fréquentes par une station au sol à l'aide du système de positionnement global (GPS) évaluent et calculent les allumages des propulseurs de l'engin spatial afin de corriger des forces externes agissant sur 1'engin spatial. De meme, de telles déterminations sont nécessaires pour compenser des allumages de propulseurs non idéaux provoqués par des déséquilibres des quantités de mouvement ou des manoeuvres de correction d'orbite, et analogue. De mme, de telles déterminations sont nécessaires pour commander le co-positionnement relatif de plusieurs engins spatiaux dans une zone ou proximité orbitale étroite (ce que l'on appelle une boite orbitale). Dans les engins spatiaux déployés actuellement, la station au sol doit calculer l'orbite de l'engin spatial après chaque manoeuvre en orbite de mme qu'après un certain nombre d'intervalles de temps entre des manoeuvres qui sont cohérents avec les exigences de précision de l'orbite. Après que le calcul de l'orbite est réalisé, la station au sol télécharge une série d'ordres vers l'engin spatial afin de réaliser des manoeuvres de modification de vitesse ou commandées par propulseurs (que l'on appelle des manoeuvres delta-v), soit en temps réel, soit sous forme d'actions à réaliser plus tard. Cependant, il serait bénéfique d'avoir aussi peu d'interaction avec l'engin spatial qui possible, en particulier les interactions qui nécessitent des opérations de propulsion. La présente invention minimise grandement ces interactions. De ce fait, il serait avantageux de disposer de systèmes et de procédés qui maintiennent de façon autonome une orbite d'un engin spatial sans interaction excessive avec la station au sol. Afin de satisfaire les buts ci-dessus et d'autres, la présente invention prévoit des systèmes et procédés destinés à maintenir de façon autonome une orbite d'un engin spatial. Les systèmes et procédés utilisent un accéléromètre pour obtenir ceci. La présente invention permet que l'engin spatial exécute de façon autonome un profil delta-v (modification de vitesse ou allumage des propulseurs) soit généré à bord de 1'engin spatial soit téléchargé au moyen d'ordre émis du sol vers l'engin spatial à partir d'une station au sol sans intervention supplémentaire de la station au sol. Cette approche augmente de façon significative le temps entre les interventions de la station au sol par rapport aux manoeuvres de correction d'orbite. La présente invention assure que l'engin spatial conserve une position orbitale précise qui permet le copositionnement relatif de plusieurs engins à l'intérieur d'une boite d'orbite géosynchrone autorisée de façon caractéristique de 0,05 degré. La présente invention améliore également le pointage en vue d'une détection d'attitude fondée sur les astres. La consommation de combustible de 1'engin spatial est également réduite en utilisant la présente invention en assurant que le profil delta-v désiré soit maintenu, par exemple en interrompant une manoeuvre si le propulseur est trop puissant. La précision de l'accéléromètre détermine le temps entre des interventions du sol nécessaires quelconque. La présente invention peut tre utilisée pour procurer des bénéfices similaires à des engins spatiaux sur une orbite quelconque. Conformément à un premier aspect de la présente invention, on procure un système destiné à maintenir de façon autonome une orbite d'un engin spatial qui communique avec une station au sol, l'engin spatial comportant un système de propulsion, un ordinateur relié au système de propulsion, un récepteur relié à l'ordinateur afin de recevoir des ordres provenant de la station au sol, le système comprenant : un capteur qui est relié à l'ordinateur et qui mesure les variations de vitesse de l'engin spatial dues à la mise en oeuvre de son système de propulsion et à d'autres forces externes, et l'ordinateur relié à l'accéléromètre comprenant un programme qui exécute un profil delta-v prédéterminé en utilisant les sorties de l'accéléromètre afin de maintenir de façon autonome l'orbite d'un engin spatial. De préférence, le système de propulsion comprend un contrôleur relié à une pluralité de propulseurs. De façon avantageuse, le système comprend en outre un second capteur disposé sur l'engin spatial qui est relié à l'ordinateur et qui mesure les variations de vitesse de l'engin spatial suivant un axe différent de l'autre capteur. Les autres forces externes comprennent la pression solaire et la traînée aérodynamique. Le profil delta-v comprend des ordres émis du sol vers l'engin spatial à partir de la station au sol. De façon avantageuse, le profil delta-v est généré dans l'ordinateur à bord de 1'engin spatial sans autre intervention depuis la station au sol. De préférence, le capteur comprend un accéléromètre. Suivant un deuxième aspect, l'invention procure un procédé destiné à maintenir de façon autonome une orbite d'un engin spatial comprenant les étapes consistant à : mesurer les variations de vitesse de l'engin spatial, et exécuter un profil delta-v prédéterminé en réponse aux variations mesurées de la vitesse de l'engin spatial afin de maintenir de façon autonome 1'orbite de l'engin spatial. Suivant un premier mode de réalisation, l'étape de mesure des variations de la vitesse de l'engin spatial comprend l'étape consistant à traiter les sorties d'un accéléromètre disposé sur l'engin spatial. Dans un autre mode de réalisation, cette étape de mesure des variations de vitesse de l'engin spatial comprend l'étape consistant à traiter les sorties d'une pluralité d'accéléromètres disposés sur l'engin spatial. L'étape de mesure des variations de vitesse de l'engin spatial peut comprendre la mesure des variations dues à la pression solaire, ou bien les variations dues à la traînée aérodynamique. D'une façon préférée, l'étape d'exécution du profil delta-v prédéterminé comprend l'étape consistant à traiter les ordres du sol émis vers l'engin spatial à partir d'une station au sol. De façon avantageuse, l'étape d'exécution du profil delta-v prédéterminé comprend l'étape consistant à générer le profil delta-v prédéterminé à bord de l'engin spatial sans intervention d'une station au sol. Les diverses caractéristiques et les avantages de la présente invention peuvent tre plus facilement compris en faisant référence à la description détaillée qui suit, prise conjointement aux dessins annexés, sur lesquels des références numériques identiques indiquent des éléments structurels identiques, et dans lesquels : La figure 1 illustre un système d'exemple conforme aux principes de la présente invention qui maintient de façon autonome une orbite d'un engin spatial, et La figure 2 illustre un procédé d'exemple conforme aux principes de la présente invention destiné à maintenir de façon autonome une orbite d'un engin spatial. En se référant aux figures des dessins, la figure 1 illustre un système d'exemple 10 conforme aux principes de la présente invention. Le système 10 maintient de façon autonome une orbite d'un engin spatial 11. L'engin spatial 11 contient un accéléromètre 12, ou capteur 12, qui est de préférence positionné au niveau du centre'de masse de l'engin spatial 11 ou très près de celui-ci. L'accéléromètre 12 mesure la valeur delta-v (variation de vitesse) de l'engin spatial 11 due à la mise en oeuvre de son système de propulsion 13 et d'autres forces externes telles que la pression solaire ou la traînée aérodynamique agissant sur l'engin spatial 11. Le système de propulsion 13 comprend un contrôleur 14 qui est relié à une pluralité de propulseurs 15. L'accéléromètre 12 est relié à un ordinateur 16 ou processeur 16 à bord de l'engin spatial 11. Une antenne 17 est également reliée au moyen d'un récepteur 18 à l'ordinateur 16. L'ordinateur 16 est relié au contrôleur 14. Une station au sol 20 communique avec l'engin spatial 11 au moyen d'une antenne de station au sol 21. La station au sol 20 émet un profil delta-v (variation de vitesse ou allumage de propulseurs) sous la forme d'ordres du sol vers 1'engin spatial 11. L'ordinateur 16 peut tre programmé afin d'exécuter le profil delta-v (variation de vitesse ou allumage de propulseurs) téléchargé à partir de la station au sol 20 sous la forme d'ordres émis du sol vers 1'engin spatial 11. En variante, l'ordinateur 16 peut tre programmé afin d'exécuter un profil delta-v (variation de vitesse) généré dans l'ordinateur 11 en combinaison avec d'autres capteurs (accéléromètres 12) à bord de 1'engin spatial 11 sans intervention supplémentaire depuis la station au sol 20. Si l'accéléromètre 12 n'est pas placé au centre de masse de l'engin spatial 11 ou très près de celui-ci, et qu'un mouvement en attitude important est subi, une évaluation de vitesse angulaire peut tre utilisée afin d'empcher les perturbations d'attitude de perturber la mesure de translation de l'engin spatial faite en utilisant l'accéléromètre 12. Si l'évaluation de la vitesse angulaire n'est pas connue, une paire d'accéléromètres peut tre placée à deux distances différentes à l'écart du centre de gravité de l'engin spatial le long de l'axe où la variation de vitesse (Av) doit tre mesurée. Les mesures des deux capteurs peuvent tre combinées afin de mettre en facteur l'effet de ces mouvements d'attitude. Pour de nombreux satellites, le mouvement en attitude autour d'une orientation connue est très faible et lent. Pour la précision de delta-v (variation de vitesse) exigée pour une mission caractéristique, une évaluation de la vitesse angulaire ou un second accéléromètre 12 n'est pas nécessaire, car la valeur delta-v (variation de vitesse) mesurée par l'accéléromètre 12 due à cette rotation angulaire sera mise en moyenne au cours du temps pour devenir très proche de zéro. Cette mise en moyenne est due à ce que l'engin spatial reste toujours près de son orientation ordonnée. Si l'approximation sur les petits angles n'est pas suffisamment précise, alors une information de vitesse angulaire ou un second accéléromètre 12 peut tre utilisé. Si un seul axe de l'information delta-v (variation de vitesse) est nécessaire, le capteur ou accéléromètre 12 devra tre placé le long de cet axe passant par le centre de gravité de l'engin spatial 11. Si ceci peut tre fait de façon précise, le mouvement en attitude ne sera pas mesuré sous forme de delta-v le long de cet axe. L'accéléromètre 12 mesure la valeur delta-v (variation de vitesse) due à la mise en oeuvre du système de propulsion 13 de l'engin spatial (contrôleur 14 et propulseurs 15) et à d'autres forces externes telles que la pression solaire ou la traînée aérodynamique. Cette évaluation est traitée par l'ordinateur embarqué 16 afin de maintenir de façon autonome un profil delta-v désiré qui est préprogrammé dans l'ordinateur 16 à partir de la station au sol 20. L'ordinateur 16 active de façon autonome le système de propulsion 13 afin de corriger tout delta-v indésirable quelconque provenant d'une source quelconque excepté la gravité, car la gravité agit sur l'accéléromètre 12 et l'engin spatial 11. En se référant à présent à la figure 2, elle illustre un procédé d'exemple 30 conforme aux principes de la présente invention, destiné à maintenir de façon autonome une orbite d'un engin spatial 11. Le procédé d'exemple 30 comprend les étapes suivantes. Le procédé 30 mesure en 31 les variations de vitesse de 1'engin spatial 11 et exécute en 32 un profil d'allumage de propulseurs prédéterminé en réponse aux variations mesurées de la vitesse de l'engin spatial 11 afin de maintenir de façon autonome l'orbite de l'engin spatial 11. L'étape de mesure 31 des variations de vitesse de l'engin spatial 11 implique le traitement des sorties d'un accéléromètre 12 disposé sur l'engin spatial 11, qui est de préférence placé au centre de masse de l'engin spatial 11 ou près de celui-ci. L'étape de mesure 31 des variations de vitesse de l'engin spatial 11 peut comprendre la mesure des variations de vitesse de l'engin spatial 11 dues à la pression solaire ou à la traînée aérodynamique. L'étape d'exécution 32 du profil d'allumage de propulseurs prédéterminé peut comprendre l'étape de traitement d'ordres émis du sol vers l'engin spatial 11 à partir d'une station au sol 20. L'étape d'exécution du profil d'allumage de propulseurs prédéterminé peut, en variante, comprendre l'étape consistant à générer un profil d'allumage de propulseurs prédéterminé à bord de l'engin spatial sans intervention depuis une station au sol 20. Les présents système 10 et procédé 30 assurent que l'engin spatial 11 conserve une position orbitale précise qui permet le co-positionnement relatif de plusieurs engins spatiaux 11 à l'intérieur d'une boîte d'orbite géosynchrone autorisée qui est de façon caractéristique de 0,05 degré. En raison du maintien orbital précis procuré par le système 10 et le procédé 30, le pointage destiné à une détection d'attitude fondée sur les astres est également amélioré. La consommation de combustible requise par l'engin spatial 11 est également réduite en utilisant les présents système 10 et procédé 30, en assurant que le profil delta-v désiré soit conservé, ce qui peut comprendre l'interruption d'une manoeuvre si un propulseur 15 agit de façon trop puissante. La précision de l'accéléromètre 15 détermine le temps entre des interventions nécessaires quelconques depuis la station au sol 20. Ainsi, on a décrit des systèmes et des procédés qui maintiennent de façon autonome une orbite d'un engin spatial. On doit comprendre que les modes de réalisation décrits sont purement illustratifs de certains des nombreux modes de réalisation particuliers qui représentent des applications des principes de la présente invention. A l'évidence, de nombreux autres agencements peuvent tre facilement conçus par l'homme de l'art sans s'écarter de la portée de l'invention. REVENDICATIONS 1. Système (10) destiné à maintenir de façon autonome une orbite d'un engin spatial (11) qui communique avec une station au sol (20), l'engin spatial (11) comportant un système de propulsion (13), un ordinateur (16) relié au système de propulsion, un récepteur (18) relié à l'ordinateur destiné à recevoir des ordres provenant de la station au sol (20), le système comprenant : un capteur (12) qui est relié à l'ordinateur et qui mesure des variations de vitesse de l'engin spatial dues à la mise en oeuvre de son système de propulsion (13)'et à d'autres forces externes, et l'ordinateur (16) relié à l'accéléromètre (12) comprenant un programme qui exécute un profil delta-v prédéterminé en utilisant les sorties de l'accéléromètre (12) afin de maintenir de façon autonome l'orbite de l'engin spatial. 2. Système selon la revendication 1, dans lequel le système de propulsion (13) comprend un contrôleur (14) relié à une pluralité de propulseurs (15). 3. Système selon la revendication 1, comprenant en outre un second capteur (12) disposé l'engin spatial (11), qui est relié à l'ordinateur (16) et qui mesure les variations de vitesse de l'engin spatial (11) le long d'un axe différent de l'autre capteur. 4. Système selon la revendication 1, dans lequel les autres forces externes comprennent la pression solaire. 5. Système selon la revendication 1, dans lequel les autres forces externes comprennent la traînée aérodynamique. 6. Système selon la revendication 1, dans lequel le profil delta-v comprend des ordres émis du sol vers l'engin spatial (11) à partir de la station au sol (20). 7. Système selon la revendication 1, dans lequel le profil delta-v est généré dans l'ordinateur (16) à bord de l'engin spatial sans intervention supplémentaire depuis la station au sol. 8. Système selon la revendication 11, dans lequel le capteur (12) comprend un accéléromètre. 9. Système selon la revendication 3, dans lequel les capteurs comprennent des accéléromètres. 10. Procédé (30) destiné à maintenir de façon autonome une orbite d'un engin spatial (11) comprenant les étapes consistant à : mesurer (31) des variations de vitesse de l'engin spatial (11), et exécuter (32) un profil delta-v prédéterminé en réponse aux variations mesurées de la vitesse de l'engin spatial (11) afin de maintenir de façon autonome l'orbite de l'engin spatial. 11. Procédé selon la revendication 10, dans lequel l'étape de mesure (31) des variations de vitesse de l'engin spatial comprend l'étape consistant à : traiter des sorties d'un accéléromètre (12) disposé sur l'engin spatial. 12. Procédé selon la revendication 11, dans lequel l'étape de mesure (31) des variations de vitesse de l'engin spatial comprend l'étape consistant à : traiter les sorties d'une pluralité d'accéléromètres (12) disposés sur l'engin spatial. 13. Procédé selon la revendication 10, dans lequel l'étape de mesure (31) des variations de vitesse de l'engin spatial comprend l'étape consistant à mesurer des variations de vitesse de l'engin spatial dues à la pression solaire. 14. Procédé selon la revendication 10, dans lequel l'étape de mesure (31) des variations de vitesse de l'engin spatial comprend l'étape consistant à mesurer des variations de vitesse de l'engin spatial dues à la traînée aérodynamique. 15. Procédé selon la revendication 10, dans lequel l'étape d'exécution (32) du profil delta-v prédéterminé comprend l'étape consistant à traiter des ordres émis du sol vers 1'engin spatial (11) à partir d'une station au sol (20). 16. Procédé selon la revendication 10, dans lequel l'étape d'exécution (32) du profil delta-v déterminé comprend l'étape consistant à générer le profil delta-v prédéterminé à bord de l'engin spatial sans intervention depuis une station au sol.