Brevet FR2781756A1 — publié le 20000204

SYSTEME DE COMMANDE DE VITESSE DE VOLANT POUR ENGIN SPATIAL AVEC ELIMINATION DE LA QUANTITE DE MOUVEMENT DE L'ESPACE NUL DES VOLANTS La présente invention se rapporte à un engin spatial comportant des volants d'inertie destinés à la commande de l'attitude, et plus particulièrement à un système de commande destiné à un engin spatial utilisant au moins quatre volants d'inertie pour stocker une quantité de mouvement dans les trois dimensions. L'invention s'applique également à un engin spatial utilisant au moins trois volants d'inertie pour stocker une quantité de mouvement dans deux dimensions ou bien un engin spatial utilisant au moins deux volants d'inertie pour stocker une quantité de mouvement dans une dimension. Les engins spatiaux en orbite sont utilisés pour une large diversité d'utilisations de détection et de communications. Pour certaines applications, il peut être souhaitable que l'engin spatial soit relativement proche de la Terre. Dans des buts de communications, une orbite équatoriale géosynchrone est souvent souhaitable. Cependant, quelle que soit l'orbite, un satellite doit être stabilisé dans l'espace si des capteurs ou des antennes doivent être pointés dans des directions appropriées. La stabilisation de l'attitude de l'engin spatial peut être réalisée en faisant tourner l'engin spatial et en montant les capteurs ou les antennes sur une plate-forme stabilisée dont la rotation est annulée. En variante, l'engin spatial peut être stabilisé suivant trois axes. La stabilisation sur trois axes peut être réalisée par un système de commande utilisant des impulseurs à combustion de carburant, mais l'utilisation de tels impulseurs nécessite une consommation de carburant, ce qui tend à limiter la durée de vie de l'engin spatial. Un autre procédé de stabilisation sur trois axes utilise des bobines ou applicateurs de couples magnétiques qui interagissent avec les champs magnétiques d'un corps céleste qui est en orbite afin de fournir les couples désirés. Les applicateurs de couples magnétiques ont pour inconvénient que les couples possibles tendent.à être faibles, et qu'ils sont dépendants de façon indésirable de l'amplitude locale du champ magnétique du corps céleste particulier qui est en orbite. Les champs magnétiques varient de temps à autre et d'un emplacement à l'autre. L'avantage prépondérant des applicateurs de couples magnétiques cependant, est que leur fonctionnement ne nécessite que de l'énergie électrique, qui peut être une énergie renouvelable sur un engin spatial muni de panneaux solaires. Des couples plus importants que ceux disponibles en utilisant des applicateurs de couples magnétiques peuvent être obtenus avec des volants de réaction ou volants d'inertie entraînés électriquement. De tels volants sont également entraînés électriquement et ont pour avantage de pouvoir fournir des couples relativement importants indépendamment de la position en orbite. En principe, un engin spatial stabilisé sur trois axes ne nécessite que trois volants de réaction ou volants d'inertie (appelés ci-après "volants de réaction" ou "volants") mutuellement orthogonaux. Pour pouvoir prévoir une redondance dans le cas où l'un des trois volants orthogonaux est défaillant, l'engin spatial comprend souvent au moins un volant de réaction supplémentaire, orienté suivant un angle incliné par rapport aux trois autres. Le quatrième volant fournit une redondance pour les trois autres volants car il applique des composantes de quantité de mouvement suivant les trois autres axes. Ainsi, le volant de réaction incliné peut être utilisé en conjonction avec deux des autres volants pour commander l'attitude de l'engin spatial. Des prévisions en augmentation se rapportant aux performances de l'engin spatial et à des possibilités améliorées ont conduit à une augmentation permanente de la taille de l'engin spatial. La taille augmentée nécessite à son tour une possibilité de couple et de quantité de mouvement supérieure le long de chaque axe de commande de volant d'inertie. Plutôt que d'utiliser trois volants de réaction mutuellement orthogonaux plus grands avec un volant incliné, on a découvert qu'il y avait des avantages à utiliser quatre volants de réaction plus petits inclinés ou plus pour obtenir la quantité de mouvement et le couple requis. Lorsque quatre volants de réaction ou plus sont utilisés, les technologies de commande modernes utilisent la totalité des volants pendant le fonctionnement. Lorsque quatre volants de réaction ou plus sont utilisés pour la commande, une quantité de mouvement résultante donnée des volants peut être obtenue par de nombreuses combinaisons des différentes vitesses des volants, c'est-à-dire que les trois composantes de quantité de mouvement du corps sont projetées sur un nombre infini de combinaisons de quantité de mouvement des volants. Durant les opérations de commande d'attitude, les divers volants de réaction sont accélérés et décélérés afin d'appliquer des couples désirés au corps de l'engin spatial. Pour une quantité de mouvement donnée totale de l'engin spatial, chaque vitesse de volant dérivera par rapport à sa valeur optimale, en raison de la nature mal déterminée de la commande des volants, en augmentant ainsi la consommation d'énergie totale. Dans le pire des cas, un volant peut atteindre sa vitesse maximum, même si la quantité de mouvement stockée totale des volants est faible. Ainsi, un agencement de gestion de la vitesse est nécessaire. Un agencement de gestion de la vitesse de la technique antérieure connu permet que les vitesses des volants dérivent par rapport à leurs valeurs d'énergie optimales et surveille la vitesse de chaque volant de réaction. Lorsque l'un des volants de réaction atteint un seuil de vitesse prédéterminé, il est désactivé. Cette vitesse du volant diminue jusqu'à zéro en raison des frottements, et la quantité de mouvement du volant est redistribuée vers les autres volants fonctionnels. Dans ce procédé, un inconvénient est la perturbation du couple de frottement du volant désactivé. Ce couple de frottement résulte en une erreur d'attitude. Un agencement de gestion de la vitesse de volant est souhaité, lequel maintient chaque volant à sa vitesse d'énergie optimale sans communiquer de perturbation à l'engin spatial. Un tel système est décrit dans le brevet des Etats-Unis N 5 058 835 délivré le 22 octobre 1991 à Goodzeit et al. intitulé WHEEL SPEED MANAGEMENT CONTROL SYSTEM FOR SPACECRAFT qui décrit un système de gestion de vitesses de volants pour un engin spatial qui utilise au moins quatre volants de réaction pour la commande de l'attitude. Le système de gestion décrit par Goodzeit et al. surveille les vitesses des volants et génère un vecteur d'erreur de vitesse de volant. Ce vecteur d'erreur est intégré, et le vecteur d'erreur ainsi que son intégrale sont combinés pour former un vecteur de correction. Le vecteur de correction est ajouté aux signaux d'ordre de couples de commande d'attitude afin de piloter les volants de réaction. La présente invention se distingue du système décrit dans le brevet de Goodzeit et al. en ce qu'elle ne nécessite pas la génération d'un vecteur d'erreur de vitesse de volant car la présente invention commande les composantes de l'espace nul (sous-espace des vecteurs dont la transformée est nulle) des vitesses des volants au lieu des erreurs des vitesses des volants. En outre, la présente invention possède la souplesse de commande des composantes de l'espace nul à des valeurs non nulles, ce qui est une capacité qui n'est pas possible avec le système décrit dans le brevet de Goodzeit et al. C'est un but de la présente invention de réaliser un système de commande de vitesses de volants amélioré pour des volants d'inertie d'un engin spatial. Un autre but de la présente invention est de réaliser un système de commande de vitesses de volants qui commande les composantes de l'espace nul des vitesses des volants. Encore un autre but de la présente invention consiste à réaliser un système de commande de vitesses de volants qui réduit les composantes s'annulant dans l'espace des vitesses des volants à des valeurs désirées qui sont souvent nulles. Ces buts sont atteints par l'invention grâce aux caractéristiques des revendications indépendantes 1, 3,6, 9 et 12. Des développements avantageux sont indiqués dans les revendications dépendantes. Conformément à un premier aspect, l'invention procure, Dans un corps contenant des dispositifs de stockage de moment angulaire actifs surnuméraires, un moyen de traitement comprenant un moyen destiné à déterminer un ensemble de couples d'actionneurs pour amener lesdits dispositifs de stockage à exercer le couple de commande désiré sur ledit corps, et un moyen pour amener les composantes de l'espace nul des vitesses angulaires desdits dispositifs de stockage à passer à des valeurs spécifiées. De façon préférée, les dispositifs de stockage sont des volants de réaction. Suivant un second aspect, l'invention procure un système de commande destiné à un engin spatial, comprenant : N # 4 volants de réaction actifs configurés pour permettre un stockage de moment angulaire tridimensionnel, lesdits volants de réaction étant adaptés pour recevoir des signaux de pilotage de couples destinés à appliquer un couple audit engin spatial sous la commande desdits signaux de pilotage de couples, un moyen de détection destiné à déterminer ou à estimer des signaux de vitesses de volants Col, ... , coN, un moyen de commande d'attitude relié audit moyen de détection afin de générer des signaux de commande de couples T,, Ty, T, un premier moyen de calcul (10) répondant auxdits signaux de couples Tx, Ty, Tz afin de fournir des signaux de sortie Ti, ... , Tu , représentatifs des couples nominaux des volants, un second moyen de calcul (12) répondant auxdits signaux de vitesses de volants col, wN, pour fournir M N - 3 signaux de sortie zx, zm qui sont des valeurs scalaires de l'espace nul desdites vitesses de volants, un troisième moyen de calcul (14,16) répondant auxdits signaux de sortie z., ... , zm afin de générer des signaux de différences de couples delta T1, ..., TN, et un moyen destiné à combiner lesdits signaux de delta de couples et lesdits signaux de couples de volants nominaux afin de produire des signaux de couples de volants qui fournissent les couples de volants désirés qui permettent d'obtenir les couples de commande désirés Tx, Ty, Tz tout en gardant des vitesses faibles en commandant lesdits signaux de sortie zj, ..., zm à des valeurs désirées. De façon avantageuse, le système de commande comprend en outre un moyen d'intégrateur relié auxdits signaux de sortie zl, zm afin de fournir des signaux d'intégrateur I1, ... , IM et dans lequel ledit troisième moyen de calcul (14, 16) répond auxdits signaux de sortie zl, ..., zm et auxdits signaux d'intégrateur Il, ..., IM afin de générer des signaux de delta de couples OT1, ..., TN. De préférence, lesdites valeurs désirées de zl, zM sont nulles. Suivant un troisième aspect, l'invention procure un système de commande destiné à un engin spatial, comprenant : N # 3 volants de réaction actifs configurés pour permettre un stockage d'un moment angulaire bidimensionnel, lesdits volants de réaction étant adaptés pour recevoir des signaux de pilotage de couples afin d'appliquer un couple audit engin spatial sous la commande desdits signaux de pilotage de couples, un moyen de détection destiné à déterminer ou à estimer les signaux de vitesses de volants #1, ..., (ON' un moyen de commande d'attitude relié audit moyen de détection afin de générer des signaux de couples Tx, Ty, un premier moyen de calcul répondant auxdits signaux de couples Tx, Ty afin de fournir des signaux de sortie #1, ..., TN, représentatifs des couples nominaux des volants, un second moyen de calcul répondant auxdits signaux de vitesses de volants col, ..., roN, afin de fournir MA N- 2 signaux de sortie z,, ..., Z. qui sont des valeurs scalaires de l'espace nul desdites vitesses de volants, un troisième moyen de calcul répondant auxdits signaux de sortie zj, ..., zM afin de générer des signaux de delta de couples AT,, ..., ATN, et un moyen destiné à combiner lesdits signaux de delta de couples et lesdits signaux de couples de volants nominaux afin de fournir des signaux de couples de volants qui permettent d'obtenir les couples de commande désirés Tx, Ty tout en gardant des vitesses faibles en commandant lesdits signaux de sortie z., ..., zm à des valeurs désirées. De façon préférée, le système de commande comprend en outre un moyen d'intégrateur, relié auxdits signaux de sortie zl, ..., zm afin de fournir des signaux d'intégrateur I1, ... , IM et dans lequel ledit troisième moyen de calcul répond auxdits signaux de sortie zl, ..., z. et auxdits signaux d'intégrateur I1, ..., IM afin de générer des signaux de delta de couples T1, TN. De façon avantageuse, lesdites valeurs désirées de z1, ..., zM sont nulles. Suivant un quatrième aspect, l'invention procure un système de commande destiné à un engin spatial, comprenant : N # 2 volants de réaction actifs, configurés pour permettre un stockage de moment angulaire à une dimension, lesdits volants de réaction étant adaptés pour recevoir des signaux de pilotage de couples, afin d'appliquer un couple audit engin spatial sous la commande desdits signaux de pilotage de couples, un moyen de détection destiné à déterminer ou à estimer les signaux de vitesses de volants col, coN, un moyen de commande d'attitude relié audit moyen de détection afin de générer un signal de commande de couple Tx, un premier moyen de calcul répondant audit signal de couple Tx afin de fournir des signaux de sortie, #1, TN, représentatifs des couples nominaux des volants, un second moyen de calcul répondant auxdits signaux de vitesses de volants col, coN, afin de fournir M 4 N - 1 signaux de sortie zx, ... , zm qui sont des valeurs scalaires de l'espace nul desdites vitesses de volants, un troisième moyen de calcul répondant auxdits signaux de sortie zj, zm afin de générer des signaux de delta de couples #T1, ... , ATN, et un moyen destiné à combiner lesdits signaux de delta de couples et lesdits signaux de couples de volants nominaux afin de produire les signaux de couples de volants qui fournissent les couples de volants désirés qui permettent d'obtenir le couple de commande désiré Tx tout en maintenant des vitesses faibles en commandant lesdits signaux de sortie z,, ... , zm à des valeurs désirées. De préférence, le système de commande comprend en outre un moyen d'intégrateur relié auxdits signaux de sortie zl, zm afin de fournir des signaux d'intégrateur I1, IM et dans lequel ledit troisième moyen de calcul répond auxdits signaux de sortie z,, z. et auxdits signaux d'intégrateur I1, IM afin de générer des signaux de delta de couples ATX, ATN. De façon préférée, lesdites valeurs désirées de z1, zM sont nulles. Suivant un cinquième aspect, l'invention procure un système de commande destiné à un engin spatial, comprenant : un moyen de détection de commande d'attitude destiné à générer des signaux d'attitude représentatifs de l'attitude de l'engin spatial sur trois axes x, y, z, comportant N volants de réaction tournant à des vitesses de volants Mi, 0)2' co3, ..., #n et adaptés pour recevoir des signaux de pilotage de couples afin d'appliquer un couple audit engin spatial sous la commande desdits signaux de pilotage de couples, un moyen de commande d'attitude relié audit moyen de détection de commande d'attitude afin de traiter au moins lesdits signaux d'attitude en vue de générer les signaux de commande de couples T., Ty, T, un moyen de commande relié audit moyen de commande d'attitude, et répondant auxdits signaux de couples et relié auxdits volants de réaction et répondant aux signaux de vitesses des volants, ledit moyen de commande comprenant un moyen de générateur de signaux matriciels répondant auxdits signaux de couples Tx, Ty, Tz afin de fournir des signaux de sortie Ti, TN représentatifs des couples nominaux des volants, un premier moyen de calcul répondant auxdits signaux de vitesses de volants afin de fournir des signaux de sortie zj, ... , zM qui sont des valeurs scalaires de l'espace nul desdites vitesses de volants, un second moyen de calcul répondant auxdits signaux de sortie z1, ..., zm afin de générer des signaux de delta de couples AT1# ATN, et un moyen destiné à combiner lesdits signaux L\T11 #TN, et lesdits signaux de couples de volants nominaux Ti, TN afin de produire des signaux de couples de volants qui fournissent les couples de commandes désirés T., Ty, T7 tout en gardant des vitesses de volants faibles en commandant lesdits signaux zl, ..., zM à une valeur désirée. De préférence, lesdites valeurs désirées de zl, ..., zM sont nulles. De façon avantageuse, N représente au moins quatre volants de réaction permettant un stockage de quantité de mouvement dans les trois dimensions et ledit premier moyen de calcul fournit des signaux de sortie zl, ZN-3 Dans un mode de réalisation avantageux, lesdites valeurs désirées de zj, ... , ZN~3 sont nulles. Suivant un autre mode de réalisation, N représente au moins trois volants de réaction permettant un stockage de quantité de mouvement dans les deux dimensions et ledit premier moyen de calcul fournit des signaux de sortie z1, ... , ZN-2 Suivant un mode de réalisation avantageux, lesdites valeurs désirées de zj, ZN-1 sont nulles . De façon avantageux, le système de commande comprend en outre un moyen d'intégrateur relié auxdits signaux de sortie zl, zm afin de fournir des signaux d'intégrales I1, ... , IM et dans lequel ledit second moyen de calcul répond auxdits signaux de sortie AT1# ATN, et un moyen destiné à combiner lesdits signaux OT1, ... , ATN, et lesdits signaux de couples nominaux de volants Ti, ..., TN afin de produire des signaux de couples qui fournissent les couples de commandes désirés Tx, Ty, Tz tout en conservant les vitesses de volants faibles en commandant lesdits signaux zlt ... , zM à une valeur désirée. De façon préférée, N représente au moins quatre volants de réaction permettant un stockage de quantité de mouvement dans les trois dimensions, ledit premier moyen de calcul fournit des signaux de sortie zl, ZN-31 et dans lequel ledit moyen d'intégrateur fournit des signaux d'intégrales Il, IN~3 . De préférence, N représente au moins trois volants de réaction permettant un stockage de quantité de mouvement dans deux dimensions, ledit premier moyen de calcul fournit des signaux de sortie z., ZN-2 et dans lequel le moyen d'intégrateur fournit des signaux d'intégrales I1, ..., IN-2 ' D'autres caractéristiques et des caractéristiques supplémentaires, des avantages et des bénéfices de l'invention seront mis en évidence dans la description qui suit prise conjointement aux dessins suivants. On comprendra que la description générale qui précède et la description détaillée qui suit constituent des exemples et des explications mais ne doivent pas être restrictives pour l'invention. Les dessins annexés qui sont incorporés dans cette invention et en font partie, de même que la description, servent à expliquer les principes de l'invention en termes généraux. Des références numériques identiques se réfèrent à des parties identiques dans toute la description. La figure 1 est un schéma synoptique simplifié d'un mode de réalisation d'un système de commande de volant d'inertie selon les principes de la présente invention. La figure 2 est un schéma synoptique simplifié des composants d'un système de commande de volant de la technique antérieure. La figure 3 est un schéma synoptique simplifié des composants d'un mode de réalisation du système de commande de vitesses de volants selon les principes de la présente invention. Lorsqu'un engin spatial utilise exactement trois volants d'inertie, exactement un ensemble de vitesses de volants produit une quantité de mouvement totale particulière désirée. Cependant, lorsqu'un engin spatial utilise plus de trois volants d'inertie, des ensembles multiples de vitesses de volants peuvent produire la même quantité de mouvement totale. Sauf si le système de commande fonctionne de manière à garder faibles les vitesses des volants, les vitesses des volants peuvent devenir assez importantes même si un ensemble de vitesses plus petites produirait la même quantité de mouvement. Dans la présente invention, un système de commande de vitesses de volants est fourni, lequel rend possible de maintenir les vitesses des volants les plus petites possible (moyenne quadratique), ce qui maximise la réserve de quantité de mouvement des volants. Considérons un engin spatial B comportant N volants d'inertie Wl, WN, dont les axes sont parallèles à des vecteurs fixes de l'engin spatial wl, ..., w , respectivement. Les termes bx, by, bz sont définis comme étant un repère direct de vecteurs orthonormés fixes dans B. Les termes #I (i=l, ..., N) sont définis comme étant les vitesses des volants par rapport à l'engin spatial. Lorsque tous les volants présentent un moment d'inertie axial J, le moment angulaire total des volants dans B peut être exprimé par Jrolwl + ... + JwNwN. La définition de hz, hy, hz comme étant les composantes sur bx, by bz de la quantité de mouvement totale des volants, peut être exprimée par où D est une matrice 3xN. Lorsque N > 3, D comporte plus de colonnes que de rangées, et l' on peut construire M N - 3 matrices colonnes Vl, ... , VM qui forment une base orthonormée pour l'espace nul des rangées de D (c'est-àdire DV, = 0 , et Y Vi = 1, et VT i V = 0 pour i j ) . Une propriété des vecteurs de l'espace nul Vl, ... , VM est que le fait de les ajouter aux vitesses des volants n'affecte pas la quantité de mouvement globale de l'engin spatial. Ainsi, lorsque C1, ..., CM sont des scalaires quelconques, les vitesses des volants correspondent à la même quantité de mouvement totale sous la forme Pour maximiser la réserve en quantité de mouvement, il est souhaitable de choisir les valeurs de C1, CM pour rendre les vitesses des volants aussi faibles que possible. Pour minimiser O)l + ... 0) 2 les valeurs de col ... , ton doivent satisfaire les M équations suivantes La section précédente de cette description expliquait qu'il est souhaitable de commander les vitesses des volants de telle manière qu'elles satisfassent l'équation (4). La manière d'atteindre ce but est décrite ci-dessous. Définissons T1 (i = l, N) comme étant la valeur de la mesure axiale du couple du volant exercé par le volant Wi sur l'engin spatial B. Le couple total sur B peut alors être exprimé par TB-T T (5) -L - i! -t- ... -t- -"N Lorsque Tx, Ty, Tz sont définis comme étant les scalaires de couples Tx = T8bx (6) Ty = T#by Tz = T8bz La relation entre ces variables peut être écrite sous la forme où D est la même matrice 3xN que dans l'équation (1). Lorsqu'il y a exactement trois volants d'inertie, un seul ensemble de valeurs pour T1, T2, T3 peut produire tout ensemble quelconque de valeurs Tx, Tyl Tz. Cependant, lorsqu'il y a plus de trois volants, de nombreux ensembles de valeurs T1, ... , TN existent qui produisent tout ensemble particulier quelconque de valeurs Tx, Ty, Tz. Exactement comme le fait d'ajouter les matrices de l'espace nul V1, VM aux vitesses des volants n'affecte pas la quantité de mouvement totale, l'addition de V1, ..., VM aux scalaires de couples n'affecte pas le couple total sur B. Ainsi, lorsque C1, ..., CM sont des scalaires quelconques, les valeurs de Tx, Ty, Tz correspondant à sont les mêmes que celles qui correspondent à La présente invention utilise cette souplesse pour choisir les valeurs pour T1,...,TN de telle manière que les valeurs désirées de Tx, Ty, Tz soient produites tout en maintenant les vitesses des volants aussi faibles que possible. La présente invention maintient les vitesses des volants aussi faibles que possible en amenant les composantes de l'espace nul à zéro. Un mode de réalisation d'un système destiné à obtenir des couples de volants conformes à la présente invention est illustré par le schéma synoptique de la figure 1 et par le schéma synoptique plus détaillé des éléments 12,14 et 16 sur la figure 3. Sur la figure 1, pour un engin spatial comportant N volants d'inertie avec des axes wl, ... , wn... , les signaux de couples de commande qui constituent des ordres de couples Tx, Ty et Tz obtenus à partir des capteurs d'attitude de l'engin spatial sont appliqués au processeur 10 qui génère des signaux matriciels et fournit un signal de sortie T représentatif des couples nominaux des volants. Les vitesses de volants actuelles 0)11 w2, w3, ... , con des volants d'inertie de l'engin spatial sont appliquées au processeur 12 qui exécute une multiplication matricielle pour fournir un signal de sortie z qui est la valeur de l'espace nul scalaire des vitesses des volants. Le signal z est appliqué au moyen d'intégrateur 14 qui génère le signal de l'intégrale I ensuite le moyen de multiplication matricielle 16 fournit des signaux AT qui sont appliqués aux signaux des couples nominaux des volants à partir du processeur 10 afin de fournir les signaux de couples désirés des volants sur la ligne de sortie 18. Plus particulièrement, les fonctions exécutées par le système de la figure 1 sont les suivantes : Tout d'abord, lorsque le système contient N volants d'inertie avec des axes Wj, ... , wN, on forme D comme étant la matrice 3x N suivante On forme ensuite les matrices colonnes V1, ... , VM de telle sorte qu'elles forment une base orthonormée pour l'espace nul des rangées de D, où M # N-3. On définit alors les scalaires zl, zm comme étant la projection scalaire de w,, ..., wN dans l'espace nul de D Lorsque z,, ..., zM sont nuls, les volants sont à leurs vitesses quadratiques moyennes optimales. En utilisant ensuite le pseudo-inverse pour déterminer les valeurs des couples nominaux Ti, ..., TN qui produisent les couples de commande désirés Tx, Ty, Tz tout en -2 -2 minimisant Ti + ... + #N2. On notera que bien que ceci produise des valeurs raisonnables pour #1, TN, ceci n'agit en rien pour assurer que les vitesses des volants restent raisonnables. On détermine ensuite les valeurs pour ATX, ATN par où Cl = (kpzi +k1 Jzidt) (13) Lorsque kp et kI sont des constantes négatives appropriées, l'addition de ces différences de couples delta et des couples nominaux amènera les valeurs de z,, ... , ZM à zéro, en faisant passer ainsi les volants à leurs vitesses optimales . Du fait qu'en ajoutant Vl, ... , VM aux couples des volants, le couple global n'est pas affecté dans l'engin spatial, cette compensation des vitesses des volants n'affecte pas la commande de l'engin spatial. Enfin, on ajoute les couples de différences delta aux couples nominaux A la fois la présente invention et le brevet de Goodzeit et al. cité 5 058 835 commencent par calculer un ensemble de couples de commande nominaux T1, ... , TN et déterminent ensuite les valeurs pour AT,, ATN qui, lorsqu'elles sont ajoutées aux couples de commande nominaux, amènent les volants à rejoindre leurs vitesses optimales. Cependant, la manière selon laquelle les deux inventions déterminent les valeurs pour ATI, ... , ATN est fondamentalement différente. Le brevet des Etats-Unis 5 058 835 nécessite l'élaboration d'une matrice d'erreurs de vitesses des volants el, ... , eN qui représente la différence entre les vitesses des volants actuelles et les vitesses des volants optimales. L'invention décrite cependant, au lieu de commander l'erreur de vitesse des volants, commande les composantes de l'espace nul des vitesses des volants. Ceci économise de la mémorisation de données et de nombreux calculs en évitant l'étape coûteuse et inutile d'élaboration d'une matrice d'erreurs de vitesses des volants. On notera que dans le cas de quatre volants, l'invention décrite définit la vitesse en excès en fonction d'un paramètre d'erreur Z1, alors que le brevet des Etats- Unis 5 058 835 utilise quatre paramètres d'erreurs e11 e2, e3 et e4. Dans le tableau suivant, la quantité de mémorisation de données et le nombre des calculs associés au brevet des Etats-Unis 5 058 835 sont comparés à ceux associés à la présente invention décrite et figurent dans la liste ci-dessous : Brevet des Etats-Unis Invention 5 058 835 Mémorisation de données 18 6 Intégrateurs 4 1 Multiplications 24 10 Additions 16 5 On peut voir ainsi que le système du brevet des EtatsUnis 5 058 835 est significativement moins efficace car il commande les erreurs de vitesses des volants, alors que la présente invention décrite commande les composantes de l'espace nul des vitesses des volants. En se référant à la figure 2, dans le brevet des Etats-Unis 5 058 835, la première étape du procédé consiste à déterminer les vitesses actuelles des volants roll (021 (031 #4 et à calculer les quatre erreurs de vitesses des volants en prémultipliant la matrice des vitesses des volants par la matrice 4 x 4 F = D' D -I où D+ est la pseudo-inverse de D et I est la matrice unité 4x4. On calcule alors les quatre intégrales suivantes Il = feldt 1, - = je,dt (16) I3 = Je3dt (l6) 14 = le4 d Ces couples de volants T1, ... , TN produiront les couples de commande désirés Tx, Ty, Tz tout en amenant les vitesses des volants à leurs vitesses quadratiques moyennes optimales. Les valeurs pour AT peuvent alors être calculées par ce qui produit les accélérations désirées et amène les vitesses des volants à rejoindre leurs valeurs optimales. Cependant, en se référant à la figure 3, dans la présente invention décrite, la première étape consiste à déterminer les vitesses de volants actuelles col, ro2, cu3, ro4, et à calculer la projection scalaire de l'espace nulzl. où z1 est un scalaire et V1 est une matrice colonne. On calcule ensuite l'intégrale suivante I1 = Jz,dt (19) Les valeurs de AT peuvent être calculées par où kp, zji kl, et Il sont des scalaires et Vi est une matrice colonne. L'utilisation des équations (19) et (20) amène la quantité de mouvement du volant de l'espace nul à zéro. Bien que la quantité de mouvement du volant de l'espace nul soit indésirable en général, il existe certaines situations où il est souhaitable de commander la quantité de mouvement du volant de l'espace nul à une valeur non nulle spécifiée. Le remplacement de "zl" avec (z, - Zi) dans l' équation (19) et l'équation (20) amène la quantité de mouvement de volant de l'espace nul à être commandée à zi. La présente invention décrite peut facilement être modifiée pour être utilisée dans des systèmes présentant des inerties de volant différentes, et au lieu de minimiser #1=1N #12, une moyenne quadratique pondérée peut être utilisée de telle manière que INJIN 1= lki,l, est minimisée. L'invention décrite s'applique à tout système quelconque contenant des volants actifs surnuméraires. Par exemple, elle s'applique à des systèmes de 4 volants ou plus qui stockent ensemble un moment angulaire dans les trois dimensions, ou à des systèmes de 3 volants ou plus qui stockent ensemble un moment angulaire dans deux dimensions, ou bien à des systèmes de 2 volants ou plus qui stockent ensemble un moment angulaire sur une dimension. L'invention s'applique non seulement à un engin spatial, mais à tout véhicule quelconque d'un système qui utilise un stockage d'un moment angulaire. Ce qui a été décrit est un système de commande de vitesse de volant améliorée pour des volants d'inertie d'un engin spatial qui commande les composantes de l'espace nul des vitesses des volants afin de réduire les composantes de l'espace nul des vitesses des volants à zéro. Bien que l'invention ait été décrite en liaison avec un mode de réalisation préféré, il n'est pas prévu de limiter la portée de l'invention ou la forme particulière présentée, mais au contraire, il est prévu de couvrir des variantes, modifications, et équivalences telles qu'elles pourraient être incluses en restant dans l'esprit et la portée de l'invention telle qu'elle est définie dans les revendications annexées. REVENDICATIONS 1. Dans un corps contenant des dispositifs de stockage de moment angulaire actifs surnuméraires, moyen de traitement comprenant un moyen destiné à déterminer un ensemble de couples d'actionneurs pour amener lesdits dispositifs de stockage à exercer le couple de commande désiré sur ledit corps, et un moyen pour amener les composantes de l'espace nul des vitesses angulaires desdits dispositifs de stockage à passer à des valeurs spécifiées. 2. Moyen de traitement selon la revendication 1, dans lequel lesdits dispositifs de stockage de moment angulaire sont des volants de réaction. 3. Système de commande destiné à un engin spatial, comprenant : N # 4 volants de réaction actifs configurés pour permettre un stockage de moment angulaire tridimensionnel, lesdits volants de réaction étant adaptés pour recevoir des signaux de pilotage de couples destinés à appliquer un couple audit engin spatial sous la commande desdits signaux de pilotage de couples, un moyen de détection destiné à déterminer ou à estimer des signaux de vitesses de volants #1, #N, un moyen de commande d'attitude relié audit moyen de détection afin de générer des signaux de commande de couples Tx, Ty, Tz, un premier moyen de calcul (10) répondant auxdits signaux de couples Tx, Ty, Tz afin de fournir des signaux de sortie #1, TN , représentatifs des couples nominaux des volants, un second moyen de calcul (12) répondant auxdits signaux de vitesses de volants #1, #N, pour fournir Mua N - 3 signaux de sortie zl, ... , zm qui sont des valeurs scalaires de l'espace nul desdites vitesses de volants, un troisième moyen de calcul (14,16) répondant auxdits signaux de sortie z1, ... , zM afin de générer des signaux de différences de couples delta #T1, #TN, et un moyen destiné à combiner lesdits signaux de delta de couples et lesdits signaux de couples de volants nominaux afin de produire des signaux de couples de volants qui fournissent les couples de volants désirés qui permettent d'obtenir les couples de commande désirés Tx, Ty, Tz tout en gardant des vitesses faibles en commandant lesdits signaux de sortie z1, zM à des valeurs désirées. 4. Système de commande selon la revendication 3, comprenant en outre un moyen d'intégrateur relié auxdits signaux de sortie z1, ..., zM afin de fournir des signaux d'intégrateur Il, ... , IM et dans lequel ledit troisième moyen de calcul (14,16) répond auxdits signaux de sortie zlp ..., zm et auxdits signaux d'intégrateur Il' IM afin de générer des signaux de delta de couples #T1, ... , #TN. 5. Système de commande selon la revendication 3, dans lequel lesdites valeurs désirées de z1, ..., zM sont nulles. 6. Système de commande destiné à un engin spatial, comprenant : N # 3 volants de réaction actifs configurés pour permettre un stockage d'un moment angulaire bidimensionnel, lesdits volants de réaction étant adaptés pour recevoir des signaux de pilotage de couples afin d'appliquer un couple audit engin spatial sous la commande desdits signaux de pilotage de couples, un moyen de détection destiné à déterminer ou à estimer les signaux de vitesses de volants roll"" coN, un moyen de commande d'attitude relié audit moyen de détection afin de générer des signaux de couples Tx, Ty, un premier moyen de calcul répondant auxdits signaux de couples Tx, Ty afin de fournir des signaux de sortie #1, TN, représentatifs des couples nominaux des volants, un second moyen de calcul répondant auxdits signaux de vitesses de volants #1, #N, afin de fournir M 4 N- 2 signaux de sortie z1, ..., zM qui sont des valeurs scalaires de l'espace nul desdites vitesses de volants, un troisième moyen de calcul répondant auxdits signaux de sortie z1, ..., zM afin de générer des signaux de delta de couples #T1, #TN, et un moyen destiné à combiner lesdits signaux de delta de couples et lesdits signaux de couples de volants nominaux afin de fournir des signaux de couples de volants qui permettent d'obtenir les couples de commande désirés Tx, Ty tout en gardant des vitesses faibles en commandant lesdits signaux de sortie z1, zM à des valeurs désirées. 7. Système de commande selon la revendication 6, comprenant en outre un moyen d'intégrateur, relié auxdits signaux de sortie z1, ..., zM afin de fournir des signaux d'intégrateur I1, IM et dans lequel ledit troisième moyen de calcul répond auxdits signaux de sortie z1, ... , zM et auxdits signaux d'intégrateur I1, IM afin de générer des signaux de delta de couples #T1, ATN. 8. Système de commande selon la revendication 6, dans lequel lesdites valeurs désirées de z1, ..., zM sont nulles. 9. Système de commande destiné à un engin spatial, comprenant : N # 2 volants de réaction actifs, configurés pour permettre un stockage de moment angulaire à une dimension, lesdits volants de réaction étant adaptés pour recevoir des signaux de pilotage de couples, afin d'appliquer un couple audit engin spatial sous la commande desdits signaux de pilotage de couples, un moyen de détection destiné à déterminer ou à estimer les signaux de vitesses de volants #1, ..., #N, un moyen de commande d'attitude relié audit moyen de détection afin de générer un signal de commande de couple Tx, un premier moyen de calcul répondant audit signal de couple Tx afin de fournir des signaux de sortie, #I, ... , TN, représentatifs des couples nominaux des volants, un second moyen de calcul répondant auxdits signaux de vitesses de volants #1, (ON afin de fournir M # N- 1 signaux de sortie z1# ..., z'1 qui sont des valeurs scalaires de l'espace nul desdites vitesses de volants, un troisième moyen de calcul répondant auxdits signaux de sortie z1, zM afin de générer des signaux de delta de couples #T1, #TN, et un moyen destiné à combiner lesdits signaux de delta de couples et lesdits signaux de couples de volants nominaux afin de produire les signaux de couples de volants qui fournissent les couples de volants désirés qui permettent d'obtenir le couple de commande désiré Tx tout en maintenant des vitesses faibles en commandant lesdits signaux de sortie z1, ... , zM à des valeurs désirées. 10. Système de commande selon la revendication 9, comprenant en outre un moyen d'intégrateur relié auxdits signaux de sortie z1, zM afin de fournir des signaux d'intégrateur Il, IM et dans lequel ledit troisième moyen de calcul répond auxdits signaux de sortie z1, zM et auxdits signaux d'intégrateur Il, ..., IM afin de générer des signaux de delta de couples #T1, #TN. 11. Système de commande selon la revendication 9, dans lequel lesdites valeurs désirées de z1, ..., zM sont nulles. 12. Système de commande destiné à un engin spatial, comprenant : un moyen de détection de commande d'attitude destiné à générer des signaux d'attitude représentatifs de l'attitude de l'engin spatial sur trois axes x, y, z, comportant N volants de réaction tournant à des vitesses de volants , ro2, (J)3 ..., con et adaptés pour recevoir des signaux de pilotage de couples afin d'appliquer un couple audit engin spatial sous la commande desdits signaux de pilotage de couples, un moyen de commande d'attitude relié audit moyen de détection de commande d'attitude afin de traiter au moins lesdits signaux d'attitude en vue de générer les signaux de commande de couples Tx, Ty, Tz, un moyen de commande relié audit moyen de commande d'attitude, et répondant auxdits signaux de couples et relié auxdits volants de réaction et répondant aux signaux de vitesses des volants, ledit moyen de commande comprenant un moyen de générateur de signaux matriciels répondant auxdits signaux de couples Tx, Ty, Tz afin de fournir des signaux de sortie Ti , TN représentatifs des couples nominaux des volants, un premier moyen de calcul répondant auxdits signaux de vitesses de volants afin de fournir des signaux de sortie z1, ..., zM qui sont des valeurs scalaires de l'espace nul desdites vitesses de volants, un second moyen de calcul répondant auxdits signaux de sortie z1, zM afin de générer des signaux de delta de couples #T1, ATN, et un moyen destiné à combiner lesdits signaux #T1, #TN, et lesdits signaux de couples de volants nominaux Ti, #N afin de produire des signaux de couples de volants qui fournissent les couples de commandes désirés Tx, Ty, Tz tout en gardant des vitesses de volants faibles en commandant lesdits signaux z1, ..., zM à une valeur désirée. 13. Système de commande selon la revendication 12, comprenant en outre un moyen d'intégrateur relié auxdits signaux de sortie z1, ..., zM afin de fournir des signaux d'intégrales I1, ..., IM et dans lequel ledit second moyen de calcul répond auxdits signaux de sortie #T1, ... , #TN,et un moyen destiné à combiner lesdits signaux #T1, ... , ATN, et lesdits signaux de couples nominaux de volants #1, ..., #N afin de produire des signaux de couples qui fournissent les couples de commandes désirés Tx, Ty, Tz tout en conservant les vitesses de volants faibles en commandant lesdits signaux z1, ... , zM à une valeur désirée. 14. Système de commande selon la revendication 12, dans lequel lesdites valeurs désirées de z1, ..., zM sont nulles. 15. Système de commande selon la revendication 12, dans lequel N représente au moins quatre volants de réaction permettant un stockage de quantité de mouvement dans les trois dimensions et ledit premier moyen de calcul fournit des signaux de sortie z1, ... , zN-3. 16. Système de commande selon la revendication 12, dans lequel N représente au moins trois volants de réaction permettant un stockage de quantité de mouvement dans les deux dimensions et ledit premier moyen de calcul fournit des signaux de sortie zl, ... , zN-2 17. Système de commande selon la revendication 13, dans lequel N représente au moins quatre volants de réaction permettant un stockage de quantité de mouvement dans les trois dimensions, ledit premier moyen de calcul fournit des signaux de sortie z1, zN-3, et dans lequel ledit moyen d'intégrateur fournit des signaux d'intégrales 11 ... , IN~3 . 18. Système de commande selon la revendication 13, dans lequel N représente au moins trois volants de réaction permettant un stockage de quantité de mouvement dans deux dimensions, ledit premier moyen de calcul fournit des signaux de sortie z1, zN-2 et dans lequel le moyen d'intégrateur fournit des signaux d'intégrales I1, ... , IN-2. 19. Système de commande selon la revendication 15, dans lequel lesdites valeurs désirées de z1, ... , zN-3 sont nulles. 20. Système de commande selon la revendication 16, dans lequel lesdites valeurs désirées de z1, zN-2 sont nulles.