Brevet FR2773624A1 — publié le 19990716

Le système de cette demande est conçu pour commander l'attitude d'un satellite. Les satellites doivent être maintenus sur une orbite prédéterminée et avec une attitude prédéterminée pour pouvoir accomplir une mission prévue qui peut être de la surveillance, de la photographie, de la détection et beaucoup d'autres missions. L'orbite et l'attitude du satellite doivent être périodiquement ajustées pour compenser les perturbations qui se produisent dans l'espace, ou dans le but de modifier la mission. En général, l'attitude d'un engin spatial est ajustée en activant des actionneurs, par exemple des volants d'inertie, des applicateurs de couple magnétiques ou des propulseurs, en réponse à un signal de correction d'attitude. L'erreur d'attitude peut être détectée par référence à des capteurs surveillant la position du soleil, des étoiles et de la terre par rapport au satellite ou grâce à des capteurs inertiels embarqués tels que des gyroscopes. L'attitude est ajustée sur son orientation de mission dans laquelle le système de formation d'image est pointé sur sa cible prédéterminée et est maintenu suivant cette orientation pendant le vol orbital. Durant le vol, le satellite est soumis à des mouvements induits par des forces externes, des mécanismes embarqués ou d'autres sources, et le système de commande d'attitude doit en permanence surveiller et ajuster l'attitude. La commande de l'attitude est de ce fait d'une importance primordiale pour pouvoir pointer le satellite afin qu'il réalise sa mission et qu'il maintienne cette position avec la précision requise. C'est le but de cette invention de simplifier la commande d'attitude et de construire un système moins coûteux en éliminant certains des processus et composants plus coûteux. Le système de cette invention élimine la nécessité de se reposer sur la détection de la terre et la détection inertielle, en éliminant ainsi un système de détection de la terre et un système de détection inertielle à base de gyroscope. Un système de suivi d'étoiles embarqué est utilisé pour fournir en permanence des données d'attitude au système de commande d'attitude. Un catalogue d'étoiles fixe est stocké en mémoire à l'intérieur du système embarqué en vue d'une comparaison avec des données d'étoiles détectées par un réseau embarqué. Sur la base de ces données, l'attitude est calculée relativement à un repère de référence connu. Des données de position orbitale sont estimées sur la base de données d'une position orbitale initiale provenant de la commande au sol et d'algorithmes de modélisation. Les données d'orbite estimées sont utilisées en tant que référence afin de convertir les données d'attitude détectées en données comparables aux données d'attitude de mission. L'attitude détectée convertie est comparée à une attitude de mission prédéterminée afin de générer un signal d'ajustement d'attitude en vue de l'activation des dispositifs d'ajustement d'attitude. L'invention met en oeuvre un système de commande destiné à maintenir l'attitude d'un satellite en alignement avec son attitude de mission, comprenant un ordinateur de commande de station au sol comprenant un moyen destiné à télécharger des données de position de référence du satellite et d'attitude de mission vers un ordinateur embarqué du satellite, un réseau de capteurs d'étoiles destiné à détecter instantanément des données de position de certaines étoiles relativement à la position du satellite, un ordinateur embarqué de commande de satellite comprenant un moyen destiné à recevoir et à mémoriser des données de position de référence du satellite et d'attitude provenant de la station au sol, ledit ordinateur embarqué comprenant en outre un moyen destiné à mémoriser des algorithmes de modélisation de position de référence, un moyen destiné à traiter les données de position d'étoiles détectées à partir du réseau de capteurs d'étoiles et à calculer l'attitude du satellite sur la base d'une référence prédéterminée, un moyen destiné à estimer la position de référence en cours du satellite sur la base desdites données de référence téléchargées et desdits algorithmes de modélisation de position de référence, un moyen destiné à convertir l'attitude détectée du satellite en fonction de la position de référence estimée en cours, un moyen destiné à comparer l'attitude convertie à l'attitude de mission et à générer un signal d'ajustement d'attitude relativement à celle-ci, et un moyen d'actionnement d'attitude destiné à ajuster l'attitude du satellite en réponse au signal d'ajustement d'attitude. L'invention utilise un procédé de correction de l'attitude d'un satellite dans un satellite comprenant un système de commande de celui-ci, ledit système de commande comprenant un ordinateur de station au sol et un ordinateur embarqué de satellite, le procédé comprenant les étapes consistant à télécharger des données de position de référence et de mission depuis l'ordinateur de station au sol et mémoriser lesdites données dans ledit ordinateur embarqué du satellite, mémoriser des algorithmes de modélisation de position de référence dans ledit ordinateur embarqué du satellite, estimer, dans l'ordinateur embarqué, la position de référence du satellite sur une période suivante, sur la base des données de position de référence téléchargées et desdits algorithmes de modélisation de position de référence, détecter des données de position d'étoiles à bord du satellite et fournir lesdites données à l'ordinateur du satellite, calculer l'attitude du satellite sur la base desdites données détectées, convertir l'attitude calculée par référence à la position de référence estimée, comparer l'attitude convertie aux données d'attitude de mission, générer un signal de correction d'attitude sur la base de la comparaison de l'attitude convertie avec l'attitude de mission, et ajuster l'attitude du satellite. L'invention de cette demande est décrite plus en détail ci-dessous en faisant référence aux dessins dans lesquels La figure 1 est un schéma synoptique du système de cette invention, et La figure 2 est un organigramme des informations traitées dans le système de cette invention. A mesure que les satellites en orbite ont été de plus en plus utilisés, il est apparu un besoin en systèmes moins coûteux. Dans des applications telles que la surveillance géosynchrone, un réseau de satellites est lancé afin de couvrir la zone cible. Avec cette prolifération des satellites, le coût est devenu un facteur significatif. Le système de cette invention s'intéresse à un système de commande d'attitude à faible coût qui est basé de manière prédominante à bord du satellite. Un schéma synoptique du système de cette invention est représenté sur la figure 1. Les composants fondamentaux du système de commande d'attitude comprennent un ordinateur de commande au sol 1, un ordinateur de commande embarqué 2, un réseau de détecteurs d'étoiles 3, et des actionneurs d'ajustement d'attitude 4. L'ordinateur de commande au sol 1 est en communication par hyperfréquences avec l'ordinateur du satellite 2 et transmet les données de l'attitude imposée pour remplir la mission en vue d'une mémorisation dans l'ordinateur 2. Les données d'attitude sont liées à une référence de position particulière qui dépend de la mission. Dans de nombreux cas, l'application nécessitera que le satellite soit pointé vers la terre de sorte que les données d'attitude seront nécessairement relatives à une position orbitale. A titre de simplicité de la description, des données de position orbitale seront utilisées en tant que référence de position dans la description qui suit. L'ordinateur de commande au sol, de ce fait, doit également transmettre des données de position orbitale à l'ordinateur embarqué 2. La référence de position orbitale variera dans le temps en raison des effets des forces qui agissent sur le satellite dans l'espace. Bien que les données de position orbitale puissent être mises à jour périodiquement, les données présenteront rapidement une précision dégradée. Un réseau de capteurs d'étoiles embarqué 4 comprend une série de capteurs à dispositif à couplage de charges (CCD) qui suivent en permanence la position de diverses étoiles et élaborent des signaux s'y rapportant. L'ordinateur de commande 2 comporte, mémorisé dans sa base de données, un catalogue fixe de données d'identification et de position d'étoiles. Les données du catalogue d'étoiles sont référencées par rapport à un standard de position prédéterminé de manière à éviter une mise à jour fréquente, consommatrice de temps et coûteuse du catalogue d'étoiles. Les données détectées provenant du réseau 4 sont traitées dans le module de traitement de données d'étoiles 5 de l'ordinateur 2, qui compare les données détectées aux données du catalogue d'étoiles afin de calculer l'attitude du satellite. Comme l'attitude calculée à partir des données d'étoiles détectées est liée à la référence de position prédéterminée, elle doit être en outre traitée par le module de processeur d'attitude 6 de l'ordinateur embarqué 2 pour être comparable aux données de mission. Pour pouvoir convertir l'attitude détectée par référence à la mission en l'absence de données de position orbitale en cours provenant de l'ordinateur de commande au sol 1, il est nécessaire d'estimer la position orbitale du satellite. Dans ce but, l'ordinateur de commande embarqué 2 est programmé avec un algorithme de modélisation. Cet algorithme est développé pour chaque satellite particulier et chaque mission particulière en utilisant des technologies de modélisation connues comme celles décrites dans les brevets des Etats-Unis N" 4 688 091 et 4 688 092. Cet algorithme de modélisation permettra au module d'estimateur de position d'orbite 7 de l'ordinateur embarqué 2 de calculer une position orbitale estimée pour le satellite sur la base des données de position d'orbite téléchargées. De cette manière, une référence de position orbitale raisonnablement précise est élaborée pour être utilisée avec l'attitude calculée à partir des données d'étoiles détectées. Le module de processeur d'attitude 6 de l'ordinateur embarqué 2 combinera la position d'orbite estimée avec les données des détecteurs d'étoiles afin de permettre une comparaison avec l'attitude de la mission. Le module 6 compare les données d'attitude converties aux données de la mission et élabore un signal d'erreur d'attitude. L'ordinateur de commande embarqué 2 calcule un signal d'ajustement de l'attitude qui active les actionneurs d'attitude 4. Les actionneurs peuvent appartenir à tout système connu, par exemple des propulseurs, des volants d'inertie ou des applicateurs de couple magnétiques. Ce système a la capacité d'estimer une référence fiable pour les données d'attitude des capteurs d'étoiles, sans dépendre de téléchargements de données fréquents à partir de la station au sol ou de capteurs de référence terrestre et gyroscopes complexes. Cette caractéristique simplifie grandement le système de commande d'attitude et rend le satellite pratiquement autonome. L'utilisation d'un catalogue d'étoiles fixe simplifie également l'entretien des données d'identification et de position des étoiles. En combinant les données de référence de position estimées avec l'attitude sur la base des données de position des étoiles, une attitude en cours est calculée, laquelle peut être comparée aux données de la mission afin de générer un signal d'erreur à partir duquel l'ajustement d'attitude nécessaire peut être obtenu. REVENDICATIONS 1. Système de commande destiné à maintenir l'attitude d'un satellite en alignement avec son attitude de mission, comprenant un ordinateur de commande de station au sol (1) comprenant un moyen destiné à télécharger des données de position de référence du satellite et d'attitude de mission vers un ordinateur embarqué du satellite un réseau de capteurs d'étoiles (3) destiné à détecter instantanément des données de position de certaines étoiles relativement à la position du satellite, un ordinateur embarqué de commande de satellite (2) comprenant un moyen destiné à recevoir et à mémoriser des données de position de référence du satellite et d'attitude provenant de la station au sol, ledit ordinateur embarqué comprenant en outre un moyen destiné à mémoriser des algorithmes de modélisation de position de référence, un moyen (5) destiné à traiter les données de position d'étoiles détectées à partir du réseau de capteurs d'étoiles et à calculer l'attitude du satellite sur la base d'une référence prédéterminée, un moyen (7) destiné à estimer la position de référence en cours du satellite sur la base desdites données de référence téléchargées et desdits algorithmes de modélisation de position de référence, un moyen destiné à convertir l'attitude détectée du satellite en fonction de la position de référence estimée en cours, un moyen destiné à comparer l'attitude convertie à l'attitude de mission et à générer un signal d'ajustement d'attitude relativement à celle-ci, et un moyen (4) d'actionnement d'attitude destiné à ajuster l'attitude du satellite en réponse au signal d'ajustement d'attitude. 2. Système de commande destiné à maintenir l'attitude d'un satellite en alignement avec son attitude de mission selon la revendication 1, dans lequel le moyen destiné à traiter les données de position d'étoiles détectées et à calculer l'attitude du satellite sur la base d'une référence prédéterminée comprend en outre un moyen destiné à mémoriser un catalogue fixe de données d'identification et de position d'étoiles, un moyen destiné à comparer la position d'une étoile détectée avec les données du catalogue, et un moyen destiné à calculer l'attitude du satellite à partir de ces éléments. 3. Système de commande destiné à maintenir l'attitude d'un satellite en alignement avec son attitude de mission selon la revendication 1, dans lequel la référence de position du satellite comprend une position orbitale. 4. Procédé de correction de l'attitude d'un satellite dans un satellite comprenant un système de commande de celui-ci, ledit système de commande comprenant un ordinateur de station au sol et un ordinateur embarqué de satellite, comprenant les étapes consistant à télécharger des données de position de référence et de mission depuis l'ordinateur de station au sol et mémoriser lesdites données dans ledit ordinateur embarqué du satellite, mémoriser des algorithmes de modélisation de position de référence dans ledit ordinateur embarqué du satellite, estimer, dans l'ordinateur embarqué, la position de référence du satellite sur une période suivante, sur la base des données de position de référence téléchargées et desdits algorithmes de modélisation de position de référence, détecter des données de position d'étoiles à bord du satellite et fournir lesdites données à l'ordinateur du satellite, calculer l'attitude du satellite sur la base desdites données détectées, convertir l'attitude calculée par référence à la position de référence estimée, comparer l'attitude convertie aux données d'attitude de mission, générer un signal de correction d'attitude sur la base de la comparaison de l'attitude convertie avec l'attitude de mission, et ajuster l'attitude du satellite. 5. Procédé de correction de l'attitude d'un satellite dans un satellite comprenant un système de commande de celui-ci, ledit système de commande comprenant un ordinateur de station au sol et un ordinateur embarqué de satellite, selon la revendication 4, dans lequel l'étape de calcul de l'attitude du satellite sur la base desdites données détectées comprend les étapes consistant à : mémoriser un catalogue fixe de données de position d'étoiles, comparer lesdites données détectées aux données dudit catalogue, et calculer l'attitude du satellite sur la base d'une référence prédéterminée. 6. Procédé de correction de l'attitude d'un satellite dans un satellite comprenant un système de commande de celui-ci, ledit système de commande comprenant un ordinateur de station au sol et un ordinateur embarqué de satellite, selon la revendication 4, dans lequel les données de position de référence mémorisées dans l'ordinateur embarqué comprennent des données de position orbitale du satellite.