Brevet FR2806374A1 — publié le 20010921

SYSTEME ET PROCEDE DE COMPENSATION D'ORBITE AUTOMATISES La présente invention se rapporte d'une façon générale aux systèmes de maintien en orbite de vaisseau spatial et plus particulièrement à un système de compensation d'orbite de vaisseau spatial automatisé conçu pour un satellite géosynchrone (GEO). Le cessionnaire de la présente invention fabriq . ue et déploie des vaisseaux spatiaux qui orbitent autour de la terre. La majeure partie du maintien en station est exécutée avec un opérateur humain, ce qui résulte en des coûts de main-d'oeuvre substantiels lorsque le maintien station est exécuté fréquemment. Les brevets Etats-Unis N'5 528 502 et 5 687 084 intitulés "Satellite Orbit Maintenance System" (système de maintien en orbite de satellite) décrivent un système de maintien en orbite automatisé qui est situé à bord d'un vaisseau spatial. Plus particulièrement, les brevets des Etats-Unis 528 502 et 5 687 084 intitulés "Satellite Orbit Maintenance System" décrivent des techniques pour maintenir un satellite sur une orbite terrestre basse (LEO) affectée, sans commande ni intervention depuis sol. Des données de navigation obtenues de façon autonome permettent une mesure de l'orbite réelle sur laquelle le satellite se déplace. Tant que l'orbite mesurée est conforme à une orbite désirée à l'intérieur d'une tolérance présélectionnée, des corrections périodiques d'égalés amplitudes sont apportées à la vitesse du satellite, sur la base d'une prédiction de l'effet de la traînée atmosphérique sur l'orbite. La mesure de l'orbite est faite par l'observation de l'heure à laquelle le satellite franchit un point de référence dans l'orbite, par exemple en croisant le noeud ascendant. Si l'orbite mesurée s'écarte de l'orbite désirée de plus de la tolérance présélectionnée, une correction de vitesse d'une amplitude différente de celle fondée sur la prédiction est appliquée au satellite. Pour une orbite décroissante, l'amplitude de la correction de vitesse est augmentée au-dessus de la valeur de correction fondée sur la prédiction. Pour une orbite montante, l'amplitude de la correction de vitesse est diminuée en dessous de la valeur fondée sur la prédiction. Elle peut être réduite à zéro dans une orbite terrestre basse (LEO) si la prédiction indique que la traînée atmosphérique ramènera l'orbite mesurée à l'intérieur de la plage de tolérance présélectionnee. En conséquence, la présente invention a pour but de réaliser un système de compensation d'orbite de vaisseau spatial automatisé amélioré qui nlest pas situé à bord d'un vaisseau spatial, et ne se repose pas les perturbations naturelles pour ramener l'orbite mesurée à l'intérieur d'une plage de tolérances présélectionnée. La présente invention est également orientée vers des satellites géosynchrones (GEO) plutôt que des satellites en orbite terrestre basse (LEO). Pour atteindre les objectifs qui précèdent ainsi que d'autres objectifs, la présente invention propose un systeme et un procédé de compensation d'orbite de vaisseau spatial automatisés améliorés qui maintiennent un vaisseau spatial sur une orbite désirée. Les présents systeme et procédé de compensation d'orbite de vaisseau spatial sont automatisés pour minimiser les interventions humaines. Le système de compensation d'orbite de vaisseau spatial automatisé comprend un dispositif pour déterminer l'orbite actuelle, un dispositif pour déterminer la durée et 1 emplacement des allumages de propulseurs en orbite pour corriger l'orbite, et un dispositif destiné aux communications entre le satellite et le sol. Chacun des dispositifs est situé au niveau d'une station au sol. Plus particulièrement, un système de détermination d'orbite est relie entre une antenne et le système de planification. Le système de détermination d'orbite génère l'estimation de l'orbite en cours, alors que le système de planification comprend un processus qui calcule un plan combustion pour les propulseurs pour les N jours suivants. Un émetteur est relié entre le système de planification et l'antenne. L'émetteur est utilisé pour transmettre les informations de l'orbite et du plan de combustion à un processeur de commande à bord du vaisseau spatial. Le processeur de commande allume les propulseurs sur le vaisseau spatial pour commander l'orbite du vaisseau spatial. Le processus entier est répété à des intervalles réguliers (inférieurs à N), en calculant une nouvelle orbite et en téléchargeant le nouveau plan de combustion des propulseurs à chaque fois. Le procédé génère une estimation de l'orbite en cours. L'orbite estimée est utilisée pour calculer un p lan de combustion pour les propulseurs pour les N jours suivants. Le plan de combustion des propulseurs est téléchargé vers le vaisseau spatial. Les étapes ci-dessus sont répétées à des intervalles réguliers (généralement chaque jour, mais toujours inférieurs à N). Il existe divers procédés d'estimation de l'orbite. Une première manière se fait par l'intermédiaire d'une version modifiée d'une mesure de distance classique. Les antennes de mesure de distance génèrent des données indicatives de la distance du satellite par rapport à l'antenne. En outre, une télémétrie de vaisseau spatial provenant de la dernière combustion est également recueillie. Un filtre ou un processus par lots séquentiel est utilisé pour estimer l'orbite d'après la dernière estimation d'orbite, les données de distance, et la télémétrie. La combustion peut également être estimée si cela est souhaité. Le fait d'utiliser la télémétrie du vaisseau spatial réduit la quantité de données de distance nécessaire et améliore la précision de l'orbite. Du fait que le processus est répété à des intervalles réguliers et fréquents, le plan de combustion pour les propulseurs peut être calculé une manière similaire à un système de commande à contre réaction. Les erreurs orbite peuvent être corrigées progressivement sur une durée de plusieurs jours, plutot que d'être corrigées toutes à la fois. Ceci permet un système plus robuste minimise la quantité de combustible utilisée. La présente invention résulte en des économies de main-d'oeuvre substantielles par rapport aux systèmes pilotés façon humaine. Contrairement brevets des Etats-Unis Nos 5 528 502 et 5 687 084 la présente invention ne nécessite pas que le système soit situé sur le vaisseau spatial ce qui présente plusieurs avantages. Par exemple, un matériel non embarqué peut être utilisé, ce qui permet de meilleures performances à un coût inférieur, et permet un entretien/une réparation du matériel ainsi que des mises a Jour du logiciel aisées. Les diverses caractéristiques et avantages de la présente invention peuvent être plus facilement compris en faisant référence à la description détaillée suivante, prise conjointement aux dessins annexés, dans lesquels des références numériques identiques désignent des éléments structurels identiques, et dans lesquels : La figure 1 illustre un exemple système de compensation d'orbite de vaisseau spatial automatisé, conforme aux principes de la présente invention, et La figure 2 illustre un exemple procédé de compensation d'orbite de vaisseau spatial automatisé, conforme aux principes de la présente invention, La figure 3 illustre une simulation basée au sol du système représenté sur la figure 1, et La figure 4 est une représentation différente du procédé représenté sur la figure 2. En se référant aux figures des dessins, la figure 1 illustre un exemple de système de compensation orbite de vaisseau spatial automatisé 10 conforme aux principes de la présente invention, en vue d'une utilisation pour le contrôle ou le maintien automatique de l'orbite d'un vaisseau spatial 11. La description qui suit celle dl mode de réalisation préféré du système de compensation d'orbite de vaisseau spatial automatisé 10, et n'est pas destinée à limiter la portée ou la forme de l'invention. L'exemple de mode de réalisation du système de compensation d'orbite de vaisseau spatial automatisé 1 0 comprend un système de planification basé au sol 12. Un système de mesure de distance 13 est relié entre une antenne 17 et le système de planification 12. Un émetteur 16 relié entre le système de planification 12 et l'antenne 17. Le système de mesure de distance 13 génère des données comprenant des distances entre l'antenne et le vaisseau spatial qui sont indicatives de l'orbite du vaisseau spatial. Le filtre 14 ou le processus lots séquentiel 14 utilise ces données pour fournir une estimation de la détermination de l'orbite. Le système de mesure de distance 13 peut être remplacé par un système de positionnement global, ou bien un système qui fonctionne d'une manière similaire au système de positionnement global. L'émetteur 16 est utilisé pour transmettre le plan de combustion et d'autres informations générées par le système du logiciel 12 à un processeur de commande (PROC DE CDE) 18 à bord du vaisseau spatial 11. Le processeur de commande 18 allume les propulseurs 19 sur le vaisseau spatial 11 pour commander l'orbite du vaisseau spatial 11. Le système de logiciel basé au sol 12 reçoit des données de mesure de distance automatisée du système de mesure de distance 13, sur un principe régulier fréquent. Les données de mesure de distance, de même que la télémétrie du vaisseau spatial provenant des combustions précédentes (courant du propulseur, tension, position, etc.) sont traitées par un filtre 14 ou par un processus par lots séquentiel 14 dans le système de logiciel basé au sol 12, afin d'estimer l'orbite du vaisseau spatial il. Le système de logiciel 12 comporte également un système de planification 15 qui calcule un plan de combustion des propulseurs pour les N jours suivants pour le vaisseau spatial 11, et télécharge de façon autonome ces informations vers le vaisseau spatial 11 au moyen de l'émetteur 16 et de l'antenne 17 (N n'est pas nécessairement un nombre entier) . Le système de logicie 1 12 répété ce processus à des intervalles réguliers (nominalement quotidiens, mais toujours inférieurs à N), en téléchargeant et en remplaçant le plan combustion des propulseurs actuellement utilisé sur le vaisseau spatial 11 à chaque fois. Bien que le processus soit répété fréquemment, le plan de combustion des propulseurs sur N jours fournit une protection contre des problèmes tels que les temps de mise hors service des liaisons de communications. En se référant à la figure 2, celle-ci illustre un exemple de procédé de compensation d'orbite de vaisseau spatial automatisé 30 conforme aux principes de la présente invention. Le procédé de compensation d'orbite de -vaisseau spatial automatisé 30 comprend les étapes suivantes. Le procédé génère en 31 des données de mesure de distance comprenant des erreurs orbitales qui sont indicatives de la distance du vaisseau spatial 11. Les données de mesure de distance et la télémétrie du vaisseau spatial provenant des combustions précédentes sont traitées en 32 afin d'estimer l'orbite du vaisseau spatial 11. L'orbite estimée est utilisée pour calculer en 33 plan de combustion des propulseurs pour les N jours suivants. Le plan de combustion des propulseurs est téléchargé en 34 vers le vaisseau spatial 11. Les étapes ci-dessus sont répétées en 35 à des intervalles réguliers (nominalement quotidiens, mais toujours inférieurs N). La figure 3 illustre une simulation basée au sol du système 10 représenté sur la figure 1. Le système de planification basé au sol 12 comprend un module de propagation d'orbite 45 qui fournit en sortie des données indicatives d'une orbite proposée d'un vaisseau spatial. Les données de propagation d'orbite sont traitées par un logiciel de détermination d'orbite 44 en même temps que des données de distance et les forces externes désirées qui ont été fournies en sortie par la dernière itération du système de planification basé au sol 12 en vue de générer une détermination ou une estimation de l'orbite. L'estimation de l'orbite est appliquée en entrée au logiciel de planification de manoeuvres 46 qui fournit en sortie une table d'ajustement de l'orbite. La table d' ustement de l'orbite est appliquée en entrée au logiciel de gestion de la quantité de mouvement 47 qui fournit en sortie une différence delta V désirée qui est appliquée en entrée à un séquenceur de combustion 48. La sortie du séquenceur de combustion 48 représente des données indicatives des forces externes désirées exercées sur le vaisseau spatial. Les forces externes désirées sont appliquées en entrée à une modélisation des erreurs de combustion 41 qui fournit en sortie les forces externes réelles exercées sur le vaisseau spatial. Les forces externes réelles sont traitées par un module de propagation d'orbite 42 correspondant au processeur de commande 18 dans le vaisseau spatial, qui fournit en sortie l'orbite réelle du vaisseau spatial. L'orbite réelle est traitée par un générateur d'observation 43 comprenant le système de mesure de distance 13. La sortie du générateur d'observation 43 comprend des données de distance qui sont appliquées en entrée au logiciel détermination d'orbite 44 avec les forces externes désirées et la sortie module de propagation d'orbite La figure 4 est une autre représentation du procédé 30 indiqué sur la figure 2. Une détermination d'orbite initiale 51 est générée et appliquée entrée à un processus automatisé au sol correspondant au système de planification basé au sol 12. Les données de mesure de distance sont générées en 31, ce qui produit des données de mesure de distance 52 à des intervalles réguliers. Les données mesure de distance à intervalles réguliers sont traitées en 33, 34 afin de générer un plan de combustion pour les N jours en 53. Le plan de combustion sur N j ours évalué en 54 pour déterminer s'il est significativement différent du plan de combustion utilisé par le vaisseau spatial. Si le nouveau plan de combustion est significativement différent il est alors téléchargé en 34 vers le vaisseau spatial. Si le nouveau plan de combustion n'est pas significativement différent, alors processus automatise au sol se répète en 35. Le plan de combustion sur N jours calculés est exécuté en 55, 56, 57 pour chacun des N jours. Pour chaque jour du plan de combustion sur N jours, des données indicatives de la combustion réalisée 58 sont renvoyées vers le processus automatisé au sol. A la fin du Nième jour, le maintien en station n'est plus exécuté en 59 sans informations supplémentaires téléchargées depuis le sol. Ainsi, des systèmes et des procédés de compensation d'orbite de vaisseau spatial automatisés améliorés ont été décrits. Il doit être compris que les modes de réalisation décrits ci-dessus sont simplement illustratifs de certains des nombreux modes de réalisation particuliers qui représentent des applications des principes de la présente invention. Evidemment, de nombreux agencements et autres agencements peuvent être facilement envisagés par l'homme de l'art sans s'écarter de la portée l'invention. REVENDICATIONS 1. Système de compensation d'orbite de vaisseau spatial automatisé (10) destiné à maintenir un vaisseau spatial contenant un processeur de commande (18) et un plusieurs propulseurs (19) sur une orbite désirée comprenant : système de détermination d'orbite relié à antenne qui utilise des données recueillies pour générer une estimation de l'orbite du vaisseau spatial, système de planification basé au sol (12) relie au système de détermination d'orbite afin de calculer plan combustion des propulseurs pour les N jour s suivants sur la base de l'orbite estimée du vaisseau spatial et un émetteur (16) relié au système de planification en vue de transmettre des informations générées par le système de logiciel (12) au processeur de commande (18) à bord du vaisseau spatial, qui allume un ou plusieurs propulseurs (19) pour commander l'orbite du vaisseau spatial. 2. Système selon la revendication 1, dans lequel le système de détermination d'orbite (10) utilise des données recueillies à partir du système de positionnement global. 3. Système selon la revendication 1, dans lequel le système de détermination d'orbite (10) utilise des données recueillies à partir d'un système du type positionnement global. 4. Système selon la revendication 1, dans lequel le système de détermination d'orbite (10) utilise des données recueillies à partir d'un système de mesure de distance (13). 5. Système selon la revendication 4, dans lequel le système de détermination d'orbite comprend un filtre (14). 6. Système selon la revendication 4, dans lequel le système de détermination d'orbite (10) comprend un processus par lots séquentiel (14). 7. Système selon la revendication 4, dans lequel le système de détermination d'orbite utilise une télémétrie du vaisseau spatial et des donnees de distance, pour déterminer l'orbite. 8. Système selon la revendication 1, dans lequel le système de logiciel (12) et l'émetteur (16) téléchargent de façon autonome et répétitive le plan de combustion des propulseurs pour les N jours suivants vers le vaisseau spatial. 9. Système selon la revendication 5, dans lequel le système de logiciel (12) et l'émetteur (16) calculent et téléchargent le plan de combustion des propulseurs tous les M jours, où M n'est pas nécessairement un nombre entier. 10. Procédé de compensation d'orbite de vaisseau spatial automatisé (30) destiné à maintenir un vaisseau spatial sur une orbite désirée, comprenant les étapes consistant à : générer (32) une estimation l'orbite du vaisseau spatial, calculer (33) un plan de combustion des propulseurs pour les N jours suivants en utilisant l'orbite estimée, télécharger (34) le plan de combustion des propulseurs vers le vaisseau spatial, et repéter (35) les étapes ci-dessus à intervalles réguliers. . Procédé selon la revendication dans lequel l'étape de génération d'une estimation de l'orbite du vaisseau spatial utilise des données système de positionnement global. 12. Procédé selon la revendication dans lequel l'étape de génération d'une estimation de l'orbite du vaisseau spatial utilise des données d'un système du type positionnement global. 13. Procédé selon la revendication 10, dans lequel l'étape de génération d'une estimation l'orbite du vaisseau spatial utilise des données de distance. . Procédé selon la revendication dans lequel l'étape de génération d'une estimation de l'orbite du vaisseau spatial comprend une étape consistant à filtrer les données de distance en vue d'estimer l'orbite du vaisseau spatial. . Procédé selon la revendication 13, dans lequel l'étape de génération d'une estimation de l'orbite du vaisseau spatial comprend une étape consistant à traiter par lots séquentiellement les données de distance en vue d'estimer l'orbite du vaisseau spatial. Procédé selon la revendication 13, dans lequel l'étape de génération d'une estimation de l'orbite du vaisseau spatial comprend une étape consistant à utiliser une telémétrie du vaisseau spatial et des données de distance, en vue d'estimer l'orbite du vaisseau spatial. 17. Procédé selon la revendication 10, comprenant en outre une étape de commande de gestion de quantité de mouvement (47) qui est ajoutée sur le vaisseau spatial.