Brevet FR2804765A1 — publié le 20010810

Système de moment à commande de lacet La présente invention concerne des systèmes permettant la commande d'attitude de satellites en orbite autour de la Terre et, plus particulièrement, la commande de pilotage de lacet d'un satellite maintenant le pointage sur le Soleil programmé pour la génération d'énergie solaire. On connaît des systèmes de commande du mouvement des satellites et en particulier de commande d'attitude orbitale à double orientation, tels que ceux décrits dans le brevet américain n 5 791 598. Ces systèmes peuvent être utilisés pour la commande de fixation solaire d'un satellite à pointage nadiral, par exemple, le système de télécommunications par satellite GLOBALSTARTM . En général, ces systèmes utilisent un modèle à différence de moments qui fournit une stabilité gyroscopique. Tel qu'indiqué dans le brevet, la commande d'attitude des satellites est simple lorsque des informations de détecteur triaxial sont disponibles, telles que (1) des informations de tangage et de roulis fournies par un détecteur d'horizon terrestre, et (2) des informations fournies par un détecteur solaire mesurant le lacet. Cependant, lors de l'éclipse de soleil qui se produit à chaque fois qu'un satellite gravite autour de la Terre, de telles données du détecteur solaire ne sont pas disponibles. Cela provoque une lacune dans les informations de détection du lacet lors de chaque période orbitale. Des détecteurs supplémentaires peuvent être ajoutés au satellite mais cela ne permet pas non plus de garantir des informations de lacet continues. Par exemple, un magnétomètre peut être utilisé pour fournir des données de lacet supplémentaires. Mais lorsque le satellite gravite autour des latitudes terrestres les plus élevées, le pôle magnétique de la Terre s incline vers le satellite et les données du magnétomètre du satellite perdent trop de précision pour fournir une commande d'attitude adéquate lors des éclipses magnétiques qui se produisent à de telles latitudes. En outre, pour des altitudes élevées, y compris l'altitude géosynchrone, les références d'attitude magnétique sont inutilisables. Les principaux défis impliqués dans la conception de satellites de télécommunications tels que le système de télécommunications par satellite GLOBALSTARTM sont (1) la nécessité de fonctionner sans informations de lacet continues tout en fournissant un mouvement de lacet commandé continu et (2) la nécessité d'une commande d'attitude particulièrement cruciale et complexe. Les antennes de télécommunications de tels satellites sont traditionnellement montées sur la partie du satellite qui est toujours la plus proche de la Terre, ce qu'on appelle attitude de "pointage nadiral", attitude qu'il faut en outre maintenir à tout moment. La commande d'attitude est particulièrement importante pour les satellites relais de télécommunications, tels que ceux utilisés dans le système de téléphonie cellulaire par satellite GLOBALSTARTM, car ils ont également des exigences de puissance très élevées. Pour fonctionner de manière efficace, les panneaux solaires de ces satellites nécessitent que les rayons solaires soient à tout moment perpendiculaires à la surface plane des panneaux solaires. C'est pourquoi, une commande d'attitude de satellite fiable et précise est essentielle pour la mission d'un système par satellite GLOBALSTARTM et certains systèmes qui ont été proposés et mis en #uvre peuvent être utilisés dans ce but. Des modèles de systèmes destinés à cette fin comprennent les systèmes décrits ci- après : a. Stabilisation à whecon Des systèmes de stabilisation de l'attitude à différence de moments ont été utilisés avec succès pour fournir une stabilisation d'attitude précise pour des satellites géostationnaires à pointage nadiral sans détection directe du lacet. Le système à "commande par volant" ou "Whecon", décrit dans l'article "Analysis and Design of Whecon - an Attitude Control Concept", de H. J. Dougherty, E.D. Scott et J.J. Rodden, AIAA paper n 68-461, AIAA 2nd Communications Satellite Systems Conference, San Fransisco, April 8-10,1968, est un exemple d'un système de ce type. Le système Whecon à différence de moments fournit une stabilisation triaxiale du satellite en réponse aux signaux de tangage et de roulis provenant d'un détecteur d'horizon terrestre. Le whecon commande ensuite les erreurs de lacet résiduelles par un couplage dynamique du lacet avec la vitesse de tangage orbital. Le système Whecon utilise (1) un volant d inertie présentant un alignement fixe avec l'axe de tangage de l'engin spatial ; (2) des détecteurs d'horizon qui détectent les erreurs d'attitude de tangage et de roulis ; et (3) des dispositifs à éjection de masse permettant de répondre à ces erreurs, tous sans détection directe de lacet. Cependant, le moment du volant d'inertie restreint les rotations de lacet du véhicule à de simples perturbations voisines de zéro. Cette rigidité de l'attitude empêche d'appliquer le système Whecon à des systèmes de télécommunications par satellite solaires dont les orbites effectuent une précession, tels que le système. Aussi, les systèmes à éjection de masse utilisent-ils des sources d'énergie non-renouvelables qui limitent la durée de vie du satellite. L'utilisation du moment pour la commande d'attitude, au lieu de moteurs à éjection de masse, est un concept séduisant par sa simplicité. Cependant, ce type de système, utilisé pour certains satellites synchrones américains et internationaux, y compris des satellites militaires, Intelsat V et le Canadian Communication Technology Satellite, utilise également l'éjection de masse pour fournir un couple de commande. b. Différence de moments à pointage nadiral Seasat Cette version tout volant d'inertie du système de stabilisation d'attitude Whecon a été conçue pour le satellite Seasat JPL-NASA qui a été mis en service en 1978. Ce système est décrit dans l'article "Seasat A Attitude Control System", de R. Weiss, J.J. Roden, R. W. Hendricks et S. W. Beach, p 6. à 13, Journal of Guidance and Control, tome 1, n 1 (1978). La plate-forme Seasat utilise des volants d Inertie pour la différence de moments nécessaire pour maintenir une attitude de pointage nadiral, ainsi que pour la stabilisation du véhicule, au lieu d'utiliser l'éjection de masse pour produire une différence de moments. La détection de l'attitude est effectuée par une paire de volants de balayage sur le satellite. Le Seasat fournit une compensation magnétique d inertie que l'on appelle désaturation pour que les volants contrent le moment produit par des sources de couple externes au véhicule, comprenant les champs gravitationnels et magnétiques terrestres. L'orientation solaire de Seasat est contrôlée par une paire de détecteurs d'aspect solaire. Cependant, ces détecteurs solaires ne sont pas utilisés pour la commande d'attitude orbitale dans le Seasat, étant donné que le Seasat a été conçu comme un satellite terrestre héliosynchrone. Les satellites terrestres héliosynchrones ont un rapport fixe au soleil de manière que de tels véhicules ne nécessitent pas de commande de lacet. c. Précession asynchrone du GLOBALSTAR Les satellites solaires en orbite qui précèdent mais qui ne sont pas héliosynchrones, peuvent utiliser soit une combinaison de commande de lacet et de mouvement des panneaux solaires, soit un mouvement composé des panneaux solaires pour suivre le soleil. Un satellite à pointage nadiral pourrait également être articulé entre l'extrémité de l'émetteur et les panneaux solaires montés à son extrémité opposée pour permettre aux deux extrémités du satellite de pivoter l'une par rapport à l'autre, comme c'était le cas pour la plate-forme Seasat. Cependant, cela nécessite que l'énergie des panneaux soit fournie à l'émetteur par un connecteur supplémentaire inefficace et sujet aux pannes, tel qu'un ensemble à balai ou similaire. Cela est inacceptable pour des satellites relais à puissance élevée et à grande fiabilité. La figure 3 représente le mouvement de commande de lacet requis pour maintenir les panneaux solaires d'un satellite solaire à pointage solaire faisant face au soleil en permanence à un angle optimal lorsque le satellite est en orbite autour de la Terre. Le générateur solaire est mis en rotation autour d'un axe y du véhicule selon l'angle "SADA", et le véhicule se déplace en lacet selon l'angle "#". L'amplitude de la variable de déviation du lacet # dépend de l'angle entre le soleil et le plan orbital, c'est-à-dire l'angle ss. Dans le cas contraignant qui se produit lorsque le soleil est dans le plan de l'orbite du satellite, ss=0 et seul l'angle SADA peut varier. Aucun mouvement de lacet n'est requis. Pour des valeurs de ss plus élevées, l'angle SADA et le lacet doivent varier. Pour les satellites du système GLOBALSTARTM,la précession de leurs orbites produit un angle beta "ss" entre les plans orbitaux des satellites et une ligne partant de la Terre vers le soleil qui varie de zéro à 75 environ. Lorsque p=75 , un satellite doit fournir de très grandes rotations du générateur solaire autour de l'axe z à pointage nadiral et perpendiculaire à l'axe de tangage, et un angle SADA très grand autour de l'axe y pour maintenir une efficacité solaire. En cas de non-utilisation de la commande de lacet, la déflexion secondaire du générateur solaire autour dudit axe z perpendiculaire à l'axe de tangage doit être réduite pour empêcher que l'un des panneaux solaires pénètre dans des zones où ils pourraient réduire l'efficacité de fonctionnement et la couverture du satellite relais à chaque fois qu'ils atteignent la déflexion de lacet maximale en interférant avec les antennes du satellite. Cette limite du mouvement composé des panneaux solaires provoque un pointage solaire moins bon que le pointage optimal. Le pointage solaire moins bon que le pointage optimal par les panneaux nécessite que leur taille soit sensiblement augmentée pour compenser la diminution consécutive de l'efficacité. De très grands générateurs sont cependant sujets à des effets de perturbation des gradients de pesanteur, et sont plus chers et plus volumineux. Ainsi le mouvement composé des panneaux solaires n'est pas une solution satisfaisante au problème. Si le système de commande d'attitude des satellite GPS pouvait être adapté pour fournir la commande de lacet précise requise pour le système, l'intégrité structurelle du satellite et l'efficacité de son système d'antennes seraient préservées. Cependant, ce type de commande d'attitude précise nécessite une seconde compensation de vitesse angulaire à commande permanente très précise, de manière que l'attitude du satellite oriente le panneau solaire perpendiculairement au soleil au lieu de déplacer les panneaux solaires eux- mêmes ou de faire pivoter les parties centrales du satellite, c'est-à-dire les éléments situés entre l'antenne et les panneaux solaires. Bien que l'utilisation de dispositifs impliquant les moments pour la détection et la correction soit un concept séduisant par sa simplicité, il n'est pas pratique de se fier aux instruments gyrométriques de détection des moments pour détecter l'attitude car ils sont imprécis et coûteux. Les détecteurs gyrométriques sont également trop susceptibles de dériver, ce qui pose en particulier un problème lorsqu'un satellite est soumis à une variation sensible des couples qui lui sont appliqués, tout comme le sont les satellites qui fournissent la commande de lacet. Le brevet américain "Dynamic Bias For Orbital Yaw Steering", n 5 791 598, en date du 11 août 1998 permet des fonctionnalités de commandes de lacet similaires mais son efficacité se limite à des satellites présentant des propriétés d'inertie relativement faibles et ne peut s'appliquer qu'à des orbites quasi- circulaires. La présente proposition s'applique à des satellites présentant une grande inertie et de grandes différences dans des répartitions de masse d'inertie principales. La proposition peut également s'appliquer de manière satisfaisante sur des orbites largement elliptiques. Le but de la présente invention est de fournir un système de commande pour des satellites en orbite autour de la Terre impliquant un procédé et un moyen permettant d'obtenir un pointage triaxial continu, souple, précis pour des satellites qui maintiennent le pointage solaire programmé pour la génération d'énergie solaire, en permettant une commande de lacet commandée continue à un profil de commande de lacet programmé de manière arbitraire pour un satellite présentant une répartition de l'inertie arbitraire et grande sur une orbite largement elliptique. Un système de commande d'attitude orbitale selon l'invention fournit une orientation solaire à commande de lacet, précise et préprogrammée pour les panneaux solaires fournissant de l'énergie à un satellite de télécommunications à pointage nadiral et simplifie considérablement la conception des générateurs solaires en utilisant le système de pointage du satellite pour fournir le pointage solaire dans l'axe de lacet ou d'azimut. Selon un mode de réalisation de la présente invention, un système de pointage de satellite triaxial continu destiné à un satellite solaire est fourni, le système comprenant un module de commande de corps permettant de produire des couples de commande de corps à trois axes orthogonaux, un module d'intégration de moments, un module de commande de moments et un module de découplage de couple à programme. Le module de découplage de couple à programme découple les paramètres de mouvement programmés représentés par l'équation suivante : IB#'+B#X (IB#+BH) Dans une variante, le module de commande de corps destiné à produire des couples de commande de corps à trois axes orthogonaux comprend : un générateur de couple de commande de corps de roulis relié au détecteur de roulis ; un générateur de couple de commande de corps de tangage relié au détecteur de roulis et au générateur de couple de commande de corps de roulis ; un générateur de couple de commande de corps de lacet relié au générateur de couple de commande de corps de tangage et au générateur de couple de commande de corps de roulis ou de manière moderne relié à un détecteur de lacet. Dans une autre variante, le module de découplage du couple à programme comprend un contrôleur de transformation orbite-corps. Selon un procédé de la présente invention, un procédé est fourni pour commander un mouvement en lacet de satellite, le procédé comprenant les étapes consistant à commander le lacet du satellite au moyen d'une différence de moments dynamique ; déterminer un vecteur pour la différence de moments dynamique ; comparer le vecteur avec une direction axiale orbitale ; et générer une correction de différence de moments dynamique à partir de la comparaison du vecteur de lacet avec la direction de commande de lacet. Dans une première variante, l'étape consistant à commander le lacet du satellite avec la différence de moments dynamique comprend l'étape consistant à générer la différence de moments dynamique avec au moins un volant d'inertie. Dans une deuxième variante, l'étape consistant à déterminer le vecteur pour la différence de moments dynamique comprend l'étape consistant à effectuer la somme vectorielle d'au moins deux vecteurs de moment. Dans une troisième variante, l'étape consistant à comparer le vecteur avec la direction axiale orbitale comprend l'étape consistant à comparer le vecteur avec l'axe de tangage négatif orbital. Dans une quatrième variante, l'étape consistant à générer la correction de différence de moments dynamique comprend les étapes consistant à : générer des couples de commande du corps ; découpler des couples de corps programmés des couples de commandes de corps ; intégrer les couples de commande de corps après le découplage des couples de corps programmés pour former des paramètres de moments du corps ; et convertir les paramètres de moment du corps pour obtenir la correction de différence de moments dynamique. L'étape consistant à générer des couples de commande du corps peut alors comprendre les étapes consistant à : utiliser un détecteur de roulis pour générer un couple de corps de roulis ; utiliser un détecteur de tangage pour générer un couple de corps de tangage ; générer un couple de lacet dans lequel l'étape consistant à générer un couple de lacet comprend les étapes consistant à : générer un premier couple de lacet à partir du couple de roulis et du couple de tangage ; ou détecter de manière moderne le lacet directement à partir d'un détecteur de lacet et générer un second couple de lacet ; et combiner le premier couple de lacet avec le second couple de lacet. Dans la quatrième variante, l'étape consistant à découpler les couples de corps programmés des couples de commande de corps peut comprendre l'étape consistant à découpler les paramètres de mouvement programmé représentés par l'équation suivante : IB#'+B#X (IB#+BH) Dans la quatrième variante, l'étape consistant à convertir les paramètres de moments du corps pour obtenir la correction de différence de moments dynamique peut comprendre l'étape consistant à former au moins une correction de différence de moments dynamique. L'étape consistant à former au moins une correction de différence de moments dynamique peut comprendre l'étape consistant à former au moins une correction d'écart de volant d'inertie dynamique. Selon un autre mode de réalisation de la présente invention, un système à volant d'inertie de satellite permettant de commander de façon dynamique le lacet du satellite est fourni, le système comprenant un système de commande de lacet. Le système de commande de lacet comprend un système de commande de lacet en boucle fermée, un système de commande de lacet en boucle ouverte moderne, et un système de commande à volant d'inertie. Le système de commande à volant d'inertie comprend un module d'intégration, un module de conversion relié au module d'intégration, et un module de découplage de mouvement programmé. Le mouvement programmé découple les paramètres de mouvement programmé représentés par l'équation : IB#'+B#X (IB#+BH) Les aspects suivants et autres caractéristiques de la présente invention sont décrits dans la description suivante et en parallèle avec les dessins joints, parmi lesquels : la figure 1 est une représentation schématique de l'intégration et du découplage de moments permettant la commande de lacet dans un satellite en orbite autour de la Terre ; la figure 2 est une représentation schématique des lois de commande d'attitude ; la figure 3 est une représentation schématique de l'orientation d'un engin spatial en orbite et de ses générateurs solaires dans diverses positions autour de l'orbite par rapport au soleil ; la figure 3a est une représentation graphique de l'angle de lacet et de l'angle SADA par rapport à la position orbitale vis à vis du soleil ; la figure 4 est une représentation schématique d'un ensemble de volants d'inertie, dont le moment de vecteur total est aligné sur le vecteur de vitesse de l'orbite lorsque l'engin spatial est commandé en lacet ; la figure 5 représente une intégration de découplage roulis-lacet simple ; la figure 6 représente un engin spatial présentant une différence de moments et seulement une commande de tangage ; la figure 7 représente le mouvement de précession de lacet du vecteur de différence de moments dans le plan horizontal local induit par le couple de commande de roulis ; et la figure 8 est un organigramme présentant un procédé de commande dynamique d'un mouvement de lacet de satellite. Bien que la présente invention soit décrite en référence au seul mode de réalisation représenté sur les dessins, il convient de comprendre que la présente invention peut être réalisée par de nombreuses formes de modes de réalisation. La principale détection d'attitude du satellite provient du signal de tangage et de roulis dérivé des détecteurs terrestres. Le troisième axe est commandé tout en étant commandé en lacet par une différence de moments dynamique qui est générée et man#uvrée à l'intérieur par un ensemble de volants d'inertie et de roue de réaction. Le volant d'inertie du véhicule est manipulé de manière que la somme vectorielle du moment soit maintenue sensiblement alignée sur l'axe de tangage négatif orbital. La figure 4 représente un ensemble de volants dont le moment vectoriel total est aligné sur le vecteur de vitesse orbital lorsque l'engin spatial est Le volant d'inertie du véhicule est manipulé de manière que la somme vectorielle du moment soit maintenue sensiblement alignée sur l'axe de tangage négatif orbital. La figure 4 représente un ensemble de volants dont le moment vectoriel total est aligné sur le vecteur de vitesse orbital lorsque l'engin spatial est commandé en lacet. La commande d'attitude à différence de moments pour un engin spatial se fait à partir du couplage de la commande par volant ou couplage Wheecon d'un couple de roulis orbital dans l'axe de lacet. La dynamique peut être représentée en trois étapes. Considérons tout d'abord un engin spatial dont la différence de moments présente une commande de tangage telle que représentée sur la figure 6. Le moment sans commande roulis-tangage ou perturbation extérieure dans ce cas reste inchangé grâce à l'inertie. L'étape suivante consiste à ajouter une commande de roulis en plus de la commande de tangage imposée. Cette condition force le vecteur à différence de moments à être dans le plan horizontal local dans lequel il peut osciller en arrière et en avant en lacet à la manière d'un compas gyroscopique. Ce mouvement dans un engin spatial serait non amorti. La précession du lacet dans ce mouvement de compas gyroscopique est induite par le couple de commande de roulis, tel que représenté sur la figure 7. Une troisième étape consiste à utiliser le couple de roulis mesurable ou la commande de roulis, qui est proportionnelle à la vitesse de précession du lacet en tant que signal pour former un couple de lacet. Le couple de lacet obtenu permet d'obtenir un amortissement de l'oscillation du lacet et une commande de lacet commandée. Une caractéristique de la présente invention fournit une commande de lacet commandée continue à un profil de commande de lacet programmé arbitrairement. A la différence des systèmes précédents, cette caractéristique de la présente invention peut s'appliquer à un satellite à répartition d'inertie grande et arbitraire sur une orbite largement elliptique. Une autre caractéristique de la présente invention est qu'elle fournit un pointage triaxial souple, précis et continu pour un satellite qui maintient programmé le pointage solaire pour la génération d'énergie solaire. L'utilisation de cette invention simplifie sensiblement la conception de générateurs solaires sur des systèmes de satellite en utilisant le pointage du satellite pour fournir un pointage solaire dans l'axe du lacet ou d'azimut. Un élément important du système de commande est l'Intégration et le Découplage de Moments. Ce système convertit des commandes de couple de commande référencées à axes orbitaux commandés en moment de volant qui fait tourner le moment interne pour le dissocier du couplage dynamique avec le mouvement orbital combiné au véhicule et de lacet programmé. La fonction de transfert net entre le couple de commande commandé et le couple réel physique obtenu sur l'engin spatial est de manière idéale unitaire. Cette suppression effective ou ce découplage du couplage de moment dynamique permet d'utiliser des lois de commande en boucle fermée simplifiées sur la base de signaux d'attitude coordonnés dans le cadre de référence du corps. La figure 5 représente une intégration de découplage roulis-lacet simple. Les commandes de couple de commande, Tx et Tz, sont intégrées/et couplées avec la vitesse orbitale, coo des coordonnées de l'orbite par rapport à l'espace inertiel. Ces intégrateurs provoquent ensuite le transfert d'un quelconque moment de roulis interne Hx, ou moment de lacet, Hz entre les axes de manière que le vecteur de moment net reste fixe par rapport à l'espace inertiel. La figure 8 décrit le procédé permettant de déterminer et de corriger une différence entre le vecteur de moment du satellite et un vecteur d'axe orbital. Le satellite est orienté par la différence de moments dynamique 8a, un vecteur est déterminé 8b et comparé 8c au vecteur d'axe orbital. Si les vecteurs sont identiques 8d, le processus de comparaison est répété de manière continue. Autrement, une différence est déterminée 8e et une correction de moment est générée 8f. Ainsi, le mouvement du satellite programmé peut être superposé sur le système à différence de moments stabilisée, c'est-à-dire la différence de moments dynamique, en commandant des changements de moments de volant interne correspondant à un moment calculé dérivé pour le profil de mouvement souhaité. Les lois physiques de la conservation d'un moment garantissent qu'une réponse angulaire du véhicule est égale au mouvement programmé. En référence à présent respectivement aux figures 1 et 2, une illustration schématique de l'intégration et le découplage de moments pour la commande de lacet dans un satellite en orbite autour de la Terre et une illustration schématique des lois de commandes d'attitude intégrant les caractéristiques de la présente invention sont proposées. Le système comprend généralement un système de lois de commande 30a-30k (figure 2), un système de découplage et d'intégration de moment et un système de découplage (figure 1), et des dispositifs de commande de moments (40a à 40d), tel que représenté sur la figure 4. Le système de lois de commande représenté sur la figure 2 comprend généralement des commandes de trois axes orthogonaux pour le satellite, une commande de roulis, une commande de tangage et une commande de lacet. La commande de roulis comprend un détecteur d'horizon 30h, un compensateur de position et de vitesse 30a, et un dispositif 30d pour extraire les informations de lacet provenant du signal de roulis. La commande de tangage comprend généralement des éléments similaires : un détecteur de tangage 30j, un compensateur de tangage et de vitesse 30b et un dispositif 30e pour extraire les informations de lacet provenant du signal de tangage. Les données des compensateurs de roulis et de tangage 30a, 30b correspondent aux couples de commande du corps BTx et BTy respectivement. La commande de lacet comprend un détecteur de lacet 30k (lorsque le soleil n'est pas éclipsé ou quasiment aligné sur la direction de la Terre), un compensateur de position et de vitesse 30c, un n#ud d'addition 30g et un n#ud de gain 30f. Le lacet indiqué par le signal de roulis et de tangage est déterminé par la combinaison d'éléments des signaux de roulis et de tangage passant par des dispositifs 30d, 30e, par le dispositif de gain 30f et le n#ud d'addition 30g. Les données du n#ud d'addition 30 g répondent à l'équation suivante : Tx, = Il 0 0 1 * To 1 B Tyb = COS 0, cos V/P Txb + (- cos 0, sin Vfp + sin 0, sin 0. cos V.) Tyb 0 Lorsqu'il n'y a aucune compensation de roulis ou de tangage, l'équation devient : Txb T, = Il 0 01 * Ta 1 Tyb = cos t/iT'Xb + -sin yl pl yb Ainsi, le couple d'axe orbital z "Wheecon" est KRY * TxF et Tbz est égal à : Txbz 0 - sin 0 Tybz = TB o 0 = sin 0 cos 0 KRF * TxF Tzbz KRY TxF cosocoso Il convient de noter que ce signal est toujours présent, que le détecteur de lacet soit disponible ou non. Lorsque le détecteur de lacet 30k est disponible, le couple de commande du corps de lacet BTz est directement disponible pour le n#ud d'addition 30g. Il convient de noter que le signal direct provenant du détecteur de lacet 30k passant par le compensateur de position et de vitesse 30c jusqu'au n#ud d'addition 30g est un signal plus fort que le signal dérivé provenant du dispositif de gain 30f et domine les données du n#ud d'addition 30g. Ainsi, une liaison permanente telle que le n#ud d'addition 30g, au lieu d'un agencement de commutation, permet de fournir un couple de commande de corps de lacet ininterrompu permettant une commande de satellite plus souple. Le système d'intégration et de découplage de moments représenté sur la figure 1 comprend généralement un module d'intégration 10a, un module de transformation 10d et un module de découplage de mouvement programmé 10f. Le module d'intégration intègre les couples de commande de corps 301 à 30n pour former des moments de corps sur trois axes orthogonaux tels que représentés sur la figure 1. Les moments de corps sont convertis en signaux de commande de moments de volant par le module de transformation 10d. En règle générale, les couples de corps de roulis et de tangage BTx et BTy sont déterminés par les détecteurs de roulis et de tangage 30h, 30j respectivement. Le couple de corps de lacet BTz est soit détecté ou dérivé directement tel que cela est décrit ci-dessus. Cependant, ces signaux de couple de corps incluent également des couples de corps induits par le mouvement programmé lorsque le corps est en orbite autour de la planète ainsi que des couples dus à des facteurs externes. Ainsi, dans le but de produire les signaux de commande de moments de volant destinés à corriger les déviations qui ne résultent pas d'un mouvement programmé, le mouvement programmé doit être découplé ou soustrait des couples de corps BTx, BTy et BTz avant que les couples soient convertis en des signaux de commande de moments de volant. Cela est obtenu par le module de découplage du mouvement programmé 10f. Ce qui suit dérive du fait que les couples programmés doivent être découplés des signaux de commande de moments de volant. Le moment total est défini de la manière suivante : MOMENT TOTAL = TH = IB# + BH où TH = moment total # = inertie totale Ù)X (j)1 w = coy = A 8' - ..t' B (0 z ij/1 w = vitesse angulaire BH = moment de corps Le moment total est différencié pour fournir le couple total COUPLE = drt = BHI+{IBro'+BroX(IBro + aH)} = CoupleExterne + Commande Ainsi, le couple de volant d'inertie devient : WH' = -{IB#' + B#X(IB#+ BH)} + COMMANDES ce qui indique les couples de mouvement programmé lorsque les commandes sont négligeables. Si on développe les couples de mouvement programmé, on obtient : I,.-h-IxcosY'e''P,u'-IxsinY'P,u" -#''PHY-fc'Hzcos'P (Ir - (L - I. - 1,)sin(V, u'pu)- Iycos(V),u" 'P'pHy - ,u'Hzcos(lfP) j (ly - L)sin( )cos(!ft/u1)2 + Iz 'P" // [Hx cos(") - Hysin(!fP) Ainsi, pour découpler les couples de mouvement programmé, les paramètres de l'orbite doivent être convertis de paramètres d'orbite en paramètres de corps par le module de transformation 10k représenté sur la figure 1. Cela est représenté par les relations suivantes : TBIO= [#]1[#]2[#]3 cosBcosV/ cos9 sin yr -sin# TBIO=# -cossinyr+sinsin9cosyi cos qJ cos V/ + sin qJ sin () sin V/ sin qJ cos B Ainsi, les relations entre les vitesses du corps et d'Euler sont O)X 01 0 0 my = o + (19' + (182 0 + (1(6Î2(V - ' lüZ 0 0 If/' 0 où #'= vitesse~angulaire~tangage #'= vitesse~angulaire~roulis #'= vitesse angulaire lacet '= vitesse~angulaire~orbite et cox 1 0 - sin 6 ' cos A sin yl Oy = 0 cos sin cos 8 01 - t cos cos \jJ + sin sin e sin \\r CO 0 - sin cos cos \jJ' - sin cosy + cos sn 8 sin \jJ L'équation ci-dessus peut être réécrite comme suit : #x #' #=##y = A##'- 'B #z #' L'équation ci-dessus peut être différenciée comme suit : 01, w'= AB" - i'B - ,lL'B' /fi" où 1 0 - sin 9 A = 0 cos sin cos 8 0 - sin cos 44 cos 8 0 0 - cos 86' A' = 0 - sin (jx))1 cos ' cos 9 - sin sin 69' 0 - cos - sin 00'sin+ cos 9 cos y/ B' = - sin rjJrjJt cos If/ - cos sin If/If/t+ cos ' sin 6 sin + sin cos B8' sin If/ + sin sin B cos #' - cos 00'cos V/ = sin sin If/If/'- sin ' sin B sin + cos cos BB' sin If/ + cos sin 9 cos If/If/' Ainsi, les termes décrits ci-dessus décrivent les couples de moment programmé qui sont découplés des couples de commande de corps. Le mouvement programmé est découplé tel que représenté sur la figure 1 par un module de découplage de mouvement programmé 10f. Les exigences de commande d'attitude que ce système satisfait sont destinées à commander le roulis et le tangage de l'engin spatial tout en fournissant le mouvement de lacet selon un profil prescrit pour maintenir la direction solaire perpendiculaire aux axes des panneaux solaires. En outre, le profil prescrit peut effectuer des déviations vers une orientation de lacet zéro en Mode Normal pour une mise à feu pour le réglage d'orbite suivies par un retour consécutif vers le profil de la direction solaire. Le système a été décrit par rapport à la commande de lacet, d'autres modes de réalisation de l'invention peuvent cependant également être utilisés pour commander le roulis ou le tangage. Il convient de comprendre que la description précédente n'est donnée qu'à titre d'exemple pour la présente invention. Diverses alternatives et modifications peuvent être apportées par les spécialistes de la technique sans s'éloigner du domaine de l'invention. Par conséquent, la présente invention doit englober l'ensemble des alternatives, modifications et variantes de ce type qui relèveraient du domaine de l'invention présenté dans les revendications jointes. REVENDICATIONS 1. Système de commande de lacet de satellite permettant la commande dynamique du lacet du satellite, le système comprenant : un système de commande du lacet dans lequel le système de commande du lacet comprend un système de commande du lacet en boucle fermée et un système de commande de lacet indirecte à boucle ouverte moderne ; un système de commande à volant d'inertie relié au système de commande de lacet dans lequel le système de commande à volant d'inertie comprend : un module d'intégration ; un module de conversion relié au module d'intégration ; et un module de découplage de mouvements programmé relié au module d'intégration permettant de découpler les paramètres de mouvement programmés représentés par l'équation : IB#'+B#X (IB#+BH) 2. Procédé permettant de commander un mouvement en lacet de satellite, le procédé comprenant les étapes consistant à : commander le lacet du satellite avec une différence de moments dynamique ; déterminer un vecteur pour la différence de moments dynamique ; comparer le vecteur avec une direction axiale de l'orbite ; et générer une correction de différence de moments dynamique à partir de la comparaison du vecteur de lacet avec la direction de la commande de lacet. 3. Procédé selon la revendication 2, dans lequel l'étape consistant à commander le lacet du satellite avec la différence de moments dynamique comprend l'étape consistant à générer la différence de moments dynamique avec au moins un volant d'inertie. 4. Procédé selon la revendication 2, dans lequel l'étape consistant à déterminer le vecteur pour la différence de moments dynamique comprend l'étape consistant à effectuer la somme vectorielle d'au moins deux vecteurs de moment. 5. Procédé selon la revendication 2, dans lequel l'étape consistant à comparer le vecteur avec la direction axiale orbitale comprend l'étape consistant à comparer le vecteur avec l'axe de tangage négatif orbital. 6. Procédé selon la revendication 2, dans lequel l'étape consistant à générer la correction de différence de moments dynamique comprend les étapes consistant à : générer des couples de commande du corps ; découpler des couples de corps programmés des couples de commandes de corps ; intégrer les couples de commande de corps après le découplage des couples de corps programmés pour former des paramètres de moments du corps ; et convertir les paramètres de moment du corps pour obtenir la correction de différence de moments dynamique. 7. Procédé selon la revendication 6, dans lequel l'étape consistant à générer des couples de commande du corps comprend les étapes consistant à : utiliser un détecteur de roulis pour générer un couple de corps de roulis ; utiliser un détecteur de tangage pour générer un couple de corps de tangage ; générer un couple de lacet dans lequel l'étape consistant à générer un couple de lacet comprend les étapes consistant à : générer un premier couple de lacet à partir du couple de roulis et du couple de tangage ; ou détecter de manière moderne le lacet directement à partir d'un détecteur de lacet et générer un second couple de lacet ; et combiner le premier couple de lacet avec le second couple de lacet. 8. Procédé selon la revendication 6, dans lequel l'étape consistant à découpler les couples de corps programmés des couples de commande de corps comprend l'étape consistant à découpler les paramètres de mouvement programmé représentés par l'équation suivante IB#'+B#X (IB#+BH) 9. Procédé selon la revendication 6, dans lequel l'étape consistant à convertir les paramètres de moments du corps pour obtenir la correction de différence de moments dynamique comprend l'étape consistant à former au moins une correction de différence de moments dynamique. 10. Procédé selon la revendication 9, dans lequel l'étape consistant à former au moins une correction de différence de moments dynamique comprend l'étape consistant à former au moins une correction d'écart de volant d'inertie dynamique. 11. Système de pointage de satellite triaxial continu pour un satellite solaire, le système comprenant : un module de commande de corps pour produire des couples de commande de corps à trois axes orthogonaux ; un module d'intégration de moments relié au module de commande de corps ; un module de découplage de couple par programme relié au module d'intégration des moments pour découpler des paramètres représentés par l'équation suivante : IB#'+B#X (IB#+BH) et un module de commande de moments relié au module d'intégration des moments. 12. Système de pointage de satellite triaxial continu selon la revendication 11, dans lequel le module de commande de corps destiné à produire des couples de commande de corps à trois axes orthogonaux comprend : un générateur de couple de commande de corps de roulis relié au détecteur de roulis ; un générateur de couple de commande de corps de tangage relié au détecteur de roulis et au générateur de couple de commande de corps de roulis ; un générateur de couple de commande de corps de lacet relié au générateur de couple de commande de corps de tangage et au générateur de couple de commande de corps de roulis ou de manière moderne relié à un détecteur de lacet. 13. Système de pointage de satellite triaxial continu selon la revendication 11, dans lequel le module de découplage du couple à programme comprend un contrôleur de transformation orbite-corps.