Brevet FR2850948A1 — publié le 20040813

DISPOSITIF DE PILOTAGE DE L'ATTITTUDE D'UN SATELLITE PAR ACTIONNEURS GYROSCOPIQUES La présente invention concerne les dispositifs de pilotage d'attitude de satellites par échange de moments cinétiques fournis par une grappe d'organes rotatifs montés sur la plate-forme du satellite. Elle concerne plus particulièrement les dispositifs de pilotage dont au moins un des organes de création d'un moment cinétique est constitué par un gyrodyne ou 10 actionneur gyroscopique, souvent désigné par le sigle CMG (Control Moment Gyro). Les actionneurs gyroscopiques comportent une roue ou toupie entraînée en rotation, généralement à vitesse constante, qui tourne autour d'un axe sur un support, appelé cardan, orientable autour d'au moins d'un axe orthogonal à l'axe de rotation de la toupie. Des exemples de gyrodynes sont donnés dans le document EP-A- 1002716 15 et FR 02 03569 auxquels on pourra se reporter. Pour permettre de réorienter un trièdre de référence lié à la plate-forme du satellite dans toutes les attitudes, il est nécessaire d'utiliser au moins trois éléments de création de moments cinétiques. On peut par exemple utiliser une grappe d'au moins trois gyrodynes, comme indiqué dans le document EP 1002716 déjà mentionné, la 20 demande PCT/FR 02/02181 ou l'article de A. Defendini et al " low cost CMG-based AOCS design " (ESA SP-425, Fev. 2000) auxquels on pourra se reporter ou deux gyrodynes ayant des cardans dont les axes de rotation sont parallèles et une roue de réaction dont l'axe a une orientation fixe par rapport au corps du satellite et dont la vitesse est réglable. L'invention est applicable à tous les dispositifs qui comportent au moins un actionneur gyroscopique capable de générer un couple de rotation de la plate-forme du satellite par déplacements angulaires du cardan autour de son axe, de façon à faire précessionner la toupie. On connaît déjà des dispositifs de pilotage de satellites utilisant des actionneurs 30 gyroscopiques. Contrairement au moteur d'une roue de réaction, celui d'un actionneur gyroscopique ne se pilote pas directement par la commande de couple fournie par le calculateur du système de contrôle d'attitude en orbite du satellite. En effet le couple fourni par un actionneur gyroscopique est le produit vectoriel du moment cinétique de la toupie par la vitesse de rotation du cardan autour de son axe. L'utilisation d'une grappe d'actionneurs gyroscopiques sur un satellite nécessite en conséquence une 5 conversion des commandes de couple à appliquer aux satellites en commandes de vitesse du moteur des cardans. Les caractéristiques globales du dispositif de pilotage dépendent beaucoup du choix du type de moteur électrique d'entraînement du cardan, permettant d'orienter l'axe de rotation de la toupie. On utilise essentiellement deux types de moteurs, les moteurs pas à pas et les moteurs couples. Les moteurs couples utilisent un asservissement en vitesse ou en position, en boucle locale fermée, pour commander la vitesse de rotation du cardan. La boucle fermée comporte un capteur angulaire, généralement optique ou inductif, permettant 15 d'atteindre une résolution élevée et une très bonne position de pointage. Les moteurs couples qualifiés pour l'espace ont un couple maximum de quelques Newton-mètres, suffisants pour les actionneurs de petite taille, fournissant un couple ne dépassant pas Nm environ. En contrepartie, les moteurs couples compliquent la constitution de l'actionneur 20 par la nécessité d'un capteur et d'une électronique de commande, qui doit assurer l'asservissement d'orientation du cardan, l'autopilotage des phases du moteur et le rebouclage du système de mesure. Notamment sur des satellites de petites tailles, utilisés souvent en nombre, ces inconvénients sont pénalisants en puissance, en masse et en encombrement. Les moteurs pas à pas utilisés à l'heure actuelle par les actionneurs gyroscopiques sont prévus pour ne prendre que des configurations dans lesquelles les pôles magnétiques du rotor s'alignent avec les bobines du stator. Le passage d'une position à une autre est commandé par modification des états électriques des différentes phases du moteur, généralement biphasé mais pouvant être triphasé. Les 30 moteurs pas à pas ont l'avantage d'une électronique de pilotage simple, puisqu'un dispositif de mesure de position ou de vitesse du cardan n'est pas nécessaire; le pilotage se fait en boucle ouverte. En contre partie, la précision de pointage de l'axe de la toupie est limitée au pas angulaire entre pôles du moteur, souvent de 18 mrad sur les actionneurs utilisés dans les satellites. Si on cherche à améliorer la définition en utilisant un réducteur, on se heurte notamment au problème des jeux lors de l'inversion 5 du sens de rotation, du poids et de tenue lors du lancement. En conséquence, l'utilisation de moteurs pas à pas n'est pas satisfaisante sur les satellites qui exigent une attitude très stable typiquement, inférieure à 100 micro radian par seconde, ce qui correspond habituellement à 1 mrad de précision sur le pointage de l'axe de la toupie, pour des satellites de quelques centaines de kilogrammes. C'est notamment le cas des 10 missions d'observation de la terre à haute résolution à l'aide de satellites de relativement petite taille en orbite basse ou moyenne. La présente invention vise à fournir un dispositif de pilotage d'attitude d'un satellite par échange de moments cinétiques, utilisant des organes de création d'un moment cinétique, dont au moins un actionneur gyroscopique, permettant de conserver 15 la simplicité de commande inhérente au moteur pas à pas, tout en permettant d'arriver à la précision élevée requise pour certains satellites, qui jusqu'à présent exigeait un moteur couple. Dans ce but, l'invention propose notamment un dispositif de pilotage d'attitude de satellite par échange de moments cinétiques, comprenant une grappe de plusieurs 20 organes de génération de moment cinétique parmi lesquels au moins un actionneur gyroscopique ayant une roue ou toupie tournant sur un axe porté par un cardan orientable sur la plate-forme du satellite par un moteur pas à pas (sur la plate-forme...) autour d'au moins un axe orthogonal à l'axe de rotation de la toupie et ayant un système de commande d'attitude de la plate-forme et d'orbite dans un repère absolu 25 (dit SCAO ou, en anglais, AOCS) , muni de capteurs d'orientation de la plate-forme et d'un calculateur numérique, caractérisé en ce que le calculateur du SCAO est prévu pour élaborer une consigne numérique d'orientation du cardan dudit actionneur gyroscopique à partir de l'écart entre une consigne d'attitude de la plate-forme et de l'attitude courante et en ce que l'actionneur ou le calculateur est muni de moyens de 30 conversion de la consigne numérique d'orientation en valeurs analogiques de courants appliqués aux différentes phases du moteur, avec une résolution telle que le moteur puisse être amené et maintenu dans des orientations intermédiaires entre celles qui correspondent à l'alignement mutuel des pôles du stator et du rotor. Dans le cas d'un moteur biphasé, les courants Il et 12 fournis aux deux phases peuvent s'écrire. - Il = I0.cos(p.O) - 12 = 1,.sin(p.0) o I0 est un courant moteur de consigne, p le nombre de pôles du moteur (nombre de pas divisé par 4, pour un moteur biphasé) et 0 la consigne de position issue du SCAO. Par exemple, la commande locale des courants Il et 12 peut être réalisée en 10 utilisant des tables à mémoire morte (PROM) donnant les cosinus et sinus. Les courants Il et I2 peuvent être générés par des amplificateurs linéaires à gain commandé par la valeur analogique fournie par conversion de la valeur fournie par la table. On peut ainsi arriver à des performances de pointage fin très améliorées, limitées uniquement par la résolution des calculs avec une électronique locale de 15 contrôle d'actionneur qui reste très simple par rapport au pilotage classique utilisant un moteur couple rebouclé sur un codeur angulaire (l'électronique pouvant être analogique et la boucle locale étant supprimée) et un mécanisme simplifié (pas de codeur angulaire, moteur pas-à-pas plus simple qu'un moteur couple, exigence de raideur en torsion relâchée). Ces résultats sont atteints avec une interface SCAO qui 20 reste classique. Les caractéristiques ci-dessus ainsi que d'autres apparaîtront mieux à la lecture de la description qui suit de modes particuliers de réalisation de l'invention, donnés à titre d'exemple non limitatif. La description se réfère aux dessins qui l'accompagnent, dans lesquels: La figure 1 est un schéma de principe montrant la mise en oeuvre de l'invention avec une grappe de quatre actionneurs gyroscopiques; La figure 2 est un synoptique des fonctions d'un dispositif de commande d'altitude utilisable avec la configuration de la figure 1; et La figure 3 est un schéma montrant une autre configuration possible. 30 Le dispositif schématisé en figure 1 comporte quatre actionneurs gyroscopiques dans une configuration qui est celle donnée dans le document EP-A- 1 00276, auquel on pourra se reporter (associé à un système de commande qui n'est pas celui suivant l'invention) ou dans l'article de A. Deferdini et al. " Low cost CMGbased AOCS design " (ESA SP-425, Fevrier 2000) déjà mentionné. La figure 1 montre une grappe de quatre actionneurs gyroscopiques 5 identiques, ayant chacun une toupie 12 montée sur un cardan 14 de façon à pouvoir tourner sur le cardan autour d'un axe 16. Un moteur non représenté maintient la toupie en rotation, généralement à vitesse constante. Chaque cardan est monté sur la plateforme du satellite (non représentée) de façon à pouvoir tourner autour d'un axe 18 orthogonal à l'axe 16. Les axes 18 ont des orientations différentes. Dans le cas 10 représenté, ils occupent les arêtes d'une pyramide régulière de sommet 20. Chacun des cardans est muni d'un moteur 22, dont un seul est représenté, permettant de la faire tourner autour de l'axe 18 respectif. Le cardan est en général démuni de capteur angulaire. Chaque moteur est du type pas à pas et comprend un stator 23 et un rotor 24. Dans certains cas, on munira le cardan d'un codeur angulaire à 15 faible résolution. Mais il ne sera pas utilisé pour l'asservissement et n'aura pour but que de donner une indication approximative pour initialiser le dispositif. Le maintien du satellite dans une attitude de consigne dans un repère inertiel est assuré par un système de commande d'attitude. Il comporte un organe 26 de calcul et de commande des moteurs 22 qui reçoit des consignes d'orientation (et 20 éventuellement de vitesse angulaire) du satellite, fournies par un émetteur-récepteur 28 de liaison avec le sol et des signaux 30 provenant de capteurs non représentés, tels que gyromètres, capteurs d'étoile, capteurs d'horizon terrestre, etc. ... L'organe 26 commande des circuits de puissance 32 alimentant les moteurs. L'organe 26 comporte les moyens et les périphériques nécessaires pour 25 constituer la boucle de commande schématisée en figure 2, qui peut être regardée comme comportant d'une part un sous-ensemble 40 faisant intervenir la grappe d'actionneurs munie d'une électronique de commande analogique et d'autre part un sous-ensemble 41 mettant en oeuvre le calculateur numérique 26 du SCAO. Sur le fig. 2, les cadres correspondent aux différentes fonctions. Le SCAO reçoit en entrée une commande de correction. Cette commande est élaborée par exemple dans un soustracteur 44 à partir d'une consigne d'attitude 0 et/ou de vitesse v de la plate-forme, fournie par exemple par télécommande à partir du sol, et de valeurs courantes résultant de la dynamique satellite, schématisée en 46. Ces valeurs courantes d'attitude et de vitesse peuvent être fournies par des capteurs 48 tels que des gyromètres ou des capteurs d'étoiles. Les fonctions remplies par le sous-ensemble 41 comportent le contrôle d'attitude 50 à partir du signal d'erreur fourni par le soustracteur 44. Le signal de sortie du module de contrôle d'attitude est représentatives du couple à fournir. Le module de guidage local 52 calcule, à partir de la valeur du couple, les vitesses à donner aux cardans des différentes roues, en tenant éventuellement compte de 10 consignes de sélection des roues vivant à choisir les trois roues les plus avantageuses. Le signal de vitesse fourni en 54 est intégré en 56 pour fournir, sur le bus 58 du SCAO, de nouvelles positions cardan de consigne. Le sous-ensemble 40 comporte un module 60 qui élabore des commandes optimisées des courants à appliquer aux différentes phases des moteurs de 15 cardan. Pour cela, ce module 60 comporte généralement une mémoire morte des convertisseurs numérique-analogique et des amplificateurs linéaires à gain commandé. Les différents courants fournis en 64 sont appliqués aux moteurs et, du fait de la dynamique des actionneurs gyroscopiques schématisée par le cadre 66, provoquent des échanges internes de moment cinétique avec la plate-forme du satellite. La dynamique 20 du satellite, schématisée par le cadre 46, provoque une réorientation du corps de satellite, qui est décelée par les capteurs 48. La commande d'intensité des courants des phases des moteurs 22 est ainsi rebouclée sur la mesure de vitesse de la plate-forme 17 du satellite (fournie par les capteurs) ce qui fournit une consigne de pointage des cardans par conservation du 25 moment cinétique. Le rebouclage s'effectue ainsi au travers d'une simple mise à jour de la consigne de position des cardans, fournie par le SCAO sur son bus 58, ce qui n'ajoute aucune complexité à l'électronique de la grappe d'actionneurs. Chaque cardan est piloté par simple traitement des consignes fournies par le SCAO. Il n'y a pas de boucle destinée à asservir la vitesse des cardans à une 30 valeur de consigne fournie par le calculateur et en conséquence pas besoin de capteurs de vitesse ou de position angulaire des cardans. Dans la variante de réalisation montrée en figure 3, la grappe d'organes de création de moment cinétique interne est d'un type qui est notamment utilisable sur des microsatellites. Ces organes comprennent une roue cinétique ou roue de réaction 64 à vitesse de rotation variable autour de l'axe de lacet z et deux actionneurs 5 gyroscopiques 68 dont les axes de cardan sont respectivement orientés suivant les axes de roulis x et de tangage y. Les 2 actionneurs gyroscopiques 68 ont des axes parallèles ou alignés suivant la direction autour de laquelle on souhaite une agilité maximale du satellite (par exemple l'axe de lacet) et la roue cinétique 64, est placée pour que son axe soit 10 parallèle à la direction de l'axe de rotation des cardans des actionneurs gyroscopiques. Dans un tel cas, la commande de la roue cinétique 64 est effectuée de façon classique et l'invention n'est mise en oeuvre que sur les actionneurs 68. Revendications 1. Dispositif de pilotage d'attitude de satellite par échange de moments cinétiques, comprenant une grappe de plusieurs organes de génération de 5 moment cinétique parmi lesquels au moins un actionneur gyroscopique ayant une roue (12) tournant sur un axe porté par un cardan (14) orientable sur la plate-forme du satellite par un moteur pas à pas (22) autour d'au moins un axe orthogonal à l'axe de rotation de la toupie et ayant un système de commande d'attitude de la plate-forme et d'orbite dans un repère absolu, muni de capteurs 10 d'orientation de la plate-forme, caractérisé en ce que: le système de commande d'attitude et d'orbite comporte un calculateur (30) prévu pour élaborer une consigne numérique d'orientation du cardan dudit actionneur gyroscopique à partir de l'écart entre une consigne d'attitude de la plate-forme et de l'attitude courante et le dit actionneur ou le calculateur est muni de moyens de conversion de la consigne numérique d'orientation en valeurs analogiques de courants appliqués aux différentes phases du moteur pas à pas, avec une résolution telle que le moteur puisse être amené et maintenu dans des orientations intermédiaires entre celles qui correspondent à l'alignement mutuel des pôles du stator et du rotor. 2. Dispositif suivant la revendication 1, caractérisé en ce que, dans le cas d'un moteur biphasé, les courants de maintien Il et I2 fournis aux deux phases sont Il= 10.cos(p.O) 12 =10.sin(p.O) o I est un courant de consigne moteur, p le nombre de pôles du moteur et 0 la consigne de position issue du calculateur du système de commande d'attitude et d'orbite. 3. Dispositif suivant la revendication 2, caractérisé en ce que les courants Il et 12 sont générés par des amplificateurs linéaires à gain commandé par des 30 valeurs analogiques fournies par conversion de valeurs fournie par la tables en mémoire morte de cosinus et sinus. 4. Dispositif suivant la revendication 1, 2 ou 3, caractérisé en ce que la grappe comporte uniquement des actionneurs gyroscopiques