Brevet FR2976686A1 — publié le 20121221

PROCEDE ET SYSTEME DE COMMANDE DE CHANGEMENT D'ATTITUDE ET SUPPORT D'ENREGISTREMENT DE PROGRAMME. DOMAINE DE L'INVENTION La présente invention concerne un procédé et un système de commande de changement d'attitude, et un support d'enregistrement de programme. CONTEXTE DE L'INVENTION En rapport avec des règles d'entraînement dans un système CMG (« Control Moment Gyro » : gyroscope inertiel de commande d'orientation) présentant une redondance, il existe un grand nombre de comptes-rendus ou articles techniques étudiant les façons permettant d'éviter ou de se débarrasser d'une singularité. Qualitativement, une règle d'entraînement destinée à maintenir le gain d'entrée-sortie à un niveau toujours élevé est décrite dans un de ces compte-rendus. Un "procédé à gradients" (Gradient Method, dénommé procédé GM ci-dessous) est une règle d'entraînement à cardans destinée à produire une évaluation d'un changement temporel positif dV/dt en volume du gain d'entrée-sortie à partir des informations d'angle de cardan instantanées avec V en tant que fonction d'évaluation de volume dans le gain d'entrée-sortie. Ceci permet d'éviter la planification hors ligne d'un angle de cardan compliqué, facilitant de ce fait et permettant de parvenir effectivement à éviter une singularité. Pour ces raisons, le GM est la règle d'entraînement la plus répandue pour une commande d'attitude de corps d'astronef tel que des satellites artificiels et analogues et est la base d'études visant à éviter la singularité. On remarque qu'il existe deux types de singularités : l'une concerne une "singularité irrégulière" qui est capable d'éviter ou de se débarrasser de la condition par une opération sans mouvement, alors que l'autre concerne une "singularité constante" qui est incapable d'éviter ou de se débarrasser de la condition par une telle opération sans mouvement. Dans le cas d'un système à configuration pyramidale comprenant quatre SG-CMG (« Single Gimbal-CMG » : CMG à cardan unique), on obtient une "singularité constante" et le procédé GM ne peut garantir son fonctionnement au niveau de la "singularité constante". Bien qu'il soit possible de se débarrasser de la "singularité irrégulière" grâce à l'opération sans mouvement, le couple de sortie devient nul dans ce cas. Par conséquent, diverses études théoriques ont été menées afin d'aborder le problème lié à "la singularité constante". Par exemple, on a proposé un procédé à inverse SR généralisée comme décrit dans le document de Bang Wie, David Bailey et Christopher Heiberg, "Singularity Robust Steering Logic for Redundant Single-Gimbal Control Moment Gyros", AIAA Journal of Guidance, Control and Dynamics, Vol. 24, N° 5, (2001) pp. 865 à 872 et analogues. Tous ces procédés de la technique antérieure sont destinés à éviter ou se débarrasser de la singularité en provoquant une infime perturbation de couple au niveau de ou près de la "singularité constante". Cependant, il est nécessaire de parvenir à une compensation des performances dues à la perturbation de couple. D'un autre côté, on a proposé une règle d'entraînement qui prévoit une condition de contrainte pour parvenir à un fonctionnement sans atteindre la "singularité constante". Cependant, il s'agit d'une contre-mesure au niveau de l'emplacement immédiat de "la singularité constante" mais qui n'est pas destinée à éviter des situations non souhaitées au niveau des zones à la fois au niveau de et proches de la singularité, y compris "la singularité irrégulière" où le gain d'entrée-sortie est insuffisant. En conséquence, si cette règle d'entraînement particulière est employée, il est impossible de nier l'existence d'une incapacité à sortir un couple suffisant. De plus, lorsqu'il atteint la "singularité irrégulière", il est possible que le couple de sortie devienne temporairement nul dans une certaine direction. En conséquence, les règles d'entraînement susmentionnées peuvent être appliquées uniquement aux cas où le couple nécessaire est très petit, tel que le maintien d'une attitude autre que celle au niveau de et près de la "singularité irrégulière". Cependant, en cas de changement d'attitude à vitesse élevée qui exige de manière continue un couple à action anticipatrice important, des contre-mesures proches de la singularité sont insuffisantes dans le gain d'entrée-sortie pour parvenir au couple nécessaire pour un changement d'attitude. Il est utile d'effectuer au préalable une planification de trajet hors ligne de l'opération sur l'angle de cardan afin d'éviter une singularité et garantir un gain d'entrée-sortie suffisant. Cependant, une planification de trajet hors ligne conventionnelle est très compliquée et engendre un programme de charge de calcul. RESUME DE L'INVENTION Au vu des circonstances précédentes, l'objet de la présente invention vise à mettre à disposition une règle d'entraînement de CMG en temps réel qui soit capable d'éviter une singularité même dans un cas où un couple important est exigé, tel qu'en cas de changement d'attitude, garantissant un gain d'entrée-sortie autour d'un axe qui a besoin du couple et sortant efficacement le couple. Le procédé de commande de changement d'attitude, le système de commande de changement d'attitude, et le support d'enregistrement de programme selon la présente invention emploient la construction unique qui suit. (1) Un procédé de commande de changement d'attitude destiné à commander le changement d'attitude d'un astronef comportant une pluralité de CMG (gyroscopes inertiels de commande d'orientation) en tant que dispositifs d'actionnement destinés à commander une attitude de l'astronef caractérisé par la génération de profils angulaire et de vitesse angulaire cibles pour chaque cardan des CMG destinés à sortir de manière efficace un couple dans la direction principale qui exige un couple pour changer l'attitude en comparaison du couple dans la direction qui n'est pas la direction principale perpendiculaire à la direction principale dans laquelle un couple relativement moindre est exigé. (2) Un procédé de commande de changement d'attitude selon le point (1) ci-dessus, dans lequel les profils cibles de l'angle et de la vitesse angulaire pour chaque cardan des CMG sont calculés en un temps court en fonction de données en temps réel de l'angle et de la vitesse angulaire actuelle détectée de l'astronef et de l'angle et de la vitesse angulaire actuelle de chaque cardan des CMG, permettant de ce fait un fonctionnement en temps réel. (3) Un procédé de commande de changement d'attitude selon le (1) ci-dessus, dans lequel un gain d'entrée-sortie pondéré est généré en fournissant une pondération différente pour le gain d'entrée-sortie dans la direction principale de couple et dans la direction qui n'est pas la direction principale perpendiculaire à celle-ci pour sortir un couple plus important dans la direction principale de couple, et les profils cibles de l'angle et de la vitesse angulaire pour chaque cardan des CMG sont générés en appliquant le gain d'entrée-sortie pondéré au procédé à gradients (GM) pour sortir de manière efficace le couple dans la direction principale de couple. (4) Un procédé de commande de changement d'attitude selon le point (1) ci-dessus, dans lequel la pluralité de CMG sont disposés selon une configuration pyramidale. (5) Un procédé de commande de changement 30 d'attitude selon le point (1) ci-dessus, dans lequel la pluralité de CMG comprennent des CMG à cardan unique destinés à entraîner un volant d'inertie par un cardan unique, ou des CMG à cardan double pour entraîner un volant d'inertie par deux cardans. (6) Un système de commande de changement d'attitude destiné à commander le changement d'attitude d'un astronef comportant une pluralité de CMG (gyroscopes inertiels de commande d'orientation) en tant que dispositifs d'actionnement pour commander l'attitude de l'astronef, comprenant des moyens destinés à générer des profils cibles de l'angle et de la vitesse angulaire pour chaque cardan des CMG pour sortir de manière efficace un couple dans la direction principale qui exige un couple pour un changement d'attitude supérieur à un couple dans la direction qui n'est pas la direction principale perpendiculaire à celle-ci et exigeant un couple relativement moindre. (7) Un système de commande de changement d'attitude selon le point (6) ci-dessus, dans lequel le profil cible de l'angle et de la vitesse angulaire pour chaque cardan du CMG sont calculés sur la base des données en temps réel de l'angle et de la vitesse angulaire actuelle détectés de l'astronef ainsi que l'angle et la vitesse angulaire actuels pour chaque cardan du CMG, permettant de ce fait un fonctionnement en temps réel. (8) Un système de commande de changement d'attitude selon le point (6) ci-dessus, dans lequel les gains d'entrée-sortie ayant des pondérations différentes dans la direction principale de couple et la direction qui n'est pas la direction principale perpendiculaire à celle-ci sont générés pour permettre la sortie d'un couple plus important dans la direction principale de couple, et les gains d'entrée-sortie pondérés sont appliqués au procédé à gradients pour générer le profil cible de l'angle et de la vitesse angulaire pour chaque cardan du CMG, sortant de ce fait de manière efficace le couple dans la direction principale de couple. (9) Un système de commande de changement d'attitude selon le point (6) ci-dessus, dans lequel la pluralité de CMG sont disposés selon la configuration pyramidale. (10) Un système de commande de changement d'attitude selon la revendication 6, dans lequel la pluralité des CMG comprennent soit des CMG à cardan unique destinés à entraîner un volant d'inertie par un cardan unique, soit des CMG à cardan double pour entraîner un volant d'inertie par deux cardans. (11) Un système de commande de changement d'attitude selon le point (6) ci-dessus, comprenant en outre des moyens de commande à action anticipatrice destinés à calculer le couple de commande pour sortir le couple nécessaire de manière anticipée et des moyens de commande à action anticipatrice destinés à calculer une composante d'erreur du couple de commande par les moyens de commande à action anticipatrice pour sortir un couple de commande correctif. (12) Un système de commande de changement d'attitude selon le point (6) ci-dessus, dans lequel l'astronef est un satellite. (13) un programme de commande de changement d'attitude destiné à permettre à un ordinateur d'exécuter le procédé de commande de changement d'attitude selon le point (1) ci-dessus. (14) Un support d'enregistrement de programme destiné à enregistrer le programme de commande de changement d'attitude selon le point (13) ci-dessus sur un support d'enregistrement lisible par ordinateur. Le procédé de commande de changement d'attitude employant l'algorithme connu en tant que : "le procédé à gradients anisotropes pondérés (AWGM : « anisotropic weighted gradient method »)", le système de commande de changement d'attitude, et le support d'enregistrement de programme selon la présente invention disposent des avantages pratiques qui suivent. Tout d'abord, le rapport d'amplification du gain d'entrée-sortie dans la direction de sortie de couple principal peut être augmenté en comparaison de celui du procédé à gradients classique le plus répandu. Ensuite, il est possible de régler la quantité d'amplification du gain d'entrée-sortie de manière quantitative et sur une quelconque valeur souhaitée. En conséquence, dans une commande d'attitude d'astronefs tels que des satellites ou analogues, il est possible d'éviter une singularité non seulement dans le cas d'un maintien de l'attitude mais également dans le cas d'un changement d'attitude lorsqu'un couple important est nécessaire, garantissant de ce fait un gain d'entrée-sortie suffisant autour de l'axe qui exige un tel couple et sortant de manière efficace un tel couple. En d'autres termes, l'invention permet de parvenir à une règle d'entraînement de CMG qui fonctionne en temps réel. BREVE DESCRIPTION DES DESSINS La figure 1 est une illustration destinée à décrire un exemple du système CMG dans un satellite artificiel auquel le système de commande de changement d'attitude selon la présente invention est appliqué ; la figure 2 représente une forme du gain d'entrée-sortie dans le système CMG ; la figure 3 est un graphique simplifié destiné à illustrer la façon dont le gain d'entrée-sortie du couple nécessaire change par rapport à l'angle de cardan dans le système CMG ; la figure 4 est un schéma de principe fonctionnel destiné à illustrer une construction de système exemplaire du système de commande de changement d'attitude selon la présente invention ; la figure 5 est une illustration simplifiée destinée à décrire le fonctionnement du système de commande de changement d'attitude tel que représenté sur la figure 4 ; la figure 6 est un exemple de profil de manoeuvre d'angle, de vitesse angulaire et d'accélération angulaire autour de l'axe de changement d'attitude ; la figure 7 représente des résultats exemplaires de simulation destinés à présenter des changements de gain d'entrée-sortie dans la direction de sortie de couple dans le cas de l'utilisation du "procédé à gradients anisotropes pondérés (AWGM)" selon le mode de réalisation exemplaire de la présente invention ainsi qu'un procédé à gradient classique (GM) dans les mêmes conditions ; et la figure 8 est le rapport du gain d'entrée-sortie dans la direction de sortie de couple dans le cas de l'utilisation du "procédé à gradient pondéré anisotrope (AWGM)" et du gain d'entrée-sortie dans la direction de sortie de couple dans le cas de l'utilisation du procédé à gradient classique (GM), comme représenté sur la figure 7. Sur la figure 8 est également représenté le rapport d'amplification du gain d'entrée-sortie lorsque la configuration initiale de l'angle de cardan varie. DESCRIPTION DETAILLEE DE MODES DE REALISATION EXEMPLAIRES Des modes de réalisation exemplaires du procédé de commande de changement d'attitude, du système de commande de changement d'attitude, et du support d'enregistrement de programme selon la présente invention vont maintenant être décrits en détail en se référant aux dessins joints. On remarque que le procédé de commande de changement d'attitude et le système de commande de changement d'attitude sont décrits en détails dans les descriptions qui suivent concernant les modes de réalisation exemplaires. Cependant un programme de commande de changement d'attitude destiné à permettre l'exécution par un ordinateur du procédé de commande de changement d'attitude ou la façon de réaliser le programme de commande de changement d'attitude peuvent être aisément compris, les descriptions concernant de tels modes de réalisation sont donc abrégées ici. Caractéristiques de la présente invention Avant de procéder à la description de modes de réalisation exemplaires de la présente invention, une description des principales caractéristiques de la présente invention sera faite. Les caractéristiques principales de la présente invention comportent la sortie de manière efficace d'un couple important d'un gyroscope inertiel de commande d'orientation (dénommé ci-dessous CMG) pour une commande de changement d'attitude en tant qu'un dispositif d'actionnement de changement d'attitude qui est installé dans un astronef tel qu'un satellite ou analogues, permettant de ce fait de parvenir à une règle d'entraînement destinée à entraîner chaque cardan dans le système CMG de telle manière qu'il fonctionne en temps réel. On remarque ici que le CMG est un dispositif d'actionnement capable de commander en rotation l'attitude d'un satellite et sortir un couple important par un effet gyroscopique dans lequel un volant d'inertie en rotation à une vitesse constante est mis en rotation par un cardan qui a un axe de rotation dans la direction perpendiculaire relativement à l'arbre rotatif du volant d'inertie. Comme on le décrit en détail ci-dessous, le procédé d'entraînement de cardan selon la présente invention (auquel on se réfère comme un procédé à gradients pondérés anisotropes (AWGM) ci-dessous) fournit l'utilisation la plus efficace des ressources de système CMG en comparaison de diverses règles d'entraînement classiques pour entraîner le cardan d'un CMG dans des applications telles qu'un changement rapide de l'attitude d'un astronef tel qu'un satellite qui exige une sortie de manière continue d'un couple important dans la mesure où il est capable de sortir efficacement un couple important autour de l'axe. De plus, la quantité d'amplification de l'efficacité de sortie de couple dans la présente invention peut être réglée de manière quantitative sur une quelconque valeur souhaitée en tant qu'un rapport d'amplification relativement au cas du "procédé à gradients (GM)" classique qui est la règle d'entraînement la plus répandue. Par conséquent, en estimant le couple de sortie, il est possible d'acquérir de manière quantitative le couple cible à amplifier au niveau de l'étape de planification du profil de changement d'attitude. Dans les règles d'entraînement classiquement proposées, il existe un grand nombre de procédés consistant à calculer des opérations de cardan pour parvenir au couple nécessaire à l'avance, hors ligne, en raison de difficultés de manipulation du système CMG. Cependant, tous sont d'une logique logicielle (« software ») compliquée, chronophages en termes de calcul hors ligne et nécessitent un ordinateur à vitesse élevée. Ces procédés rencontrent donc un problème de charge de calcul. D'un autre côté, dans l'algorithme du "procédé à gradients pondérés anisotropes (AWGM)" selon la présente invention, il est possible d'éviter une telle charge de calcul du fait de l'élimination du besoin de planification à l'avance et l'utilisation d'une règle d'entraînement en temps réel à laquelle il est possible de parvenir grâce à des opérations simples. En plus, le système de commande de changement d'attitude de la présente invention peut être appliqué non seulement à des astronefs tels que des satellites mais également à une règle d'entraînement destinée à une commande de changement d'attitude efficace dans un système de manipulation robotisé. Système cible auquel s'applique la présente invention Une description d'une commande de changement d'attitude exemplaire d'un satellite 10 va maintenant être faite. Dans l'exemple particulier du satellite auquel s'applique la présente invention, quatre CMG à cardan unique (dénommés ci-dessous SG-CMG) entraînant chacun le volant d'inertie grâce à un cardan unique sont installés dans le satellite en tant qu'un système CMG à configuration pyramidale. La figure 1 illustre un exemple d'un tel système CMG dans le satellite auquel s'applique le système de commande de changement d'attitude selon la présente invention. On remarque que la figure 1 représente un angle de cardan 0 = [0000]T. Le système CMG comme représenté sur la figure 1 est un des systèmes les plus fréquents dans lesquels le système CMG à configuration pyramidale est configuré en utilisant quatre SG-CMG, permettant de ce fait la mise à disposition d'un couple souhaité dans les trois directions axiales. Etant donné qu'il dispose d'un degré de redondance de liberté grâce a un fonctionnement de cardan pour parvenir au couple nécessaire, une opération sans mouvement pour fournir un couple de sortie nul est possible même si un angle de cardan est utilisé pour la mise en fonctionnement. Comme représenté sur la figure 1, le système CMG à configuration pyramidale comprend quatre SG-CMG disposés de telle manière que les quatre plans perpendiculaires à leurs vecteurs unitaires gi (i = 1-4) dans la direction d'axe de cardan soient égaux à l'angle R = 54,7 degrés par rapport au plan de base (X - Y) de la pyramide. Avec une telle configuration particulière, ils fonctionnent de telle manière que des vecteurs unitaires hi dans la direction d'un moment angulaire et des vecteurs unitaires ci dans la direction d'un couple de sortie soient mis en rotation à l'intérieur des plans perpendiculaires aux vecteurs unitaires gi dans l'axe de cardan, permettant de ce fait de parvenir à des couples de sortie dans la direction d'un couple de sortie ci en réponse à la vitesse angulaire selon l'angle de cardan, permettant de ce fait de commander le changement d'attitude du satellite. De manière générale, une telle redondance du système CMG est utilisée pour éviter la singularité qui est décrite ci-après. D'un autre côté, une roue de réaction (dénommée RW ci-dessous) constitue un dispositif d'actionnement qui génère un couple de contre force en conséquence d'une rotation du volant d'inertie, mettant de ce fait en rotation l'attitude du satellite. Le RW fournit un couple de sortie plus petit que le CMG. Cependant, la règle d'entraînement ne présente aucune difficulté en raison de l'absence d'une quelconque singularité. Comme décrit ci-dessus, le système CMG sort un couple proportionnel à la vitesse angulaire de l'angle de cardan. En conséquence, on peut dire que la règle d'entraînement de CMG est un algorithme destiné à prendre une décision quant à la façon d'entraîner l'angle de cardan de chaque CMG afin d'obtenir le couple nécessaire. Des difficultés liées à la règle d'entraînement de CMG incluent "un système non linéaire variant dans le temps" et "la singularité" inhérente au système CMG. Dans le cas où l'on découvre une entrée appropriée pour le couple de sortie nécessaire, il est possible de calculer géométriquement l'entrée dans le système RW car il s'agit d'un système linéaire et constant dans le temps. En appliquant une telle entrée, le couple de sortie nécessaire peut être obtenu tant que le couple nécessaire se trouve dans les limites de la plage de sortie maximale du matériel. Cependant, dans le cas d'un système CMG, l'entrée du système est un système non linéaire, variant dans le temps pour le couple de sortie relativement à la vitesse angulaire de cardan. Etant donné que l'entrée dépend du trajet d'entraînement de l'angle de cardan 0, il est impossible de calculer géométriquement le couple de sortie sur la base de la configuration installée, au contraire du système RW. Bien que le CMG fournisse le couple de sortie fondamentalement en proportion de la vitesse angulaire de cardan d'entrée dq5/dt, il présente une caractéristique inhérente par laquelle il fournit un couple de sortie insuffisant autour d'un certain axe près d'une singularité même si une grande vitesse angulaire de cardan dO/dt est entrée. De plus, pour ce qui est de la singularité, le couple de sortie autour d'un certain axe est nul même pour une vitesse angulaire de cardan dO/dt infinie. Le rapport du couple de sortie T relativement à la vitesse angulaire de cardan d'entrée dO/dt peut être exprimé par le gain d'entrée-sortie en utilisant la formule normalisée comme suit : T / dq5/dt La figure 2 représente la façon selon laquelle le gain d'entrée-sortie change. C'est-à-dire, la figure 2 est un graphique représentant la forme du gain d'entrée-sortie dans le système CMG. Etant donné qu'il existe des angles qui sont faciles et difficiles afin de fournir le couple de sortie dans le système CMG, la forme du gain d'entrée-sortie DTD / dq5/dt sur le système à coordonnée vectorielle X', -Y', -Z' approprié aux vecteurs de gain d'entrée-sortie devient elliptique comme représenté sur la figure 2 (le 20 système de coordonnées X, Y, Z correspond au corps). Et la forme du gain d'entrée-sortie DTD / dq5/dt change d'un moment à un autre en fonction de l'angle de cardan 0. On suppose maintenant qu'il existe un besoin de couple dans une certaine direction. Comme représenté 25 sur la figure 3, le gain d'entrée-sortie DTD / dq5/dt dans cette direction change non seulement près de la singularité mais également régulièrement et de manière continue sur la plage entière de l'angle de cardan 0. La figure 3 est une illustration simplifiée destinée à représenter la façon selon laquelle le gain d'entrée-sortie pour le couple nécessaire change avec l'angle de cardan dans le système CMG. Si le gain d'entrée-sortie dans une certaine direction approche d'une région insuffisante et que la vitesse angulaire de cardan d'entrée dO/dt destinée à parvenir au couple nécessaire T dépasse la limite de la vitesse angulaire du matériel de CMG, il est normal que le couple nécessaire ne puisse être sorti, provoquant de ce fait un problème au niveau des performances de commande d'attitude. Dans le cas d'un maintien de l'attitude, seul un couple de commande faible est nécessaire et il est nécessaire de se concentrer uniquement sur la proximité de la singularité, comme représenté dans une zone Al (où le gain d'entrée-sortie est insuffisant lorsque le couple nécessaire est faible) sur la figure 3. Cependant, dans le cas d'un changement d'attitude à vitesse élevée, les besoins de couple de commande à action anticipatrice sont continus. Par conséquent, la zone de gain d'entrée-sortie A2 sur la figure 3 est insuffisante (région insuffisante du gain d'entrée-sortie lorsqu'un couple important est nécessaire) qui est une zone bien plus grande que la zone Al destinée à maintenir l'attitude. Ceci signifie que le système CMG est sensible au gain d'entrée-sortie dans un cas dans lequel une sortie de couple important est nécessaire. Construction du mode de réalisation La figure 4 représente un schéma de principe 30 fonctionnel du système de commande d'attitude du satellite auquel s'applique la présente invention. C'est-à-dire, la figure 4 est un schéma de principe fonctionnel destiné à représenter la construction d'un système de commande de changement d'attitude exemplaire selon la présente invention. Comme représenté sur la figure 4, le système de commande de changement d'attitude 100 comprend des capteurs gyroscopiques (ou gyroscopes) 20 qui sont des capteurs d'informations d'attitude destinés à détecter des informations d'attitude pour la dynamique 50 de l'astronef représentant une dynamique d'attitude de l'astronef (satellite) dans laquelle le système de commande de changement d'attitude 100 est installé, des capteurs optiques 30, un CMG (gyroscope inertiel de commande d'orientation) 40 qui est un dispositif d'actionnement pour la dynamique 50 de l'astronef ou destiné à déplacer l'attitude du satellite, et des circuits électroniques de commande d'attitude (ACE : attitude control électronics) 10 destinés à sortir des instructions pour le cardan du CMG 40 en utilisant des informations provenant des gyroscopes 20 et des capteurs optiques 30. On remarque ici que les gyroscopes 20 détectent la vitesse angulaire d'attitude de/dt de la dynamique 50 de l'astronef ou du satellite et les capteurs optiques 30 détectent l'angle d'attitude 9 de la dynamique 50 de l'astronef ou du satellite. On remarque ici qu'aucune description détaillée concernant la structure interne des gyroscopes 20 et des capteurs optiques 30 comme représenté sur la figure 4 n'est donnée dans la mesure où ils sont bien connus des concepteurs de systèmes de commande d'attitude de satellite et qu'ils ne concernent pas directement la présente invention. Bien que l'ACE 10 puisse comprendre uniquement des circuits logiques câblés, ils peuvent être réalisés à l'aide de logiques de programme mises à exécution par un logiciel (programme de commande d'attitude) conjointement avec une ou plusieurs logiques de commande comportant un ordinateur tel qu'une UCT (CPU). Il est également possible d'enregistrer les programmes de commande d'attitude sur un support d'enregistrement lisible par ordinateur (tel qu'un FDD, un CD, un DVD, une mémoire de type SD, une mémoire de type USB ou analogues) pour l'installation de l'ordinateur intégré. Comme représenté dans le système de commande de changement d'attitude 100 sur la figure 4, l'ACE 10 comprend en outre au moins un estimateur d'attitude 11, un navigateur d'attitude (ou un calculateur de profil d'attitude) 12, un dispositif de commande à rétroaction 13, un dispositif de commande à action anticipatrice 14, une loi de direction de cardan de CMG (ou un générateur de profil cible de cardan de CMG) 15 et un dispositif de commande de cardan de CMG 16. Comme mentionné ci-dessus, au moins un parmi ces blocs ou tous ces blocs de circuit peut être réalisé par logiciel. L'estimateur d'attitude 11 a pour fonction, l'estimation de l'attitude actuelle (ou attitude estimée) de la dynamique 50 de l'astronef ou du satellite sur la base des sorties provenant des gyroscopes 20 et des capteurs optiques 30. D'un autre côté, le navigateur d'attitude 12 a pour fonction le calcul du profil d'attitude de référence du satellite. Le dispositif de commande à action anticipatrice 14 calcule le couple de commande qui est nécessaire pour parvenir au profil d'attitude de référence dans les limites d'un temps prédéterminé basé sur la technique de commande temporelle minimale à action anticipatrice à partir d'informations telles que l'angle et la vitesse angulaire ciblée du satellite. De même, la quantité de découplage nécessaire est calculée simultanément pour éviter une interférence entre des axes qui est provoquée par un moment angulaire du satellite. Les quantités qui sont calculées par le dispositif de commande à action anticipatrice 14 sont sorties en tant que le couple, par action anticipatrice. Le dispositif de commande à rétroaction 13 calcule un couple de commande de correction destiné à corriger des composantes d'erreur d'attitude de l'attitude de référence que la commande à action anticipatrice du dispositif de commande à action anticipatrice 14 est incapable de suivre, sur la base de l'angle et de la vitesse angulaire du satellite dans la direction de référence ainsi que l'angle et la vitesse angulaire actuels du satellite. Le couple égal à la quantité calculée par le dispositif de commande à rétroaction 13 est sorti par rétroaction. La loi de direction de cardan de CMG 15 est un bloc de circuit primaire constituant la présente invention et est la portion destinée à générer la règle d'entraînement en tant que le profil cible aux fins de régler chaque angle et vitesse angulaire de cardan du CMG, permettant de ce fait la sortie de manière efficace du couple autour de l'axe nécessaire pour changer l'attitude de référence. Dans ce mode de réalisation particulier, un algorithme connu en tant que le "procédé à gradients pondérés anisotropes (AWGM)" est employé pour permettre la génération aisée et rapide de l'angle et de la vitesse angulaire de référence pour chaque cardan en temps réel sur la base des informations angulaires qui sont un parmi le couple de commande provenant du dispositif de commande à action anticipatrice 14, le couple de commande correctif provenant du dispositif de commande à rétroaction 13 et la condition de cardan actuelle. Le dispositif de commande de cardan de CMG 16 fournit une commande de boucle secondaire destinée à permettre au cardan d'effectuer le déplacement de référence basé sur l'erreur d'angle de cardan et l'erreur de vitesse angulaire de cardan qui sont calculées à partir des conditions de cardan actuelles (angle et vitesse angulaire de chaque cardan) qui sont acquises à partir de capteurs d'angle de cardan et d'angle dans le CMG 40 et les conditions de cardan de référence (angle et vitesse angulaire pour chaque cardan) qui sont entrés à partir de la loi de direction de cardan de CMG 15. Fonctionnement du mode de réalisation Un fonctionnement exemplaire du système de commande de changement d'attitude 100 selon la présente invention tel que représenté sur la figure 4 va maintenant être décrit en se référant à la figure 5 qui est une illustration simplifiée destinée à représenter un procédé de commande de changement d'attitude exemplaire du système de commande de changement d'attitude 100 comme représenté sur la figure 4 selon la présente invention. Dans le procédé de commande de changement d'attitude selon la présente invention, lorsque l'on change l'attitude qui a besoin d'un couple plus important que celui destiné à maintenir l'attitude comme représenté sur la figure 5, la règle employée dans la loi de direction de cardan de CMG 15 est la règle d'entraînement de CMG ou "le procédé à gradients pondérés anisotropes (AWGM)" qui est capable de sortir de manière efficace un couple plus important spécifique, autour de l'axe cible. Un fonctionnement exemplaire du "procédé à gradients pondérés anisotropes (AWGM)" va maintenant être décrit en se référant à la figure 5. Tout d'abord, la règle d'entraînement de CMG par l'AWGM est basée sur la règle d'entraînement de CMG selon le "procédé à gradients (GM)" classique. On remarque ici que le "procédé à gradients (GM)" n'est pas la règle d'entraînement destinée à éviter l'égalité ou la proximité de la singularité uniquement mais la seule règle d'entraînement ayant une nature destinée à maintenir qualitativement le gain d'entrée-sortie à un niveau élevé constant. Il s'agit là de la règle d'entraînement la plus répandue. Dans la règle d'entraînement de CMG selon le 30 "procédé à gradients (GM)", le volume de gain d'entrée-sortie tel que représenté par l'ellipse qui a été décrite ci-dessus, en référence à la figure 2, est choisi en tant que la fonction d'évaluation et le cardan du CMG est entraîné de telle manière que le volume de gain d'entrée-sortie augmente. L'augmentation du volume de gain d'entrée-sortie équivaut à convertir une ellipse en une sphère. En conséquence, la règle d'entraînement de CMG selon "le procédé à gradients (GM)" classique est une règle d'entraînement "isotrope" destinée à entraîner le cardan de sorte que le gain d'entrée-sortie soit maintenu et reste égal dans toutes les directions. En d'autres termes, le "procédé à gradients (GM)" est destiné à transformer le volume de gain d'entrée-sortie (gain moyen) en une sphère en tant que la fonction d'évaluation, afin de parvenir à l'effet d'augmentation de la fonction d'évaluation, fournissant de ce fait un effet anisotrope s'écartant de la singularité dans toutes les directions axiales. Cependant, lors d'un changement d'attitude, au contraire du cas dans lequel l'attitude est maintenue, un couple de sortie important est nécessaire dans une certaine direction mais un couple important n'est pas requis dans des directions perpendiculaires à cette direction. Ceci signifie qu'un gain d'entrée-sortie suffisant devrait être garanti uniquement dans la direction dans laquelle un couple important est requis et le gain d'entrée-sortie dans des directions perpendiculaires à la direction requise peut être faible. Par conséquent, lors d'un changement d'attitude, le "procédé à gradients (GM)" classique résulte en la garantie d'un gain d'entrée-sortie important dans des directions superflues, s'écartant de ce fait de la règle d'entraînement efficace et optimale destinée à changer l'attitude. Il est donc utile d'obtenir une règle d'entraînement efficace lors d'un changement de l'attitude pour déformer l'ellipse du gain d'entrée-sortie dans la direction qui exige un couple important et pour effectuer un entraînement "isotrope" destiné à garantir le gain d'entrée-sortie dominant dans la direction de sortie de couple lors d'un changement de l'attitude, garantissant de ce fait un gain d'entrée-sortie important uniquement dans la direction dans laquelle un couple important est requis pour changer l'attitude. L'effet d'augmentation du volume de gain d'entrée- sortie en choisissant la fonction d'évaluation par le "procédé à gradients (GM)" classique consiste à augmenter le volume dans toutes les directions et ainsi, le convertir en une sphère, comme représenté sur la figure 5(A). Puis, l'effet de l'amplification de gain d'entrée-sortie isotrope est normalisé sur la valeur "1". C'est-à-dire, des effets d'amplification du vecteur unitaire eprincipale dans la direction de couple principal de manoeuvre (Tprincipale) et le vecteur unitaire eautre dans la direction perpendiculaire au couple principal de manoeuvre (Tautre) sont réglés sur "1". Puis, afin d'utiliser l'effet du "procédé à gradients (GM)" aux fins d'augmenter le gain d'entrée-sortie dans la direction de couple principal qui est nécessaire lors d'un changement de l'attitude, on choisit une nouvelle fonction d'évaluation d'un gain d'entrée-sortie pondéré anisotrope pour disposer d'une pondération potentiellement inférieure dans la direction du couple principal, par rapport à la direction perpendiculaire à la direction de couple principal, comme représenté sur la figure 5 (B) . En d'autres termes, une pondération de gain d'entrée-sortie kprincipale dans la direction eprincipale et un gain d'entrée-sortie kautre dans la direction eautre sont utilisés en tant que paramètres de pondération, comme représenté sur la figure 5(B). Puis, la pondération est faite en multipliant (1/kprincipal) dans la direction eprincipale et en multipliant (1/kautre) dans la direction eautre. Par l'utilisation d'une telle pondération, on génère un gain d'entrée-sortie potentiel ayant un volume potentiellement elliptique en tant que la fonction d'évaluation ayant une pondération inférieure dans la direction eprincipale par rapport à la direction eautre. Puis, le "procédé à gradients (GM)" est appliqué au volume potentiellement elliptique de la nouvelle fonction d'évaluation, c'est-à-dire, le gain d'entrée-sortie potentiel pondéré anisotrope ayant une pondération potentielle inférieure dans la direction eprincipal par rapport à la direction eautre. Comme décrit ci-dessus, le "procédé à gradients (GM)" a pour effet d'amplifier un volume elliptique de manière égale dans toutes les directions et le convertir en un volume sphérique. Par conséquent, si le volume elliptique potentiel comme représenté sur la figure 5(B), est choisi en tant que la nouvelle fonction d'évaluation pour appliquer le "procédé à gradients (GM)", il existe un effet de conversion du volume de la fonction d'évaluation en une sphère comme représenté sur la figure 5(C). Par conséquent, si l'on considère le gain d'entrée-sortie réel, le "procédé à gradients (GM)" tend à être amplifié de (1/kprincipal) fois dans la direction ayant une pondération inférieure par le paramètre de pondération (1/kprincipal) , garantissant de ce fait un gain plus important, comme représenté sur la figure 5(D). En d'autres termes, dans la direction de couple principal eprincipal, pour disposer d'une fonction d'évaluation potentielle inférieure dans la direction perpendiculaire à la direction de couple principal eautre, en multipliant (1/kprincipal) en tant que la pondération, on l'augmente davantage en amplifiant par (kprincipal) fois, parvenant de ce fait au résultat qui consiste à réaliser un volume elliptique ayant le diamètre plus long de la direction requise. En conséquence, en supposant que la direction de couple requis dans la manoeuvre réelle est dans une direction emnV consistant en une composante de la direction de couple principal et une composante dans la direction perpendiculaire à celle-ci comme représenté sur la figure 5(D), on peut s'attendre à obtenir uniquement la composante kmnv dans la direction emnV dans le volume elliptique représenté en tant que le rapport d'amplification du gain d'entrée-sortie. On remarque ici que, pour ce qui est de la forme du volume elliptique pondéré anisotrope, divers paramètres tels que la pondération de gain d'entrée- sortie kprincipal dans la direction de couple principal de manoeuvre, la pondération de gain d'entrée-sortie kautre dans la direction perpendiculaire 'autre au couple principal de manoeuvre et analogues sont conçus en tenant compte d'une répartition du couple nécessaire, comme représenté sur la figure 5(D). En d'autres termes, tout d'abord, le couple destiné à changer l'attitude est décomposé en une composante dans la direction de couple principal et une composante dans la direction qui n'est pas la direction principale et qui est perpendiculaire à la direction de couple principal. Le rapport de ces composantes est utilisé pour concevoir le rapport du rayon plus long et du rayon plus court du volume elliptique, c'est-à-dire, la forme du volume elliptique. De plus, pour ce qui est de la taille du volume elliptique, des paramètres sont conçus en tenant compte du rapport d'amplification du gain d'entrée-sortie. Si le rayon plus long et le rayon plus court du volume elliptique sont réglés, par exemple, sur 1,5 et 0,8, ceci signifie que le gain d'entrée-sortie est réglé sur 1,5 fois pour la direction de couple principal et 0,8 fois pour la direction perpendiculaire à la direction de couple principal. Avantages du mode de réalisation Comme le montre la description ci-dessus, le présent mode de réalisation aboutit aux avantages suivants : tout d'abord, il est possible de mettre à disposition un facteur d'amplification plus important du gain d'entrée-sortie dans la direction de sortie de couple principal en comparaison du "procédé à gradients (GM)" classique plus répandu. Ensuite, il est possible de régler l'amplification du gain d'entrée-sortie de manière quantitative et sur une quelconque valeur souhaitée. Ces avantages peuvent être confirmés en comparant le "procédé à gradients pondérés anisotropes (AWGM)" selon le mode de réalisation de la présente invention et le "procédé à gradients (GM)" classique pour la même condition de règle d'entraînement. Le résultat d'une analyse de simulation destinée à confirmer les avantages du "procédé à gradients pondérés anisotropes (AWGM)" selon le présent mode de réalisation va maintenant être décrit ci-dessous. Dans cette simulation, quatre SG-CMG dans une configuration pyramidale sont utilisés pour configurer le système de commande de changement d'attitude. Dans l'exemple particulier, un changement d'attitude de 70 degrés est mis en oeuvre autour d'un axe d'un angle d'azimut de 45 degrés et d'un angle d'élévation de 45 degrés par rapport à l'axe horizontal dans le système de coordonnées du corps. La figure 6 est un graphique simplifié représentant un profil de manoeuvre exemplaire de l'angle, la vitesse angulaire de/dt et l'accélération angulaire d2e/dt2 autour de l'axe de changement d'attitude, représentant de ce fait un profil dans cette simulation. En d'autres termes, cette simulation suppose que le satellite à commander est un corps rigide à commander pour changer son attitude de profil autour d'un axe prédéterminé comme représenté sur la figure 6. Plus précisément, l'angle 9 autour de l'axe de changement d'attitude varie dans le temps t, c'est- à-dire, augmente progressivement de 0 degré jusqu'à 70 degrés dans la direction cible pour changer l'attitude après 45 secondes. Dans ce cas, comme le montre l'accélération angulaire d2e/dt2, celle-ci est commandée de sorte que la vitesse angulaire de/dt augmente de manière linéaire jusqu'à 22,5 secondes et ralentit par la suite de manière linéaire jusqu'à 45 secondes. La figure 7 représente des graphiques (courbes I : procédé à gradients pondérés anisotropes ; courbes II : procédé à gradient) destinés à décrire les résultats de la simulation du changement d'attitude de la figure 6 et à représenter la façon selon laquelle le gain d'entrée-sortie dans la direction de sortie de couple change dans un cas de changement d'attitude par l'application du "procédé à gradients pondérés anisotropes (AWGM)" et également la façon selon laquelle le gain d'entrée-sortie dans la direction de sortie de couple change dans le cas de l'application du "procédé à gradients (GM)" classique dans la même condition. L'axe horizontal représente le "moment angulaire Hx (Nms) autour de l'axe X en conséquence du changement d'attitude", alors que l'axe vertical représente le "changement du gain d'entrée-sortie dans la direction de sortie de couple". On remarque ici que la pondération anisotrope dans cette simulation est de 2,0 en tant que la pondération dans la direction de couple principal kprincipal, alors que celle-ci est de 0,5 pour la pondération dans la direction perpendiculaire à la direction de couple principale kautre. Bien qu'elles adoptent diverses configurations d'angle de cardan du début à la fin du changement d'attitude, la figure 7 permet de vérifier que le cas d'une application du "procédé à gradients pondérés anisotropes (AWGM)" permet de mettre à disposition un gain d'entrée-sortie plus important dans la direction de sortie de couple en comparaison du cas de l'application du "procédé à gradients (GM)" classique. La figure 8 représente le rapport d'amplification de gain d'entrée-sortie dans la direction de sortie de couple dans le cas de l'application du "procédé à gradients pondérés anisotropes" (AWGM) par rapport à celui du cas de l'application du "procédé à gradients (GM)" classique, comme représenté sur la figure 7. De même, la figure 8 représente le rapport d'amplification de gain d'entrée-sortie dans le cas d'un changement de la configuration initiale de l'angle de cardan. Le résultat montre que le rapport d'amplification atteint 2 fois, au maximum, permettant de ce fait de confirmer l'effet quantitatif du paramètre de pondération conçu kprincipal = 2,0 dans la direction de couple principal. On remarque sur la figure 8 que le "procédé à gradients pondérés anisotropes (AWGM)" ne réalise pas toujours un certain rapport d'amplification plus important en comparaison du "procédé à gradients (GM)" classique. C'est-à-dire, dans une certaine direction qui a obtenu le gain d'entrée-sortie maximal par l'application du "procédé à gradients (GM)" classique, il est normal que "le procédé à gradients pondérés anisotropes (AWGM)" selon le présent mode de réalisation soit incapable d'obtenir une amplification encore plus importante. Dans ce mode de réalisation particulier, une description est faite d'un exemple dans lequel le profil d'attitude, lors d'un changement d'attitude, a été déterminé comme représenté sur la figure 6. En conséquence, le fait que le gain d'entrée-sortie est amplifié pour sortir efficacement un couple dans la direction de sortie de couple principal par le "procédé à gradients pondérés anisotropes (AWGM)" est confirmé. En d'autres termes, une confirmation est apportée du fait que le profil d'attitude prédéterminé ou le profil de couple prédéterminé peut être obtenu avec une entrée de vitesse angulaire de cardan inférieure. Dans un cas dans lequel le profil de changement d'attitude n'est pas prédéterminé, il est bien entendu possible que l'utilisation du "procédé à gradients pondérés anisotropes (AWGM)" aide à sortir un couple plus important, raccourcissant de ce fait le temps nécessaire au changement d'attitude. Autres modes de réalisation de la présente invention Le "procédé à gradients pondérés anisotropes (AWGM)" qui a été décrit dans un mode de réalisation ci-dessus en détail peut être appliqué non seulement au CMG à cardan unique (SG-CMG) mais également à un CMG à cardan double (DS-CMG) dans lequel un volant d'inertie est entraîné par deux cardans. Pour ce qui est de la configuration des CMG, on remarque que l'application de la présente invention n'est pas limitée à la configuration pyramidale, au contraire du cas du mode de réalisation susmentionné. Accessoirement, des équations de déplacement dans un système de manipulation robotisé comportent une singularité similaire au système CMG susmentionné dans un astronef tel qu'un satellite. Il est également possible de définir un volume elliptique fonctionnel pour une telle singularité. Par conséquent, la présente invention peut être appliquée non seulement à une commande de changement d'attitude pour un astronef tel qu'un satellite mais également à un système de manipulation robotisé pour une règle d'entraînement efficace. Bien que certains modes de réalisation exemplaires de la présente invention aient été décrits ci-dessus, on devrait remarquer que de tels modes de réalisation ne sont rien d'autres que de simples exemples de la présente invention et n'ont pas pour objectif de limiter la présente invention. Il est évident que diverses modifications et changements peuvent être apportés par l'homme du métier, en fonction des applications particulières, sans s'écarter de la portée et de l'esprit de la présente invention. REVENDICATIONS1. Procédé de commande de changement d'attitude destiné à commander le changement d'attitude d'un astronef comportant une pluralité de gyroscopes inertiels de commande d'orientation ou CMG (40) en tant que dispositifs d'actionnement destinés à commander une attitude de l'astronef, caractérisé en ce qu'on génère des profils angulaires et de vitesse angulaire cibles pour chaque cardan des CMG pour sortir de manière efficace un couple dans la direction principale qui exige un couple pour changer l'attitude en comparaison de celui de la direction, qui n'est pas la direction principale, perpendiculaire à la direction principale dans laquelle un couple relativement moindre est requis. 2. Procédé de commande de changement d'attitude selon la revendication 1, dans lequel les profils cibles de l'angle et de la vitesse angulaire pour chaque cardan des CMG (40) sont calculés en un temps court en fonction de données en temps réel de l'angle et de la vitesse angulaire actuels détectés de l'astronef et de l'angle et de la vitesse angulaire actuels de chaque cardan des CMG, permettant de ce fait un fonctionnement en temps réel. 3. Procédé de commande de changement d'attitude selon la revendication 1, dans lequel un gain d'entrée- sortie pondéré est généré par la mise à disposition d'une pondération différente au gain d'entrée-sortiedans la direction principale de couple et dans la direction, qui n'est pas la direction principale, perpendiculaire à celle-ci pour sortir un couple plus important dans la direction principale de couple, et les profils cibles de l'angle et de la vitesse angulaire pour chaque cardan des CMG (40) sont générés en appliquant le gain d'entrée-sortie pondéré au procédé à gradients (GM) pour sortir efficacement le couple dans la direction principale de couple. 4. Procédé de commande de changement d'attitude selon la revendication 1, dans lequel la pluralité de CMG (40) sont disposés selon une configuration pyramidale. 5. Procédé de commande de changement d'attitude selon la revendication 1, dans lequel la pluralité de CMG (40) comprennent des CMG à cardan unique destinés à entraîner un volant d'inertie à l'aide d'un cardan unique ou des CMG à cardan double destinés à entraîner un volant d'inertie à l'aide de deux cardans. 6. Système de commande de changement d'attitude (100) destiné à commander le changement d'attitude d'un astronef comportant une pluralité de gyroscopes inertiel de commande d'orientation ou CMG (40) en tant que dispositifs d'actionnement destinés à commander l'attitude de l'astronef, comprenant des moyens destinés à générer des profils cibles de l'angle et de la vitesse angulaire pour chaque cardan des CMG pour sortir efficacement un couple dans la directionprincipale qui exige un couple pour un changement d'attitude supérieur à celui dans la direction, qui n'est pas la direction principale, perpendiculaire à celle-ci et exigeant un couple relativement moindre. 7. Système de commande de changement d'attitude (100) selon la revendication 6, dans lequel les profils cible de l'angle et de la vitesse angulaire pour chaque cardan du CMG (40) sont calculés sur la base des données en temps réel de l'angle et de la vitesse angulaire actuels détectés de l'astronef ainsi que l'angle et la vitesse angulaire actuels pour chaque cardan du CMG, permettant de ce fait un fonctionnement en temps réel. 8. Système de commande de changement d'attitude (100) selon la revendication 6, dans lequel les gains d'entrée-sortie ayant des pondérations différentes dans la direction principale de couple et la direction, qui n'est pas la direction principale, perpendiculaire à celle-ci sont générés pour permettre la sortie d'un couple plus important dans la direction principale de couple, et les gains d'entrée-sortie pondérés sont appliqués au procédé à gradients pour générer le profil cible de l'angle et de la vitesse angulaire pour chaque cardan du CMG (40), sortant de ce fait efficacement le couple dans la direction principale de couple. 9. Système de commande de changement d'attitude (100) selon la revendication 6, dans lequel lapluralité de CMG (40) sont disposés selon la configuration pyramidale. 10. Système de commande de changement d'attitude (100) selon la revendication 6, dans lequel la pluralité de CMG (40) comprennent soit des CMG à cardan unique destinés à entraîner un volant d'inertie à l'aide d'un cardan unique soit des CMG à cardan double destinés à entraîner un volant d'inertie à l'aide de deux cardans. 11. Système de commande de changement d'attitude (100) selon la revendication 6, comprenant en outre des moyens de commande à action anticipatrice (14) destinés à calculer le couple de commande pour sortir le couple nécessaire par action anticipatrice et des moyens de commande à rétroaction (13) destinés à calculer une composante d'erreur du couple de commande par les moyens de commande à action anticipatrice pour sortir un couple de commande correctif. 12. Système de commande de changement d'attitude (100) selon la revendication 6, dans lequel l'astronef est un satellite. 13. Procédé de mise en oeuvre destiné à permettre à un ordinateur d'exécuter le procédé de commande de changement d'attitude selon la revendication 1. 30 14. Support d'enregistrement de programme destiné à enregistrer le procédé de commande de changement25d'attitude selon la revendication 1 sur un support d'enregistrement lisible par ordinateur.