Brevet FR3154382A1 — publié le 20250425

Procédé pour inspecter une pluralité de satellites au sein d’une constellation de satellites en orbite terrestre basse, caractérisé en ce qu’il met en œuvre un satellite d’inspection pourvu d’équipements de collecte de données d’inspection, dont le lancement est phasé pour aller à la rencontre des satellites à inspecter au sein de ladite constellation. Procédé et système pour inspecter une constellation de satellites en orbite terrestre basse, et satellite d’inspection associé DOMAINE DE L’INVENTION L’invention concerne un procédé/système d’inspection pour un opérateur de constellation en orbite terrestre basse. Elle vise également un satellite d’inspection mis en œuvre dans ce système. ETAT DE LA TECHNIQUE Les réseaux satellitaires en orbite terrestre basse (LEO) sont devenus une technologie émergente et prometteuse pour fournir un accès aux réseaux à large portée. Les liaisons inter-satellites (ISL) étendent la portée du service du réseau et réduisent sa dépendance aux infrastructures terrestres. La compagnie High Earth Orbit Robotics Pty Ltd (HEO) utilise des capteurs embarqués dans des satellites pour inspecter et imager des objets en orbite, Leur base de données croissante d’inspections de survol comprend des observations telles que la forme externe, la taille, l’orientation d’un objet, les signes de dommages, la couleur et ce qui est allumé ou éteint sur un satellite. Il existe ainsi une forte demande en matière d’inspection de constellations de satellites. Toutefois les solutions actuellement proposées ne permettent pas de réaliser à moindre coût à la fois une inspection éloignée de ces satellites et une inspection de proximité essentielle pour évaluer leur état de santé. La nécessité actuelle d’utiliser plusieurs satellites d’inspection pour une même constellation constitue un frein au développement des services d’inspection. Le but de la présente invention est d’apporter une solution nouvelle aux besoins d’inspection des constellations de satellite, en remédiant aux inconvénients des solutions disponibles actuellement. Cet objectif est atteint avec un procédé pour inspecter une pluralité de satellites au sein d’une constellation de satellites en orbite terrestre basse, caractérisé en ce qu’il met en œuvre un satellite d’inspection pourvu d’équipements de collecte de données d’inspection, dont le lancement est phasé pour aller à la rencontre des satellites à inspecter au sein de ladite constellation. Le procédé selon l’invention peut en outre avantageusement comprendre, depuis le satellite d’inspection, une collecte de données locales de météo spatiale ( space weather ) et/ou de données électromagnétiques. Ce procédé d’inspection procure à la fois depuis un satellite d’inspection un service d’inspection éloigné de satellites à inspecter au sein de la constellation et un service d’inspection de proximité par rapport à des satellites à inspecter au sein de ladite constellation. Le procédé est particulièrement adapté pour inspecter une constellation de satellites présentant une inclinaison de 88°. Il comprend en outre une étape pour choisir une altitude du satellite d’inspection de façon à phaser une quasi-rencontre entre le satellite d’inspection et un satellite de la constellation au pôle d’intersection de plans orbitaux répartis en différentes longitudes d’un nœud ascendant. Une fois le satellite d’inspection phasé avec un faible différentiel d’altitude, il est prévu une étape dans laquelle le satellite d’inspection croise le satellite cible à inspecter au sein de la constellation, au voisinage du pôle d’intersection, puis une étape pour prendre, lors du croisement, une prise d’une pluralité d’images du satellite à inspecter. Suivant un autre aspect de l’invention, il est proposé une système pour inspecter une pluralité de satellites au sein d’une constellation de satellites en orbite terrestre basse, mettant en œuvre le procédé selon l’invention, caractérisé en ce qu’il comprend un satellite d’inspection pourvu d’équipements de collecte de données d’inspection et dont le lancement est phasé pour aller à la rencontre des satellites à inspecter au sein de ladite constellation, et une station sol pourvue d’un système de communication avec le satellite d’inspection pour recevoir les données d’inspection collectées et de moyens de traitement desdites données collectées et reçues. Suivant encore un autre aspect de l’invention, il est proposé un satellite prévu pour inspecter une pluralité de satellites au sein d’une constellation de satellites en orbite terrestre basse, caractérisé en ce qu’il comprend des équipements de mesure et de collecte de données d’inspection obtenues lorsque ledit satellite d’inspection croise un satellite de la constellation, et un système de propulsion. Le système de propulsion de ce satellite d’inspection peut avantageusement comprendre un étage de propulsion électrique. L’inspection en orbite, au-delà des aspects observation et prise de vues d’une cible en mode éloigné ou rapproché, permet en effet de rassembler des données orbitales « in vivo » qui vont de l’observation directe par caméra à la récolte de données de Météo de l’espace (ou Space Weather) et de données électromagnétiques. Cette activité d’inspection est réalisée par un stellite Orbiter (véhicule spatial de type Nanosat) doté, pour les manoeuvres d’approche et de rendez-vous, d’une propulsion électrique qui procure une efficacité en termes de masse consommée et donc une capacité de missions multiples. Le satellite d’inspection selon l’invention est équipé d’un stockage de carburant solide, et d’un Radar dédié pour l’approche de proximité. Le système selon l’invention réalise ainsi une « inspection éloignée » jusqu'à 1 km (résolution 10-50 cm), sans manœuvre de rendez-vous et avec une approche en manoeuvres "absolues" de type Formation Flying (pour Vol en Formation), puis une « inspection de proximité » qui inclut des manoeuvres de Rendez-Vous et Proximity Operations (Opérations de proxilité) pour approcher à 100m avec une résolution centimétrique. Cette invention permet de réaliser un état de santé complet d’un satellite, puis d’aider à la désorbitation d’un satellite défaillant faite soit par l’opérateur soit par un service tiers de désorbitation. La mission est réalisée sur un satellite de la constellation de satellites de télécommunication en oribite basse (1200 km) OneWeb (OW).. Elle est adaptée à des projets commerciaux civils (OneWeb, Iris2), institutionnels civils (CNES) et militaires (mission « chien de garde »). L’intérêt de l’opérateur d’une constellation est de disposer d’un service d’inspection à la fois éloigné (premier niveau d’observation et de diagnostic) et d’un service d’inspection de proximité dans des cas plus spécifiques. Dans les deux cas, il y a collection de données locales de météo spatiale (Space Weather) et électromagnétiques qui permettent à la fois de mettre à jour les données locales mais aussi d’anticiper éventuellement sur le design des futures générations de satellite. La première génération (GEN1) de cette constellation est à une inclinaison de 88°, et la seconde génération (GEN2) un mixte entre des inclinaisons de 88° et 55° pour une altitude de 1200km. L’accès aux plans d’orbite pour chacune de ces altitudes a été analysé et a abouti à la stratégie suivante: pour les inclinaisons futures à 55°, la dérive naturelle du noeud ascendant (-3,68° par jour) permet un balayage des plans d’orbite en moins de 100jours, rendant l’inspection possible avec un satellite d’inspection selon l’invention, désigné sous le terme d’Orbiter., pour les inclinaisons à 88° (GNE1 actuelle, 60% de la GEN2), l'effet J2, lié aux perturbations du champ gravitationnel du fait que la Terre n’est pas parfaitement sphérique, est trop faible du fait de l’inclinaison élevé. D’où une stratégie de « rencontre » à faible distance proposée dans la présente invention. On choisit l’altitude du satellite d’inspection Orbiter pour phaser une « quasi-rencontre » au pôle d’intersection des plans orbitaux répartis en différentes longitudes du noeud ascendant. Avec un faible différentiel d’altitude une fois phase, le satellite d’inspection Orbiter croisera sa cible au voisinage de ce « pôle », avec visibilité d’abord devant lui, puis au-dessus, puis par l’arrière, et pourra donc prendre des photos pour chaque plan d’orbite modulo la stratégie de paysage choisie. Cette stratégie permet d’observer tous les satellites avec un seul satellite d’inspection Orbiter, en fonction de la capacité en carburant pour jouer sur les delta-altitudes. Que cela soit pour 55° ou 88°, la présente invention propose donc une stratégie permettant d’observer potentiellement tous les satellites de la constellation avec un satellite, grâce notamment au choix de la propulsion électrique. Cette stratégie est capitale pour la viabilité du modèle économique minimisant le nombre de satellites d’inspection Orbiter. DESCRIPTION DES FIGURES FIG. 1 la FIG. 1 illustre les trajectoires respectives de deux satellites dans un modèle de calcul de paramètres géométriques de liaison inter-satellites (ISL) ; FIG. 2 FIG. 3 FIG. 4 FIG. 5 les figures 2 à 5 illustrent schématiquement un exemple de réalisation d’un satellite d’inspection selon l’invention ; FIG. 6 la FIG. 6 illustre un exemple de réalisation d’un Interface Logiciel de Mission ; FIG. 7 la FIG. 7 illustre un exemple d’architecture du segment sol mis en œuvre dans un système d’inspection selon l’invention; [Fig.8] la [Fig.8] représente un exemple d’intégration d’un protocole de communication CSP mis en œuvre dans un système d’inspection selon l’invention. DESCRIPTION DETAILLEE La mise en œuvre du procédé d’inspection selon l’invention est réalisée en deux phases de déploiement : un premier satellite Orbiter_V1 dédié à une approche lointaine (quelques kilomètres, compatibles de manœuvres « classiques » coordonnées en fonction de la position de la cible) et basé sur une plate-forme la plus récurrente possible avec une caméra mais sans système de guidage, navigation et contrôle (GNC) ni Radar : puis un second satellite Orbiter_V2 capable de faire des approches lointaines comme l’Orbiter_V1 mais aussi des manœuvres de rendez-vous en proximité de la cible (jusqu’à quelques dizaines de mètres) basé sur une plate-forme disposant du Radar et du logiciel GNC de Rendez-vous autonome. L’intérêt d’un opérateur de constellation de satellites est de disposer d’un service d’inspection à la fois éloigné (premier niveau d’observation et de diagnostic) et d’un service d’inspection de proximité dans des cas plus spécifiques. Dans les deux cas, il y a collection de données locales de Space Weather (météo spatiale) qui permettront à la fois de mettre à jour les données locales mais aussi d’anticiper éventuellement sur le design des futures générations de satellites. Il s'agit notamment en priorité de mesurer et prédire le niveau de radiation sur le plan orbital de la constellation. Une stratégie possible d’inspection dans le cadre de la présente invention, peut inclure : un accès aux satellites du plan visé lors du lancement par dérive de type phasage en jouant sur le différentiel d’altitude, une stratégie de « rencontre » à faible distance , du fait que l’effet J2 sur la dérive naturelle du nœud ascendant des autres plans d’orbite est trop faible du fait de l’inclinaison élevée. On choisit l’altitude de l’orbiter pour phaser une « quasi-rencontre » au pôle d’intersection des plans orbitaux répartis en différentes longitudes du nœud ascendant ; avec un faible différentiel d’altitude une fois phasé, le satellite Orbiter va croiser sa cible au voisinage de ce « pôle » (avec visibilité d’abord devant lui, puis au-dessus, puis par l’arrière) et pourra donc prendre des photos pour chaque plan d’orbite modulo la stratégie de paysage choisie. Cette stratégie permet d’observer tous les satellites avec un Orbiter sous condition d’un bon compromis timing / delta-altitude pour jouer sur le phasage. une stratégie de back-up conventionnelle existe en jouant sur l’altitude différentielle de l’orbite circulaire pour créer un effet J2 différentiel sur la longitude du nœud ascendant et viser un plan adjacent, mais cela est coûteux en delta-V et demande du temps (typiquement 1 mois de dérive). Le procédé/système d’inspection selon l’invention propose donc une stratégie permettant d’observer potentiellement tous les satellites de la constellation avec un seul satellite grâce notamment au choix de la propulsion électrique et du croisement des plans d’orbite au pôle”. Cette stratégie est capitale pour la viabilité du modèle économique minimisant le nombre de satellites Orbiter. L’article D1 « Modeling and Analysis of Inter-satellite Link in LEO Satellite Networks », de Quan Chen et al., publié en 2021 à la 13th International Conference on Communication Software and Networks (ICCSN), 10.1109/ICCSN52437.2021.9463648, divulgue un modèle de calcul pour les paramètres géométriques de liaison inter-satellites (ISL), notamment la portée et la direction de pointage, qui sont des paramètres clés pour les performances de communication. Les modèles de variation ISL avec phase satellite sont théoriquement dérivés et vérifiés par des simulations numériques. Le délai de propagation des chemins multi-ISL y est également étudié. Dans une application pratique du procédé/système selon l’invention, l’inclinaison et l’altitude d’intérêt pour les lancements sont respectivement 88° et 1200 km. Dans un premier temps, on choisit un satellite dans un plan de la constellation comme cible, pour lequel on pourra à la fois réaliser de l’inspection éloignée et ensuite une inspection de proximité. D’autres satellites du plan pourront être inspectés, incluant un satellite passif / non coopératif en fonction des possibilités liées à la constellation. Ces inspections seront précédées d’une approche autour d’un point virtuel pour démontrer les capacités en orbite et valider l’interface bord-sol et les éléments opérationnels de sécurité. Dans un deuxième temps, le scénario de croisement “au pôle” décrit ci-dessus est démontré en orbite avec une cible-satellite d’un autre plan d’orbite : phasage, manœuvres de type « vol en formation » ( formation flying ), capacité de contrôle d’attitude pour « spotter »(pointer) la cible en fonction des angles de vue. On peut également prévoir une démonstration de la dérive de la longitude du nœud ascendant (LNA) par altitude différentielle du chasseur et de l’inspection éloignée une fois dans le plan adjacent. Enfin, on met en œuvre la stratégie de phasage-croisement et inspection éloignée avec photos instantanées au voisinage des croisements des plans d’orbite. En fonction des réserves de carburant pour la propulsion électrique, on poursuite la mission en mission commerciale pour l’opérateur de la constellation. On peut également prévoir des opérations de fin de vie. Orbite d’injection et orbite cible Plusieurs options de lanceurs sont considérées afin d’atteindre une orbite d’injection. Il s’agit définir une altitude et un plan d’injection probable à fournir en entrée des outils d’analyse de mission préliminaire. Pour son lancement, le satellite d’inspection Orbiter peut être intégré en tant que charge utile secondaire et doit donc être capable d’atteindre l’orbite cible en fonction des contraintes liées à l’injection de la charge utile principale, qui sera prioritaire. Les orbites d’injection des satellites de la constellation pour des lancements récents sont données en Table 1, ainsi que l’injection type pour un lanceur Vega d’Arianepace. Lanceur Capacité Dispersions Vega Arianespace Typique : orbite circulaire à 700 km d’altitude pour une charge utile de 1500 kg À 3σ : a : ± 15 km e : ± 0.0012 i : ± 0.15° RAAN : ± 0.2° Falcon 9 SpaceX OneWeb 17 – 03/2023 : injection sur orbite 589 x 600 km, à 86.51° d'inclination . Périgée : ± 10 km Apogée : ± 10 km i : ± 0.1° RAAN : ± 0.15°​ LVM-3​ ISRO OneWeb 18 – 03/2023 : injection sur orbite circulaire à 450 km d’altitude, 87.4° d’inclination. Aucune information retrouvée. Soyouz Arianespace OneWeb VS27 – 02/2020 : injection sur une orbite circulaire à 475 km d’altitude, 87.4° d'inclination . À 3σ : a : ± 12 km e : ± 0.0012 i : ± 0.12° RAAN : ± 0.2° Table 1 – Orbites d’injection et dispersions lanceurs possibles pour le satellite d’inspection Les altitudes d’injection sont donc comprises entre 450 km et 700 km avec une inclinaison allant de 86.51° à 87.4°. L’altitude des orbites cibles étant bien supérieure aux orbites d’injection relevées, on décide de se placer dans un cas pessimiste au-delà des dispersions à 3σ, avec une altitude d’injection de 400 km. On considère une constellation opérant à une altitude de 1200 km, sur des plans d’inclinaison à 88°. Les lancements reportés en Table 1 n’ayant visé que des orbites quasi-polaires, l’inclinaison d’injection exacte / opérationnelle retenue ici est de 87.4°. Calcul de la stratégie de transfert vers l’orbite cible Comme illustré précédemment, l’orbite d’injection peut différer significativement de l’orbite opérationnelle. Cela nécessite l’établissement d’une stratégie de mise à poste faisable au vu du temps imparti pour la mission et des capacités de la plateforme. Le satellite orbiter étant équipé d’un moteur à poussée faible, le transfert vers l’orbite cible doit être calculé à l’aide de méthodes d’optimisation adaptées. En premier lieu, le logiciel MIPELEC (https://www.connectbycnes.fr/mipelec) a été employé afin de déterminer une première stratégie de transfert sans contraintes opérationnelles (méthode d’optimisation indirecte). Cet outil, développé par le CNES (Centre National d’Etudes Spatiales), a été spécifiquement conçu pour l’optimisation de transferts faible poussée en temps minimum. Il est à noter que seul le transfert vers l’orbite cible est considéré dans cette étude préliminaire, et que les contraintes liées au phasage avec l’objet cible ne sont pas prises en compte. Transfert continu sans contrainte opérationnelle Les hypothèses du transfert sont les suivantes : Orbite d’injection circulaire Orbite cible circulaire Caractéristiques propulseur Altitude : 400 km Inclinaison : 87.4° Ascension droite du nœud ascendant : 0.0° Altitude : 1200 km Inclinaison : 87.9° Ascension droite du nœud ascendant : 0.0° Poussée maximale : 0.8 mN ISP : 3000 s Masse totale de l’inspecteur : 24 kg On suppose une poussée continue et constante à la valeur maximale. On impose que le transfert se fasse en temps minimum. Avec ces paramètres, le transfert en temps minimum suivant est obtenu : Masse d’ergols consommée (kg) : 0.345 Durée de transfert (jours) : 146 ∆V équivalent (m/s) :423 Impact sur l’altitude du satellite L’amplitude de variation du vecteur poussée en déclinaison est d’environ 40°. Pour un transfert comportant un incrément d’inclinaison de 0.5°, le satellite devra donc être capable de faire varier la direction de poussée de 40° en une demi-orbite, soit environ 32 minutes à 400 km d’altitude (période minimale sur le transfert). Transfert avec prise en compte des contraintes opérationnelles Il convient maintenant d’ajouter sur les manœuvres ainsi calculées la prise en compte de contraintes opérationnelles qui nécessitent de réduire ou stopper la poussée durant le transfert (contraintes énergétiques, pointage des panneaux solaires, éblouissements star-trackers, temps de repos du moteur, etc …). Une solution préliminaire consiste à simuler le transfert à l’aide de la librairie Orekit https://www.orekit.org en activant la poussée sur les segments autorisés, après optimisation MIPELEC à chaque début de segment. La poussée est inhibée sur chaque segment interdit (phase d’éclipse ou durée de poussée maximale atteinte sur le segment précédent par exemple). Pour cette analyse préliminaire, les outils d’analyse développés permettent la prise en compte des phases d’éclipse. De nouvelles contraintes pourront être ajoutées sur cette base dans le futur. Phasage avec l’approche vers le satellite cible Dans une étape de phasage avec la cible, il s’agit notamment d’établir une stratégie d’approche une fois que le satellite d’inspection aura atteint une altitude proche de celle de la cible, mais encore légèrement en deçà, de manière à garder une dérive en anomalie vraie relative. Les volumes de sécurité autour de la cible rappelés ci-dessous doivent être respectés. Pour la première approche après le lancement, on peut combiner la manœuvre d’augmentation d’altitude avec le phasage et ainsi économiser des ergols. Maintien à Poste ( station keeping ) et inspection éloignée dans le plan Le Maintien à Poste peut avoir lieu entre deux satellites de la constellation (environ 7 m/s/an) ou bien à quelques kilomètres d’un satellite cible en décalage co-orbital (mission type watchdog ), ce qui permet l’inspection éloignée. Pour ce dernier cas, on étudie les capacités d’observation vers la cible et autour du satellite d’inspection Orbiter. Un scénario possible d’inspection éloignée (IE) est de se situer sous la cible (trajectoire sure) et de dériver lentement et prendre des images avant, dessous et après le passage au voisinage de la cible. Cette technique, proche sur le principe du croisement au pôle décrit plus loin ci-dessous, est une alternative économe en delta-V et parfaitement sûre au Maintien à Poste à distance. Évitement de collision avec la cible Une stratégie d’évitement de collision avec la cible peut être mise en œuvre à la fois pour une inspection éloignée (IE) et une inspection de proximité (IP). Des volumes de sécurité sont définis autour de la cible, la violation potentielle de ces volumes devant être monitorée à bord : volume de collision (le plus petit, qui ne doit jamais être franchi), volume d’urgence (ce qui déclenche une manœuvre d’évitement) et volume de sécurité (ce qui permet de rejeter des manœuvres calculées à bord). On prévoit des choix d’états relatifs entre le satellite d’inspection Orbiter et la cible (Formation de satellites en constellation) assurant toujours une distance de sécurité entre l’orbiter et la cible même en cas de panne du système. Dans un monitoring de la trajectoire à bord, le risque de collision est estimé avec la distance de Mahalanobis. Cela donne une borne supérieure à la probabilité de collision. Il est également prévu une manœuvre d’urgence déclenchée si la distance est plus petite que le volume d’urgence, ou bien si la propagation relative prédit un risque de collision ou bien si une alerte / panne est détectée sur un équipement FDIR de Détection, Isolation et Récupération des Défauts ( Fault Detection, Isolation and Recovery ). Scénario de Rendez Vous (Inspection de Proximité) Une fois le satellite d’inspection Orbiter_V2 amené par le phasage à une distance de 10km-3km de la cible, le Radar peut être acquis et ainsi l’ensemble des éléments GNC de guidage, navigation et contrôle utilisant la navigation relative par Radar peuvent être initialisés. Le scénario d’une mission de rendez-vous pour Inspection de proximité peut être initialisé. Un scénario correspond à une phase de vol en formation relative (Rendez-vous Proximity Operations ), pendant laquelle le chasseur évolue de manière autonome grâce à la navigation relative par Radar, dans un repère relatif à la cible. Un lien TM/TC est établi (monitoring, capacité de commandes sols), mais le plan entier de vol en formation relative est transmis à bord avant le début de celui-ci. Le scénario est composé en plusieurs phases de vol relatif. Chaque phase est définie selon un paramétrage défini par rapport à la cible, permettant de créer facilement par guidage une trajectoire quel que soit l’orbite de la cible. Pour un scénario d’inspection les trajectoires sont définies avec l’offset sur V-bar et R-bar ( Station keeping typiquement à -1000m avec 100m d’offset) et pour les inspections (100m). Pour passer de l’une à l’autre de ces trois trajectoires, des manœuvres de reconfiguration sont nécessaires. Ces manœuvres peuvent être déclenchées depuis le sol, automatiquement à bord via une gestion des délais maximum par phase, définis dans le scénario. Le scénario comporte également des phases de station-keeping , ainsi que des phases dédiées aux prises de vues. Après avoir achevé l’inspection, une manœuvre de dégagement est réalisée, permettant de s’éloigner de manière sécurisée de la cible. Des volumes de sécurité et d’urgence sont pris en compte lors du calcul de manœuvre tout au long du scénario, auquel cas la manœuvre peut être avortée, modifiée ou interrompue. Un scénario d’inspection nominal, avec le paramétrage actuel, dure environ 23h30m au total. Phase Durée en mode manoeuvre Durée en Station Keeping Formation co-orbitale 3h45 1h50 Inspection 1 2h40 1h50 Inspection 2 1h40 1h50 Eloignement 2h10 La première phase se compose d’une manœuvre de reconfiguration et d’un station-keeping , pour rejoindre un état co-orbital 1000m derrière la cible selon l’axe along-track (le long de la piste). La seconde phase consiste à rejoindre une orbite d’inspection centrée sur la cible. Des prises de vues sont également réalisées lorsque l’orbite est stabilisée. La troisième phase est similaire, en rejoignant une deuxième orbite d’inspection autour de la cible. Lorsque les opérations sont terminées, une manœuvre d’éloignement ( parting ) permet de s’éloigner de la cible de manière sécurisée. Dans ce scénario, la phase de reconfiguration ou d’approche initiale démarre à l’acquisition Radar à 3km. Transferts d’Orbite une fois en orbite opérationnelle (cas multi-cibles) Plusieurs cibles pouvant éventuellement être inspectées dans un même plan. Les transferts d’orbite possibles sont analysés. L’insertion du satellite inspecteur se fait dans un plan de la constellation de satellites, par exemple la constellation OneWeb opérant à une altitude de 1200 km sur des orbites circulaires, dont les plans sont séparés de 15° en longitude du nœud ascendant, et dont l’angle inter-satellite est de 7.2° (50 satellites par plan, soit une distance d’environ 953 km à cette altitude). Transfert entre deux satellites d’un même plan L’inspection de plusieurs satellites d’un même plan est une option envisageable moins coûteuse en masse d’ergols. Il s’agit simplement de modifier l’altitude de l’inspecteur afin de créer une dérive en anomalie vraie relative. Une estimation du coût d’un tel transfert peut être avancée afin de définir un ordre de grandeur. Le ∆V requis pour un transfert en 6h entre deux satellites écartés de 953 km est d’environ 15 m/s. Transfert entre plans de la constellation Un transfert direct entre 2 plans (15° d’écart de longitude du noeud ascendant) pour une constellation de ce type est évidemment bien trop coûteux pour être envisagé. Ainsi une simulation MIPELEC donne un temps de transfert de 974 jours pour un ∆V de 3000 m/s. Une autre solution présentée pourrait être de jouer sur l’altitude différentielle (ou demi grand axe) pour obtenir un effet différentiel du J2, autrement dit une dérive relative du nœud ascendant pourrait être générée en modifiant l'attitude du satellite inspecteur. Cette possibilité est faisable mais reste coûteuse en delta-V pour un temps de dérive acceptable (environ 70 m/s pour un mois de dérive pour reprendre les 15° de delta-RAAN entre 2 plans, cf. FIG. 7 ). Elle est considérée ici comme un back-up, en fonction du bilan en delta-V. Une alternative innovante consiste à observer les satellites de différents plans en se phasant par rapport à eux de manière à croiser ces derniers au voisinage du “sommet” ou “pôle” du point de jonction des orbites à 88° où les distances de croisement peuvent être minimisées en choisissant le bon phasage entre le chasseur et la cible. Pour cette analyse, on s'appuie sur l’expression de cette distance identifiée dans le cadre de travaux sur l’Inter-Satellite Link. Pour deux satellites placés sur des orbites circulaires d’égales inclinaisons et demi-grand axes, il est en effet possible de calculer analytiquement la distance les séparant, en référence à la publication D1 précitée. Cela permet donc de prévoir la distance inter-satellite lors d’un croisement aux pôles, et donc de régler le phasage de l’inspecteur par rapport à la cible de manière à minimiser cette distance pour une éventuelle prise de vue. Une expression analytique de l'azimut et de l’élévation du satellite cible en repère orbital local est également identifiée, permettant ainsi de prévoir le pointage à suivre afin de garder l’objet dans le champ de vue. Après vérification des expressions avancées dans D1 , une première analyse de visibilité au pôle peut être effectuée. Un exemple pour une cible (appelée satellite B) sur un plan adjacent (15°), à 7.2° d’anomalie vraie de différence avec le satellite inspecteur est donné en FIG. 6 . La distance inspecteur-satellite B ainsi que les coordonnées d’azimuth et élévation en repère orbital local sur une orbite y sont présentées (point de départ à l’équateur). Lors des croisements aux pôles, la distance inter-satellite minimale est d’environ 1 km pour un azimuth d’environ 0° et une élévation de 3.8°. Un aperçu des variations d’azimuth et d’élévation est donné en [Fig.8] , avec un écart de longitude du nœud ascendant ∆Ω = 15° et un écart en anomalie vraie ∆nu transformé en un écart de distance intersatellite allant de 10 km à 150 km. Cette approche permet d’identifier les vitesses de défilement à prévoir pour des satellites navigant sur d’autres plans. On observe des maxima de vitesse angulaire à l’approche des pôles pouvant être de l’ordre du degré/s en ce qui concerne l’azimuth. L’analyse de mission préliminaire pour observer des satellites inter-plan montre que la stratégie d’observation croisée au “pôle” par l’orbiter est possible (distance, vitesse angulaire apparente) et elle offre l’avantage d’une possible revisite des satellites dans des plans différents à moindre coût en delta-V (en comparaison avec une variation du demi grand axe pour avoir un effet différentiel du J2). Fin de vie d’un satellite d’inspection Une stratégie de fin de vie doit être définie afin de se conformer à la Loi sur les Opérations Spatiales (LOS), qui contraint les satellites hors services à rentrer dans l’atmosphère en 25 ans au maximum. La passivation des systèmes embarqués doit également être considérée afin d’éviter tout risque intrinsèque de création de nouveaux débris. Désorbitation active Une première approche consiste à réduire l’altitude du satellite de manière à minimiser la durée de rentrée dans l’atmosphère, ainsi que de réduire le risque de conjonction avec d’autres satellites navigant dans la même zone. En considérant une orbite opérationnelle circulaire à 1200 km d’altitude ramenée à 150 km, le ∆V nécessaire à cette manœuvre est le suivant: une simulation MIPELEC donne un temps de transfert d’environ 193 jours pour un delta-V de 561 m/s soit 454 grammes d’ergols consommés, en poussée continue. Cela nécessite donc de prévoir un allongement de la durée des opérations d’au moins 7 mois pour mener à bien ce transfert. Un transfert vers une altitude plus élevée permettrait de réduire le delta-V et la durée associée, mais augmenterait le délai de rentrée dans l’atmosphère. Une analyse des altitudes maximales permettant une rentrée en 25 ans avec une activité solaire moyenne est rappelé ci-dessous et exigerait de viser 715 km soit un delta-V de 243 m/s. Une analyse de désorbitation passive pour une orbite initiale circulaire à 550 km d’altitude avait été fournie enDR1, qui s’éloigne de la nouvelle orbite opérationnelle considérée dans la réponse à cet appel d’offre (1200 km). Une analyse des altitudes maximales permettant une rentrée en 25 ans avait été fournie, pour différentes valeurs de coefficients balistiques (attitude contrôlée avec section maximale, attitude non-contrôlée et cas « pire » avec coefficient balistique minimal) : Illustration du Coefficient balistique à Altitude maximale Section maximale 0.0449 m²/kg 715 km Rotation aléatoire 0.0275 m²/kg 674 km Section minimale 0.0046 m²/kg 540 km L’altitude maximale permettant une rentrée en 25 ans est de 715 km dans le cas où l’attitude est contrôlée. Il sera donc impossible d’assurer une désorbitation passive à 1200 km d’altitude respectant un délai de rentrée de 25 ans, vu les coefficients balistiques impliqués. Une désorbitation active avec transfert vers une altitude maximale de 715 km est donc une stratégie plus envisageable (avec passivation des systèmes embarqués post-transfert). Passivation des systèmes embarqués Selon une première analyse de passivation des systèmes embarqués, les batteries type NanoPower BP8 développées par GOMSpace doivent être déchargées. Le système propulsif ne contenant aucun liquide réactif ou quelconque composant pressurisé (DR1), aucune action spécifique sur ce système ne devrait être nécessaire dans le cadre de la fin de vie du satellite. Bilan d’Ergols Préliminaire Avec les caractéristiques satellite/propulseur de l’Orbiter_V2, le ∆V total à disposition du fait de la masse d’Indium incluse en baseline dans le système de propulsion microsatellite Micro-ENPULSION est de 1630 m/s ) Les phases suivantes sont à considérer pour le bilan d’ergol : Launch and Early Operations (LEOP) et Mise à Poste (MIP) Rendez-vous et IP Maintien à Poste (MAP) Transfert d’orbite et phasage pour IE Transfert vers orbite fin de vie Evitement de collision Comme évoqué précédemment, les phases de LEOP et MIP nécessitent de disposer d’un ∆V d’environ 423 m/s afin d’atteindre l’orbite cible dans un cas d’injection « pessimiste » Le ∆V nécessaire à une inspection de proximité est de 0,65 m/s (résultat issu du simulateur GNC). On peut, à titre d’exemple non limitatif, se fixer un minimum de 10 inspections pour la mission de démonstration, ce qui amène le besoin en ∆V à 6,5 m/s. Avant la politique de marge on arrondit ce chiffre à 10 m/s pour tenir compte du caractère “en construction” du simulateur GNC. Les besoins pour les transferts d’orbites seront à déterminer plus précisément en fonction des cibles visées. Comme exposé précédemment, le ∆V requis pour un transfert en 6h entre deux satellites d’un même plan écartés de 953 km est d’environ 15 m/s, ce qui donne un premier ordre de grandeur. En effet, il sera toujours possible d’allonger la durée de transfert afin de réduire le coût en ∆V. Un transfert entre deux plans de la constellation est peu probable. L’alternative consistant à observer certains satellites lors de croisements aux pôles nécessite de phaser l’inspecteur avec la cible, de manière à réduire la distance lors du croisement. Là encore, le coût en ∆V peut être réduit en allongeant la durée de phasage. Si on considère une capacité de 5 inspections éloignées, on obtient pour phasage dans le plan ou pour phase pour au croisement au “pôle” un budget de 85 m/s. S’agissant des évitements, une simulation GNC d’évitement donne un ∆V de 0,083 m/s. Le nombre d’évitements à 550 km est estimé à 3 par an, à l’aide du logiciel DRAMA ( Debris Risk Assessment and Mitigation Analysis : Évaluation des risques de débris et analyse d’atténuation) si la probabilité de déclenchement est fixée à 10 -6 . On peut considérer ce chiffre comme conservatif pour 1200km, d’où un budget de 0,25 m/s. Le budget de fin de vie est de 415 m/s pour “descendre” d’une orbite circulaire à 1200 km à une orbite circulaire de 715 km. Phase du vol Delta-V Delta-V avec Marge (20%) Mise à poste 423 m/s 510 m/s Maintien à poste 8 m/s 10 m/s IE et phasages ultérieurs 85 m/s 100 m/s IP (Rendez-vous) 10 m/s 12 m/s Evitement 0,25 m/s 0,3 m/s Fin de vie (actif puis passif) 415 m/s 500 m/s Total 941,25 m/s 1132,3 m/s Au total, les phases de LEOP/MIP, de MAP, d’inspection, de fin de vie et les évitements de collision nécessitent un ∆V margé de 1132 m/s à ce stade du développement du projet. Il reste donc une marge significative par rapport à la capacité en INDIUM du moteur Micro-ENPULSION (1630 m/s) de l’orbiter_V2. Réseau sol et Visibilité stations Une simulation des visibilités stations a été réalisée pour une altitude de 550 km avec le réseau du satellite KA-SAT. Cette simulation a été rejouée pour une altitude de 1200 km et une inclinaison de 87,9° sur une durée de 5 ans qui montre que, comme on peut intuitivement l'anticiper, la situation est bien meilleure avec les données suivantes: Passages par jour : 53.92 Durée de non-visibilité maximale : 5164 s Durée de visibilité cumulée moyenne sur une journée : 43488 s Durée de visibilité maximale : 976 s Durée de visibilité moyenne par passage : 806.49 s Les passages sont plus fréquents, les fenêtres de visibilité sont plus larges et les périodes de non-visibilité sont réduites. On peut ainsi choisir des plages de visibilité étendues pour réaliser les opérations critiques, séparées par des Station Keepings (maintiens à poste) sûrs en attente de la fenêtre suivante. Le système d’inspection selon l’invention prévu pour réaliser les missions d’inspection éloignées (IE) et d’inspection proche (IP) comprend : un satellite Orbiter V2 basé sur une plateforme 16U de la compagnie GomSpace, extrapolée de leur plateforme récurrente 12U. La plate-forme 16U est complétée par les éléments suivants de charge utile: Radar (pour le GNC en Rendez-vous), Caméra (pour prendre les images lors des inspections IE et IP), un instrument de météo spatiale ( Space Weather ). Le contrôleur de charge utile ( Payload Controller) de la plateforme accueille les logiciels bord GNC, traitement images caméra et management FDIR/safety pour le vol en formation ( Formation Flying ) et le Rendez-vous. un segment sol qui contient à la fois le centre de contrôle classique d’un satellite LEO : Télémétrie/Télécommande (TM/TC), dynamique de vol ( flight dynamics ), surveillance ( monitoring ), la partie spécifique de coordination de vol en formation ( Formation Flying ) avec le Centre de Contrôle de la constellation OneWeb, la partie spécifique GNC Rendez-vous (planification, monitoring, FDIR au sol, capacité de reprise en main, sécurité ( safety ) et la partie spécifique exploitation des données : images, données de météo spatiale ( Space Weather data ) un réseau de stations sol pour assurer la couverture de télémétrie/télécommande TM/TC. Dans un mode pratique d’implémentation, La plateforme, l’intégration des charges utiles ( payloads ) puis du satellite, la réalisation de la validation fonctionnelle au sol ( Flatsat ) peuvent être réalisées par la compagnie GomSpace. Les parties Analyse Mission et GNC sont réalisées par CS Group. TNO développe et délivre le Radar, GomSpace et Simeria Sense délivrent la caméra et CS Group développe le segment sol. Produit Plateforme - Satellite On prévoit une plateforme avec son logiciel de vol et une intégration de trois charges utiles nécessaires pour la mission: caméra, radar et instrument SWE ( Space Weather Electrons ) pour mesurer la distribution 3D des électrons à haute énergie présents dans le vent solaire. Cette plateforme sera capable de stocker au moins 16 gigaoctets de données de charge utile. Les charges utiles échangent des données avec l'ordinateur de bord via deux liaisons SpaceWire développées par l’Agence Européenne de l’Espace (une pour la caméra et une en prévision pour un développement futur), deux liaisons d’interface périphérique série SPI ( Serial Peripheral Interface ) : une pour le radar et une en prévision pour un développement futur, et une liaison CAN ( Controller Area Network ) pour l’instrument SWE. L'orbite cible de la constellation se situe à une altitude de 1200 km, sans nécessairement avoir une inclinaison SSO ( Sun-synchronous orbit , pour orbite synchronisée avec le soleil). A 1200 km, la durée de vie du satellite est estimée à 2.5 ans du fait des radiations. La charge utile a une masse d'environ 5 kg. La plateforme fournit une puissance maximale de 60 W aux charges utiles. La plate-forme comprend un viseur stellaire ( Star Tracker ) redondant, chaque viseur stellaire pointant dans des directions différentes. Le satellite devra également accueillir un gyroscope redondant et un magnetorquer ) redondant. L'erreur d'attitude de pointe (AKE pour Attitude Knowledge Error : erreur de connaissance d’attitude) devra être inférieure à 0,1 degré sur chacun des trois axes à 3σ, et l'erreur d'attitude de tangage et de roulis (APE pour Absolute Pointing Error : erreur de pointage absolue) devra être inférieure à 0,5 degré sur chacun des trois axes à 3σ. Dans un mode préféré de réalisation, un système de propulsion électrique est prévu pour les opérations de la charge utile. Le système de propulsion a une capacité de delta-V d’au moins 1200 m/s et une accélération continue vers le satellite d'au moins 2,5 x 10^-5 m/s² (soit une poussée de 0,6 mN pour un satellite de 24 kg). La communication avec le sol est assurée via un équipement de télémétrie et télécommande (TMTC) en bande S, en bande S et en bande X HSL. Toutes les communications entre le satellite et le segment sol (télécommandes, télémétries de la plateforme, télémétries des charges utiles) ainsi qu'au sein du segment sol sont chiffrées. Conception du Satellite d’inspection Le satellite se compose d'une plateforme standard produite par la compagnie GomSpace : de 16U avec deux panneaux solaires de suivi déployables (TSP pour Tracking Solar Panels ) et trois packs de batteries 8 cellules (NanoPower BP8) offrant une capacité totale de 259 Wh. Le satellite est capable de fournir une puissance maximale de 60 W à la charge utile, mais après un mode” charge utile", il est nécessaire de permettre aux batteries de revenir à leur profondeur de décharge ( Depth of Discharge - DoD) nominale. Selon les données issues de tests de batteries approfondis, le satellite est également en mesure de fournir une puissance moyenne de 80 W à la charge utile et au système de propulsion pendant une manœuvre de 2 heures avec deux éclipses de 35 minutes (ce qui entraîne un DoD de 45 %), en supposant qu'une telle profondeur de décharge ne se produise pas plus d'une fois par semaine sur une durée de vie de 5 ans. La plateforme compend un sous-système de Contrôle d'Attitude et d'Orbite ( Attitude Determination And Control System - ADCS) avancé, comprenant des capteurs solaires fins, trois magné-coupleurs dont un pour la redondance, deux gyroscopes, quatre roues de réaction NanoTorque GSW-1200-4P dont une pour la redondance, deux viseurs d'étoiles dont un pour la redondance) et un magnétomètre. La solution TMTC de télémesure/télécommande proposée est en bande S. Le sous-système GNSS ( Global Navigation Satellite System pour Système Satellite de Navigation Globale) est composé d’une antenne Tallysman TW1322 et d’un récepteur GNSS double bande embarqué Tallysman TW3867. La solution de liaison haute vitesse (High-Speed Link - HSL) proposée est en bande S pour la montée et la descente, utilisant l'antenne NanoCom ANT2150. De plus, une antenne NanoCom ANT8250 de GomSpace en bande X est fournie pour la descente à des débits de données très élevés de 50 Mbps, avec une mise à niveau jusqu'à 225 Mbps si besoin. La conception et les caractéristiques techniques d’un satellite orbiteur selon l’invention sont illustrées par les Figures 2 à Système de commande d'attitude et d'orbite (SCAO) Différents modes opérationnels et de repli du système de commande d’attitude et d’orbite SCAO sont prévus : Mode initial et de repli : Utilisation d'un ensemble minimal de capteurs et d'actionneurs Mode de pointage sur 3 axes, avec des cadres de référence sélectionnables : ECI (Centre de l'Inertie de la Terre) LVLH (Local Vertical Local Horizontal) SUN (Pointage vers le soleil) Suivi de la station au sol (Démarrage autonome du suivi des coordonnées LLA lorsque les seuils définis par l'utilisateur sont atteints). Pour cette mission, des modes SCAO supplémentaires sont nécessaires pour répondre aux exigences. Entrée de référence d'attitude de la charge utile : Le SCAO doit être en mesure d'être commandé pour suivre une cible d'intérêt. La direction de la cible d'intérêt est déterminée par la charge utile. La solution proposée serait que la charge utile définisse le mode souhaité et fournisse au SCAO des références d'attitude et de vitesse angulaire. La charge utile doit fournir l'attitude de référence à un intervalle à déterminer. Le SCAO reste responsable des fonctions de sécurité et du contrôle des modes de repli. Toute manœuvre d'évitement de collision et de guidage est réalisée par le système Guidage Navigation et Contrôle GNC dans le calculateur Payload Controller. Le SCAO dispose de systèmes de surveillance intégrés pour s'assurer que si la charge utile ou le système Guidage Navigation et Contrôle (GNC) cesse de fournir des références d'attitude à SCAO, alors ce dernier devrait basculer vers d’autres modes de pointage nominaux. Mode de sécurité supplémentaire : Utilisation uniquement des magné-coupleurs pour le pointage vers le soleil et la station au sol. Cette loi de guidage spécifique est intégrée dans une partition de la charge utile/GNC (dans le contrôleur de la charge utile). Ensuite, la charge utile peut interagir directement avec le système de propulsion. Des interfaces et des gestionnaires de secours supplémentaires sont mis en place pour permettre le contrôle du système de propulsion, par exemple, à partir de l'ordinateur de bord. Logiciel de mission En référence à la FIG. 6 qui illustre un exemple de configuration typique de mission, un kit de développement, tel que celui proposé par la compagnie GomSpace comprend des fonctionnalités clés et peut être utilisé directement en tant que logiciel de vol de l’Ordinateur de Bord du satellite d’inspection : Le CubeSat Space Protocol (CSP) Un petit protocole de livraison de couches réseau conçu pour les CubeSats, utilisé par la plupart des produits GomSpace, à l'exception des produits simples tels que les capteurs simples. Open Standard : www.libcsp.org Le GomSpace shell : Une interface en ligne de commande pour la configuration et le débogage Clients/commandes pour les produits standard de GomSpace Le système de paramètres GomSpace Système de paramètres polyvalent, utilisé pour la configuration et la télémétrie Prise en charge du stockage sur système de fichiers (FLASH) et mémoire persistante (FRAM) Modification des paramètres sans compilation Accès à distance (les paramètres peuvent être modifiés directement depuis le sol) Facilité d'utilisation, même concept sur la plupart des produits GomSpace Protocole de transfert de fichiers GomSpace (FTP) Chargement et téléchargement de fichiers (télémétrie, logiciel, données de charge utile) Reprise des téléchargements interrompus « GomSpace Housekeeping » Collecte de télémétrie de tous les composants Transmission de la télémétrie au sol (balises) Configuration effectuée via un fichier JSON ( modifiable en vol) « GomSpace Flightplanner » Exécute des commandes GomSpace shell à un moment spécifique Configuration du pointage SCAO Activation du canal d'alimentation de la charge utile Démarrage de la collecte de données de la charge utile Autonomie du satellite et concept de détection, d'isolation et de récupération des pannes (FDIR) Le but du système FDIR est de détecter rapidement la présence de défauts pendant le fonctionnement et de préserver la santé et la capacité opérationnelle du satellite. Le système FDIR contribue à l'isolation des défauts de manière à ce qu'ils ne se propagent pas et n'affectent pas d'autres sous-systèmes ou composants. Les fonctions de protection contre les pannes du satellite d’inspection selon l’invention sont mises en œuvre à différents niveaux : des fonctions de surveillance (“Watchdog”) sont mises en place à différents niveaux de sous-systèmes, particulièrement pour le Système électrique de puissance (Electrical Power System - EPS) des modes opérationnels du Système électrique de puissance. Une surveillance des paramètres - FDIR de niveau supérieur. En général, les sous-systèmes peuvent gérer de manière autonome les pannes mineures et les anomalies grâce aux fonctions de surveillance intégrées. Conditions environnementales La plate-forme 16U du satellite d’inspection selon l’invention est conçue pour les orbites habituelles en LEO jusqu’à une altitude maximale de 800 km. D’une façon générale, passer de 800 km à 1200km a une influence importante sur les composants & matériaux et peut impacter la durée de vie. Caméra optique embarquée dans le satellite d’inspection La caméra optique doit permettre l’observation de la cible lors de l’inspection éloignée (1 km - 30 km) et de l’inspection rapprochée (100 m) avec une résolution de 50 cm et 1 cm respectivement. La cible d’intérêt ayant une dimension d’environ 1m, le champ de vue minimum est donc celui permettant d’observer l’intégralité de la cible lors de l’inspection rapprochée, soit : En considérant maintenant que les panneaux solaires se déploient sur une envergure totale de 6 m , le champ de vue total nécessaire pour imager la cible dans la direction et les panneaux dans la direction transversale est de 3.4 °. Cependant, sachant que l’inspection rapprochée se fera via une orbite sécurisée autour de la cible, l’intégralité de celle-ci sera imagée via l’accumulation de photographies. Ainsi, un champ de vue entre 0.75° et 3.4° conviendra pour la caméra. Un choix possible est la caméra x Scape100 (modèle TriScape100) développée par la compagnie Simeria Sense. Cette caméra est initialement prévue pour l’inspection du sol depuis des orbites basses et est donc conçue pour l’acquisition de photographies à très haute cadence (microsecondes d’exposition) et résolution (environ 5m à 500 km). Elle présente un champ de vue de 2.22° x 1.66°, donc adapté à l’inspection proche, ainsi qu’un budget en masse, volume et puissance compatible avec les plateformes 16U et 12U de la compagnie GomSpace. Le capteur CMOS permet l’observation à faible bruit de lecture et ainsi l’acquisition d’exposition très courte. Dans la présente invention, ce type de capteur offre l’opportunité de régler l’exposition afin d’optimiser le rapport signal à bruit en considérant la vitesse relative avec la cible et son éclairement. Pour le traitement numérique des images, une maximisation de la résolution angulaire à posteriori est possible en restaurant les fréquences spatiales qui ne sont pas perdues par la défocalisation et la pollution du bruit (bruit Gaussien du détecteur et bruit Poissonnien de la cible). Une première approche consiste à déconvoluer les images, c’est-à-dire de s’affranchir de la réponse instrumentale (PSF pour Point Spread Function ) qui convolue la distribution lumineuse initiale de l’objet observé. Dans l’hypothèse où la PSF est stationnaire dans le temps durant l’observation, elle peut être étalonnée par l'observation d’une étoile brillante avant ou après (voire pendant si une étoile se trouve dans le champ de vue). La déconvolution peut ainsi permettre de gagner quasiment un facteur 2 voire plus sur la résolution finale [Fétick et al. 2020, Yan et al. 2022, Petit et al. 2019, Hickman et al. 2020]. Aussi, l’utilisation d'a priori sur la cible, comme des images très haute résolution étalonnées en laboratoire avant le lancement peuvent aussi être utilisées dans le processus [Conan et al. 98, Lau et al. 2023]. De plus, des approches de super-résolution peuvent aussi être déployées afin de combiner les photographies acquises lors de l’inspection, avec un gain potentiel d’un facteur 5 sur la résolution, permettant théoriquement d’atteindre 1cm de résolution pour l’inspection rapprochée à 100 m avec la caméra xScape100. Système GNC en rendez-vous Le système de guidage, navigation et contrôle (GNC) en Rendez-vous est basé sur les points suivants: navigation relative avec le Radar qui fournit les informations de Range , Range-rate et Los (2 angles) guidage pour calculer la trajectoire optimale permettant de rejoindre le point visé avec la propulsion électrique ( low thrust ) contrôle pour assurer le suivi de la trajectoire via les ordres de poussée et transmettre les ordres d’attitude au SCAO de la plate-forme FDIR spécifique pour monitorer les équipements du satellite et assurer la surveillance des trajectoires de Rendez-vous versus le risque de collision La navigation relative est basée sur un filtre de Kalman qui utilise les équations de Clohessy-Wiltshire pour la matrice de transition et pour calculer la relation entre la mesure Radar et l’état. La propagation du vecteur d’état est basée sur une double propagation absolue avec les mesures GNSS de l’Orbiter de manière à être plus précis en cas d’absence de mesure. Le guidage calcule en temps réel à bord la trajectoire optimale pour aller au prochain point dans le repère orbital local. L’utilisation de la faible poussée électrique rend ce calcul embarqué nécessaire contrairement à une approche impulsionnelle de type Homing-Closing (pour prise de référence-Fermeture) comme sur ATV ( Automatic Transfer Vehicle pour véhicule de Transfert Automatique). On résout à bord le problème de la recherche de la trajectoire optimale minimisant la consommation, avec une matrice de transition issue des équations de Clohessy-Wiltshire (proximité chasseur-cible de quelques kilomètres), sur des horizons typiques de 100s. Les contraintes de poussée maximale, de volumes de sécurité, de limite de puissance, de limite de DoD pour les batteries et enfin de durée maximale sont prises en compte pour valider la solution. Le simulateur GNC montre que la convergence est bonne à condition d’avoir une poussée minimale, d’où le choix du propulseur Micro Enpulsion de 0,8 mN pour une masse du satellite Orbiter de 24kg. Les modes de contrôle sont les suivants: Mode Sun-pointing : Le satellite oriente ses panneaux solaires avec un pointage solaire pour maximiser la recharge des batteries. Mode acquisition radar ( Tracking ): Le chasseur oriente l’axe du radar vers la position estimée de la cible. De plus, les panneaux pouvant tourner autour de leur axe de rotation, une optimisation du pointage solaire peut être effectuée lorsque le satellite est en mode acquisition radar, tout en maintenant la cible dans le FOV du radar. Mode photo: La caméra est pointée vers la cible et les conditions liées à la stabilité du pointage sont prises en compte pour assurer la qualité de la prise de vue. Mode manœuvre: Le satellite s’aligne avec la direction de poussée commandée par le guidage. Le degré de liberté restant permet d’optimiser le pointage radar, ou le pointage solaire des panneaux. Le GNC tient compte des contraintes opérationnelles liées à la plate-forme: gestion des éclipses, attitude de poussée et de mesure Radar, gestion batterie (surveillance DoD maximum et déclenchement du mode Sun Pointing pour recharger), temps de latence pour effectuer les manoeuvres d’attitude, soleil dans champ de vue caméra. Logiciel embarqué Le logiciel Embarqué supplémentaire pour la plate-forme 16U est situé dans le calculateur “Payload Controller” (GNC, FDIR, traitement caméra). Une attention particulière est portée sur les interfaces entre l’OBC ( On Board Controller pour Calculateur de bord) lui-même constitué de deux calculateurs pour le système Attitude and Orbit Control System AOCS et le Payload Controller (pour contrôleur de charge utile). Les commandes vers les équipements de la plate-forme (dont la propulsion) passent par le calculateur de bord OBC. L’interface bord-sol est particulièrement critique pour le Rendez-vous puisque le segment sol doit monitorer les opérations de rendez-vous et le cas échéant reprendre la main. Il faut donc à la fois envoyer au sol les Télémesures liées au Rendez-vous et être capable de recevoir les TC venant du sol. Le système TM-TC de la plate-forme est compatible de ces exigences, complété par le réseau sol KA-SAT. Architecture du Segment sol L’architecture du segment sol, illustrée par la FIG. 7 , proposée pour le système d’inspection selon l’invention est un assemblage de trois composants GOSMIC appartenant à la ligne de produits segment sol CS GROUP : CSNano, SPnode et OREFLIDS. Le composant CS Nano est composé de deux sous-systèmes : Le gestionnaire de stations sol GSnode est le point d'interface unique entre le centre de contrôle et les stations sol. Il assure trois fonctions principales : › gérer les données en temps réel pendant les passages : réception de la télémesure et envoi des télécommandes. Il agit comme un proxy pour le reste du Centre de contrôle. Les interfaces actuellement disponibles avec les providers de stations sol sont CORTEX, le Protocole KSat et l’interfaceCCSDS SLE Le noyau TM/TC est chargé de traiter les données télémétriques reçues du satellite et d'élaborer les commandes à lui envoyer. Les principales fonctions fournies par ce sous-système sont les suivantes : ›Acquisition des trames télémétrie, l’extraction des paquets et le traitement des paramètres. ›Encodage, génération et formatage des commandes. ›Production des informations sur le modèle et agrégation des rapports d’utilisation des données télémétriques. › Exécution des procédures opérationnelles de vol et de sol. Protocole de communication Le protocole de communication utilisé entre le satellite, la ou les stations sols et le centre de contrôle est le CubeSat Space Protocol (CSP) pour « protocole d’espace CubeSat ». CSP est un protocole de niveau 3/4 (réseau/transport), comparable au protocole IP pour internet, avec une notion d’adresse et de port pour chaque acteur du réseau, en référence à la [Fig.8]. Pour s’interfacer avec ce réseau, une passerelle CSP doit être implémentée dans le gestionnaire de station sol GSnode. Cette passerelle, disposant de sa propre adresse au sein du réseau CSP, offre une interface TCP/IP permettant aux composants CSNano de dialoguer avec la plateforme GOMSPACE. Intégration du protocole CSP Un module CCnode fournit les services d’envoi de télécommande et de traitement de la télémesure. L’envoi d’une télécommande se traduit par l’émission d’un (ou plusieurs) paquets CSP (requête) à un équipement du réseau, la réponse (éventuelle) de l’équipement à cette requête est traitée comme de la télémesure au niveau du CCnode. Au-delà du simple envoi de télécommandes unitaires, la plateforme offre généralement des services de plus haut niveau, notamment comme le transfert de fichiers, qui nécessitent des séquences d’échanges TM/TC plus complexes. Pour les services de ce type, des applications spécifiques peuvent être développées dans CCnode, offrant une interface simplifiée à l’opérateur dans les procédures opérationnelles. Automatisation : SPnode Un module SPnode est un scheduler (planificateur) générique cloud-native permettant de gérer des séquences d’activités. Il offre une interface web conviviale, conçue pour gérer un nombre très important d’activités, qui consiste en une vue de diagramme temporel et une vue de supervision. Il peut être utilisé pour automatiser un centre de contrôle avec plusieurs centaines de satellites. Il pourra être interfacé pour automatiser certaines tâches lors de la mise en oeuvre opérationnelle. Système de dynamique du vol (FDS): OREFLIDS Conçu pour répondre aux exigences du New Space, OREFLIDS est un produit générique permettant de développer un système de dynamique du vol FDS facilement et rapidement pour tout type de mission (LEO, GEO, nanosatellites, interplanétaire, constellation de satellites, etc.). Basé sur OREKIT et Hipparchus, qui sont solutions open source et éprouvées, OREFLIDS fournit nativement les services de mécanique spatiale de base suivants : Conversions de dates, repères et éléments orbitaux y compris les TLE, Propagation d'orbite analytique et numérique, ➔ Détection et génération multi-événements orbitaux, ➔ Détermination d'orbite basée sur les mesures GNSS et/ou les mesures stations, Importation, exportation et traitement de fichiers au format CCSDS, Génération de mesures simulées comprenant des mesures GNSS et des mesures de stations telles que le range, le range rate, le radec et les mesures angulaires. Comparaison des éléments orbitaux entre éphémérides . Utilisation du FDS pour la mission CS GROUP dispose d’une expérience significative sur des missions impliquant un rendez vous orbital, notamment sur l’ATV (Automated Transfer Vehicle – cargo envoyé vers la station spatiale internationale). CS GROUP est également en charge du développement du FDS pour la mission ADRAS-J, ayant pour objectif d’inspecter un débris. La solution proposée est donc largement basée sur l’expérience tirée de ces deux missions. On considère ici que le simulateur GNC et les procédures spécifiques liées à la dynamique orbitale relative (Guidage, navigation relative par filtrage de Kalman Etendu avec le Radar) seront inclus dans le cadre FDS. Le FDS pourra également bénéficier de certains modules de HOOP quand jugé plus efficace et validé, notamment pour les phases de transfert orbital classique. Le FDS sera employé durant les phases de mission suivantes : Launch and Early Orbit Phase (LEOP) : sortie de survie, première restitution d’orbite. Mise à Poste (MIP) et phasing : calcul de la stratégie de transfert vers l’orbite cible, rapprochement avec le satellite cible. Rendez-vous : transfert vers un point plus proche de la cible. Inspection éloignée et de proximité : approche de la cible et prises de vue, navigation relative via mesures radar embarqué, Guidage temps réel (lien avec le simulateur hi-fi GNC) Maintien à Poste (MAP) : calcul de la stratégie de maintien des paramètres orbitaux dans les fenêtres allouées lors des phases inter-inspections Transfert d’orbite : calcul de la stratégie de transfert pour inspection de différentes cibles. Evitement de collision : calcul d’une stratégie d’évitement de collision si nécessaire Désorbitation : transfert vers une orbite permettant une rentrée atmosphérique en moins de 25 ans. Si les étapes hors inspection sont classiques d’un point de vue FDS, les phases d’inspection requièrent une attention particulière. En effet, le contrôle d’attitude et de position relative à la cible étant calculé à bord, les informations à disposition du FDS doivent être le plus à jour possible de la stratégie passée et future : Manœuvres/attitude passées : mise à jour via récupération de la TM provenant du système de propulsion et du SCAO. Manœuvres/attitude futures : les prédictions effectuées à bord devront être descendues afin que le FDS dispose de la stratégie de manœuvre (Guidage, temps et orientation de poussée, mesures brutes, innovation du filtre de navigation,....) et de l’attitude prédite, de manière à ce que la propagation et le calcul soient les plus précis possibles. Concernant les données d’attitude, les deux points évoqués ci-dessus peut être étendus aux autres phases de la mission. L’attitude peut effectivement être prédite à bord (mode d’attitude autonome par exemple). Il s’agira donc de récupérer la TM d’attitude ainsi que lattitude prédite, i.e. les données passées et futures respectivement. On insiste ici sur deux fonctions critiques pour les opérations de proximité et de Rendez-vous (en plus du simulateur GNC) qui seront intégrées dans OREFLIDS: Evaluation des risques de collision Le composant d’évaluation des risques de collision est chargé de récupérer les messages d'alerte de conjonction, mis à disposition par USSSTRATCOM sous forme de fichiers au format CDM (Conjunction Data Message, norme CCSDS), et de les traiter afin de fournir les éléments décisionnels nécessaires au calcul d'une manœuvre d'évitement de collision. Le composant récupère les informations depuis le fichier CDM, qui peut être au format JSON, XML ou clé/valeur. La date de conjonction, la distance minimale et la probabilité de collision sont comparées avec les seuils admissibles entrés dans le FDS. Une alerte est générée en cas de dépassement d’un des seuils. Il n’est pas prévu d’intégrer un composant de calcul de probabilité de collision, car il s’agit d’une fonction complexe, avec plusieurs méthodes de calcul possibles. Les résultats sont de plus difficiles à valider, ce qui inspire peu confiance. Pour ces raisons, il semble plus raisonnable d’utiliser les données de risque de collision reportées dans le CDM (date de conjonction, distance minimale et probabilité de collision). La distance minimale peut cependant être recalculée par le FDS, en utilisant le dernier TLE ( Two-lines Elements pour éléments à deux lignes) de l’objet croisé (ou l'orbite fournie dans le CDM), et l’orbite la plus à jour de notre satellite. Manœuvre d’évitement de collision/évitement d’un débris Un composant du système embarqué est chargé de générer une manœuvre d'évitement de collision (CAM) lorsque cela est nécessaire, afin de réduire le risque de collision avec un débris en cas de rapprochement dangereux. La décision de déclencher une CAM est prise par un comité d'experts, après analyse d'un ou plusieurs fichiers au format CDM ( Conjonction Data Message pour « Message de données de conjonction »). Les principaux critères sont la distance au TCA ( Time of Closest Approach pour « temps d’approche la plus proche) et la probabilité de collision. D'autres critères sont également importants, comme le fait d'avoir plusieurs CDM sur plusieurs jours successifs, la crédibilité des données (covariance), la taille des objets croisés (si elle est connue), etc. Une telle décision ne peut s'inscrire dans une séquence automatique. La génération d’une CAM est un cas particulier de génération de manœuvre. Les mêmes principes s'appliqueront : un delta-V impulsionnel est d’abord calculé, puis étalé selon les propriétés du modèle de propulsion. Une stratégie d'évitement en deux manœuvres est élaborée : la première a pour objectif de dévier la trajectoire du satellite, la seconde étant nécessaire pour revenir à la trajectoire nominale. Plusieurs stratégies sont possibles. Une approche de manœuvre tangentielle est incorporéedans le FDS : une manœuvre tangentielle induit un différentiel d’altitude et une dérive en anomalie vraie relative permettant de diminuer le risque de collision. En de consommation d’ergols, une telle manœuvre est plus efficace lorsqu’elle est effectuée plus tôt. Typiquement, si le délai avant le TCA est doublé, le delta-V à effectuer est divisé par deux pour un résultat similaire. D'autres stratégies (poussées radiales ou hors-plan) sont possibles, et peuvent être plus efficaces, ou non, selon la géométrie de la conjonction. La stratégie tangentielle est considérée comme suffisante dans le cas du FDS employé dans le système d’inspection selon l’invention. La distance minimale sera également calculée afin de vérifier que la manœuvre d’évitement a bel et bien augmenté la distance au TCA. Bien sûr, la présente invention n’est pas limitée à l’exemple de réalisation qui vient d’être décrit et bien d’autres modes de réalisation peuvent être envisagés sans sortir du cadre de la présente invention. Procédé pour inspecter une pluralité de satellites au sein d’une constellation de satellites en orbite terrestre basse, caractérisé en ce qu’il met en œuvre un satellite d’inspection pourvu d’équipements de collecte de données d’inspection, dont le lancement est phasé pour aller à la rencontre des satellites à inspecter au sein de ladite constellation. Procédé d’inspection selon la revendication précédente, caractérisé en ce qu’il comprend en outre, depuis le satellite d’inspection, une collecte de données locales de météo spatiale ( space weather ) et/ou de données électromagnétiques. Procédé selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il procure à la fois depuis un satellite d’inspection une inspection éloignée de satellites à inspecter au sein de la constellation, cette inspection éloignée étant effectuée sans manœuvre de rendez-vous jusqu’à 1 km avec une résolution de 10 à 50 cm, et une inspection de proximité par rapport à des satellites à inspecter au sein de ladite constellation, cette inspection de proximité incluant des manœuvres de rendez-vous et des opérations de proximité pour approcher à 100m avec une résolution centimétrique. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il est agencé pour inspecter une constellation de satellites présentant une inclinaison de 88°. Procédé selon la revendication précédente, caractérisé en ce qu’il comprend en outre une étape pour choisir une altitude du satellite d’inspection de façon à phaser une quasi-rencontre entre le satellite d’inspection et un satellite de la constellation au pôle d’intersection de plans orbitaux répartis en différentes longitudes d’un nœud ascendant. Procédé selon la revendication précédente, caractérisé en ce qu’il comprend en outre, une fois le satellite d’inspection phasé avec un faible différentiel d’altitude, une étape dans laquelle le satellite d’inspection croise le satellite cible à inspecter au sein de la constellation, au voisinage du pôle d’intersection. Procédé selon la revendication précédente, caractérisé en ce qu’il comprend en outre, lors du croisement, une prise d’une pluralité d’images du satellite à inspecter. Système pour inspecter une pluralité de satellites au sein d’une constellation de satellites en orbite terrestre basse, mettant en œuvre le procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il comprend un satellite d’inspection pourvu d’équipements de collecte de données d’inspection et dont le lancement est phasé pour aller à la rencontre des satellites à inspecter au sein de ladite constellation, et une station sol pourvue d’un système de communication avec le satellite d’inspection pour recevoir les données d’inspection collectées et de moyens de traitement desdites données collectées et reçues. Satellite prévu pour inspecter une pluralité de satellites au sein d’une constellation de satellites en orbite terrestre basse, mis en œuvre dans le procédé d’inspection selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce qu’il comprend des équipements de mesure et de collecte de données d’inspection obtenues lorsque ledit satellite d’inspection croise un satellite de la constellation, et un système de propulsion. Satellite selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le système de propulsion comprend un étage de propulsion électrique.