FR 2026697 A1 19700918 FR 6944092 A 19691219 69 44092 1 2026697 L'iaveatioa s* rapporte à va appareil stabilisateur et dé commande de l'attitude d'ua satellite où les libratioas dtes à 1'indicateur du gradient de gravité soat amorties par des moyens à iaertie eatraîaés en réponse au déplacement angulaire de l'indicateur du gradient de gravité hors de la verticale 5 locale. Les systèmes de c«Mande et de stabilisation de l'attitude de satellites terrestres artificiels oat généralement pris l'une des deux formes suivantes : (l) des systèaes complètement passifs utilisaat seulement des iadicateurs du gradient de gravité fixés aa satellite ; et (2) des systèmes 10 complètement actifs utilisaat les réactions de jets ea combiaaisoa avec des moyens à iaertie généralement sous la forme de roues accumulatrices d'énergie ciaétiqae ou volaats. Les systèaes complètement passifs et, par coaséquent, les systèaes fiables de commande d'attitude utilisaat des iadicateurs de gradient de gravi-15 té soat fréquemment coasidérés coamie déficients parce qu'ils ne doaaeat seulement qu'une exactitude de deux & cinq degrés pour les pointages effectués aux altitudes orbitales élevées, requises pour une opération de satellite synchrone. Les systèaes de commaade d'attitude cemplètemeat passifs oat éga-lemeat l'iacoavéaieat d'avoir uae faible réponse transitoire, ea ce sens 20 fu'uae période de temps significative est requise pour stabiliser le satellite après l'éventualité d'une perturbation provoquée par exemple par la pressioa de radiation solaire* Kn raison de la faible réponse transitoire et du manque relatif d'exactitude inhérent aux contrôleurs d'attitude complètement passifs» l'utilisation des véhicules spatiaux possédant de tels contrôleurs est 25 limitée k des applications de communications pour la poursuite de sources radio, l'antenne du satellite possèdaat uae graade largeur de faisceau et ea conséquence un gaia relativement faible. ¥ae autre restrictiea des systèmes complètemeat passifs est l'incapacité & changer l'attitude du véhicule spatial par rapport à l'indicateur du gradient de gravité, de sorte que la direction 30 de pointage de l'antenne sur le satellite doit être commandée indépendamment de l'attitude da véhicule spatial. Pour pallier les problèmes relatifs aux coatrêleurs d'attitude complètemeat passifs, oa a développé des systèaes de stabilisation et de commande d'attitude actifs. Le stabilisateur et contrôleur d'attitude actif type 35 comporte un volant relativement nassif qui foactioaae ea conjonction avec des moyens d'éjection de aasse, sous la forme d'un jet de réaction, ou par la mise en jeu de aoyens à réponse électromagnétique sous la forme d*électroaimants réagissant au champ magnétique terrestre. Les moyens d'éjection de masse ou électromagnétiques sont requis en combinaison avec les volants d'énergie 40 cinétique en raison d'un phénomène connu sous le aem de saturation da moment 6 2 2026697 cinétique. La saturation du marnent cinétique intervient parce que 1« couple du volant plafonne à mue certaine valeur de la vitesse du volant, c'est-à-dire que lorsque la vitesse de la roue s'accroît jusqu'à un certain niveau, l'arbre moteur entraînant la roue ne peut être accéléré, de serte que le couple que le 5 volant peut exercer su le satellite tombe à zéro. Km utilisant l'éjection de nasse et ou de* techniques électromagnétiques, l'eamaagasinage d'énergie cinétique du volant peut être réduit de telle sorte que le volant ne peut commander l'attitude du véhicule spatial corne cela est requis* Kn raison des exigences du combustible pour la mise en jeu du jet de 10 réaction, lés satellites utilisant une expulsion de nasse pour la r — »sil> de l'attitude ont une durée de vie limitée, de l'ordre de deux années. Les techniques électromagnétiques pour empêcher la saturation du volant ne sent pas intéressantes pour les altitudes des satellites à mouvement synchrone parce que le champ magnétique de la terre à de telles altitudes est faible et 15 imprévisible. In autre inconvénient découlant de l'utilisation des volants en combinaison avec les jets de réaction eu des moyens électromagnétiques est le poids considérable requis par les volants» Les volants doivent avoir une inertie suffisante et par conséquent Ctre pondérés pour être 1'organe principal de commande du satellite. 20 Selon là présente invention, les problèmes mentionnés ci-dessus, se rapportant à la fois aux systèmes passifs à gradient de gravité et amx systèmes utilisant des volants en combinaison avec des.dispositifs évitant la saturation du volant, sent éliminés par un stabilisateur et un contrôleur d'attitude du véhicule spatial qui utilise un indicateur du gradient de gravi-25 té dent les libratiens sont amorties par un volant. Trois volants sont prévus, chacun ayant son axe de rotation parallèle à l'un des axes différents de roulis, de tangage, et de lacet du véhicule spatial. Les volants ayant des axes de rotation dans la direction du vol du véhicule spatial et dans la direction verticale (pointage vers la terre), les axes de roulis et de lacet 30 sont couplés avec chaque antre axe par un couple développé en réponse à l'orientation constatent changeante du satellite sur l'orbite tandis que le volant le long de l'axe du tangage restant est relativement indépendant de l'angle orbital du satellite. Du fait que les volants sont utilisés seulement pour amortir les libratiens de l'indicateur de gradient de gravité, le 35 problème de saturation du volant est complètement éliminé. En d'autres termes, les couples développés par l'indicateur du gradient de gravité produisent un effet similaire aux couples des systèmes actifs de l'art antérieur, tandis que les volants stabilisent les libratiens de la pièce indicatrice du gradient de gravité à une valeur qu'il est impossible d'atteindre dans un système 40 complètement ptassif. 69 44092 3 2026697 flne caractéristique importante de la présente invention, qni est irréalisable dans les systèaes passifs de l'art antérieur pour la stabilisation du (radient de gravité, est la possibilité de pointer le véhicule spatial pour donner une inclinaison s*écartant de la verticale locale. La Modification 5 de l'angle de pointage du satellite et du gradient de gravité est obtenue en ■entant l'indicateur de gradient de gravité daas un assemblage à la cardan de façon qu'il soit libre de se mouvoir autour des axes de tangage et de roulis par rapport an véhicule spatial. De la sorte, l'axe de lacet du véhicule spatial peut être déplacé par rapport â la verticale locale, la position 10 d'équilibre de la pièce indicatrice du gradient de gravité restant le long de la verticale locale. Sur le dessin : La figure 1 est une illustration d'un satellite synchrone dans deux positions et deux attitudes par rapport à des.axes de référence liés au 15 satellite et non à des axes absolus, la figure 2 est une vue en perspective illustrant la manière dans laquelle un balancier est monté à la cardan selon la présente invention, la figure 3 est une vue éclatée montrant les deux axes du cardan pour le balancier en combinaison avec un volant qui amortit les librations du 20 balancier, la figure 4 est le schéma électromécanique illustrant l'appareil inclus dans un axe du contrôleur de la présente invention, les figures 5 et 6 sont des schémas fonctionnels sous ferme de blocs indiquant respectivement les réponses, des boucles de réaction des lacets et du' 25 roulis du véhicule spatial selon la présente invention, et la figure 7 un schéma illustrant les relations angulaires entre le véhicule spatial, l'indicateur de gradient de gravité et la verticale locale. Si l'on se réfère' maintenant à la figure 1 du dessin, on voit que l'on y a représenté, en deux positions espacées de 90*, un satellite terrestre 30 artificiel 11 qni n'est pas stabilité en rotation et qui se trouve positionné à l'altitude synchrone de 35.727 kilomètres (22.200 miles) au-dessus de la terre sur une orbite équatoriale. Les' deux positions du satellite 11 illustrées à la figure 1 sont rapportées à des axes de référence extérieurs à la terre lorsque le satellite 11 se déplace avec la mène vitesse de rotation que 35 la planète, de sorte qu'il apparaît comme étant stationnai» par rapport à la terre. Le satellite 11, dans une configuration typique, comporte une capsule instrumentale 12 à laquelle est rigidement fixée une structure d'antenne radio comportant un disque réflecteur 13 et une alimentation 14. Monté sur l'alimen-40 tatien 14, se trouve un détecteur d'infra-rouge 15 positionné de façon à ce 69 44092 4 2026697 qu'il soit capable de dériver les signaux pour indiquer la position angulaire de l*liorizon de la terre par rapport on satellite 11. Le détecteur d'infrarouge 15 est connecté à un circuit électronique connu de l'hoaae de l'art peur dériver les signaux indicateurs de la position angulaire horizontale par 5 rapport au premier et an second plans de référence comportant respectivement les axes de lacets et de roulis et les axes de lacets et de tangage du satellite 11. Dans les figures, les axes de roulis et de tangage da véhicule spatial 11 sont désignés respectivement comk axes de coordonnées x et y, tandis que 10 l'axe de lacet du satellite est désigné came axe de coordonnées z. A fin de référence, l'axe de roulis ou axe x du véhicule spatial 11 est l'axe de la direction de vol du véhicule spatial, l'axe de lacet du satellite eu axe z est dirigé vers la terre par l'axe da satellite perpendiculaire à l'axe de roulis, et l'axe de tangage ou axe y est l'axe qui se trouve à angle droit 15 avec les deax axes x et z. Four déterminer l'orientation du véhicule spatial 11 autour de l'axe z ou axe de lacet, par rapport à un troisième plan comportant les axes de tangage et de roulis, un détecteur de poursuite d'étoile 16 est prévu. Le détecteur 16 comporte une fenêtre qui est toujours pointée dans la direction du nord 20 vers l'étoile polaire et qui dérive les signaux indicateurs de la rotation du véhicule spatial autour de l'axe du lacet. Du fait que le véhicule spatial 11 est du type stationnaire et non du type stabilisé par rotation, le détecteur 16 est toujours pointé dans la direction du nord perpendiculairement au plan du mouvement du satellite dans l'orbite éqaatoriale. 25 Pour contrôler l'angle de pointage du corps 12 et du disque 13 par rapport à un point de la terre, un indicateur de gradient de gravité est monté sur pivot snr la capsule 12 avec deux degrés de liberté pour tourner ««tour des axes x et y respectivement, dans des plans comportant l'axe z. L*indicateur du gradient de gravité comprend un balancier flexible 17 de 45 mètres 30 (150 pieds) et de 3,6 kilogrammes (8 livres), comportant une extrémité montée à la cardan sur la capsule 12 de façon qu'il soit libre de se mouvoir autour des axes de roulis et de tangage dans les plans comportant l'axe de lacet. A l'autre extrémité du balancier 17 se trouve montée d'une façon fixe la masse terminale 18 qui a un poids de l'ordre de 6,8 kilogrammes (15 livres). Le 35 balancier 17 et la masse terminale 18 comprenant ensemble l'indicateur du 2 4 2 gradient de gravité ont une inertie de 12700 x 1,459 x 0,305 » 1723 10 g m . (12.700 slugs x pied carré) approximativement et une fréquence d'un premier mode de 0,062 radians par seconde pour les paramètres spécifiés. Le couple maximum qui peut être exercé sur la capsule 12 par l'indicateur de gradient de 40 gravité décrit est de l'ordre de 0,1487 gramme par mètre (lO~^ livre par pied) 69 44092 5 2026697 peur un angle de 45 degrés compris entre l'indicateur du gradient de gravité et la verticale par rapport à la terre. L'indicateur de gradient de gravité comportant le balancier 17 et la masse terminale 18 commande l'attitude de la capsule 12 en fournissant des 5 couples le long des axes de roulis et de tangage de la capsule. L'axe longitudinal de l'indicateur de gravité reposant le long de la partie longitudinale du balancier 17 est contrôlé, corne on peut le voir ci-dessous, pour avoir une position stabilisée alignée avec le vecteur de gravité vertical local, c'est-à-dire avec un vecteur de gravité s'étendant radialeaent depuis le 10 centre de la terre jusqu'à la position du satellite 11. Si le véhicule spatial 11 est perturbé par une force externe telle que la pression solaire, ou est comnandé pour pointer l'antenne 13 vers l'horizon de la terre de sorte que l'axe des lacets de la capsule 12 ne soit plus en coïncidence avec l'axe vertical, l'indicateur de gradient de gravité sera comandé de façon que 15 lorsqu'il se trouvé en équilibre, il soit aligné avec la verticale locale en réponse à un arrangement de réaction décrit ci-dessous. Dans la figure 1, ces conditions sont illustrées graphiquement puisque le véhicule représenté sur le cité droit de la terre possède l'axe d'antenne 13 le long de l'axe z de la capsule 12 qui coïncidé avec la verticale locale, tandis que le véhicule 20 spatial illustré en dessous de la terre possède un axe z de la capsule 12 qui est dirigé vers l'horizon de la terre. Dans les deux exemples, l'axe longitudinal du balancier 17 coïncide avec la verticale locale. La commande de l'angle d'orientation pour l*axe z de la capsule 12, de façon qu'il ne coïncide pas avec la verticale locale, peut être commandée en réponse à un signal 25 fourni au véhicule spatial par une liaison de fréquence radio existant entre le véhicule spatial et la terre par exemple. Les deux orientations du satellite 11 décalées de 90* et illustrées sur la figure 1 aboutissent à une relation complémentaire des taux de couplage orbital exercés sur le satellite 11. La relation complémentaire existe parce 30 que l'axe x pour la position du véhicule spatial illustré à droite de la terre devient dans la transformation faisant passer d'une position à l'autre la partie négative de l'axe z pour la position du véhicule spatial illustré au-dessous de la terre et vice versa pour la transformation de l'axe z en axe x. Au contraire, l'axe y du satellite 11 reste stationnaire dans l'espace 35 puisqu'il est dirigé perpendiculairement à la direction du vol. En raison de l'inter-relation complémentaire entre les couples le long des axes x et z du véhicule spatial, il est nécessaire de fournir un contrôleur à boucle de réaction pour l'axe des lacets, ainsi que pour les axes de tangage et de roulis, même si l'indicateur da gradient de gravité ne possède pas une liberté 40 de mouvement par rapport à 1'axe des lacets de la capsule 12. 69 44092 6 2026697 On se référera Maintenant aux figures 2 et 3 du dessin où on a représenté respectivement les vues en perspective et éclatée des moyens Mécanique de comande de la position du balancier 17 et de stabilisation de l'attitude du véhicule spatial pour compenser les couples appliqués à la capsule 12 en 5 réponse aux librations dé 1*indicateur du gradient de gravité. Pour commander l'orientation du balancier 17 avec deux degrés de liberté par rapport à la capsule 12, la capsule comporte un système 21 à deux axes montés à la cardan. Le système à la cardan 21 inclut un cardan extérieur 22 fixé rigidement au corps de la capsule 12 et un cardan 23 intérieur sur lequel le balancier 17 10 est monté sur pivots. Les cardans 22 et 23 supportent respectivement les axes pivotants 24 et 25 dont les axes longitudinaux coïncident avec les axes de tangage et de roulis de la capsule 12. Les axes 24 et 25 sont entraînés respectivement en rotation par rapport aux cardans 22 et 23 par des dispositifs de couplage 26 et 27. Une extrémité du balancier 17 est fixée rigidement à mi-15 chemin de 1* arbre 25 pour assurer les deux degrés de liberté de l'indicateur de gradient de gravité par rapport à la capsule 12. Pour contrôler les positions de rotation des arbres 24 et 25 et fournir des indications de signaux électriques de 1*orientation angulaire du balancier 17 par rapport à l'axe des lacets de la capsule 12 dans les deux 20 plans x-z et y-z, des codeurs optiques, virtuellement sans friction 28 et 29 ont été montés sur les arbres 24 et 25 respectivement. Pour supporter les arbres 24 et 25 et les verrouiller dans leur position au cours du lancement du satellite à partir de la terre, des cages de palier et de verrouillage du cardan 31 ont été positionnés aux extrémités opposées de chacun des arbres. 25 Les cages de palier et de verrouillage du cardan 31 pour 1*arbre 25 sont fixés rigidement au cardan 23 tandis que les cages de palier et de verrouillage du cardan pour l'arbre 24 sont montés rigidement sur le cardan 22. Pour permettre le couplage des signaux électriques entre le codeur 29 ou le transmetteur de couple 27 et les circuits électroniques inclus dans la capsule 12, le coupleur 30 et le codeur sont connectés par des connexions convenables telles que des cordons conducteurs spiralés, non représentés, reliés aux circuits électroniques. Les couples résultant des librations de l'indicateur du gradient de gravité comportent le balancier 17 et la masse terminale 18 qui sont amortis 35 par les volants 41, 42 et 43. Les roues 41, 42 et 43 sont positionnées de façon que leurs axes de rotation soient respectivement en coïncidence avec les axes de roulis de tangage et de latiet de la capsule 12, de sorte que les volants appliquent des couples de restauration au satellite dans les trois directions orthogonales des axes x, y, z, pour amortir les librations du 40 gradient de gravité. Chacun des volants 41, 42, 43 est entraîné séparément 69 44092 7 2026697 par des moteurs 44» 45 et 46 de sorte que les changements de la vitesse de rotation des volants produisent des couples d'amortissement des librations de 1»indicateur du gradient de gravité. On se référera maintenant à la figure 4 du dessin ®ù l'on a «présenté 5 le schéma électromécanique du contrôleur de l'axe du roulis selon la présente invention, c'est-à-dire le système d'entraînement en rotation du balancier 17 autour de l'axe du roulis dans le plan y-z. Pour le contrôleur de l'axe du roulist la roue 41 est entraînée pour amortir les librations du balancier qui' se produisent par rapport à la verticale locale dans le plan défini par les 10 axes de lacets z et de tangage y de la capsule 12. En réponse aux couples de réaction engendrés par le coupleur monté à la cardan 27 réagissant contre l'inertie de l'indicateur du gradient de gravité dans le plan y-z, la capsule 12 est entraînée par rapport à la verticale locale dans le plan défini par les axes de lacet et de tangage. 15 Si l'on se rapporte maintenant au contrôleur spécifique de l'axe de roulis de la figure 4, on considérera que les bâtis du coupleur de cardan 27 et du moteur 44 pemr entraîner respectivement le balancier 17 . et la roue 41 sent fixés rigidement au corps de la capsule 12 par des connexions mécaniques illustrées par les lignes 51 et 52. Bien que le blti du coupleur de cardan 27 20 ne soit pas en fait fixé rigidement aa corps de la capsule 12, sa position invariable par rapport au plan comportant les axes de lacet et de roulis de la capsule permet de considérer la première hypothèse comme vérifiée avec exactitude. Les arbres de sortie du coupleur de cardan 27 et du moteur 44 tournent autour d'un axe coïncidant avec l'axe du roulis de la capsule 12 25 pour commander respectivement l'angle du balancier 17 par rapport à l'axe de lacet dm véhicule spatial dans le plan y-z et l'accélération de la rotation du volant 41. La position angulaire du balancier 17 de l'axe de lacet de la capsule 12 est contrôlée par le codeur de détection d'angle 29 comportant une entrée, fixe par rapport à l'axe du roulis de la capsule 12, et une seconde 30 entrée répondant à la rotation de l'arbre 25* La sortie du codeur de détection d'angle 29 donne un angle f égal- à l'angle de déviation entre l'angle du balancier et le plan vertical y-z et l'angle de déviation / de la capsule 12 par rapport à la verticale locale dans le plan y-z, c'est-à-dire P » A - d* Pour commander sélectivement l'orientation angulaire de l'axe des 35 lacets de la capsule 12 dans le plan y-z, une liaison par fréquence radio est établie entre une station terrestre non représentée et un récepteur sur le satellite 11. Un signal est détecté par le récepteur du satellite indiquant . l'angle désiré /c de l'axe du lacet de la capsule 12 par rapport à la verticale locale dans le plan y-z. Le signal i est inversé en phase par un amplifica- c 40 teur de gain 54 peur dériver un signal indicateur de la déviation angulaire 69 44092 e 2026697 désirée f entre l'axe des lacets du satellite et l'axe du balancier 17 dans c le plan x-* . Les signaax de sortie f et T respectrraaemt dérivés par lfaa- ç plificateur 54 et le codeur 29 sont comparés dans le réseau électronique 53 de soustraction, lequel dérive une sortie comportant une indication de la gran- 5 deur de la déviation dés angles réels et désirés de l'indicateur de gradient de gravité dans le plan y-z. Le résultat P - P provenant du soustracteur 53 c entraîne un Moteur électrique 44 qui entraîne à son tour le volant 41 pour amortir les librations de 1'indicateur du gradient de gravité dans le plan y-z. Le moteur 44 est conçu avec un couplage interne suffisamment inductif 10 pour produire l'amortissement requis pour stabiliser l'indicateur du gradient de gravité bien que le même résultat puisse être obtenu si nécessaire avec un réseau de réaction et un tachynètre externe. Pour commander le coupleur de cardan 27, la déviation angulaire / de la capsule 12 hors de la verticale locale dans le plan y-z est comparée avec 15 le signal de commande / . A cet effet, le détecteur d'horizon 55 répond à la e sortie de la cellule 15 peur dériver un signal indicateur delà position angulaire réelle / de la capsule 12 dans le plan y-z par rapport à la verticale locale. La sortie / du détecteur 55 est comparée avec dans le soustracteur 56 qui fournit un signal indicateur de / - fi et est transmise cou c 20 entrée d'un amplificateur de somme 57. L'autre entrée de î'aiplificateur 57 est indicateur de la vitesse de la variation P du balancier 17 par rapport - à l'axe des lacets de la capsule 12 dans le plan y-z dérivée par le réseau de différenciation 58 répondant aux indications 4e sortie P du codeur d'angle de détection 29. La sortie de l'amplificateur 57 qui est un signal indicateur 25 électrique du couple requis pour entraîner i la fois la capsule 12 et le balancier 17 vers leurs positions stables est appliqué comme entrée au coupleur de cardan. Pour décrire plus complètement le contrôleur d'attitude de l'axe du roulis, on se référera au schéma sous forme de bloc fonctionnel 4e la figure 5 30 et à la relation angulaire indiquée par la figure 7. Dans la figure 7, la verticale locale est illustrée par la ligne 61, l'axe de lacet de la capsule 12 dans le plan y-z est indiqué par la ligne 62 et la déviation de l'axe de lacet de la capsule à partir de la verticale locale est indiquée par l'angle fL, Une position choisie & titre d'exemple du balancier 17 est indiquée par la 35 ligne 63 qui est décalée par rapport à la verticale locale 61 d'un angle . Le déplacement angulaire du balancier 17 A partir de l'axe des lacets de la capsule 12 dans le plan y-z est indiqué par l'angle P. En équilibre, l'angle A entre les lignes 61 et 63 est zéro et P ■ - /. Si l'on considère maintenant le schéma sous forme de bloc fonctionnel 40 de la figure 5 en détail, on voit que les signaux de contrôle de polarité, 69 44092 9 2026697 égaux e* amplitude mais opposés, /c et P soat appliqués respectivement aux dispositifs de calculs des différences 56 et 53. La sortie du dispositif de calcul de différences 56 actionne l'assemblage du coupleur de cardan.70 (comportant le coupleur de cardan 27, le résean de différentiation 58 et 5 l'amplificateur 57) pour conmander la position angulaire de l'indicateur de gradient de gravité comprenant le balancier 17 et la masse terminale 18 pour modifier l'angle relatif entre la capsule 12 et l'indicateur de gradient de gravité dans le plan y-z. Ces relations sent indiquées par les connexions existant entre la sortie de l'assemblage 70 du coupleur de cardan et les 10 entrées des blocs 71 et 72 qui représentent respectivement les parties dynamiques de l'indicateur du gradient de gravité et la partie dynamique du véhicule spatial. L'indicateur du gradient de gravité Répond à la sortie de l'assemblage 70 du coupleur de cardan de sorte que le balancier 17 est entraîné en rotation par rapport à la verticale d'un angle ^ pour produire un 15 couple de gradient de gravité sur la capsule 12 dans le plan y-z. Ce couple de gradient de gravité est produit par le déplacement physique du balancier 17 par rapport à la verticale locale d'un angle comme indiqué par le bloc 73 du couple de gradient de gravité. Le couple de gradient de gravité est combiné linéairement avec la sortie de l'assemblage du coupleur de cardan 70 20 au dispositif 74 dont la sortie représente le couple net de rotation appliqué au balancier 17. Le couple produit par le coupleur de cardan 27 affecte la position angulaire jL de la capsule 12 dans le plan y-z par rapport à la verticale locale comme indiqué par la sortie ji du bloc 72. La position angulaire de la 25 capsule 12 dans le plan y-z est aussi influencée par les couples dérivés des accélérations du volant 41 peur l'amortissement des libratiens et de la rotation du véhicule spatial 11 dû à l'inter-couplage des couples développés autour des axes de lacet et de roulis. Ces couples, ainsi que le couple produit par le coupleur de cardan 27 sont représentés comme étant combinés 30 linéairement d'une manière cumulative par le dispositif 75 de la figure 5 où ils ont tous le mime effet sur la position angulaire ji de la capsule 12. L'angle ]i du véhicule spatial' par rapport à la verticale locale est soustrait de l'angle indicateur de la déviation de l'indicateur du gradient de gravité hors de la verticale locale dans le codeur 29 qui fonctionne 35 effectivement comme un dispositif de soustraction et alimente le dispositif de soustraction 53. Coame indiqué ci-dessus, le dispositif de soustraction 53 compare la position réelle du balancier 17 dans le plan y-z avec la position désirée pour actionner le moteur 44 et coamander l'accélération de la roue 41. Les boucles résultant de l'ensemble des dispositifs 75,56, 74, 29 et 53 qui 40 confèrent les propriétés dynamiques du véhicule spatial, ainsi que le couple 69 44092 10 2026697 développé par le volant 41 peuvent être considérés coame «ne bencle de commande da balancier qui oblige P à égaler P dans la position d'équilibre. Ainsi, la boucle de coamande du balancier entraîne l'indicateur du gradient de gravité de sorte que le balancier 17 est aligné sensiblement avec la 5 verticale locale. Pour commander la position de la capsule 12, de façon que l'orientation angulaire puisse s'écarter de la verticale locale d'un angle i , une boucle de c commande de la capsule subsiste entre la position détectée de la capsule 12 dans le plan y-z, tel que mesuré par l'angle /f, et le signal d'entrée de 10 commande /c, à travers le dispositif 56 an coupleur du cardan 27. Etant donné que la boucle de commande de la capsule a une réponse beaucoup plus rapide que la boucle de co—ande du balancier, on peut considérer comme certain qu'il n'existe virtuellement aucune inter-action entre-elles et qu'elles agissent indépendamment l'une de l'antre. 15 Le diagramme fonctionnel sous forme de blec pour la boucle de tangage est sensiblement le même que celui du diagramme de la figure 5 pour la boucle de roulis puisque les dispositifs inclus dans les deux boucles sont identiques à l'exception de la substitution de commandes et de détecteurs appropriés. Bans le schéma sous ferme de bloc fonctionnel de la boucle de tangage, tous 20 les angles sont dans le plan x-z au lieu du plan y-s. Les détecteurs dans la boucle de tangage p provoquent la dérivation de l'angle en réponse A la sortie du détecteur infrarouge 15 pour un angle qui est écarté de la verticale locale de la valeur / daas le plan x-z. D'une façon semblable, les éléments actifs, dans la boucle de tangage, remplacent ceux de la boucle de roulis, de 25 sorte que le volant 52 est substitué an volant 41, le codeur de détection angulaire 28 étant substitué an codeur 29, et le coupleur de cardan 26 étant substitué au coupleur de cardan 27» . Il existe cependant une différence importante entre les boucles de roulis et de tangage : dans la boucle de tangage il n'existe pas d'entrée de 30 taux de couplage orbital an dispositif 75. L'absence de couple correspondant au taux de couplage orbital dans la boucle de tangage résulte du fait que l'axe de tangage se trouve à angle droit par rapport à la direction du mouvement du véhicule spatial et par conséquent ne varie pas avec la position du véhicule spatial dans l'espace. 35 On se référera maintenant à la figure 6 du dessin où l'en considérera la réponse dynamique aux rotations de la capsule 12 autour de l'axe des lacets ou axe z dans le plan x-y. Il est habituel de ne pas vouloir faire tourner la capsule 12 autour de l'axe des lacets de l'engin, de sorte que la commande du déplacement de l'axe des lacets est préétabli avant le lancement de façon 40 qu'il soit égal à zéro, c'est-à-dire que V ■ 0. Le signal V est comparé C C 69 44092 ii 2026697 dans le dispositif de soustraction 76 avec l'indication de la rotation réelle de l'axe des lacets dm •véhicule spatial, ¥ , tel qu'il est contrôlé par le détecteur 16 de l'étoile polaire. La sortie de la différence au dispositif de soustraction 76 est appliquée à l'entrée du moteur 45 qui contrôle l'accéléra-5 tion de la roue de l'axe des lacets 43. Le couple résultant.provenant du volant 43 sur la capsule 12 est soustrait physiquement du couple du taux du couplage orbital de l'axe des lacets ; il doit être rappelé que le couple du taux de couplage orbital de l'axe des lacets est le complément du couple du taux de couplage orbital de l'axe de roulis de, la capsule 12, 10 La relation existant entre les couples développés par la roue 43 et le couple du taux de couplage orbital de l'axe des lacets est indiqué à la figure 6 par le dispositif de soustraction 77 du bloc 78 représentant la partie . dynamique du véhicule spatial. Ea réponse au couple opposé de couplage du taux orbital de l'axe de lacet et du couple engendré par les accélérations du 15 volant 43, la capsule spatiale 12 est entraînée en rotation dans le plan x-y pour y maintenir un angle Y égal A zéro. Les principes de la présente invention ne sont pas nécessairement appliqués seulement aux satellites synchrones mais sont applicables également aux satellites à orbites basses, bien que l'on pense que l'application la plus 20 importante de l'invention concerne les satellites A haute altitude. En plus, l'indicateur da gradient de gravité composé du balancier 17 et.des masses terminales 18 peut être remplacé parifimporte quelle masse convenable pivotant autour du corps principal du véhicule spatial pour autant que le moment d'inertie de la masse pivotante dans la direction longitudinale le long de la 25 verticale locale est de l'ordre de 10 fois supérieur ou plus au moment d'inertie de l'axe perpendiculaire. Ainsi, le balancier. 17 et la masse terminale 18 peuvent être remplacés par une source de combustible nucléaire qui est suffisamment éloignée d'un instrument on d'un équipage qui peuvent être installés dans la capsule 12. Comme autre modification, les volants 41 et 43 30 peuvent ne pas avoir leurs axes de rotation alignés avec les axes de roulis, de tangage et de lacet des configurations à cardan, les axes de rotation des volants pouvant être simplement dans 'un plan coïncidant avec les axes de roulis, de tangage et de lacet. Comae autre modification, le corps principal du véhicule spatial n'a pas besoin d'être symétrique, c'est-à-dire que les axes 35 d'inertie principaux du véhicule spatial peuvent avoir des valeurs d'inerties différentes et l'axe pivot de l'indicateur de gradient de gravité n'a pas besoin de coïncider avec le centre de la muse du corps principal du véhicule spatial. Pour un corps d'inertie non symétrique, l'indicateur de gravité peut être coaaandé de façon que l'axe longitudinal se déplace hors de la verticale 40 locale de façon à produire un couple compensant le couple de.gradient de 69 44092 12 2026697 gravité résultant des propriétés inertielles du corps principal da véhicule spatial. 69 44092 13 2026697 KEVEKDICATIOlfS 1#) Système pour «mander 1»attitude d'un satellite artificiel terrestre ayant un indicateur de gradient de gravité qui lui est couplé, comportant des moyens de montage de l'indicateur par rapport à la capsule 5 ayant deux degrés de liberté, des moyens pour entraîner lesdits moyens de montage de façon que l'indicateur soit entraîné vers la verticale locale, des moyens d'inertie pour amortir les couples appliqués à la capsule en réponse aux librations de l'indicateur du gradient de gravité et des moyens répondant au déplacement angulaire de l'indicateur de gradient de gravité hors de la 10 verticale peur l'entraînement des moyens d'inertie. 2a) Système tel que revendiqué en 1 où lesdits moyens d'entraînement par iaertie répondent à 1'attitude de la capsule. 3*) Système tel que revendiqué en 1 où lesdits moyens d'entraînement par inertie comportent des moyens répondant à la déviation angulaire de 15 l'indicateur du gradient de gravité hors de la verticale locale et à la déviation angulaire de la capsule par rapport à la verticale locale pour combiner les indications desdites déviations et en déduire un premier signal indicateur du déplacement angulaire de l'indicateur du gradient de gravité par rapport à la capsule. 20 4a) Système tel que revendiqué en 3 comportant en outre des moyens peur comparer ledit premier signal avec un second signal indicateur du déplacement angulaire désiré de l'indicateur du gradient de gravité par rapport à l'axe de la capsule. 5*) Système tel que revendiqué en 1 où les moyens pour entraîner les 25 moyens de montage répondent à la déviation angulaire de la capsule par rapport à la verticale locale. 6*) Système tel que revendiqué en 1 eu 5 où les moyens pour entraîner les moyens de montage répondent à la vitesse du changement du mouvement angulaire de l'indicateur du gradient de gravité par rapport à la capsule. 30 7") Système tel que revendiqué en 1 où les moyens d'entraînement des moyens de montage comportent des moyens pour dériver un premier signal indicateur de la déviation angulaire de la capsule par rapport à la verticale locale et des moyens pour comparer le premier signal avec un second signal indicateur du déplacement angulaire désiré de la capsule par rapport à la 35 verticale locale. 8*) Système tel que revendiqué en 4 où les moyens d'entraînement des moyens de montage comportent des moyens pour comparer le premier signal avec un autre signal indicateur du déplacement angulaire désiré de la capsule par rapport à la verticale locale.