FR 2589819 A1 19870515 FR 8615696 A 19861112 La présente invention se rapporte aux engins spatiaux en orbite, et plus particulièrement, à un en- gin spatial à double rotation. Les engins spatiaux à double rotation sont lar- gements utilisés comme des satellites de télécommunica- tion, particulièrement, des satellites géostationnaires. Dans un tel engin spatial à double rotation, un corps tournant est accouplé par un moteur avec une plate-forme antirotatiton... Un type d'engin spatial A double rotation est quelquefois appelé "engin spatial à rappel gyroscopique". Dans un tel engin spatial contrôlé sur trois axes, à rap- pel gyroscopique, le corps principal est la plate-forme antirotation et le corps tournant est une toupie montée sur la plate-forme. Cette toupie assure la stabilité gy- roscopique de l'engin.' Un autre type d'engin spatial à double rotation est quelquefois appelé une "essoreuse". Un satellite du type à "essoreuse" comporte un corps principal et une plate-forme antirotation, le corps principal tournant pour assurer la stabilité gyroscopique (comme celle assurée par la toupie de l'engin spatial rappelé par gyroscope). Dans chaque type de satellite, la plate-forme antirotation contient des éléments qui imposent des con- ditions spéciales de pointage (par exemple des antennes). En orbite géostationnaire, la plate-forme effectue un tour par Jour de sorte que l'antenne est toujours orien- tée vers la terre. Ce pointage doit être maintenu exac- tement pour garder l'axe de l'antenne orienté vers la zone de couverture voulue sur la terre. Un changement de la vitesse de la toupie ou du corps tournant modifie la position relative de la plate-forme par le principe de la conservation du moment angulaire. Un engin spatial à double rotation présente cer- tains types de mouvements perturbateurs appelés "oscil- lation" ou "nutation". Ces mouvements déplacent le satel- lite par rapport à son attitude voulue. La nutation est le mouvement conique de l'axe de rotation nominale du corps tournant autour du vecteur de moment angulaire to- tal. Une nutation peut résulter de l'une quelconque des perturbations suivantes: 1) nutation du propulseur d'é- tage supérieur, 2) fonctionnement de l'équipement qui sé- pare l'engin spatial de l'étage supérieur, 3) fonctionne- ment des organes de poussée, 4) bombardement par des mi- cro-météorites et 5) fonctionnement d'éléments de charge avec un moment non compensé. La manière dont un système de commande de satel- lite réagit & des mouvements de nutation varie suivant que la nutation est stable ou instable. Dans certains systèmes et dans certaines conditions, une nutation peut augmenter après la suppression du couple perturbateur i- nitial. Dans un système en nutation stable non contr8lée et non amortie, des mouvements de nutation peuvent se poursuivre dans augmenter ni diminuer. Si une nutation diminue dans un système en nutation stable ou instable, elle est dite amortie. Il est généralement admis que la stabilité en nutation dépend de façon critique de divers paramètres d'un engin spatial, y compris les moments d'inertie, les produits d'inertie, le moment angulaire et le système d'asservissement qui commande la vitesse du rotor en ro- tation et de la plate-forme. Dans des procédures conven- tionnelles, la nutation peut 6tre réduite par des dispo- sitifs passifs d'absorption d'énergie ou par des dispo- sitifs actifs de transfert de moment'fonctionnant sur un ou deux axes perpendiculaires à l'axe de rotation du rotor. Des amortisseurs actifs suppriment toute nuta- tion en développant un couple opposé à la composante de vecteur de moment angulaire, perpendiculaire à l'axe de rotation du rotor. Ces amortisseurs actifs appliquent généralement des couples en allumant des jets propulseurs ou en faisant tourner des volants qui sont prévus en plus du volant de stabilisation du système antirotation. Un exemple d'un système de ce dernier type est décrit dans le brevet des Etats-Unis d'Amérique NO 3 591 108. Des amortisseurs actifs de nutation ont également été réali- sés en changeant la vitesse des roues d'inertie comme se- lon le brevet des Etats-Unis d'Amérique No 3 695 554 ou 3 830 447. Dans ces deux derniers cas, un amortissement actif est obtenu par modulation de la vitesse angulaire du volant ou du rotor en utilisant un produit d'inertie pour accoupler le couple moteur sur un axe perpendicu- laire du rotor. Il est souhaitable de trouver une autre solution pour l'amortissement de nutation, ne dépendant pas de changement de vitesse du volant, car un changement de la vitesse du volant entraîne également une rotation de la plate-forme antirotation. Il est également souhaitable de trouver un système qui puisse amortir rapidement une nutation de grande amplitude et qui permet également un contr8le précis quand la nutation est faible. Un amortisseur de nutation utilisant un volant dans un cardan à un seul degré de liberté est décrit dans un article AIAA NO 7-456 de AIAA 3ièmeCommunication Sa- tellite Systèm Conférence du 6 au 8 avril 1970, intitulé "Trhee Axis Attitude Control of a Synchronous Communica- tion Satellite" de J.E. Beusch et al. Un article intitu- lé "Satellite Attitude Control with Gimbaled Reaction Wheel Digital Control Systèm" de C.H.Much et al (par deux des membres du groupe du collaborateurs du premier ar- ticle) décrit le même système dans Automation, volume 8, pages 9-21, Pergamon Press, 1972. Pour former le cardan, le boîtier du volant est supporté par deux pivots flexi- bles qui sont perpendiculaires à l'axe de rotation du volant et parallèles à l'axe du roulis du satellite. Un capteur de position, un capteur de vitesse et un capteur de couple sont montés sur l'arbre du cardan. Le capteur de position est un transformateur différentiel variable tournant. Le capteur de vitesse est un tachymètre à cou- rant continu sans balai. Le capteur de couple est égale- ment un dispositif sans balai. Une nutation du corps du satellite fait osciller l'angle du cardan. En commandant le capteur de couple en opposition avec le mouvement du cardan, le mouvement de nutation peut être amorti. Dans le mode d'amortissement, le signal d'entréé.. de capteur de couple est dominé par une réaction de vitesse du ta- chymètre de cardan. Cela crée un effet d'amortissement visqueux entre le corps de satellite et le boîtier du volant. Cet amortisseur utilise un moteur d'entraînement et se comporte comme un amortisseur visqueux. Il détecte le mouvement du volant par rapport à la plate-forme et commande le moteur d'entraînement permanent proportion- nellement à la vitesse relative. Cela assure un amortis- sement mais cet amortissement est lent et nécessite un équipement de détection séparé. Il est donc souhaitable de disposer d'un amortis- seur actif qUi amortit rapidement une nutation en un ou deux cycles, utilisant des capteurs standards pour détec- ter le mouvement de la plate-forme par rapport à l'espa- ce inertiel et qui ramène l'axe de la toupie dans son orientation nominale par rapport à la plate-forme. L'amortisseur de nutation actif selon l'inven- tion est prévu pour un satellite à double rotation com- portant un corps tournant et une plate-forme. Selon l'in- vention, le corps tournant pivote par rapport au corps de plate-forme autour d'un axe de pivotement qui est per- pendiculaire à l'axe de rotation nôminale du corps tour- nant. Un dispositif d'entrainement réagit à des signaux de commande qui sont dérivés d'un mouvement angulaire latéral détecté en faisant pivoter pendant chaque pério- de de nutation le corps tournant par rapport à la plate- forme d'un angle donné dans un sens et une demi-période de nutation, en faisant pivoter le corps tournant dans le sens inverse de la même valeur angulaire pour assurer l'amortissement de la nutation. D'autres caractéristiques et avantages de l'in- vention seront mieux compris à la lecture:' de la descrip- tion qui va suivre d'un exemple de réalisation et en se référant aux dessins annexés sur lesquels: la figure i est un schéma en perspective d'un engin spatial montrant ses trois axes et une toupie pi- votante selon un mode de réalisation de l'invention, la figure 2 est une courbe du passé de moment angulaire transversal résultant de deux impulsions au pi- vot de la toupie, la figure 3 est un schéma logique représentant le microprocesseur de l'amortisseur de la figure 1 selon un mode de réalisation, la figure 4 est un schéma logique du micropro- cesseur de l'amortisseur de la figure 1 selon un mode préféré de réalisation, la figure 5 est un croquis d'un accouplement mé- canique du moteur de pivotement selon un mode de réalisa- tion de l'invention. et la figuré illustre le dispositif utilisé dans une configuration de satellite du type à '"essoreuse". La figure 1 représente donc un engin spatial 10 ayant des axes principaux X, Y et Z. Ces axes mutuelle- ment perpendiculaires passent par lencentre de gravité a. L'axe Z est défini comme l'axe de l'engin spatial; colinéaire avec le vecteur de moment angulaire total H quand l'aéronef remplit sa fonction voulue. Les axes X, Y et Z forment un système de coordonnées orthogonales à droite fixe dans le corps de l'engin spatial. Un rotor ou toupie 13 est initialement aligné de manière que son vecteur de moment angulaire soit à peu près parallèle à l'axe Z. Un moteur 15 accouple la plate-forme pratique- ment sans rotation ou corps 11 (qui peut contenir une antenne) avec le volant tournant 13. La vitesse du moteur est contrôlée de manière que le moment du volant 13 soit suffisant pour assurer une:.'fi-Xité gyroscopique au satellite 10. La vitesse du moteur est également contr8- lée pour maintenir le corps ou plate-forme 11 avec l'an- tenne sur une face orientée vers la terre. Ainsi, dans une orbite géostationnaire, la plate-forme effectue un tour par Jour. Ce contrôle est assuré par un système de commande à boucle de tanguage tel que décrit par exemple dans les brevets des Etats-Unis d'Amérique NO 3 695 554 et 3 830 447. Selon l'invention, la toupie qui est initialement alignée avec son vecteur de moment angulaire à peu près parallèle à l'axe Z, peut pivoter au moyen d'un mécanis- me articulé parallèlement à l'axe Y afin de permettre que le vecteur de moment angulaire du volant soit déplacé dans le plan défini par les axes X et Z. Dans le mode de réalisation de l'invention repré- senté sur la figure 1, le volant 13 est monté sur un ar- bre de rotor 17 aboutissant au moteur 15 et sur un autre arbre 19 allant du moteur 15 à une articulation 21. Cette dernière se situe sur l'axe Z' qui est parallèle à l'axe Y. Un capteur gyroscopique 23 est aligné avec son axe dé détection parallèle à l'axe Y. Ce capteur 23 détecte la vitesse angulaire de la plate-forme autour de l'axe Y Jusqu'à ce que son amplitude dépasse le seuil d'amortis- sement détecté par le détecteur à seuil 25. Le signal de sortie du détecteur à- seuil est traité par le micropro- cesseur 26 qui commande un moteur pas à pas 27. Le moteur pas à pas 27 est accouplé par une liaison mécanique (re- présentée par les traits pointillés 29) avec l'arbre 19 25898 19 pour déplacer cet arbre autour de l'articulation 21 sur l'axe Y'. Lorsque la vitesse angulaire d'axe Y passe par zéro, ce que détecte le capteur 23, le moteur pas à pas 27 accouplé entre le corps 11 et le bras 19 fait tourner l'axe de la toupie 13 par rapport à l'axe Z de la plate- forme 11, pas à pas autour de l'axe Y'. Si le sens de la nutation est le même que celui représenté par la flèche 13a de la toupie, et si le passage par zéro se fait du sens négatif au sens positif, le moteur fait pivoter le volant de N pas dans la direction +Y'. Mais si le signe change de positif à négatif, le volant pivote de N pas autour de la direction - Y'. Une demi-période de nutation après le premier des N pas, le volant est tourné de N pas dans le sens opposé. Le volant est ainsi ramené à sa po- sition initiale. Ce pivotement dans un sens et dans l'au- tre est répété jusqu'à ce que la nutation soit réduite à un niveau acceptable. Si la nutation est rétrograde, c'est à dire si le sens de rotation du volant est opposé à celui de la nutation, l'amortissement se fait en inversant les sens des mouvements de pivotement. Autrement dit, si le passa- ge par zéro se fait du sens négatif au sens positif, le volant pivote de N pas autour de la direction -Y' et si le signe passe de positif à négatif, le volant pivote de N pas autour de la direction +Y'. D'une façon similaire, une demi-période de nutation après le premier des N pas, le volant pivote de N pas dans le sens opposé. La figure 2 illustre la dynamique du système. Ce diagramme montre la trajectoire du vecteur de moment angulaire total de l'engin spatial, proJeté sur le plan XY de la plate-forme fixe. Pour simplifier; il est sup- posé que l'engin spatial est symétrique en inertie au- tour de l'axe Z. La toupie est normalement alignée avec l'axe +Z. La trajectoire normale sans nutation est sim-: s plement le point d'équilibre 31. Mais pendant une nuta- tion, la projection du vecteur de moment décrit un tra- jet circulaire A centré sur le point 31. Pour une nuta- tion dans le même sens que la rotation du volant, le mou- vement se fait dans le sens inverse des aiguilles d'une montre, vu sur la figure 1. Lorsque la vitesse du capteur d'axe Y passe de négative à positive au point 33, le sys- tème fait pivoter le volant autour de l'axe +Y. Un mouve- ment de la toupie entraîne que le point d'équilibre passe du point 31 au point 35 et le vecteur de moment angulaire total suit maintenant le traJet circulaire B centré sur le point 35. Cela se produit en raison du principe de la conservation du moment angulaire. Un semi-cycle de nutation plus tard, quand le vecteur moment atteint le point 37, le volant est ramené à sa position intitiale alignée avec l'axe Z. Le vecteur moment circule à nouveau autour du point 31. Mais mainte- nant, la nouvelle trajectoire C a Un plus petit rayon que la trajectoire initiale A. La réduction de rayon est égaJ le au double de la distance entre les points 31 et 35. Cette réduction de rayon est proportionnelle à la réduc- tion de nutation. Dans le mode de réalisation décrit ci-dessus, l'amortissement de nutation est obtenu en déplaçant le pivot dans un sens et dans l'autre d'un nombre fixe de pas (N). L'utilisation d'une valeur élevée pour N per- met un amortissement rapide de nutation mais l'angle de nutation ne peut pas être réduit à une valeur aussi fai- ble que si N est petit. PaD ailleurs, bien qu'une petite valeur de N permette d'amortir de très petits angles de nutation, la vitesse d'amortissement est beaucoup plus lente. Une variante pour utiliser une valeur fixe de N consiste à employer une logique qui choisit N proportion- nelle à l'angle de nutation; autrement dit, proportion- nelle à la vitesse angulaire de crête - de l'axe Y. Cet- te solution permet d'amortir rapidement de grands angles de nutation et réduit également la nutation jusqu'à un très petit angle. La figure 3 est un organigramme du fonctionne- ment du microprocesseur 26 de la figure 1, pour un mode de réalisation de l'invention. La première décision, re- présentée par la case 41, consiste à déterminer si l'a- mortisseur est autorisé. S'il ne l'est pas, cela termine le programme. S'il est autorisé, il détermine si l'ampli- tude de la vitesse d'laxe Y,I>y, détectée par le gyroscope dépasse le seuil ú. Cela est représenté par la case de décision 43. Si la vitesse est au-dessous du seuil, la logique démarre à nouveau et le moteur pas à pas 27 res- te à l'arrêt. Si Wy dépasse le seuil, ce qui est indiqué par une réponse affirmative, la valeur de K est détermi- née en fonction du signe de -N (t). Autrement dit, l'am- y plitude de K est rendue égale à N (nombre entier) et le signe de K est opposé au signe de y. Si la vitesse d'a- xe Y change de signe; le moteur pas à pas fait pivoter le volant de +K pas à partir de l'axe Z. Après un retard de T secondes (égal à la moitié de la période de nutation) représenté par la case 49, le moteur pas à pas fait pivo- ter le volant de -K pas pour ramener son axe à l'aligne- ment initial avec l'axe Z. Le système répète la séquence d'évènement cidessus jusqu'à ce que l'angle de rotation soit réduit suffisamment pour que ry reste au-dessous du seuil. La figure 4 illustre un autre organigramme du microprocesseur 26 de la figure 1, selon un mode préféré de réalisation. Cet organigramme concerne une réalisation dans laquelle le nombre des pas de pivotement est choisi proportionnel à l'angle de nutation. A la première case de décision 81, le microprocesseur détermine si l'amor- tisseur est autorisé. S'il ne l'est pas, le traitement se termine. S'il est autorisé, le processeur détermine ensuite si l'amplitude-de la vitesse d'axe Y,b y, dépas- se le seuil S. Cela est représenté par la case de déci- sion 82. Si Cy est au-dessous du seuil, la logique dé- marre à nouveau. Sinon, comme l'indique la case 83 en pointillés, le microprocesseur règle un paramètre S égal à -1 si 6y est positif et égal à + 1 dans le cas contrai- re. Le microprocesseur règle également le paramètre L4 égal à zéro. La case pointillée 84 de la figure 4 contient une logique qui détermine l'amplitude maximale dec6y. La lo- y gique de la case 84 est exécutée répétitivement jusqu'à ce que y change de signe. Quand cela se produit K est mis égal au nombre entier le plus proche de max ( ampli- max tude maximale de Gy) multiplié par une constante de pro- portionnalité ou gain C et par le paramètre de signe S. Le moteur pas à pas fait ensuite pivoter le volant de +K pas et, après un tetàrd de T secondes (égal à la moitié de la période de nutation) il fait pivoter le volant de -K pas pour le ramener à son alignement initial avec l'a- xe Z. Le système répète cette séquence d'événement Jus- qu',à ce que l'angle de nutation soit suffisamment réduit pour que y reste au-dessous du seuil. Les réalisations décrites ci-dessus utilisent un gyroscope de vitesse monté!avec son axe de détection parallèle à-l'!axe-.Yde l'engin spatial. Mais cela n'est pas impératif. Tout autre capteur qui fournit des infor- mations de temporisation appropriées peut convenir. Par exemple, un capteur de terre, un capteur de soleil, un accéléromètre, etc... peuvent convenir. De plus, le si- gnal provenant du capteur n'est pas nécessairement en phase avec la vitesse angulaire d'axe Y. Tant que l'an- gle de phase est connu, un retard approprié peut être introduit dans la logique de manière que le volant soit pivoté à l'instant approprié pendant le cycle de nuta- as tion. L'axe de la toupie n'est pas nécessairement aligné il dans son état initial avec l'axe Z. Il peut être parallè- le et décalé et il peut présenter un décalage angulaire. La figure 5 illustre une réalisation de l'entrai- nement mécanique représenté par le pointillé 29 sur la figure 1. La toupie 13 peut être montée pour tourner dans un cadre 50 articulé au moyen d'une articulation 51 sur unecolonnétte 59 partant du dessus du panneau lia de la plate-forme 11 du satellite. L'articulation 51 est paral- lèle à l'axe Y et l'axe de rotation de la toupie 13 dans sa position centré.e:est parallèle à l'axe Z. Le moteur d'entraînement pas à pas 27 fait pivoter le cadre 50 et le volant 13 autour de l'articulation 51 comme l'indiquent les flèches 52 pour assurer un pivotement à la commande du moteur 27. Ce dernier entraine une tige filetée 55 et il est monté pour tourner à son extrémité 55a par rapport au panneau supérieur lla de la plate-forme 11. L'extrémité opposée 55b de la tige filetée 55 est accouplée avec le moteur 27. La tige filetée 55 visse dans un:côllier ta- raudé 56. Le collier 56 est accouplé en 57 avec une par- tie du cadre 50 opposée à l'articulation 51. Avec cette disposition, quand le moteur pas à pas fait tourner la tige filetée 55, le collier 56 monte (ou descend) le long de la tige filetée 55 dans l'un des sens des flèches 52. Ce mouvement du collier 56 incline le cadre 50 et le vo- lant 13 autour de l'articulation 51. Le mode spécifique de réalisation décrit ci-des- sus concerne un satellite à rappel gyroscopique sur trois axes avec une toupie, mais peut s'appliquer également à d'autres satellites du type à double rotation, déjà men- tionnés sous le nom "essoreuse". Comme le montre la figu- re 67 une "essoreuse" comporte un grand rotor 61 remplis: sant la même fonction que la toupie précitée> Dans le satellite à "essoreuse" de la figure 6, un moteur 62 est accouplé avec le rotor 61 et une plate-forme antirota- tion 63. L'amortissement de nutation peut être assuré par un pivotement autour d'un axe indiqué par le point de la plate-forme 63 par rapport au rotor 61. Le pi- votement se fait dans un sens tel que l'axe nominal de moment angulaire ou axe Z de la plate-forme 63 soit in- cliné autour de l'axe Y (qui entre et sort du papier au point 65). Un moteur (non représenté) accouplé entre les éléments 61 et 63 incline l'axe du rotor par rapport à l'axe Z ou par rapport à la plate-forme 63 pour revenir ensuite selon le principe de la présente invention pour assurer l'amortissement de nutation. REVENDICATIONS. 1-Dispositif (figure 1) destiné à amortir de façon active un mouvement de nutation dans un satellite (10) à double rotation, ledit satellite ayant un corps (13) qui tourne par rapport à un corps de plate-forme (11) du satellite afin d'assurer la stabilité gyrosco7 pique au satellite; dans lequel le vecteur de moment an- gulaire total (H) du satellite est colinéaire avec un axe de rotation nominale (Z) du corps de plate-forme quand le satellite rempl t;sa mission voulue, dispositif carac- térisé en ce qu'il comporte un dispositif de correction comprenant un dispositif (23, 25) qui produit des signaux de commande en réponse à un mouvement de nutation détec-: té autour d'un second axe (Y) de corps de plate-forme perpendiculaire à l'axe de rotation nôminale, et un dis- positif (27) de développement de couple qui réagit aux signaux de commande en tendant à déplacer le vecteur de moment angulaire total vers- la colinéarité avec l'axe de rotation nominale, et en ce que, dans le but de produire sur le corps de plate-forme (11) un moment de réaction ou couple pour contrarier le mouvement de nutation, le corps tournant (13) est disposé pour pivoter par rapport au corps de plate-forme (11) autour d'un axe de pivote- ment (Y',-Y') qui est perpendiculaire à l'axe de rota- tion nominale, le dispositif de développement de couple comprenant un dispositif d'entraînement (26, 27) accou- plé entre le corps tournant et le corps de plate-forme (11) et le dispositif d'entraînement réagissant aux si- gnaux de commande pendant chaque période de nutation en faisant pivoter le corps tournant autour de l'axe de pi- votement (a) à partir d'une position initiale, d'une va- leur donnée et dans un sens choisi en fonction du sens de nutation, puis (b) une demi-période de nutation plus tard, de la même valeur mais dans le sens opposé, en ra- menant ainsi le corps tournant dans sa position initia- aptmUWoo ap xneugTs puooas ne;a jaTmoad nu 4uessTuaJ Si uaGWauTe;uap jT; TSodsTp aT ea '9oaqeap uoT;nnu op TIWTxvw alZue,l a9.uasjdeaz Tnb apuewwoo @p IBUTs pUOO -es un;utesTnpoid Ze IssaaeAstrem axe Tpnp ino;nu aJFeI -nue assae;T aun;tre4uasgdae apuewwoo ap IuuZTs Jaew -aid un eaTnpoJd V auemw ap axe puooas np jno;nv leT; OE -JauT aovdsa un sutep awioj-aeIld ap sdjoo np quaewAnow al uaeweaoaiTp 9;oae;p aptuewwoo op xnvuS;s sap;uesrnpoid j.;TsodsTp aT anb ao ua gs 9g4ouaeD 'S su I 9UO; eoTP -UeAaJ sap enbugolanb aun,lj uoles jTTSodsa-9 *À0aoa9p Jneaae,l ap apn;lIduwet si ap puadap sed:;sd anaeow al zauuoTgouoj 9$j aputewwoo ap JT;Tsods;p aI 4uop sud ap aqwou ael anb ao ua qsT -9.oeJeo 'le Uof; voTpuAeaJ el uof s_ JFTrSodsTa-S soddo suas aT suep smew sud ap aeqwou am -gw np 4u-eu.noD, sdjoo el Je;oATd utesFe; 'piuq snId uoT. 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J4TsodsTp un uteuadwoo uoT;oaep ap JT;TsodsTp ael S uaweAnow un aeoa;ap Tnb (CZ) uop.oa;,p ap j$; msodsmp un aed sZ-npoad quos apuewwoo ap xnseuZs sael anb ao ua,si -9; oeJeo 'T Uo0folDpuaAaJ el uolas JT$TsodsTa-Z 6L868SZ quand ledit premier signal de commande passe par zéro en faisant pivoter le corps tournant de la valeur donnée qui est proportionnelle à l'angle de nutation détecté en fonction dudit second signal decommande.