FR 2620243 A1 19890310 FR 8811533 A 19880902 Procédé de réacquisition de la position de tangage d'un satellite terrestre L'invention concerne un procédé de réacquisition de la position de tangage d'un satellite terrestre qui est équipé d'un détecteur de terre ainsi que d'un volant d'inertie dont l'axe de rotation est orienté dans la direction de l'axe de tangage (axe Y) du système de coordonnées ( X, Y, Z) du satellite, et qui doit être orienté sur l'orbite de manière que son axe de lacets (axe Z) soit dirigé sur le centre de la terre, et que son axe de roulis (axe X) soit dirigé dans la direction orbitale. Ce procédé de réacquisition doit être utilisé pour le cas o, la vitesse angulaire X du volant d'inertie, qui est maintenue en i 5 fonctionnement normal entre une valeur inférieure (DL et une valeur supérieure OU, aurait chuté au-dessous de la valeur OL, pour défaut d'alimentation en énergie, et que l'orientation par rapport à la terre de l'axe de lacets aurait été ainsi perdue. Les satellites géosynchrones stabilisés selon les trois axes sont fréquemment équipés d'un volant d'inertie ainsi que d'un détecteur de terre dans un but de régulation de position. La régulation de position doit tendre à ce que le satellite soit constamment orienté dans la direction orbitale avec l'axe X ( axe de roulis) de son système de cordonnées ( X, Y, Z), à ce que son axe Z ( axe de lacets) soit constamment dirigé sur le centre de la terre et que son axe Y ( axe de tangage) soit constamment orienté perpendiculairement aux deux autres axes ainsi que par rapport au plan de la trajectoire orbitale. Le volant d'inertie est orienté avec un axe de rotation parallèle à l'axe de tangage et en fonctionnement normal sa vitesse angulaire) est située dans une plage de vitesse de rotation susceptible d'être prédéterminée, qui est limitée par une valeur inférieure XL et une valeur supérieure CU. La régulation de position autour de l'axe de tangage, c'est-à- dire l'orientation de l'axe de lacets par rapport à la terre, est provoquée par des modifications correspondantes de la vitesse angulaire du volant d'inertie, dès que le détecteur de terre, dont le champ de vision est orienté vers le terre, respectivement les bords de la terre, détecte une dérive de l'axe de lacets par rapport à l'orientation souhaitée sur le centre de la terre. Au cours d'une révolution, le satellite tourne ainsi presque une fois autour de son 1 5 axe de tangage, et en cas normal, il doit ainsi présenter constamment une impulsion de rotation autour de cet axe, même si elle est relativement faible. Dans le cas de fonctionnement normal, cette impulsion de rotation du satellite est très faible en comparaison de l'impulsion de rotation du volant d'inertie. Pour provoquer, en cas de perturbations de position causées par des influences extérieures imprévisibles, les variations de vitesse correspondantes du volant d'inertie, l'alimentation en énergie du satellite doit être intacte, ce qui est habituellement garanti par les cellules solaires et / ou les batteries. S'il y a défaillance de l'alimentation en énergie du moteur modifiant la vitesse de rotation du volant d'inertie, d'une part aucune régulation n'est plus possible lors des débuts de perturbations de position, d'autre part le volant d'inertie perd, du fait du frottement, continuellement son énergie de rotation, c'est-à-dire que sa vitesse de rotation chute bientôt au-dessous de la valeur inférieure admissible XL- Du fait du principe de la conservation de l'impulsion de rotation, il survient un accroissement correspondant de l'impulsion de rotation du satellite, c'est-à-dire que celui-ci commence à tourner plus vite que souhaité. C'est pouquoi l'axe de lacets va diverger de la position zéro définie par 1 0 l'orientation sur le centre de la terre, et la terre va disparaître du champ de vision du détecteur de terre. La vitesse de rotation du volant d'inertie continuant de diminuer, le satellite se verra animé d'une rotation toujours plus rapide. Le cas évoqué peut se présenter en particulier si, dans l'ombre de la terre, les cellules solaires 1 5 ne peuvent fournir aucune énergie et que la batterie est défaillante. Lorsque l'alimentation en énergie est rétablie, le satellite devrait être ramené aussi vite que possible dans la position souhaitée, c'est-à-dire qu'un procédé de réacquisition de la position de tangage du satellite doit entrer en action. Ce procédé peut par exemple être mis en oeuvre dès qu'à la sortie de l'ombre de la terre la direction du rayonnement solaire ne s'écarte pas de plus de 45 par exemple de la normale au générateur solaire. Ceci survient habituellement du fait de la rotation du satellite, peu après la sortie de l'ombre de la terre. 2 5 L'invention a pour but de mettre à disposition un procédé de réacquisition de la position de tangage d'un satellite terrestre du type indiqué au début, qui conduise, avec un coût aussi faible de possible en appareils et en technique de procédé à ce que le satellite prenne à nouveau sa position de tangage correcte ( dérive de tangage 0 = O) aussi rapidement que possible et d'une manière exécutable automatiquement. Ce problème est résolu selon l'invention en ce qu'après rétablissement de l'alimentation en énergie, tant que la terre n'est pas dans le champ de vision du détecteur de terre et que la vitesse angulaire o est passée audessous de la valeur oL d'une 1 0 valeur supérieure à une grandeur AO présélectionnée, a) une première augmentation de vitesse de rotation à la valeur)C = OL - Ao est commandée au volant d'inertie, jusqu'à ce que le détecteur de terre constate le passage à zéro de la dérive de tangage ( 8 = 0), 1 5 b) une autre augmentation de vitesse, à la valeur C = correspondantes de vitesse de rotation du volant d'inertie. Si toutefois les deux conditions ne sont pas remplies, c'est-à-dire si la terre se trouve hors du champ de vision du détecteur de terre et que la vitesse de rotation du volant d'inertie est plus faible que îL - AO, le procédé de réacquisition de la position de tangage selon l'invention entre alors en action. On commande ensuite au volant d'inertie une première élévation de la vitesse angulaire, c'est-à-dire qu'on lui attribue une vitesse de rotation de consigne WC correspondante, au moyen de laquelle on est assuré que le satellite va ralentir sa rotation mais que cette rotation n'est toutefois pas amenée à zéro, avant que la terre n'arrive dans le champ de vision du détecteur de terre et que celui-ci constate le passage à zéro ( 0 = 0) de la dérive de tangage. A ce moment, une autre augmentation de la vitesse de rotation est commandée au volant d'inertie, au moyen de laquelle on est assuré que le satellite non seulement perd toute son impulsion de rotation résiduelle globale, mais outre inverse son sens de rotation. Tout ceci a lieu du fait du principe de conservation de l'impulsion de rotation. Du fait de l'inversion du sens de rotation du satellite, le détecteur de terre va constater sous peu un nouveau 1 0 passage à zéro de la dérive de tangage. Le satellite possède alors en général encore une impulsion de rotation, qui est notablement plus importante qu'une certaine valeur prédéterminée HSO. Cette valeur HSO est fonction du champ de vision du détecteur de terre ainsi que du couple de rotation le plus élevé qui 1 5 puisse être appliqué au volant d'inertie. Plus grand est le champ de vision du détecteur et plus important est ce couple de rotation, et plus on peut choisir une valeur importante pour HSO. Immédiatement après le deuxième passage à zéro de la dérive de tangage mentionné ci-dessus, on commande alors au volant d'inertie une diminution de la vitesse angulaire, au moyen de laquelle on est assuré que le satellite modifie à nouveau son sens de rotation. La variation de vitesse angulaire commandée s'élève à qHs/IW, o Hs signifie l'impulsion de rotation du satellite et Iw le moment d'inertie du volant d'inertie. Par le choix du facteur q ( 1 2 son impulsion de rotation aurait encore augmenté au troisième passage à zéro de la dérive de tangage. Lors de chaque passage à zéro suplémentaire, le volant d'inertie est alors chaque fois commandé pour une limitation, ou augmentation telle de sa vitesse de rotation faisant que l'impulsion de rotation résiduelle du satellite au moment des passages à zéro 1 0 soit toujours plus faible et qu'elle passe finalement au-dessous de la valeur HSO. On peut alors par exemple effectuer la commutation pour passer sur la régulation par détecteur mentionnée ci-dessus. L'impulsion de rotation HS du satellite qui, au moment de chacun des passages à zéro, est à prendre en considération pour le calcul de l'expression qHs/Iw peut certes être directement mesurée par différentes manières usuelles, il est toutefois particulièrement avantageux d'estimer cette impulsion de rotation à l'aide de la méthode spécifiée ci-après. Cette méthode fait uniquement utilisation du fait que les vitesses angulaires O du volant d'inertie sont constamment mesurées et que, comme évoqué ci- dessus, les passages à zéro de la dérive de tangage sont constatés au moyen du détecteur de terre. En outre, il est nécessaire, par comparaison permanente des vitesses de rotation mesurées du volant d'inertie avec les valeurs (OC commandées chaque fois prédéterminées, de détecter quand survient l'égalité entre ces valeurs. A ces moments, ainsi qu'aux points des passages à zéro metionnés de la dérive de tangage, les vitesses de rotation X correspondantes du volant d'inertie sont à enregistrer. A partie de ces valeurs ponctuelles de vitesse de rotation on peut alors chaque fois estimer l'impulsion de rotation HS que présente le satellite au moment des passages à zéro. Selon l'invention, en vue de la détermination de l'impulsion de rotation HS estimée, les vitesses angulaires (et) du volant d'inertie sont mesurées en permanence et comparées à chaque vitesse angulaire (oc) commandée, et l'on met en mémoire aux instants tn 1 0 (numéro d'ordre entier n 2 1) des passages à zéro ( e = 0), les vitesses angulaires o(tn) correspondantes, ainsi qu'aux instants tl ( numéro d'ordre entier 1 2 1), auxquels il y a chaque fois égalité entre les vitesses angulaires mesurée et commandée O((tl) = Oc), les vitesses angulaires O(tl) correspondantes, conjointement 1 5 avec les instants correspondants tm (numéro d'ordre entier m > 1, m pair pour m = 21 et impair pour m = 2n - 1), et en ce que pour chaque passage à zéro (e = 0), on calcule l'impulsion de rotation HS estimée, par la formule: aS 1 = H %0m+2 - 2 ( =)m+l+ %m) Atl + 2 0m+l At2] IW 2àt2 o: (Om = inverse, de la vitesse de rotation du satellite. 1 5 Soient tm,0m,' m (m ainsi que tm+2, em+2, r m+2 C0m+2 les moments de passage à zéro de la dérive de tangage ainsi que les valeurs prises à ce moment par les variables d'état, en procédant à une double intégration de l'équation (la), on a alors: IY(0m+2-em)=Iy em ( tm+2-tm) * tm+2 'tm Td d (2) Jtm JtmT'lt En additionnant l'égalité (la) à l'égalité (lb), ainsi que par intégration entre les limites tm et tm+2, on obtient: * a Iy m+2 - I+2 = IY m - IW m(3) A cet effet m 2 1 ainsi qu'entier et impair. Pour l'impulsion de rotation HS du satellite on obtient ainsi selon Hs = Iy îm+2, par combinaison des équations (2) et (3). HS= -lw(%-("m+2)+ -I (tm+2 [I T.dtîdd + IY(Gm+2 - em) HS Iw(C m+2)+ tm+2tm tm Jtm m tm+2 tm (4) et en considérant T - IWO) tm+2 od -m+2 - m HIS = -1w [ tm+ m - m2]+y HS -Iw1 ftOm +2]1 + Iy tm+2_t m (5) t 2tmtm+2-tm Pour les passages à zéro de la dérive de tangage e, le deuxième terme du côté droit de l'équation (5) est égal à zéro. Si l'intervalle partiels entre tm et tm+2 est subdivisé en deux intervalles de temps, qui sont séparés par l'instant tm+l, on obtient Hs = Iw { O(tm+2) - tm [JtmCodT + Jtm+l2dT] } (6) tm+2-tm t t+ En supposant qu'entre tm et tm+l un couple de rotation constant T = - IWCO agisse sur le volant d'inertie, et qu'entre les moments tm+l et tm+2 ce couple de rotation T soit égale à 0, c'est- à-dire que la vitesse angulaire O) du volant d'invertie soit indépendante du temps, on obtient si l'on pose encore O)(tm) = m+l ainsi que tm+2 tm+1 - At2 et tm+1 - tm = Atl: ES = rn+2 -2-t2 [( moments tm+1 et tm précédents. Le procédé selon l'invention permet de réétablir automatiquement l'orientation perdue de l'axe de lacets ( axe Z) du satellite, étant seulement supposé que l'alimentation en énergie du moteur du volant d'inertie du détecteur de terre soit rétablie, que les vitesses de rotation, respectivement les vitesses angulaires du volant d'inertie puissent être mesurées et que finalement chaque impulsion de rotation HS du satellite aux moments des passages à zéro de la dérive de tangage puissent soit être mesurée, soit être estimées selon l'équation (7). Aucune tuyère de réaction n'est nécessaire pour exécuter le procédé, il ne se produit pas de consommation de carburant, la station au sol n'a pas à intervenir et en outre on peut utiliser un détecteur de terre qui ne possède qu'une plage de mesure relativement limitée. Un exemple de réalisation de l'invention est expliqué ci- après en détail à l'aide de dessins et d'un tableau. Sur les dessins schématiques, on voit: en Fig. 1 une représentation d'un satellite sur une orbite terrestre équatoriale, avec le système de coordonnées X, Y, Z, 1 0 en Fig. 2 un diagramme de l'évolution dans le temps des grandeurs 0,) ainsi que 0, pendant l'exécution d'un procédé de réacquisition selon l'invention. La Fig. 1 représente de manière schématique un satellite 2 se trouvant sur une orbite 3 géosynchrone équatoriale. Un système de 1 5 coordonnées cartésiennes X, Y, Z liées au satellite est centré sur le centre de gravité du satellite. Le satellite 2 est stabilisé sur trois axes, de manière que son axe de roulis ( axe X) soit orienté dans la direction de l'orbite, son axe de lacets ( axe Z) soit orienté en direction du centre de la terre 1; et que son axe de 2 0 tangage ( axe Y) soit orienté perpendicularement aux deux autres axes et par rapport au plan de l'orbite. Un détecteur de terre 8 est orienté vers la terre 1, par exemple de manière à ce qu'il observe constamment les deux bords de terre. Il délivre des signaux qui représentent la dérive de tangage 0, c'est-à- dire l'écart angulaire 2 5 de la direction de l'axe Z par rapport à la direction de zéro donnée par la droite reliant le satellite et le centre de terre. Un volent d'inertie 7 ayant son axe de rotation orienté parallèlement à l'axe de tangage 6 est en outre monté dans le satellite. Ce volant sert à la régulation de position autour de l'axe de tangage. Par cette régulation on doit obtenir que l'axe de lacets 5 reste consamment orienté vers le centre de la terre pendant la révolution. Le satellite 2 possède ainsi constamment une faible impulsion de rotation propre. Dès que l'axe de lacets s'écarte de la position de zéro souhaitée, il est à nouveau ramené à celle-ci par une modification correspondante de la vitesse de rotation du volant 1 0 d'inertie 7. Le satellite 2 possède par exemple un moment d'inertie autour de l'axe de tangage Iy = 1500 Nmsec2, le volant d'inertie 7 un moment d'inertie IW = 0,1 Nmsec2, le couple de rotation maximum Tmax à appliquer sur le volant d'inertie 7 est de 0,1 Nm dans le sens positif ou négatif. La plage de fonctionnement normale du volant d'inertie 7 se situe entre 45 Nmsec et 55 Nmsec. Il en résulte pour les valeurs inférieure, respectivement supérieure de vitesse angulaire admissible en fonctionnement normal: îL = /Iwrad/sec et (OU = 55/Iwred/sec. On suppose que le volant d'inertie 7 ne quitte, lors du fonctionnement normal, la plage indiquée de sa vitesse angulaire comprise entre les valeurs îL et (U- Après une défaillance de l'alimentation en énergie, par exemple dans la phase d'ombre de l'orbite, la vitesse de rotation, 2 5 respectivement la vitesse angulaire du volant d'inertie 7 chute du fait des effets inévitables du frottement, à une valeur non connue. Lors du rétablissement de l'alimentation en énergie, par exemple lors de la sortie de la phase d'ombre, l'orientation perdue de l'axe de lacets par rapport à la terre peut être restituée en appliquant le procédé de réacquisition selon l'invention. Le procédé de réacquisition peut être déclenché dans le cas o l'on dispose de suffisamment d'énergie, par exemple du fait que les panneaux générateurs solaires 9 sont suffisamment tournés vers le soleil. Il faut d'abord constater si la terre se trouve hors du champ de vision du détecteur de terre 8. Si c'est le cas, il faut déterminer si la 1 0 vitesse angulaire) du volant d'inertie 7 se situe à une valeur de par exemple ACX = 1,5 rad/sec au-dessous de îL- Si cela est également le cas, à partir d'un moment to on va commander une vitesse angulaire XC = XL - AC au volant d'inertie 7. On est assuré par ce choix que la vitesse angulaire du volant d'inertie ne 1 5 soit pas ramenée dans la plage de fonctionnement normale de sorte que le mouvement de rotation du satellite 2, qui pendant la défaillance d'alimentation en énergie, a repris l'impulsion perdue par le volant 7, du fait du principe de conservation de l'impulsion de rotation, n'est pas complètement réduit à zéro. Il faut en effet garantir que la terre apparaisse à nouveau dans le champ de vision du détecteur de terre 8. Le satellite ne doit donc pas être complètement freiné au préalable et il doit aussi ne pas modififier son sens de rotation avant qu'un premier passage à zéro soit atteint. Cette première phase d'accélération du volant d'inertie 7 est représentée sur le diagramme de la Fig. 2, entre les instants to et t1. Le diagramme représente l'évolution dans le temps de la dérive de tangage e du satellite ( en haut), de la vitesse angulaire G du volant d'inertie 7 ( au milieu) et de la vitesse angulaire 8 du satellite 2 en bas. Au moment tl ( m=1, n=l) se produit pour la première fois un passage à zéro de la dérive de tangage, qui est constaté par le détecteur de terre 8. A cet instant une nouvelle vitesse angulaire WC = îU est commandée au volant 7. Le volant d'inertie 7 continue ainsi à accélérer, le satellite 2 est à nouveau freiné en rotation, jusqu'à ce que sa vitesse angulaire 0 passe par zéro, c'est-à-dire que le satellite 1 0 change de sens de rotation ( 0 change de signe). A ce moment, le volant d'inertie 7 n'a pas encore atteint la vitesse angulaire OC = îU prévue, ce qui ne se passe qu'au moment t2 (m = 2, 1 = 1) A partir de ce moment, le couple de rotation T agissant sur le volant d'inertie 7, qui était par exemple devenu constant et égal à 1 5 0,1 Nm entre les moments to et t2, devient égal à zéro. Le volant d'inertie 7 n'est ainsi plus accéléré, sa vitesse angulaire reste constante et également la vitesse angulaire e du satellite 2 reste inchangée. Au moment t3 ( m = 3, n = 2) survient le deuxième passage à zéro de la dérive de tangage O. On donne à partir de ce moment au volant d'inertie 7 une nouvelle valeur de vitesse angulaire (, qui est inférieure de qHS/Iw à l'acienne valeur WC = OU- Le facteur q est choisi tel que q = 1,5, à savoir pour les raisons indiquées plus haut. Le facteur q se situe ainsi au milieu entre les deux valeurs limites q = 0 et q = 2. La valeur de HS peut être déterminée pour la première fois au moment de ce deuxième passage à zéro de la dérive de tangage 0 et ceci selon l'équation (7). On nécessite à cet effet les valeurs mesurées de vitesse angulaire aux moments t3, t2, tl, ainsi que les différences de temps t2-tl et t3-t2. Ainsi que le représente le diagramme de la Fig. 2, le volant d'inertie 7 voit à nouveau sa vitesse angulaire diminuer, jusqu'à ce qu'elle ait atteinte au moment t4 ( m - 4, 1 = 2) la vitesse angulaire WC commandée. A ce moment, le satellite 2 a déjà à nouveau inversé son sens de rotation, de sorte qu'au moment t5 ( m = , n = 3 y le troisième passage à zéro de la dérive de tangage e soit enregistrée par le détecteur de terre 8. Les vitesses angulaires (O et 0 du volant d'inertie 7 et du satellite 2 sont constantes entre les moments t5 et t4. L'impulsion résiduelle de rotation HS du satellite 2 est déterminée à nouveau au moment t5, également à l'aide de l'équation 1 5 (7). Cette impulsion de rotation HS résiduelle a déjà diminué, par rapport au moment t3 du deuxième passage à zéro. On commande alors à nouveau une nouvelle vitesse angulaire WC au volant d'inertie 7, qui dépasse de qHs/Iw la valeur de consigne précédente. Ceci mène à nouveau à ce que le volant d'inertie soit accéléré, jusqu'à ce que la vitesse prédéterminée (OC soit atteinte, et que le satellite 2 inverse à nouveau son sens de rotation et tende vers un nouveau passage à zéro. De par le procédé indiqué on obtient que le satellite 2 oscille autour de la position zéro de l'angle de tangage avec des amplitudes devenant toujours plus faibles, jusqu'à ce que 2 5 l'impulsion de rotation HS du satellite au passage à zéro tombe au- dessous du seuil prédétermié HSO, qui est choisi par exemple à HSO 1,5 Nmsec. Jusqu'au moment t5, l'évolution dans le temps des grandeurs 0, C et 0 est donnée au diagramme de la figure 2 et les valeurs numériques résultant des conditions initiales sont à prendre dans le tableau suivant. Les valeurs numériques ont été établies sur la base des équations (la), (lb) et (7). Après tm = 0,0 sec on attend encore 20 sec, afin de garantir le fonctionnement des composants avec sécurité. m tmem m " Mm après tmc apres tTcaprès tm HS5 _ [sec ['/sec!!rad/sec] [rad/sec] [Nm [N1sec] 0,00 45,00 -0,-61 340,00 0,0 0 20,00 32,80 -0,61 340,00 430,0 -0,1 1 88,44 0,00 -0,35 408,44 550,0 -0,1 ,07 -16,04 0,00 500,07 550,00 -0,1 2 230 -11,28 0,19 550,0 550,0 0,0 3 289,37 0,00 0,19 550,00 475,2 0,1 4,99 4 364,17 3,53 -0,10 475,20 475,2 0,0 399,47 0,00 -0,10 475,20 475,2 -0,1 -2,54 Au cours des intervalles de temps pendant lesquels a été donnée une valeur de consigne CO de vitesse angulaire du volant d'inertie 7, et cette valeur de consigne n'a toutefois pas été atteinte, la loi générale de régulation du couple de rotation agissant sur le volant d'inertie est: Tc = - k ( îM - WC), o îM est la valeur mesurée de la vitesse angulaire et k est un paramètre de régulation. Pendant la plus grande partie de l'intervalle de temps évoqué, Tc dépassera le couple de rotation maximum Tmax applicable, de sorte que le couple de rotation agissant réellement reste constant à la valeur Tmax. C'est pourquoi est justifiée l'hypothèse supposée dans les calculs ci-dessus, de ce que le couple de rotation T est constant entre les moments tm et tm+l. La régulation évoquée ci-dessus pour la réacquisition peut être décrite comme une régulation de vitesse de rotation, du fait qu'on utilise principalement des valeurs de vitesse de rotation du 1 0 volant d'inertie 7. Lorsque l'on passe au-dessous de l'impulsion de rotation HS résiduelle du satellite 2 au passage à zéro de la dérive de tangage 0, on commute sur un autre type de régulation, qui peut être désignée comme une régulation par détecteur. Celle-ci répond à la loi suivante: TC = k1 T1 L ( M) - k2 x + k3 ()M - S ) (8) k1, k2, k3 et T1 sont des paramètres de réglage, eM est l'angle de dérive de tangage mesuré par le détecteur de terre, L est une fonction de limitation, qui reste constante au-dessus d'une valeur mesurée 0M susceptible d'être prédéterminée, et OS est un paramètre indiqué ci-après. Il existe la relation suivante entre x et L x = L ( M dx = x (t) - x (ts)= Its Ldt (9) La fonction L(eM) en fonction de EM se développe en partant du point zéro vers des valeurs positives et négatives, avec en premier lieu une pente 1, et évolue comme une constante à partir d'une certaine valeur MS. Cette valeur est donnée par le détecteur de terre qui présente une plage linéaire ainsi qu'une plage de saturation IlMI 2 OMS dans laquelle il ne fournit plus que le signe correct. Le paramètre (OS est posé égal à la valeur mesurée CM pour 1 0 la vitesse angulaire du volant d'inertie 7 au moment du départ ts de la régulation par détecteur soit: îS = îM (ts). Pour l'autre paramètre x (ts) on pose: Hs k3 x ( ts) = - 1,5 Iwk2 (10) dans le cas o la régulation par détecteur est enclenchée, lorsque l'impulsion de rotation HS de satellite estimée est inférieure à 1,5 Nmsec. La régulation par détecteur peut- également être enclenchée si, at début du rétablissement de l'alimentation en énergie, la terre revient dans le champ de vision du détecteur de terre, après un faible temps d'attente. on pose ensuite: x (ts) = O. L'application de cette régulation par détecteur est directement couplée avec la régulation de vitesse de rotation précédente, ainsi que cela est expliqué en détail plus haut. Pour ce qui concerne l'élément d'amortissement k2x existant dans l'équation (8), on a alors à disposition, selon la formule (10), une valeur pour paramètre de départ x (tS), par suite de l'impulsion de rotation Hs estimée lors du dernier passage au zéro de la dérive de tangage. Ceci présente un avantage parce qu'il faudrait autrement, pour former un élément d'amortissement pour l'équation de la régulation par détecteur, utiliser la dérivée en fonction du temps de l'angle de dérive de tangage e, ce qui n'est pas souhaitable du point de vue de la technique de mesure et de régulation. Si la terre disparait du champ de vision du détecteur de 1 0 terre pendant la régulation par détecteur, on pose (OC = L jusqu'au prochain passage à zéro, si le satellite est tourné du côté négatif, ou îL = Et, si le satellite est tourné du côté positif. REVENDICATIONS 1. Procédé de réacquisition de la position de tangage d'un satellite terrestre qui est équipé d'un détecteur de terre ainsi que d'un volant d'inertie dont l'axe de rotation est orienté dans la direction de l'axe de tangage ( axe Y) du système de coordonnées ( X, Y, Z) du satellite, et qui doit être orienté sur l'orbite de manière que son axe de lacets ( axe Z) soit dirigé sur 1 0 le centre de la terre, et que son axe de roulis ( axe X) soit dirigé dans la direction orbitale, pour.le cas o, la vitesse angulaire X du volant d'inertie, qui est maintenue en fonctionnement normal, entre une valeur inférieure L et une valeur supérieure wU, aurait chuté au dessous de la valeur oL, pour 1 5 défaut d'alimentation en énergie, et que l'orientation par rapport à la terre de l'axe de lacets aurait été ainsi perdue, caractérisé en ce qu'après rétablissement de l'alimentation en énergie, tant que la terre (1) n'est pas dans le champ de vision du détecteur de terre (8) et que la vitesse angulaire X est passée au-dessous de la valeur COL d'une valeur supérieure à une grandeur Ao présélectionnée, a) une première augmentation de vitesse de rotation à la valeur WC = OL - Aû est commandée au volant d'inertie (7), jusqu'à ce que le détecteur de terre (8) constate le passage à zéro de la dérive de tangage ( e = 0), b) une autre augmentation de vitesse, à la valeur OC = OU, garantissant l'inversion de sens du mouvement de rotation du satellite (2), est ensuite commandée au volant d'inertie (7), c) une nouvelle vitesse angulaire 26'0243 conjointement avec les instants correspondants tm (numéro d'ordre entier m 2 1, m pair pour m = 21 et impair pour m = 2n - 1), et en ce que pour chaque passage à zéro (8 = O), on calcule l'impulsion de rotation HS estimée, par la formule: HS 1 I = 2, caractérisé en ce que l'on choisit q = 1,5. 4. Procédé de réacquisition selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'après la chute de l'impulsion de rotation Hs du satellite (2) au dessous de la valeur HSO, une équation de la loi de régulation (régulation par 1 5 détecteur) de la forme suivante est prédéterminée, pour la suite de la régulation de la position de tangage: TC = kl T1 L ( M) + k2 x + K3 ( M - S) o TC est le couple de rotation à appliquer au volant d'inertie (7), ki ( i = 1, 2, 3) ainsi que T1 sont des constantes de régulateur, L ( OM) est une fonction de limiteur de la valeur de mesure eM de la position de tangage et (M est la valeur de mesure de la vitesse angulaire de la volant d'inertie (7), la relation x = L ( OM) existe entre x et L et S est choisi égal à la valeur initiale OM (ts) de l'instant initial du démarrage tS de la régulation par détecteur. 5. Procédé de réacquisition selon la revendication 4, caractérisé en ce que la valeur initiale x (ts) est déterminée selon l'expression x (ts) = - qHsk3 / Iwk2 (avec 1