FR 2647238 A1 19901123 FR 9004835 A 19900413 l La présente invention concerne un dispositif de commande d'orientation destiné à commander l'orien- tation d'un véhicule spatial, tel qu'un satellite ar- tificiel. Un satellite artificiel est de façon généra- le équipé d'une antenne. En présence de cette antenne, le corps du satellite est commandé de façon à conser- ver une orientation prédéterminée par rapport à la terre et, simultanément, l'antenne du satellite est commandée de façon à être pointée vers une station terrienne ou vers un certain objet cible (par exemple un autre satellite artificiel). (En toute exactitude, la commande mentionnée en dernier devrait être appelée commande de pointage, maig dans un but de simplicité, on décrira ici la commande de pointage comme l'une des commandes d'orientation.) Si l'orientation du corps du satellite varie, l'orientation de l'antenne varie éga- lement de façon correspondante. Inversement, si l'orientation de l'antenne varie, l'orientation du corps principal varie également, à cause des effets dynamiques que produit la commande d'orientation de l'antenne. Par conséquent, dans un dispositif de com- mande d'orientation classique, la bande de commande du système de commande d'orientation de l'antenne est maintenue suffisamment éloignée de celle d'un système de commande d'orientation du corps du satellite, pour faire en sorte que le système de commande d'orienta- tion de l'antenne n'interagisse pas avec le système de commande d'orientation du corps du satellite, à cause des effets dynamiques. On prend cette mesure non seu- lement pour le système de commande d'orientation de l'antenne, mais également pour le système de commande d'orientation pour un autre équipement associé au sa- tellite, comme par exemple un panneau solaire. On prend en outre une mesure similaire dans un autre type de véhicule spatial, comme une station spatiale. Il est difficile d'incorporer un équipement de grande taille dans un véhicule spatial, si cet équipement exige une commande d'orientation. Au cours des dernières années, on a eu tendance à lancer des satellites plus grands que ceux qui étaient lancés précédemment. Conformément à cette tendance, on a em- ployé de plus grandes antennes pour les satellites. Si l'antenne qui est employée pour un satellite est gran- de, le mécanisme d'entraînement pour l'antenne doit naturellement produire une force d'entraînement élevée. Si la force d'entraînement est trop élevée, les effets dynamiques qui agissent sur le corps du satellite aug- mentent inévitablement. De plus, la consommation d'énergie inutile dans le mécanisme d'entraînement augmente. I1 y a donc de nombreuses restrictions con- cernant l'emploi d'une antenne de grande taille, et le système de commande d'orientation qui est utilisé pour une telle antenne doit être conçu et fabriqué en te- nant compte de ces restrictions. I1 a donc été diffi- cile dans l'art antérieur d'employer une antenne de grande taille pour un véhicule spatial. Un but-de l'invention est donc de procurer un dispositif de commande d'orientation pour un véhi- cule spatial, qui ait une structure simple et qui em- pêche néanmoins de façon fiable une interaction entre le système de commande d'orientation qui est utiiisé pour le véhicule spatial et celui qui est utilisé pour un équipement du véhicule spatial, qui puisse être conçu et fabriqué aisément, et qui permette l'emploi d'un équipement de grande taille. Pour atteindre ce but, l'invention procure un dispositif de commande d'orientation qui comprend: un premier système de commande d'orientation (4) destiné à commander l'orientation d'un corps prin- cipal (1) du véhicule spatial sur la base d'une infor- mation (SeB) représentant une variation de l'orienta- tion du corps principal (1); un second système de commande d'orientation (5) destiné à commander l'orientation d'un équipement (2) qui est associé au corps principal, sur la base d'une information (SeA) représentant une variation de l'orientation de l'équipement (2); des premiers moyens de compensation pour: estimer une directionde pointage vers la cible pour l'équipement (2); estimer une erreur d'orientation (SOApM) de l'équipement (2) sur la base de l'informa- tion représentant la direction de pointage vers la cible estimee(SGREF) et de l'information (SeB) repré- sentant une variation de l'orientation du corps prin- cipal (1); et corriger le fonctionnement du second système de commande d'orientation sur la base de l'er- reur d'orientation estimée (SGAPM), pour compenser ainsi des effets dynamiques que le premier système de commande d'orientation peut exercer sur le second sys- tème de commande d'orientation; et des seconds moyens de compensation pour cor- riger le fonctionnement du premier système de commande d'orientation (4) sur la base de l'erreur d'orienta- tion estimée (SeAPM), pour compenser ainsi des effets dynamiques que le second système de commande d'orien- tation (5) peut exercer sur le premier système de com- mande d'orientation (4) lorsque les premiers moyens de compensation effectuent une compensation. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention seront mieux compris à la lecture de la description qui va suivre de modes de réalisation pré- férés, et en se référant aux dessins annexés dans les- quels: La figure 1 est une représentation qui il- lustre la structure d'un satellite artificiel auquel est appliqué un dispositif de commande d'orientation conforme à l'invention; La figure 2 est un schéma synoptique mon- trant la configuration de circuit d'un dispositif de commande d'orientation conforme au premier mode de réalisation de l'invention; La figure 3 est un schéma synoptique mon- trant la configuration de circuit d'un dispositif de commande d'orientation conforme au second mode de réa- lisation de l'invention; La figure 4 est un schéma synoptique mon- trant la configuration de circuit d'un dispositif de commande d'orientation conforme au troisième mode de réalisation de l'invention; La figure 5 est un schéma synoptique mon- trant la configuration de circuit d'un dispositif de commande d'orientation conforme au quatrième mode de réalisation de l'invention; et La figure 6 est un schéma synoptique mon- trant la configuration de circuit d'un dispositif de commande d'orientation conforme au cinquième]mode de réalisation de l'invention. La figure 1 montre la structure d'un satel- lite artificiel auquel est appliqué un dispositif de commande d'orientation conforme à l'invention. On sup- pose que le satellite artificiel est un satellite géo- stationnaire qui communique avec des satellites tour- nant sur une orbite terrestre basse. En considérant la figure 1, on note qu'un corps de satellite 1 et une antenne 2 sont réunis en- semble par un mât 3. Le corps de satellite comporte un axe de référence XB qui doit coincider avec un axe de direction du centre de la terre XBO (c'est-à-dire un axe qui est dirigé vers le centre de la terre). De fa- çon similaire, l'antenne 2 comporte un axe de d irec- tion de pointage XA qui doit coincider avec un axe de direction de cible XAO. Du fait que dans ce mode de réalisation, la cible vers laquelle l'antenne 2 doit être pointée est un satellite en orbite, l'axe de direction de cible XAO change continuellement au cours du temps. Un système de commande d'orientation 4 pour le corps du satellite, 1, et un système de commande d'orientation 5 pour l'antenne 2 sont donc établis de façon mutuellement indépendante, comme le montre la figure 2. On décrira tout d'abord le système de com- mande d'orientation 4 pour le corps du satellite, 1, en se référant à la figure 2. Fondamentalement, ce système de commande d'orientation 4 comprend un cap- teur terrestre 4a, un dispositif de traitement de si- gnal en boucle fermée 4b et un dispositif à roue d'inertie 4c. Comme le montre la figure 1, le capteur terrestre 4a est fixé sur la paroi extérieure du corps du satellite, 1, et le dispositif de traitement de si- gnal en boucle fermée 4b et le dispositif à roue d'inertie 4c sont montés à l'intérieur du corps du sa- tellite, 1. Le capteur terrestre 4a détecte un angle d'erreur d'orientation eB qui est la valeur de laquel- le l'axe de référence XB est décalé par rapport à l'axe de direction du centre de la terre XBO' il con- vertit l'angle d'erreur d'orientation détecté en un signal électrique SGB, et il émet le signal électrique. Le signal d'angle d'erreur d'orientation SGB est ap- pliqué au dispositif de traitement de signal en boucle fermée 4b. Sur la base du signal d'angle d'erreur d'orientation SOB, le dispositif de traitement de si- gnal en boucle fermée 4b calcule le moment cinétique qui est nécessaire pour corriger l'angle d'erreur GB, et il produit un signal d'ordre de moment cinétique HWC sous l'effet duquel l'unité à roue d'inertie 4c produit le moment cinétique. Le signal d'ordre HWC est appliqué à l'unité à roue d'inertie 4c. L'unité à roue d'inertie 4c comprend une roue de réaction, et elle produit le moment cinétique demandé Hw, dans les con- ditions dans lesquelles le sens de rotation et la vi- tesse de rotation de la roue de réaction sont comman- dés conformément au signal d'ordre HWC. Le moment ci- nétique HW est produit dans un sens identique au sens dans lequel l'angle d'erreur GB est produit, ce qui fait que l'angle d'erreur d'orientation G est réduit à zéro. On décrira ensuite le système de commande d'orientation 5 pour l'antenne 2. Fondamentalement, ce système de commande d'orientation 5 comprend un cap- teur RF 5a, un dispositif de traitement de signal en boucle fermée 5b et un mécanisme d'entraînement d'an- tenne 5c. Le capteur RF 5a est fixé sur la face exté- rieure de l'antenne, le dispositif de traitement de signal en boucle fermée 5b est monté à l'intérieur du corps du satellite, 1, et le mécanisme d'entraînement d'antenne 5c est associé à la partie d'accouplement entre l'antenne 2 et le mât 3, comme le montre la fi- gure 1. Du côté de l'antenne 2, le capteur RF 5a dé- tecte un angle d'erreur d'orientation GA qui est la valeur de laquelle l'axe de direction de pointage XA est décalé par rapport à l'axe de direction de la cible XAO (c'est-à-dire l'axe le long duquel une onde provenant de la cible atteint l'antenne 2), il conver- tit l'angle d'erreur d'orientation détecté GA en un signal électrique SeA, et il émet ce signal électrique. Le signal d'angle d'erreur d'orientation Se A est ap- pliqué au dispositif de traitement de signal en boucle fermée 5b. Sur la base du signal d'angle d'erreur d'orientation S@A, le dispositif de traitement de si- gnal en boucle fermée 5b calcule la vitesse angulaire qui est nécessaire pour corriger l'angle d'erreur GA# et il produit un signal d'ordre WApM qui commande le mécanisme d'entraînement d'antenne 5c, pour faire tourner l'antenne 5 à la vitesse angulaire exigée. Le signal d'ordre WApM est appliqué au mécanisme d'en- traînement d'antenne 5c. Le mécanisme d'entraînement d'antenne 5c fait tourner l'antenne 2, dans des condi- tions dans lesquelles le sens de rotation et la vites- se de rotation sont déterminés par le signal d'ordre WApM. Lorsque le mécanisme d'entraînement d'antenne 5c est actionné conformément au signal d'ordre WApM, l'antenne 2 tourne dans le sens opposé à celui de l'angle GA, de façon à avoir GApM = OA. L'angle d'er- reur d'orientation OA est donc réduit à zéro. Les effets dynamiques que produisent le sys- tème de commande d'orientation du corps du satellite, 4, et le système de commande d'orientation d'antenne 5 sont traités dans une section d'effets dynamiques du satellite, 6, comme le montre la figure 2. Le problème dans cette section d'effets dynamiques du satellite, 6, réside dans les effets dynamiques que la commande qui est effectuée par chaque système de commande peut avoir sur l'autre. Dans le cas o les deux systèmes de commande d'orientation 4 et 5 sont dans la condition initiale, l'axe de référence XB du corps du satellite, 1, coin- cide avec l'axe de direction du centre de la terre XBO (SB = 0), et l'axe de direction de pointage de l'an- tenne XA coincide avec l'axe de direction de la cible AO (GA = 0, APM = GREF). On suppose que, dans cette condition initiale, un couple perturbateur TE est ap- pliqué au corps du satellite, 1. Dans ce cas, on dé- termine le moment cinétique par lequel le couple per- turbateur T fait varier l'orientation du corps du sa- E tellite, 1, en multipliant le couple perturbateur TE par 1/S (en désignant par S l'opérateur de Laplace). On obtient la vitesse angulaire é avec laquelle B l'orientation du corps du satellite, 1, varie sous l'effet du moment cinétique, en multipliant le moment cinétique par 1/I (en désignant par I le moment d'iner- tie total). On obtient l'angle d'erreur d'orientation GB correspondant à la variation de l'orientation du corps du satellite, 1, à la vitesse angulaire ÈBr en multipliant la vitesse angulaire GB par 1/S. Dans le système de commande d'orientation du corps du satelli- te, 4, l'angle d'erreur d'orientation GB est détecté par le capteur terrestre 4a, et l'unité à roue d'iner- tie 4c produit un moment cinétique de roue de réaction H. qui a la même polarité que le moment cinétique qui est produit par le couple perturbateur TE. On annule E' une variation d'orientation qui est produite par le couple perturbateur TE en utilisant ce moment cinéti- que de roue de réaction Hw. Si l'orientation du corps du satellite, 1, varie de GB sous l'effet de l'application du couple externe TE, l'orientation de l'antenne 2 varie égale- ment de GB' comme il ressort de la figure 1. Autrement dit, dans la section d'effets dynamiques du satellite, 6, GB agit sur le système de commande d'orientation 5 de l'antenne 2 par l'intermédiaire d'un terme de cou- plage 7. Du fait que dans la condition initiale, l'axe de direction de pointage de l'antenne XA coincide avec l'axe de direction de la cible XAO (GA = 0), GB pro- duit un angle d'erreur d'orientation G A. Dans le sys- tème de commande d'orientation de l'antenne 5, le cap- teur RF 5a détecte l'angle d'erreur d'orientation GA (c'est-à-dire GB), et l'antenne 2 est mise en rotation avec une vitesse angulaire eApM, de façon à réduire à zéro l'angle d'erreur GA qui est détecté. On obtient l'angle d'entraînement de l'antenne GAPM au moment considéré en multipliant la vitesse angulaire GAPM par 1/S. La valeur de l'angle d'entraînement de l'antenne équivaut à celle de GB, mais son sens est opposé à ce- lui de eB. Par conséquent, l'angle d'entraînement de l'antenne GApM annule GB et coincide donc avec l'angle de pointage vers la cible GREF' Il en résulte que GA est réduit à zéro. Si l'orientation de l'antenne 2 est comman- dée de la manière indiquée ci-dessus, la vitesse angu- laire GApM de l'antenne 2 exerce des effets sur le corps du satellite, 1. En effet, le produit mathémati- que qu'on obtient en multipliant la vitesse angulaire GApM par I (en désignant par I le moment d'inertie équivalent) agit, comme un moment cinétique, sur le système de commande d'orientation 4 du corps de satel- lite, 1, par l'intermédiaire d'un terme de couplage 8. Du fait que ce moment cinétique fait varier l'orienta- tion du corps du satellite, 1, exactement comme le mo- ment cinétique qui est produit par le couple perturba- teur TE, un angle d'erreur d'orientation GB est détec- té et commandé à nouveau dans le système de commande d'orientation 4. Du fait qu'une commande similaire est répétée, le-système de commande d'orientation 4 du corps du satellite, 1, et le système de commande d'orientation 5 de l'antenne 2 induisent l'un sur l'autre des effets dynamiques, ce qui entraîne une in- teraction mutuelle. Compte de ce qui précède, l'invention procu- re une structure destinée à annuler les termes de cou- plage 7 et 8 mentionnés ci-dessus. Plus précisément, les composants constitu- tifs suivants sont ajoutés au système de commande d'orientation d'antenne 5: une section d'estimation d destinée à estimer un angle de pointage de cible; une section de compensation 5e destinée à compenser l'angle d'erreur d'orientation du corps du satellite; des soustracteurs 5h et 5g; et une section de calcul de IA' 5f. La section d'estimation 5d estime un angle de pointage de cible sur la base de la position pré- sente et de la formule qui exprime l'orbite d'un sa- tellite en rotation (c'est-à-dire une cible), elle co- de l'angle de pointage de cible estimé, et elle émet le signal résultant sous la forme d'un signal d'esti- mation d'angle de pointage de cible S REF. Ce signal d'estimation SOREF est appliqué au soustracteur 5g. Un signal SQB-que le capteur terrestre 4a du système de commande d'orientation du corps du satellite, 4, dé- tecte à titre de représentation d'un angle d'erreur d'orientation du corps du satellite, est appliqué au soustracteur 5g. Le soustracteur 5g soustrait donc SOREF de SOB. Le résultat de cette soustraction cor- respond à l'angle d'erreur d'orientation de l'antenne 2 dans le cas o l'orientation du corps du satellite, 1, est décalée de GB. - Le signal d'angle d'erreur d'orientation de l'antenne 2 est appliqué à la section de compensation 5e. Cette section de compensation 5e différentie le signal d'angle d'erreur d'orientation, pour obtenir ainsi la vitesse angulaire correspondant à l'angle d'erreur. En outre, la section de compensation 5e cal- cule la moyenne de la vitesse angulaire, et elle émet le résultat sous la forme d'un signal de compensation seAPM, en vue de son utilisation pour corriger l'angle de pointage de l'antenne. Le signal de compensation seApM est appliqué au soustracteur 5h. Le soustracteur 5h soustrait le signal de compensation SOAPM par rapport au signal d'ordre WApM que le dispositif de traitement de signal en boucle fermée 5b applique au mécanisme d'entraînement d'an- tenne 5c. Il faut noter que le capteur RF 5a ne détec- te pas un angle d'erreur GA tant que l'axe de direc- tion de pointage de l'antenne XA n'est pas décalé d'une certaine valeur par rapport à l'axe de direction de la cible XAO. Un signal d'ordre n'a donc pas encore été émis par le dispositif de traitement de signal en boucle fermée 5b lorsque le signal de compensation SeApM est appliqué au soustracteur 5g. Cependant, du fait que le signal d'estimation d'angle de pointage de cible SOREF est continuellement calculé et émis, le signal de compensation SGApM est émis immédiatement, si l'orientation du corps du satellite, 1, varie et si un angle d'erreur eB estproduit. De ce fait,le signal de B compernseion SQ est appliqué au mécanisme d'entraîne- ment d'antenne 5c sous la forme d'un signal d'ordre WApM. A ce moment, l'antenne 2 est mise en rotation APM' avec une vitesse angulaire eAPM' et la multiplication par 1/S de cette vitesse angulaire eApM donne GApM = eB + GREF. Comme il ressort de la section d'effets dynamiques de satellite 6 qui est représentée sur la figure 2, l'angle d'erreur d'orientation d'antenne GA est 9B - 9REF + GApM Par conséquent, si le signal de compensation seApM fait tourner l'antenne 2 de -g B + eREF, l'angle d'erreur d'orientation de l'antenne GA peut être réduit à zéro. De cette manière, il est pos- sible de réduire les effets dynamiques que la commande d'orientation du corps du satellite, 1, exerce sur la commande d'orientation de l'antenne 2, à cause du - terme de couplage 7. Le signal de compensation SGApM est égale- ment appliqué à la section de calcul de IA 5f. Dans cette section de calcul de IA' le signal de compensa- tion seApM est multiplié par une valeur estimée IA du APM A 12- moment d'inertie équivalent de l'antenne, IA, pour calculer ainsi que les effets que la commande d'orien- tation qui est accomplie pour l'antenne 2 exerce sur la commande d'orientation qui est accomplie pour le corps du satellite, 1, c'est-àdire le moment cinéti- que qui correspond au terme de couplage 8. Le résultat de ce calcul est appliqué au système de commande d'orientation 4 du corps du satellite, 1, à titre de signal de compensation utilisé pour compenser le terme de couplage 8. La valeur estimée IA mentionnée ci- dessus est obtenue à la fois à partir de la propriété de masse de l'antenne 2 et de l'angle d'entraînement d'antenne GAPM. Dans l'invention, le système de commande d'orientation du corps du satellite 4 comporte un ad- ditionneur 4d. Cet additionneur 4d additionne le si- gnal de compensation qui est produit par la section de calcul de IA du système de commande d'orientation de l'antenne 5, et le signal d'ordre de moment cinétique HWC que le dispositif de traitement de signal en bou- cle fermée 4b applique à l'unité à roue d'inertie 4c. Du fait que le signal de compensation est additionné au signal d'ordre qui est appliqué à l'unité à roue d'inertie 4c, cette dernière produit un moment ciné- tique qui est constitué par la composante de moment cinétique normale et par la composante de moment ciné- tique qui correspond au signal de compensation. La composante de moment cinétique qui est ajoutée au mo- ment cinétique normal a une valeur qui équivaut à cel- le du moment cinétique produit par le terme de coupla- ge 8, mais sa polarité est opposée à celle du moment cinétique que produit le terme de couplage 8. Par con- * séquent, la composante de moment cinétique ajoutée et la composante de moment cinétique qui est produite par le terme de couplage 8 s'annulent mutuellement. Il est donc possible de réduire les effets dynamiques que la commande d'orientation qui est effectuée pour l'anten- ne 2 exerce sur la commande d'orientation qui est ef- fectuée pour le corps du satellite, 1, à cause du ter- me de couplage 8. Comme mentionné ci-dessus; le dispositif de commande d'orientation calcule un signal de compensa- tion sur la base des données concernant l'angle d'orientation du corps du satellite, 1, et des données concernant le signal d'estimation de l'angle de poin- tage de cible de l'antenne, et il utilise le signal de compensation pour compenser les termes de couplage 7 et 8 de la section d'effets dynamiques 6 des systèmes de commande d'orientation 4 et 5. De cette manière, l'interaction entre les systèmes de commande d'orien- tation 4 et 5 est évitée. Du fait que l'interaction entre les deux systèmes de commande d'orientation est évitée sans qu'il ne soit nécessaire de maintenir suf- fisamment espacées les bandes de commande des deux systèmes, la conception et la fabrication du disposi- tif de commande d'orientation sont aisées. De plus, le dispositif de commande d'orientation permet au satel- lite d'employer une antenne de grandes dimensions. En outre, du fait que la commande qui est effectuée par chaque système de commande du dispositif est simple, la consommation d'énergie du dispositif est faible. Dans des véhicules spatiaux de certains ty- pes, le système de commande d'orientation 4 pour le corps du satellite, 1, comporte un capteur de vitesse angulaire 4e, comme le montre la figure 3. Ce capteur de vitesse angulaire 4e détecte la vitesse angulaire B d'une variation d'orientation du corps du satellite, B 1, et il la convertit en un signal électrique S@B qui est présenté en sortie. Le signal de vitesse angulaire SB est appliqué au dispositif de traitement de signal en boucle fermée 4b. Dans ce dispositif de traitement de signal en boucle fermée 4b, le signal de vitesse angulaire SOB est traité en compagnie du signal d'an- gle d'erreur d'orientation SGB qui provient du capteur terrestre 4a, de façon à produire un signal d'ordre de moment cinétique de roue de réaction HWC (c'est-à-dire un signal qui commande le moment cinétique que doit produire la roue de réaction et par lequel un angle d'erreur doit être corrigé). Comme on peut le comprendre d'après ce qui précède, le signal de sortie SB du capteur de vitesse angulaire 4d correspond à la vitesse angulaire àB de la variation de l'angle d'erreur d'orientation eB. On peut donc utiliser le signal de sortie SB du capteur de vitesse angulaire 4d à titre de signal de compensa- tion pour compenser le terme de couplage 7. Dans le mode de réalisation qui est représenté sur la figure 3, le système de commande d'orientation d'antenne 5 comprend un intégrateur 5i. Un signal SGB correspon- dant à l'angle d'erreur d'orientation GB du corps du satellite est obtenu en intégrant le signal de sortie SB du capteur de vitesse angulaire 4e au moyen de l'intégrateur 5i, et ce signal est appliqué au sous- tracteur 5g. En procédant ainsi, le mode de réalisa- tion qui est représenté sur la figure 3 permet d'obte- nir des avantages similaires à ceux du mode de réali- sation qui est représenté sur la figure 1. Sur la'fi- gure 3, les éléments constitutifs qui sont similaires à ceux représentés sur la figure 2 sont désignés par les mêmes références numériques que sur la figure 2, et on ne les décrira pas ici. On a décrit le mode de réalisation qui est représenté sur la figure 3 en considérant le cas dans lequel le capteur de vitesse angulaire était associé au système de commande d'orientation du corps du sa- tellite, 4. Un capteur de vitesse angulaire 5j peut cependant être associé au système de commande d'orien- tation de l'antenne, 5, comme le montre la figure 4, à condition que le capteur de vitesse angulaire 5j ne soit pas utilisé pour la commande de l'orientation du corps du satellite. Le capteur de vitesse angulaire 4e qui est représenté sur la figure 3 est conçu pour produire un signal de vitesse angulaire SbB. Par conséquent, dans le système de commande d'orientation de l'antenne, 5, la section d'estimation 5d peut être remplacée par une section d'estimation de vitesse angulaire de variation k (qui estime une vitesse angulaire de variation de l'angle de pointage de cible de l'antenne), et la sec- tion de compensation 5e peut être remplacée par une section de compensation de vitesse angulaire de varia- tion 51 (qui compense une vitesse angulaire de varia- tion de l'orientation du corps du satellite), comme le montre la figure 5. Si la section d'estimation de vi- tesse angulaire de variation 5k et la section de com- pensation de vitesse angulaire de variation 51 sont employées de la manière qui est représentée sur la fi- gure 5, on peut utiliser un signal de sortie du cap- teur de vitesse angulaire 4e sans avoir à traiter ce signal. Dans ce cas, la section d'estimation de vites- se angulaire de variation 5k différentie le signal d'estimation d'angle de pointage de cible S REF et elle émet le signal différentié sous la forme d'un si- gnal d'estimation de vitesse angulaire de variation SeREF" et le soustracteur 5g soustrait SGREF du signal de vitesse angulaire seB d'une variation d'orientation ducrps du satellite 1 (le signal de vitesse angulaire seB étant émis par le capteur de vitesse angulaire 4e). De cette manière, on détermine le signal de vi- tesse angulaire correspondant à la variation d'orien- tation de l'antenne qui est produite par la variation d'orientation du corps du satellite. Le signal de vitesse angulaire qui est ainsi obtenu est appliqué à la section de compensation de vitesse angulaire de variation 51. Cette section de compensation 51 multiplie le signal de vitesse angu- laire d'entrée par un coefficient prédéterminé, pour produire ainsi un signal de compensation SeApM. Le si- gnal de compensation SOApM correspond à la vitesse an- gulaire de la variation d'orientation de l'antenne qui se produit en relation avec la variation d'orientation du corps du satellite. Le signal de compensation SeApM équivaut à un signal desortie de la section de compen- sation 5e qui est représentée sur la figure 3. Le mode de réalisation qui est représenté sur la figure 5 pro- cure donc des avantages similaires à ceux du mode de réalisation de la figure 3, en appliquant le signal de compensation SOApM au soustracteur 5h. Du fait que les éléments constitutifs qui sont employés dans le mode de réalisation représenté sur la figure 5 sont similaires à ceux de la figure 3, à l'exception des parties mentionnées ci-dessus, ils sont désignés par les mêmes références numériques que sur la figure 3, et on ne les décrira pas ici. - Le mode de réalisation qui est représenté sur la figure 3 peut être modifié de la manière qui est représentée sur la figure 6. Sur la figure 6, les éléments constitutifs qui sont similaires à ceux re- présentés sur la figure 3 sont désignés par les mêmes références numériques que sur la figure 3, et on ne les décrira pas ici. Dans la forme modifiée qui est représentée sur la figure 6, une section d'estimation de compensa- tion d'entraînement d'antenne 4f (c'est-à-dire une section d'estimation destinée à estimer une valeur de compensation utilisée pour la compensation d'une va- riation qui se produit dans l'orientation du corps du satellite, sous l'effet de l'entraînement de l'antenne 2), et une section de calcul de A' 4g, sont ajoutées au système de commande d'orientation du corps du satellite 4, et la section de calcul de IA 5f qui est A représentée sur la figure 3 est éliminée du système de commande d'orientation de l'antenne, 5. Le signal de vitesse angulaire SOB que le capteur de vitesse angu- laire 4e produit sous l'effet d'une variation de l'orientation du corps du satellite, est appliqué à la section d'estimation 4f. Sur la base du signal de vi- tesse angulaire S6B, la section d'estimation 4f dé- termine la valeur de la variation que subit l'antenne 2, sous l'effet d'une variation de l'orientation du corps du satellite, 1, elle calcule une valeur de vi- tesse angulaire d'entraînement de l'antenne (c'est-à- dire une valeur de vitesse angulaire qui résulte de l'entraînement de l'antenne 2) nécessaire pour annuler la variation, et elle émet la valeur calculée sous la forme d'un signal de compensation. Ce signal de com- pensation est appliqué à la section de calcui de IA' 4g. Comme la section de calcul de IA 5f qui est repré- sentée sur la figure 3, la section de calcul 4g multi- plie le signal de compensation d'entrée par une valeur estimée IA du moment d'inertie équivalent de l'antenne, iA, pour calculer ainsi comment l'orientation du corps du satellite, 1, est affectée par la commande d'orien- tation de l'antenne 2 (c'est-à-dire le moment cinéti- que correspondant au terme de couplage 8). Le résultat de ce calcul est appliqué à l'additionneur 4d sous la forme d'un signal de compen- sation qui est utilisé pour compenser le terme de cou- plage 8. L'additionneur 4d additionne le signal de compensation au signal d'ordre de moment cinétique HWC que le dispositif de traitement de signal en boucle fermée 4b applique à l'unité de roue d'inertie 4c. Du fait que l'unité à roue d'inertie 4c reçoit le signal d'ordre auquel est ajouté le signal de compensation, cette unité 4c produit un moment cinétique qui est constitué par la composante de moment cinétique norma- le et par la composante de moment cinétique correspon- dant au signal de compensation. La composante de mo- ment cinétique qui est ajoutée au moment cinétique normal a une valeur qui équivaut à celle du moment ci- nétique qui est produit par le terme de couplage 8, mais sa polarité est opposée à celle du moment cinéti- que qui est produit par le terme de couplage 8. Il en résulte que la composante de moment cinétique ajoutée et le moment cinétique qui est produit par le terme de couplage 8 s'annulent mutuellement. Il est donc possi- ble de réduire les effets dynamiques que la commande d'orientation de l'antenne 2 exerce sur la commande d'orientation du corps du satellite, 1, à cause du terme de couplage 8. On a décrit les modes de réalisation précé- dents en considérant le cas dans lequel l'antenne était prévue pour un satellite géostationnaire. L'in- vention n'est cependant limitée en rien à ce cas, et elle peut être appliquée à des cas dans lesquels un équipement qui nécessite une commande d'orientation, comme un panneau solaire ou un instrument d'observa- tion, est associé au corps du satellite. En outre, l'objet vers lequel l'antenne doit être pointée n'est pas limité à un satellite tournant autour de la terre, et il peut être une station terrienne, une station spatiale, ou autre. Il est cependant évident que les avantages de l'invention sont les plus marqués dans les cas dans lesquels la direction de pointage de l'antenne change continuellement. 2647/238 Il va de soi que de nombreux changements et modifications peuvent être appliqués au dispositif et au procédé décrits et représentés, sans sortir du ca- dre de l'invention. REVENDICATIONS 1. Dispositif de commande d'orientation pour un véhicule spatial, caractérisé en ce qu'il comprend: un premier système de commande d'orientation (4) des- tiné à commander l'orientation d'un corps principal (1) du véhicule spatial sur la base d'une information (SeB) représentant une variation de l'orientation du corps principal (1); un second système de commande d'orientation (5) destiné à commander l'orientation d'un équipement (2) associé au corps principal, sur la base d'une information (SGA) représentant une varia- tion de l'orientation de l'équipement (2); des pre- miers moyens de compensation pour: estimer une direc- tion de pointage de cible de l'équipement (2); estimer une erreur d'orientation (SGApM) de l'équipement (2) sur la base de l'information représentant la direction de pointage de cible estimée (SGREF) et de l'informa- tion (SGB) représentant une variation de l'orientation du corps principal (1); et corriger le fonctionnement du second système de commande d'orientation sur la ba- se de l'erreur d'orientation estimée (SGAPM), pour compenser ainsi des effets dynamiques que le premier système de commande d'orientation peut exercer sur le second système de commande d'orientation; et des se- conds moyens de compensation pour corriger le fonction- nement du premier système de-commande d'orientation (4) sur la base de l'erreur d'orientation estimée- (S@APM), pour compenser ainsi des effets dynamiques que le second système de commande d'orientation (5) peut exercer sur le premier système de commande d'orientation (4) lorsque les premiers moyens de com- pensation effectuent une compensation. 2. Dispositif de commande d'orientation se- lon la revendication 1, caractérisé en ce que: le premier système de commande d'orientation (4) comprend: des premiers moyens de détection (4a) destinés à dé- tecter une variation d'orientation du corps principal (1) sous la forme d'un angle d'erreur (SGB); un pre- mier dispositif de traitement de signal (4b) destiné à produire un signal de commande d'entraînement (Hwc) sur la base de l'angle d'erreur (SGB) qui est détecté par les premiers moyens de détection d'angle d'erreur d'orientation, de façon que le signal de commande d'entrainement (Hwc) puisse être utilisé pour annuler l'angle d'erreur (SSB); et un premier actionneur (4c), qui est mis en action sur la base du signal de comman- de d'entraînement (Hwc) que produit le premier dispo- sitif de traitement de signal (4b), pour faire varier l'orientation du corps principal (1); le second systè- me de commande d'orientation (5) comprend: des se- conds moyens de détection (5a) destinés à détecter une variation d'orientation de l'équipement (2) sur la ba- se de l'information représentant la direction de poin- tage de cible (S@REF), sous la forme d'un angle d'er- reur (SGA); un second dispositif de traitement de si- gnal (5b) destiné à produire un signal de commande d'entraînement (WApM) sur la base de l'angle d'erreur (SGA) que détectent les seconds moyens de détection d'angle d'erreur d'orientation (5a), de façon que le signal de commande d'entraînement (WAPM) puisse être utilisé pour annuler l'angle d'erreur (SeA); et un se- cond actionneur (5c), qui est mis en action sur la ba- se du signal de commande d'entraînement (WAPM) que produit le second dispositif de traitement de signal (5b), pour faire varier l'orientation de l'équipement (2); les premiers moyens de compensation comprennent: une section d'estimation (5d) destinée à estimer cons- tamment un angle de pointage de cible ( REF) de l'équi- pement et à émettre une valeur estimée (SeREF) de l'angle de pointage de cible; un soustracteur (5g) destiné à calculer une différence entre un signal re- présentant l'angle d'erreur (SB). qui est détecté par les premiers moyens de détection d'angle d'erreur d'orientation (4a), et la valeur estimée (SOREF) de l'angle de pointage de cible; des moyens de génération de signal de compensation (5e) destinés à produire un signal de compensation (SGApM) correspondant à un si- gnal de sortie du soustracteur (5g), sur la base de l'hypothèse selon laquelle le signal de sortie du sous- tracteur (5g) représente un angle duquel l'orientation de l'équipement (2) a varié sous l'effet d'une orien- tation du corps principal (1); et des moyens de sous- traction (5h) destinés à soustraire le signal de com- pensation (SG ApM) qui est produit par les moyens de génération de signal de compensation (5e), à partir du signal de commande d'entraînement (WAPM) qui est pro- duit par le second dispositif de traitement de signal (5b); et les seconds moyens de compensation compren- nent: une section d'estimation (5f) destinée à esti- mer des effets qu'une variation d'orientation de l'équipement (2) peut avoir sur le corps principal (1), en multipliant le signal de compensation (S9APM) obtenu par les premiers moyens de compensation, par un moment d'inertie équivalent (IA) de l'équipement (2); et des moyens additionneurs (4d) destinés à ajouter un signal de sortie de la section d'estimation (5f) au signal de commande d'entrainement (Hwc) qui est pro- duit dans le premier système de commande d'orientation (4). 3. Dispositif de commande d'orientation se- lon la revendication 1, caractérisé en ce que: le premier système de commande d'orientation (4) comprend: des moyens de détection de vitesse angulaire (4e) des- tinés à détecter une vitesse angulaire (àB) d'une va- riation d'orientation du corps principal (1) et à -émettre la vitesse angulaire détectée, sous la forme d'une information de vitesse angulaire (SGB); un pre- mier dispositif de traitement de signal (4b) destiné à produire un signal de commande d'entraînement (Hwc) sur la base de l'information de vitesse angulaire (SèB) qui est émise par les moyens de détection de vi- tesse angulaire d'orientation (4e), de façon que le signal de commande d'entraînement (Hwc) puisse être utilisé pour annuler la vitesse angulaire (àB); et un premier actionneur (4c), qui est mis en action sur la base du signal de commande d'entraînement (Hwc) que produit le premier dispositif de traitement de signal (4b), pour faire varier l'orientation du corps princi- pal (1); le second système de commande d'orientation (5) comprend: des moyens de détection d'angle d'er- reur (5a) destines à détecter un angle d'orientation (GA) de l'équipement (2) par rapport à l'angle de pointage de cible (GREF) sous la forme d'une informa- tion d'angle d'erreur (SGA); un second dispositif de traitement de signal (5b) destiné à produire un signal de commande d'entraînement (WAPM) sur la base de l'in- formation d'angle d'erreur (S@A) que détectent les moyens de détection d'angle d'erreur d'orientation (Sa), de façon que le signal de commande d'entraine- ment (WApM) puisse être utilisé pour annuler l'angle d'erreur (S@A), et un second actionneur (5c), qui est mis en action sur la base du signal de commande d'en- traînement (WApM) qui est produit par le second dis- positif de traitement de signal (5b), pour faire va-. rier l'orientation de l'équipement (2); les premiers moyens de compensation comprennent: une section d'es- timation (5d) destinée à estimer constamment un angle de pointage de cible (GREF) de l'équipement (2), et à émettre une valeur estimée (SOREF) de l'angle de poin- tage de cible; un intégrateur (Si) destiné à intégrer l'information de vitesse angulaire (S B) qui est émise par les moyens de détection de vitesse angulaire d'orientation (4e), afin de convertir l'information de vitesse angulaire en une information angulaire (SGB); un soustracteur (5g) destiné à calculer une différence entre une valeur de sortie de l'intégrateur (5i) et la valeur estimée (SGREF) de l'angle de pointage de cible; des moyens de génération de signal de compensation (5e) destinés à produire un signal de compensation de commande d'entraînement (SGAPM) correspondant à un si- gnal de sortie du soustracteur (5g), sur la base de l'hypothèse selon laquelle le signal de sortie du soustracteur (5g) représente un angle de variation de l'orientation de l'équipement (2) sous l'effet d'une variation d'orientation du corps principal (1); et des moyens de soustraction (5h) destinés à soustraire le signal de compensation (SGApM) qui est produit par les moyens de génération de signal de compensation (5e), par rapport au signal de commande d'entraînement (WAPM) que produit le second dispositif de traitement de si- gnal (5b); et les seconds moyens de compensation com- prennent: une section d'estimation (5f) destinée à estimer des effets qu'une variation d'orientation de l'équipement (2) peut avoir sur le corps principal (1), en multipliant le signal de compensation (SGApM) obtenu par les premiers moyens de compensation, par un moment d'inertie équivalent ( A) de l'équipement (2); et des moyens additionneurs (4d) destinés à ajouter un signal de sortie de la section d'estimation (5f) au signal de commande d'entraînement (Hwc) qui est pro- duit dans le premier système de commande d'orientation (4). 4. Dispositif de commande d'orientation se- lon la revendication 1, caractérisé en ce que: le premier système de commande d'orientation (4) comprend: des moyens de détection de vitesse angulaire d'orienta- tion (4e) destinés à détecter une vitesse angulaire(GB) d'une variation d'orientation du corps principal(1),et à émettre la vitesse angulaire détectée, sous la forme d'une information de vitesse angulaire (SOB); un pre- mier dispositif de traitement de signal (4b) destiné à produire un signal de commande d'entraînement (Hwc) sur la base de l'information de vitesse angulaire (SOB) qui-est émise par les moyens de détection de vi- tesse angulaire d'orientation (4e), de façon que le signal de commande d'entraînement (Hwc) puisse être utilisé pour annuler la vitesse angulaire (GB); et un premier actionneur (4c), qui est mis en action sur la base du signal de commande d'entraînement (Hwc) que produit le premier dispositif de traitement de signal (4b), pour faire varier l'orientation du corps princi- pal (1); le second système de commande d'orientation (5) comprend: des moyens de détection d'angle d'er- reur (5a) destinés à détecter un angle d'orientation - ( A) de l'équipement (2) par rapport à l'angle de pointage de cible (GREF), sous la forme d'une informa- tion d'angle d'erreur (SGA); un second dispositif de traitement de signal (5b) destiné à produire un signal de commande d'entraînement (WApM) sur la base de l'in- formation d'angle d'erreur (SGA) que détectent les moyens de détection d'angle d'erreur d'orientation (5a), de façon que le signal de commande d'entraîne- ment (WApM) puisse être utilisé pour annuler l'angle d'erreur (SGA), et un second actionneur (5c), qui est mis en action sur la base du signal de commande d'en- traînement (WApM) qui est produit par le second dis- positif de traitement de signal (5b), pour faire va- rier l'orientation de l'équipement; les premiers moyens de compensation comprennent: une section d'es- timation (5k) destinée à estimer constamment une vites- se angulaire de variation (@REF) de l'angle de pointa- ge de cible (GREF) de l'équipement (2), et à émettre une valeur estimée (SGREF) de la vitesse angulaire de variation de l'angle de pointage de cible; un soustrac- teur (5g) destiné à calculer une différence entre l'information de vitesse angulaire (S@B) qui est émise par les moyens de détection de vitesse angulaire d'orientation (4e) et la valeur estimée (SGREF) de la vitesse angulaire de variation de l'angle de pointage de cible; des moyens de génération de signal de com- pensation (51) destinés à produire un signal de compen- sation de commande d'entraînement (SeApM) correspon- dant à un signal de sortie du soustraction (5g), sur la base de l'hypothèse selon laquelle le signal de sor- tie du soustracteur (5g) représente une vitesse angu- laire à laquelle l'orientation de l'équipement (2) va- rie sous l'effet d'une variation d'orientation du corps principal (1); et des moyens de soustraction (5h) destinés à soustraire le signal de compensation (SGAe) que produisent les moyens de génération de si- APM gnal de compensation (51) par rapport au signal de com- mande d'entraînement (WApM) que produit le second dis- positif de traitement de signal (5b); et les seconds moyens de compensation comprennent: une section d'es- timation (5f) qui est destinée à estimer des effets qu'une variation d'orientation de l'équipement (2) peut avoir sur le corps principal (1), en multipliant le signal de compensation (SOApM) obtenu par les pre- miers moyens de compensation par un moment d'inertie équivalent ( A) de l'équipement (2); et des moyens ad- ditionneurs (4d) pour ajouter un signal de sortie de la section d'estimation (5f) au signal de commande d'entraînement (Hwc) qui est produit dans le premier système de commande d'orientation (4). 5. Dispositif de commande d'orientation se- lon la revendication 1, caractérisé en ce que: le premier sys ème de commande d'orientation (4) com- prend: des moyens de détection d'angle d'erreur d'orientation (4a) qui sont destinés à détecter une variation d'orientation du corps principal (1) sous la forme d'une information d'angle d'erreur (SGB); un premier dispositif de traitement de signal (4b) qui est destiné à produire un signal de commande d'entra- nement (Hwc) sur la base de l'information de vitesse angulaire (SGB) qui est émise par les moyens de détec- tion d'angled'erreur d'orientation (4a), de façon que le signal de commande d'entraînement (Hwc) puisse être utilisé pour annuler l'angle d'erreur (SOB); et un premier actionneur (4c), qui est mis en action sur la base du signal de commande d'entraînement (Hwc) qui est produit par le premier dispositif de traitement de signal (4b), pour faire varier l'orientation du corps principal (1); le second système de commande d'orien- tation (5) comprend: des seconds moyens de détection d'angle d'erreur d'orientation (5a), destinés à détec- ter une variation d'orientation de l'équipement (2) par rapport à l'angle de pointage de cible (GREF), sous la forme d 'une information d'angle d'erreur (SGA); un second dispositif de traitement de signal (5b) destiné à produire un signal de commande d'en- trainement (WApM) sur la base de l'information d'angle d'erreur (SGA) qui est détectée par les seconds moyens de détection d'angle d'erreur d'orientation (5a), de façon que le signal de commande d'entraînement (WAPM) puisse être utilisé pour annuler l'angle d'erreur (SeA); et un second actionneur (5c), qui est mis en action sur la base du signai de commande d'entraîne- ment (WApM) que produit le second dispositif de trai- tement de signal (5b), pour faire varier l'orientation de l'équipement (2); les premiers moyens de compensa- tion comprennent: des moyens de détection de vitesse angulaire d'orientation (4e) qui sont destinés à dé- tecter une vitesse angulaire (GB) de la variation d'orientation du corps principal (1), et à émettre la vitesse angulaire détectée, sous la forme d'une infor- mation de vitesse angulaire (SB); une section d'es- timation (5k) destinée à estimer constamment une vi- tesse angulaire de variation (@REF) de l'angle de pointage de cible (GREF) de l'équipement (2), et à émettre une valeur estimée de la vitesse angulaire de variation de l'angle de pointage de cible; un sous- tracteur (5g) destiné à calculer une différence entre l'information de vitesse angulaire (SGB) qui est émise par les moyens de détection de vitesse angulaire d'orientation (4e), et la valeur estimée (SOREF) de la vitesse angulaire de variation de l'angle de pointage de cible; des moyens de génération de signal de com- pensation (51) destinés à produire un signal de com- pensation de commande d'entraînement (SeApM) corres- pondant à un signal de sortie du soustracteur (5g), sur la base de l'hypothèse selon laquelle le signal de sortie du soustracteur (5g) représente une vitesse an- gulaire à laquelle l'orientation de l'équipement (2) varie sous l'effet d'une variation d'orientation du corps principal (1>; et des moyens de soustraction (5h) destinés à soustraire le signal de compensation (SGApM) qui est produit par les moyens de génération de signal de compensation (51), par rapport au signal de commande d'entraînement (WAPM) qui est produit par le second dispositif de traitement de signal (5b); et les seconds moyens de compensation comprennent: une section de compensation (4f) destinée à estimer une vitesse angulaire à laquelle l'orientation du corps principal (1) varie sous l'effet de la variation de l'orientation de l'équipement (2), par l'utilisation de l'information de vitesse angulaire (SeB) qui est obtenue par les moyens de détection de vitesse angu- laire d'orientation (4e), et destiné à émettre une va- leur estimée de la vitesse angulaire, sous la forme d'un signal de compensation de vitesse angulaire; une section d'estimation (4g) destinée à estimer des ef- fets qu'une variation d'orientation de l'équipement (2) peut avoir sur le corps principal (1), en multi- pliant le signal de compensation de vitesse angulaire qui est obtenu par la section de compensation d'esti- mation d'entrainement (4f), par un moment d'inertie équivalent (IA) de l'équipement (2); et des moyens ad- ditionneurs (4d) destinés à ajouter un signal de sor- tie de la section d'estimation (4g) au signal de com- mande d'entraînement (Hwc) qui est produit dans le premier système de commande d'orientation (4).