FR 2649809 A1 19910118 FR 9008761 A 19900710 PROCEDE ET DISPOSITIF POUR ORIENTER UN VEHICULE SPATIAL, EN PARTICULIER UN SATELLITE GEOSTATIONNAIRE, SUIVANT UNE DIRECTION DE REFERENCE. La présente invention se rapporte à un procédé et un dispositif pour orienter un véhicule spatial, en particulier un satellite géostationnaire, suivant une direction de référence. Des véhicules spatiaux, par exemple des satellites de télécom- munications, doivent occuper dans certaines phases de fonctionnement une orientation définie par rapport à la terre et/ou au soleil. A cet effet, le stallite doit être orienté par rapport au soleil suivant une direction déterminée, dite direction de référence, fixée dans le système de coordonnées du satellite. Pour cela, dans le cas de satellites géostationnaires, on procède jusqu'à présent à deux mesures généralement orthogonales à l'aide desquelles on détermine la direction momentanée du soleil. L'écart de cette direction momentanée du soleil par rapport à la direction de référence est alors utilisé pour orienter le satellite en passant par un système de régulation. Dans ce système de régulation, des signaux de régulation sont calculés à partir des données mesurées et d'autres données caractéristiques du satellite et des détecteurs et sont transformés en signaux de commande appliqués aux organes de commande du satellite. Pour le procédé utilisé jusqu'à présent pour orienter le satellite sur le soleil, il faut disposer toujours d'au moins deux détecteurs et, à des fins de redondance, un détecteur supplémentaire est encore présent. En outre, suivant le procédé usuel, l'acquisition mentionnée de la terre ne peut être exécutée que lorsque des conditions géométriques déterminées sont remplies, à savoir que le soleil, le satellite et la terre occupent une constellation définie les uns par rapport aux autres. Si la terre disparaît, par exemple en raison d'influences pertubatrices, de la zone d'acquisition du satellite et des détecteurs de ce dernier, de sorte que le satellite perd sa référence terre, des durées d'attente I0 en partie considérables sont nécessaires jusqu'à ce que ladite constellation définie soit atteinte et qu'une acquisition de la terre soit possible. La présente invention a pour objet un procédé et un dispositif du type défini ci-dessus permettant une orientation du satellitte en direction d'un objet de référence, en particulier le soleil, avec des moyens techniques plus faibles et avec un nombre plus réduit de mesures, mais en utilisant néanmoins une loi de régulation simple qui, du point de vue résultats, n'est pas inférieure à la loi de régulation connue. Suivant le procédé conforme à l'invention d'orientation d'un véhicule spatial, en particulier d'un satellite géostationnaire, par rapport à un objet de référence, en particulier le soleil, on mesure la direction véhicule spatial/objet de référence (direction soleil) et on oriente le véhicule à l'aide d'organes de commande de telle manière que la direction soleil coincide avec une direction de référence fixe par rapport au véhicule spatial, en appliquant aux organes de commande des signaux de régulation qui sont dérivés de la mesure de direction et qui produisent des couples de commande sur le véhicule spatial. Selon l'invention, on détermine la direction soleil uniquement par rapport à une unique direction de mesure, par exemple l'axe principal d'un détecteur de direction, et si la direction soleil ne coincide pas avec la direction de référence fixe par rapport au véhicule spatial, on effectue les opérations suivantes: a) rotation du véhicule spatial autour de la direction de référence fixe par rapport au véhicule spatial; : aluaflns uoTeltnSlez op tI o l uaesne e luAv sTI;iln E uo 4lvT;uds alnoTqgA np uoTluzlut.Iop suoTlzlado set inoj IIaIo$ uoTloalip Bl luvuSmaiap anelzolep unp enb$ldo 3exej o la alUesodwoO sq WI azlle op eulm.xle.p.ad essq ap inaiea. un e % 'aeinoa op uoIDOalj p Fl suup aeansom (qS) ITelos uoTl,;4.p Wl ap auvsodmoD e1 úa 'e ansam ap 0O uol;loeIp Bl ap anolaaA el aed eoulag;aJ op UOTz Tp 1 alp aP lneD0A np IrnpoId el ES 'eznsam ap uoT0D..aTp tl op lnelDA el lsa lie Io ( ctdde.ad 69ansac ep uollDoalp l V 3uameIeTelnDTpuadaed II;los uoIoza.lp el elqlnseas uou eluesodmoz Wr op uollvuTmTarI (z ainzrqqAz nu 3loddIez md exi; 0Uealnil;J ep UOTDCZl;p el 8;UamaoIlT -nzlpuadmad le eznsem ep uoTl;1z3fp et! 3uameml.elnlpuacdaed apuBmmoD op ealdniov.aeme.d unp uolslIdde aed 'eansaem op uoll-;)ep Wr suep Italos uoTel p Wr nezp nl.l uesp 3 oduoe el ep uorlvuTmlIg (q oa6!069Z u = - CD (w - c SR) + Kp (S + SRSRT -) e (Nsy - Nby) (8) o u désigne les signaux d'entrée pour les organes de commande, KD les paramètres de régulation pour les vitesses de rotation autour des axes du véhicule spatial, Kp les paramètres de régulation pour la position du véhicule spatial, w les vitesses de rotation du véhicule spatial autour des axes du véhicule spatial, c la valeur pour les taux ou degrés de rotation du véhicule spatial, SR le vecteur de la direction de référence, SR le produit du vecteur de référence SR par le vecteur de la direction de mesure eM, SR le vecteur transposé de la direction de référence, I le vecteur unité, L un facteur de limitation, Nsy la composante mesurée de la direction soleil Sb dans la direction de mesure et Nby une valeur de base prédéterminée pour by cette composante. Le dispositif pour la mise en oeuvre du procédé conforme à - l'invention présente les particularités: - qu'il est prévu un détecteur de soleil dont le signal de sortie, après une correction de point zéro, est envoyé à un limiteur, - qu'il est prévu dans une première branche un premier multiplicateur pour calculer la direction de rotation d'un vecteur de commande (a2) à partir de la direction de mesure (eM) et d'une direction de référence (0 ou SR), - qu'il est prévu dans une deuxième branche un autre multiplicateur pour calculer la direction de rotation d'un autre vecteur de commande (a3) également à partir de la direction de mesure (eM) et d'une direction de référence (SR ou 0), - que les vecteurs de direction de rotation sont multipliés chaque fois par le signal de sortie du limiteur et sont ensuite additionnés les uns avec les autres, que le signal de somme est envoyé à un multiplicateur en vue de la multiplication par un paramètre de régulation K, - que dans une troisième branche est prévu un multiplicateur pour calculer le vecteur de vitesse de rotation wb du véhicule spatial autour des trois axes fixes par rapport au véhicule spatial, à partir d'une direction de référence (SR) et d'une constante (c), - que trois multiplicateurs sont prévus, dans lesquels le signal de somme combiné à partir des deux vecteurs de commande (a2, a3), le vecteur de vitesse de rotation (Wb) et les vitesses de rotation (w) du véhicule spatial sont multipliés par des paramètres de régulation Kp, KD, et - que les grandeurs de sortie de ces mulitplicateurs sont envoyées à un additionneur dont le signal de sortie est le signal de commande. Suivant le procédé conforme à l'invention, il suffit de disposer d'un unique de signal de mesure par rapport à une direction, c'est-à- dire également d'un unique détecteur à l'aide duquel est déterminée la direction de l'objet de référence, appelé ci-après en général le soleil, par rapport à la direction de mesure du capteur, c'est-à-dire l'axe principal de ce dernier. Suivant ce concept de régulation, en cas d'écart dans l'orientation par rapport au soleil, on fait d'abord tourner le véhicule spatial autour d'un axe qui colncice avec la direction de référence fixe par rapport au véhicule spatial. Les organes de commande reçoivent des signaux de commande de telle manière que la composante de la direction momentanée du soleil dans la direction de mesure soient éliminées. La deuxième composante de la direction momentanée du soleil, qui est perpendiculaire à la direction de mesure et qui ne peut pas être mesurée, est ensuite également éliminée par le fait que des signaux de commande sont appliqués aux organes de commande de manière que des couples de commande agissent sur le véhicule spatial perpendiculairement à la direction de référence et perpendiculairement à ce premier couple de commande. Pour cette manoeuvre, la direction momentanée du soleil est amenée en coïncidence avec la direction de référence. Les deux couples de commande peuvent, soit être accordés sur la direction de référence fixe par rapport au véhicule spatial, soit, en particulier lorsque les détecteurs, par exemple des détecteurs de soleil, présentent un champ de vision avec un angle de plus de 90 , être rapportés à l'axe optique de ce capteur. Cela évite, pour des constellations déterminées, des difficultés de convergence pour la direction du soleil et la direction de référence. Cela présente encore l'avantage que les vecteurs intervenant dans la loi de régulation sont constants pour les différents détecteurs, c'est-à- dire ne dépendent pas de la direction de référence, ce qui constitue une simplification pour le calcul de la loi de régulation. Avec le procédé et le dispositif suivant l'invention, on peut, par exemple dans le cas de satellites de télécommunications, économiser au moins deux détecteurs de soleil, à savoir ceux, en général le détecteur primaire et le détecteur redondant, qui, suivant le procédé usuel, servent à mesurer suivant la direction du soleil la deuxième composante de direction du vecteur de soleil dirigé sur le soleil, et qui ne sont nécessaires que pour les manoeuvre d'acquisition de la terre. En outre, suivant l'invention, il est possible de réduire le temps d'attente pour l'acquisition de la terre après une perte de la référence terre. Etant donné qu'un seul détecteur est nécessaire, une telle acquisition de la terre, après perte de la référence terre, est également possible avec les détecteurs de soleil supplémentaires, à un seul axe, existant pour d'autres manoeuvres. Pour une nouvelle acquisition de la terre, il n'est pas donc pas nécessaire d'attendre que soit rétablie la constellation, définie suivant le procédé connu, entre le soleil, le véhicule et la terre. Bien que le procédé conforme à l'invention puisse être mise en oeuvre avec des moyens techniques considérablement réduits, les temps nécessaires pour une orientation du véhicule spatial ne sont pas plus longs que jusqu'à présent. En se référant aux dessins annexés, on va décrire ci-après plus en détail deux exemples de réalisation de l'invention; sur les dessins: la figure 1 représente le schéma général des composants principaux d'un satellite en vue de l'orientation de ce dernier sur le soleil, suivant le procédé conforme à l'invention; la figure 2 représente un système de coordonnées pour l'explication des vecteurs utilisés suivant le procédé conforme à l'invention; les figures 3 à 5 représentent des diagrammes montrant la variation des vitesses de rotation, des composantes du vecteur du soleil et du vecteur terre, chaque fois par rapport à un système de coordonnée fixe par rapport au satellite, pendant l'opération. d'orientation; la figure 6 représente la trace du vecteur soleil et du vectuer terre sur la surface du satellite, représentée schématiquement en tant que cube, pendant l'opération d'orientation; la figure 7 est une représentation correspondant à celle de la figure 6, pour un procédé d'orientation connu; la figure 8 représente un système de coordonnées pour l'explication d'un deuxième exemple de réalisation, et la figure 9 représente un schéma d'un dispositif conforme à l'invention. Sur la figure 1, on a représenté un détecteur de directr-cn I dont la direction de mesure ou axe principal est désigné eM. A l'aide de ce détecteur de direction 1, on mesure la composante de la direction momentanée du soleil SB par rapport à la direction de mesure eM. Ces valeurs mesurées sont transmises à un régulateur 2, sont converties ici en signaux de régulation suivant un loi de régulation et sont finalement transformés en signaux de commande envoyés aux organes de commande 3 du satellite. I1 en résulte des couples de commande régulés (réaction 4) désignés par la suite d'une manière générale comme vecteurs ai. Sur la figure 2, on a représenté un système de coordonnées X-Y-Z fixe par rapport au satellite. Dans ce diagramme, on a en outre indiqué chaque fois sous forme de vecteurs la direction de mesure eM, la direction de référence SR par rapport au soleil, fixe par rapport au satellite, et la direction momentanée du soleil SB. Le détecteur 1 mesure uniquement la composante de la directiod momentanée du soleil S par rapport à la direction de mesure eM. Le signal correspondant Ny du détecteur est déterminé par la caractéristique de sortie f sy généralement non linéaire du détecteur de direction et peut être indiqué sous forme vectorielle par T N f (eT SB) (1) sy B o eM représente le vecteur transposé de eM. Le signal de mesure Ny devient positif lorsque la direction sy momentanée du soleil SB présente une composante positive dans la direction de mesure. A la direction de référence SR correspond une valeur de mesure prédéterminée ou valeur de base Nby qui peut être définie sous forme vectorielle par NBy = f (eMT SR) (2) Pour une orientation correcte sur le soleil, la composante mesurée N de la direction momentanée du soleil doit coincider avec sy la valeur de base Nb. Si tel n'est pas le cas, on effectue une orientation suivant une loi de régulation qui comprend trois parties: Partie 1 Une orientation défectueuse étant déterminée, on imprime au satellite une rotation autour de la direction de référence SR fixe par rapport au satellite. Le régulateur transmet aux organes de commande des signaux de commande permettant d'obtenir un vecteur de vitesse de rotation wb autour de ses trois axes X,Y,Z fixes par rapport au satellite. Ce vecteur de vitesse de rotation peut donc être exprimé par wb = c SR (3) Dans cette équation, c est plus grand que zéro et est une mesure du taux ou degré de rotation. Si seul ce vecteur de vitesse de rotation est appliqué en tant que signal de commande au satellite, le vecteur SB dirigé sur le soleil décrit le cône indiqué sur la figure 2 par une trajectoire circulaire autour de la direction de référence SR' Partie 2 La composante mesurée du vecteur momentané S de la direction du soleil est éliminée jusqu'à ce que la différence entre la composante mesurée Ny et la valeur de base Nby, c'està-dire sy by AN-N - - Nsy (4) 8y sy) soit à peu près constante. Cela a lieu par application d'un vecteur de commande désigné par a2 sur la figure 2. 2 eM (N sy Nby) (5) a2 SeML (Ny - Nby), o L représente une grandeur de limitation. SRest une matrice, à savoir des vecteurs /0 - SRzSRy SR SRz -SRx| (6) rl-SRYSRx de sorte que SReM correspondent au produit de SR par eM. Partie 3 A l'aide du détecteur de direction, on peut mesure uniquement la composante du vecteur momentané du soleil SB, mais non pas la composante orthogonale. Les opérations décrites jusqu'à présent assurent uniquement que le satellite tourne autour de directions pour lesquelles la différence mentionnée entre la composante Ny et la sy valeur de base Nby est constante, mais non pas que l'orientation du by satellite est réellement réglée sur la direction de référence SR. Cette composante du vecteur Sp perpendiculaire à la direction de mesure eM est alors éliminée par application d'un troisième vecteur a3, à savoir a3 = SR (SReM) (Nsy - Nby) (7) = (SRSRT - I) eM (Nsy - Nby) T o S est le vecteur transposé de SR, I la matrice unité. Ici R R également, la partie (Nsy - nby) peut limitée par un facteur L. Ce vecteur produit sur le satellite un couple de commande ou couple transversal qui agit perpendiculairement à la direction de référence et perpenculairement au premier vecteur a2. Si, après cette étape de régulation, la composante mesurée Nsy sy du vecteur soleil SB coïncide avec la valeur de base Nby, l'opération de régulation est terminée et le satellite a été amené dans l'orientation correcte. La différence ci- dessus &N = Nsy - Nby est maintenant égale à zéro. A partir des trois parties décrites, on peut établir la loi de régulation suivante pour les signaux de commande u devant être appliqués aux organes de commande: u = -KD (W - CSR) + Kp [I + SR] SReM L Nsy -Nby ]5 (8) -D (W - CSR) + K [SR + SRSRT - I]eM L Nsy - y (8) o L désigne un limitation. Les paramètres de régulation KD pour l'amplification de régulation en ce qui concerne la vitesse de rotation w du satellite autour des trois axes de coordonnées et K pour les amplifications de P régulation en ce qui concerne la position du satellite sont présentés sous forme de matrices diagonales, c'est-à-dire ces paramètres de régulation pour les différentes directions de coordonnées sont donnés par les valeurs diagonales des matrices KD et Kp. Pour le choix des paramètres de régulateur, il faut veiller à satisfaire approximative- ment à Kpi. tci KDi (9) = const. et - = coenst. avec i = x,y,z, Jsi pi afin que les différentes parties de la loi de régulation suivant l'équation (8) agisse vectoriellement, c'est-à-dire uniformément suivant tous les axes. Dans l'équation (9), tci désigne les couples de réglage, c'est-à-dire les couples de réglage produits par les tuyères du satellite, et Jsi le moment d'inertie chaque fois autour de l'axe i, selon x, y, z. Le procédé a été vérifié à l'aide de simulations. Les résultats des simulations sont représentés sur les figures 3 à. 6, à savoir en relation avec une acquisition de terre d'un satellite géostation- naire. Sur la figure 3, on a représenté les vitesses de rotation du satellite autour des trois axes de coordonnées X, Y, Z en fonction du temps, sur la figure 4 l'allure des composantes du vecteur soleil SB également suivant les trois directions de coordonnées et sur la figure 5 l'allure des composantes du vecteur dirigé sur la terre. En plus, on a indiqué sur la figure 6 la trace du vecteur soleil S.V. et du vecteur terre E.V. sur la surface du satellite, pendant l'opération de régulation. L'opération de régulation dans son ensemble en vue de l'orientation du satellite sur le soleil est achevée en l'espace d'environ 12 à 13 minutes. Les procédés connus permettent également une orientation exacte à peu près pendant le même temps. A titre de comparaison, on a encore représenté sur la figure 7 la trace du vecteur soleil (V.S.) et du vecteur terre (V.E.) sur la surface du satellite pendant l'opération de régulation connue. On reconnait que les traces de ces vecteurs sont sensiblement les mêmes que pour le procédé suivant la présente invention. Le long des traces on a par ailleurs indiqué à coté de petits cercles les directions des vecteurs à des instants donnés (en secondes). Sur la figure 8 est représenté un système de coordonnées pour une variante de la loi de régulation mentionnée ci-dessus, à savoir pour des détecteurs de soleil dont le champ de vision GF est supérieur à 90 . Les couples de commande a2 et a3 mentionnés ci-dessus, qui sont rapportés à la direction de référence, peuvent conduire dans ce cas à des difficultés de convergence. Tandis que la position initiale du soleil S1 située dans un premier champ de vision GF avec un angle de vision C90 est éliminée, la projection en direction de l'axe Y c'est-à-dire la direction de vecteur négative (-el) devient plus grande pour la position de soleil S dans le champ de vision GF2 avec un angle de vision. a- de 90 . Cet inconvénient peut être évité si l'on utilise dans la loi de régulation l'axe optique O du détecteur de soleil, représenté sur la figure 8 en tant que bissectrice du champ de vision GF2. La direction de l'axe optique peut d'une maniètre générale être définie comme suit: - pour des détecteurs à deux axes comme étant la direction pour laquelle les deux signaux de moesure sont égaux à zéro, - pour des détecteurs à un axe comm étant la direction des droites d'intersection des plans perpendiculaires à eM, avec le plan divisant le champ de vision de façon symétrique. Les parties modifiées de la loi de régulation deviennent alors a2 = 0 eM L (Nsy - Nby) (10) et a3 = SROe L (Nsy - Nby) (11a) ou a3 = (-eM) L (Nsy Nby) (11b) L'indication du couple de commande a3 selon l'équation (1 tk Lést possible en tant qu'alternative à l'indication selon l'équation (11a) car la projection du vecteur selon l'équation (11a) sur la direction de mesure eM est univoque du point de vue signe. Cela résulte de eMT "s o = T (O SRT (O SRT - SRT 0 I) e = sRTo des angles de vision à 180 . Les parties de loi de régulation suivant les équations (10) et (llb) présentent l'avantage, par rapport aux équations (5) et (7) ci-dessus, que les vecteurs sont constants pour chaque détecteur, c'est-à-dire ne dépendent pas de la direction de référence SR, ce qui signifie une simplification pour le calcul de la loi de régulation. Sur la figure 9 est représenté un schéma pour un dispositif de régulation d'un satellite suivant le procédé décrit. Le signal de détecteur NY d'un détecteur de soleil 11 est retranché, dans un sy. soustracteur 12, de la valeur de base Nby, ce qui donne la différence ci-dessus Li N (= Nsy Nby). Cette différence est multipliée par une valeur de limitation L dans un limiteur 13. Dans une deuxième branche, le sens de rotation du vecteur de commande a2 est calculé dans un multiplicateur 14 auquel sont amenés le vecteur e. de la direction de mesure et dans le premier exemple de réalisation la direction de référence SR ou dans le deuxième exemple de réalisation la direction de l'axe optique, d'o est formé le produit matriciel. Apres une multiplication dans un deuxième multiplicateur 15, on forme le produit du signal de sortie du premier multiplicateur et du signal d'angle limité, le signal de sortie de ce deuxtième mulitplicateur donnant le vecteur de commande a2. Dans une troisième branche, on calcule dans un troisième multiplicateur 16 le sens de rotation du vecteur de commande a3 selon les formules cidessus également à partir des grandeurs d'entrée eM et SR pour le premier exemple de réalisation ou de l'axe optique 0 pour le deuxième exemple de réalisation. Le signal de sortie est multiplié dans un quatrième multiplicateur 17 par le signal d'angle limité, le signal de sortie de ce multiplicateur 17 constituant le vecteur de commande a3. Dans un additionneur 18, les deux vecteurs de commande a2 eta3 sont additionnés et la somme est envoyée à un cinquième multiplicateur 19 dans lequel elle est multipliée par le paramètre de régulation Kp. Dans une quatrième branche, le vecteur de vitesse de rotation wb est calculé, par multiplication de la direction de référence SR fixe par rapport su satellite, par une constante c, dans un sixième multiplicateur 20. Le signal de sortie de ce mulitplicateur 20 est multiplié dans un septième multiplicateur 21 par le paramètre de régulation RD. Dans un autre multiplicateur 22, le vecteur w est également multipliée par le paramètre de régulation R. Dans un additionneur 23, les signaux de sortie des multiplicateurs 19, 21 et 22 sont combinés de façon correcte du point de vue signes, les signaux de sortie des multiplicateurs 19 et 21 étant appliqués de façon positive et le signal de sortie du multiplicateur 22 étant appliqué de façon négative. Le signal résultant constitue alors le vecteur de commande u à comunniquer aux organes de commande. REVENDICATIONS 1. Procédé pour orienter un véhicule spatial, en particulier un satellite géostationnaire, par rapport à un objet de référence, en particulier le soleil, la direction véhicule spatial/objet de référence (direction du soleil) étant mesurée et le véhicule spatial étant orienté à l'aide d'organes de commande de telle manière que la direction du soleil coïncide avec un direction de référence fixe par rapport au véhicule, les organes de commande recevant des signaux de régulation dérivés de la direction de mesure et produisant des couples de commande sur le véhicule spatial, caractérisé par le fait que la direction du soleil est déterminée uniquement par rapport à une unique direction de mesure, par exemple l'axe principal d'un détecteur de direction, et que si la direction du soleil ne coincide pas avec la direction de référence fixe par rapport au véhicule, on effectue les opérations suivantes a) rotation du véhicule spatial autour de la direction de référence fixe par rapport au véhicule spatial; b) élimination de la composante d'erreur de la direction soleil dans la direction de mesure, par application d'un premier couple de commande perpendiculairement à la direction de mesure et perpendiculairement à la direction de référence fixe par rapport au véhicule; c) élimination de la composante non mesurable de la direction soleil perpendiculairement à la direction de mesure, par application d'un deuxième couple de commande perpendiculairement à la direction de référence et perpendiculairement au premier couple de commande. 2. Procédé suivant la revendication.1, caractérisé par le fait que le premier couple de commande peut être représenté en tant que vecteur sous la forme 30. a2 - SReM (Nsy - Nby) ou (5) a2 = OÈM (Nsy - NY) ou eM désigne le vecteur de la direction de mesure, SR le produit du vecteur de la direction de référence par le vecteur de la direction de mesure, Ny la composante de la direction soleil (Sb) mesurée dans syb la direction de mesure, Nby une valeur de base prédéterminée de cette r/ Nby composante et 0 l'axe optique d'un détecteur déterminant la direction soleil. 3. Procédé suivant la revendication 1 ou 2, caractérisé par le fait que le deuxième couple de commande peut être représenté en tant que vecteur sous la forme: a3 = SR (SReM) (Nsy - Nby) ou (7) a3 = SR OeM (Nsy- Nby) et a3 = (-eX) (Nsy- Nby) o eM est le vecteur de la direction de mesure, SR le produit du vecteur de la direction de référence par le vecteur de la direction de mesure, Nsy la composante de la direction soleil (Sb) mesurée dans la direction de mesure, Nb une valeur de base prédéterminée de cette composante et 0 l'axe optique d'un détecteur déterminant la direction soleil. 4. Procédé suivant l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé par le fait que pour les étapes d'orientation du véhicule spatial, on utilise la loi de régulation suivante: u = -KD (w cSR) + Kp (SR + SRSRT - I) eML (Nsi y) (8) o u désigne les signaux d'entrée pour les organes de commande, KD les paramètres de régulation pour les vitesses de rotation autour des axes du véhicule spatial, Kp les paramètres de régulation pour la position du véhicule spatial, w les vitesses de rotation du véhicule spatial autour des axes du véhicule spatial, c la valeur pour le taux de rotation du véhicule spatial, SR le vecteur de la direction de référence, OR le produit du vecteur de référence SR par le vecteur de T la direction de mesure eM, SR le vecteur transposé de la direction de référence, I le vecteur unité, L un facteur de limitation, Nsy la composante mesurée de la direction soleil Sb dans la direction de mesure et Nby une valeur de base prédéterminée pour cette composante. 5. Dispositif pour la mise en oeuvre du procédé suivant l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé par le fait - qu'il est prévu un détecteur de soleil (11) dont le signal de sortie, après une correction de point zéro est amené à un limiteur (13), - que dans une première branche, il est prévu un premier multiplicateur (14) pour calculer la direction de rotation d'un vecteur de commande (a2) à partir de la direction de mesure (eM) et d'une direction de référence (0 ou SR), - que dans une deuxième branche il est prévu un autre multiplicateur (16) pour calculer la direction de rotation d'un autre vecteur de commande (a3) également à partir de la direction de mesure (eM) et d'une direction de référence (SR ou 0), - que les vecteurs de direction de rotation sont multipliés chaque fois par le signal de sortie du limiteur (13) et sont ensuite additionnés les uns avec les autres, - que le signal de somre- est envoyé à un multiplicateur (19) en vue de la multiplication avec un paramètre de réglage (Kp), - que dans une troisième branche est prévu un multiplicateur (20) pour calculer un vecteur de vitesse de rotation (Wb) du véhicule spatial autour des trois axes fixes par rapport au véhicule spatial, à partir d'une direction de référence (SR) et d'une constante (c), - que trois multiplicateurs (19, 21, 22) sont prévus, dans lesquels le signal de somme combiné à partir des deux vecteurs de commande (a2, a3), le vecteur de vitesse de rotation (wb) et les vitesses de rotation w du véhicule terrestre sont multipliés par des paramètres de régulation (Kp, KD), et - que les grandeurs de sortie de ces multiplicateurs (19, 21, 22) sont amenées à un additionneur (23) dont le signal de sortie constitue le signal de commande (u).