FR 2662997 A1 19911213 FR 9104158 A 19910405 A 4 SYSTÈME DE COMMANDE DE GESTION DE VITESSES DE VOLANTS POUR UN ENGIN SPATIAL La présente invention concerne la commande d'attitude d'un engin spatial et plus particulièrement la redistribution du moment d'ensemble stocké dans un engin spatial comprenant quatre roues de réaction ou volants d'inertie ou plus. Des engins spatiaux en orbite sont utilisés dans de nombreux buts de détection et de communication Dans des buts photographiques, il peut être souhaitable que l'engin spatial soit relativement proche de la terre de sorte que les caméras ou détecteurs soient proches des objets Dans des buts de communication, une orbite équa- toriale géosynchrone est souvent souhaitable Quelle que soit l'orbite, un satellite doit être stabilisé dans l'es- pace et les détecteurs ou antennes doivent être pointés dans des directions appropriées. La stabilisation en attitude d'un engin spatial peut être réalisée en faisant tourner l'engin spatial et en montant les détecteurs ou antennes sur une plate-forme affranchie du mouvement de rotation Egalement, l'engin spatial peut être stabilisé selon trois axes La stabili- sation selon trois axes peut être réalisée par un système de commande comprenant des propulseurs brûlant un carbu- rant, mais l'utilisation de tels propulseurs nécessite une dépense de carburant qui tend à limiter la durée de vie utile de l'engin spatial Un autre procédé de stabilisa- tion triaxiale utilise des bobines magnétiques ou moteurs couples qui interagissent avec les champs magnétiques du corps céleste fournissant les couples désirés Des moteurs couples magnétiques présentent l'inconvénient que les couples disponibles tendent à être faibles et dépendent de façon peu souhaitable de l'amplitude locale du champ magnétique du corps céleste autour duquel l'engin est en orbite Les champs magnétiques varient avec le temps et d'un emplacement à l'autre Toutefois, l'avantage notable des moteurs couples magnétiques est que leur fonction- nement nécessite seulement de l'énergie électrique qui peut être une ressource renouvelable sur un engin spatial équipé de panneaux solaires. Des couples plus importants que ceux disponibles par utilisation de moteurs couples peuvent être atteints avec des volants d'inertie entraînés électriquement De tels volants sont également entraînés électriquement et présentent l'avantage de pouvoir fournir des couples rela- tivement importants quelle que soit la position orbitale. En principe, un engin spatial stabilisé selon trois axes a besoin seulement de trois volants d'inertie mutuellement orthogonaux (appelés ci-après "volants"). Pour assurer une redondance dans le cas o l'un des trois volants orthogonaux serait défaillant, l'engin spatial comprend souvent au moins un volant supplémentaire, orienté à un angle oblique par rapport aux trois autres. Le quatrième volant assure une redondance par rapport aux trois autres volants car il fournit des composantes de moment selon les trois axes Ainsi, le volant oblique peut être utilisé en relation avec deux des autres volants pour commander l'attitude de l'engin spatial. Dans un but d' amélioration des performances de l'engin spatial et de plus grande souplesse, on a été ame- né à une augmentation constante de la dimension de l'engin spatial Cette dimension accrue exige à son tour un couple plus important et une capacité de moment plus grande selon chaque axe de commande Plutôt que d'utiliser trois vo- lants mutuellement orthogonaux plus grands avec un volant oblique, il a été découvert que l'on a avantage à utiliser quatre volants obliques plus petits ou plus pour fournir le moment et le couple requis Quand quatre volants ou plus sont utilisés, les techniques de commande modernes utilisent tous les volants pendant le fonctionnement. Quand quatre volants ou plus sont utilisés pour la commande, un moment d'ensemble donné des volants peut être obtenu par diverses combinaisons distinctes de vites- ses de volants, c'est-à-dire que les trois composantes de moment du corps sont mappées en un nombre infini de combi- naisons de moments de volants. Pendant des opérations de contrôle d'attitude, les divers volants sont accélérés et décélérés pour appliquer des couples au corps de l'engin spatial Pour un moment d'ensemble donné de l'engin spatial, chaque vitesse de volant glissera par rapport à sa vitesse optimale, en raison de la nature sous-déterminée de la commande de volant, augmentant ainsi la consommation de puissance totale Dans le pire des cas, un volant peut atteindre sa vitesse maximale même si le moment total stocké du volant est faible. Un agencement de gestion de vitesse de l'art antérieur permet aux vitesses de volants de glisser par rapport à leurs valeurs optimales et surveille la vitesse de chaque volant Quand l'un des volants atteint un seuil de vitesse prédéterminé, il est coupé Cette vitesse de volant diminue jusqu'à zéro par suite du frottement et le moment du volant est réparti sur les autres volants en fonctionnement Dans ce processus, une perturbation est appliquée à l'engin spatial Cette perturbation est le couple de frottement du volant à valider Ce couple entraine une erreur d'attitude. Un agencement de gestion des vitesses des volants est souhaité pour maintenir chaque volant à sa vitesse de puissance optimale sans impartir de pertur- bation à l'engin spatial. Un engin spatial comprend un moyen de détection de contrôle d'attitude pour produire des signaux d'atti- tude qui sont représentatifs de l'attitude selon trois axes de l'engin spatial Au moins quatre volants d'inertie ou ensemble de volants (RWA) reçoivent des signaux d'application de couple pour fournir un couple à l'engin spatial Un contrôleur d'attitude est couplé au détecteur de contrôle d'attitude pour traiter au moins les signaux d'attitude pour produire des signaux de commande de couples qui représentent les couples requis pour commander l'attitude du corps de l'engin spatial Un agencement de couplage est couplé au contrôleur d'attitude et aux volants pour appliquer les signaux en provenance du contrôleur d'attitude aux volants L'agencement de cou- plage comprend un sommateur avec des premier et second accès d'entrée de données et un accès de sortie de somme. Le premier accès de données d'entrée est couplé au contrô- leur d'attitude pour recevoir les signaux de commande de couple et l'accès de sortie de somme est couplé aux volants L'agencement de couplage comprend en outre un agencement de commande de vitesse de volant couplé aux volants pour détecter les vitesses des volants L'agence- ment de couplage traite les signaux de vitesse de volant et les signaux de commande de couple pour produire des signaux de gestion de vitesse de volant Les signaux de gestion de vitesse de volant sont appliqués au second accès de données d'entrée du sommateur pour être sommés avec les signaux de commande de couple pour produire les signaux d'application de couples pour la commande des volants Dans un mode de réalisation particulier de l'invention, l'agencement de couplage comprend en outre un générateur de signal d'erreur de vitesse de volant couplé aux volants et agissant en réponse aux vitesses de volants pour produire des signaux d'erreur représentatifs du vecteur d'erreur de vitesse de volant qui représente chaque variation de vitesse de volant par rapport à sa valeur de puissance optimale Un intégrateur est couplé au générateur de signal d'erreur de vitesse de volant pour intégrer les signaux d'erreur et produire des signaux intégrés Un processeur est couplé au générateur de signal d'erreur de vitesse de volant et à l'intégrateur pour traiter les signaux d'erreur et les signaux intégrés pour produire les signaux de gestion de vitesses de volants Le processeur peut comprendre un combinateur linéaire pour combiner linéairement les signaux d'erreur et les signaux intégrés. Ces objets, caractéristiques et avantages ainsi que d'autres de la présente invention seront exposés plus en détail dans la description suivante de modes de réali- sation particuliers faite en relation avec les figures jointes parmi lesquelles: la figure 1 est une vue en perspective d'un en- gin spatial illustrant les emplacements de divers volants, détecteurs et contrôleurs associés à l'invention; la figure 2 est un schéma simplifié sous forme de blocs illustrant un système selon l'invention; la figure 3 est un organigramme simplifié illus- trant le traitement selon l'invention dans l'agencement de la figure 2; les figures 4 a, 4 b, 4 c et 4 d, appelées ensemble figure 4, sont des représentations d'amplitude en fonction du temps de l'amplitude du vecteur d'erreur de vitesse de volant pour un engin spatial sans le système de gestion de vitesses de volants selon l'invention; les figures 5 a, 5 b, 5 c et 5 d sont des courbes similaires à celles de la figure 4 pour un engin spatial utilisant la gestion de vitesses de volants selon l'inven- tion; les figures 6 a, 6 b et 6 c, appelées ensemble figure 6, représentent l'amplitude de l'erreur d'attitude en fonction du temps par rapport aux axes de roulis, de tangage et de lacet, respectivement, pour un engin spatial sans le système de gestion de vitesses de volants selon l'invention; et les figures 7 a, 7 b et 7 c sont des courbes simi- laires à celles de la figure 6 pour un engin spatial uti- lisant un système de gestion de vitesses de volants selon l'invention. La figure 1 est une vue en perspective d'un engin spatial 10 comprenant un corps 12 et une charge utile illustrée sous forme d'une antenne hélice spirale conique omnidirectionnelle 14 Un détecteur d'étoile polaire, désigné par la référence 16, est adapté à produire des signaux de roulis et de lacet de toute façon connue Un détecteur de tangage ou de tangage et de roulis 18 est également monté sur le corps 12 et les deux détec- teurs sont connectés par des trajets de données à un contrôleur représenté par le bloc 20 Des volants de tangage, roulis et lacet 22, 24 et 26, respectivement, tournent autour d'axes mutuellement orthogonaux de tangage, roulis et lacet 23, 25 et 27, respectivement Un quatrième volant 28 tourne autour d'un axe 29 qui est oblique par rapport aux axes de tangage, roulis et lacet. Les volants 22, 24, 26 et 28 sont couplés au contrôleur 20 par des trajets de données parmi lesquels le seul trajet de données 30 est représenté Les trajets de données assurent une communication des informations de vitesse de volant vers le contrôleur 20 et le couplage des signaux d'excitation aux volants. La figure 2 est un schéma bloc simplifié d'un système de commande d'attitude d'engin spatial comprenant un système de gestion de vitesse de volant selon l'inven- tion Les éléments de la figure 2 correspondant à ceux de la figure 1 sont désignés par les mêmes références numé- riques En figure 2, les volants 22, 24, 26 et 28 de la figure 1 sont représentés ensemble sous forme d'un bloc entouré de pointillés Comme cela est représenté dans les blocs 22, 24, 26 et 28 de la figure 2, les volants com- prennent un système électronique de commande de volant, illustré sous forme d'un bloc 210, et les volants eux- mêmes, illustrés sous forme d'un bloc 212 Le bloc de commande de volant 210 commande le bloc de volants 212 et produit également des signaux d'indication de vitesse de volant, désignés ensemble par le vecteur Qm Les infor- mations de vitesse de volant sont appliquées à partir du système électronique de commande de volant 210 à un géné- rateur de vecteur d'erreur 214 Un générateur de vecteur d'erreur 214 produit un vecteur d'erreur Qe par des opérations matricielles: Qe I = (A1 A I) Qm ( 1) o ?, est le vecteur nxl de vitesse de volant mesuré; n est le nombre de volants; A est la matrice 3 xn pour transformer un vecteur en provenance d'un volant en coordonnées de l'engin spa- tial; A-' est le pseudo-inverse nx 3 de la matrice A; et I est la matrice identité nxn La quantité entre paren- thèses dans l'équation ( 1) est la matrice d'erreur nxn. Le signal Pe produit par le générateur de vecteur d'erreur 214 est appliqué à un intégrateur illustré par un bloc 216 pour produire un signal intégré çQi - Le vecteur d'erreur e est appliqué à un géné- rateur de couple de volant 218 en même temps qu' Qi à partir de l'intégrateur 216 Le générateur 218 combine linéairement le vecteur d'erreur de vitesse de volant Pe et le signal intégré Qi pour produire un vecteur nxl de couple correcteur de volant TWC. Des détecteurs d'attitude 16, 18 en figure 2 appliquent des signaux représentatifs de l'attitude à un contrôleur d'attitude désigné par un bloc 220 Le bloc de commande d'attitude 220 calcule les couples des volants qui sont requis pour maintenir ou atteindre l'attitude souhaitée, et produit des signaux de commande de couple qui sont appliqués sur un trajet donné 222 à un premier accès d'entrée d 'un circuit de sommation 224 Le vecteur de couple correcteur de volant T,, est appliqué à partir du générateur 218 à une seconde entrée du circuit de sommation 224 pour effectuer une sommation des commandes de couple et du vecteur correcteur de couple de volant pour produire un signal de commande de couple qui est appliqué à la commande de volant 210. En fonctionnement, le circuit de commande d'attitude 220 répond aux signaux d'attitude en provenance des détecteurs d'attitude 16, 18 et produit des signaux de commande de couple qui sont modifiés par l'agencement de gestion de volant comprenant les blocs 214, 216 et 218 pour répartir le moment de volant d'ensemble à chaque volant de sorte que la puissance totale est minimisée Les signaux de commande de couple modifiés sont appliqués en tant que signaux de commande de couple pour entraîner les volants aux vitesses optimales Le couple total appliqué à l'engin spatial par le système de gestion de vitesse de volant est de façon idéale nul Le fonctionnement des volants représenté par le bloc 212 de la figure 2 agit sur la dynamique de l'engin spatial illustré par un bloc 226 pour modifier l'attitude de l'engin spatial ce qui agit alors sur l'attitude détectée par les détecteurs d'at- titude 16 et 18. La figure 3 est un schéma bloc simplifié illustrant le fonctionnement du contrôleur 20 pour pro- duire un vecteur correcteur de couple TWC En figure 3, le traitement commence au bloc de début 310 A partir du bloc de début 310, le système logique passe à un bloc 312 représentant la lecture des vitesses de volant Le bloc 314 représente la production d'un vecteur de vitesse de volant Qm qui est un vecteur nxl de vitesse de volant A partir du bloc 314, le système logique passe à un bloc 316 représentant le calcul de e selon l'équation ( 1) Le bloc 318 représente l'intégration de Qe par le système d'Euler. Qi= Q + ( 2) Le bloc 320 représente le calcul du vecteur correcteur de couple de volant T,, Twc = Kp Qe + Ki Qi ( 3) Les constantes Kp et Ki sont respectivement les ma- trices diagonales nxn de gain, proportionnel et inté- gral Les éléments hors de la diagonale des matrices diagonales de gain proportionnel et intégral sont nuls. Les gains proportionnel et intégral qui sont les éléments diagonaux des matrices de gain sont choisis pour assurer que le système de gestion de vitesses de volants présente de bonnes performances et n'intéragisse pas avec le système de commande d'attitude Les gains du i-ème volant sont calculés par k = Ec ( 4) i F ri 64 K Ii C ( 5) K Pl = i 4 ( 5 o I Wi est l'inertie du ième volant; xc est la fréquence de passage à zéro du système de commande d'attitude; At est la période d'échantillonnage du système de commande; et ri est le ième élément diagonal de la matrice nxn d'erreur de vitesse de volant (A-1 A I). Les figures 4 a, 4 b, 4 c et 4 d sont des tracés des signaux d'erreur de vitesse de volant d'une simulation par ordinateur d'un engin spatial utilisant quatre volants sans système de gestion de vitesse Le signal d'erreur est la différence entre la vitesse réelle des volants et les vitesses de volants à puissance optimale Ainsi, les signaux d'erreur représentent la vitesse de volant en excès On notera qu'il y a des erreurs notables entre les vitesses de volants réelles et les vitesses de volants à puissance optimale Les vitesses de crête de volants en excès sont supérieures à 6 rd/s à environ 7500 secondes. Les figures 5 a, 5 b, 5 c et 5 d correspondent aux figures 4 a, 4 b, 4 c et 4 d, respectivement, mais pour un système de commande d'attitude d'engin spatial dans lequel la répartition des moments des volants est commandée par un système de gestion de volants selon l'invention. On notera que les erreurs entre les vitesses de volants réelles et les vitesses à puissance optimale sont faibles en figures Sa, 5 b, 5 c et 5 d, dans la gamme de 0,04 rd/s, et représentent des énergies stockées beaucoup plus petites que celles représentées en figure 4 Ainsi, l'énergie en excès stockée dans les volants quand ils sont gérés selon l'invention est tellement plus petite que celle de l'art antérieur que la puissance (énergie par unité de temps) requise pour l'entraînement d'un volant avec l'invention est très faible par rapport à la puis- sance requise pour la commande selon l'art antérieur. il Les figures 6 a, 6 b et 6 c représentent des courbes d'amplitude de l'erreur d'attitude en roulis, tangage et lacet qui résultent du fonctionnement du contrôle d'attitude sans système de gestion de vitesse de volant. Les figures 7 a, 7 b et 7 c se rapportent aux figures 5 a, 5 b et 5 c de la même façon que la figure 6 par rapport à la figure 4 Le système de gestion de volants selon l'invention excite les volants à leur vitesse à puissance optimale tout en n'affectant pas de façon notable les amplitudes maximales des erreurs d'attitude, ce qui peut être noté très facilement en comparant la figure 7 à la figure 6. D'autres modes de réalisation de l'invention apparaîtront à l'homme de l'art Les détecteurs d'attitude peuvent être n'importe quels détecteurs ou bien sur ou bien à l'écart de l'engin spatial qui produisent des signaux de tangage, roulis et lacet Alors que quatre volants ont été représentés et décrits dont trois sont mutuellement orthogonaux, un nombre quelconque de volants supérieurs à trois qui pourraient avoir des caractéris- tiques différentes et qui peuvent présenter une orienta- tion quelconque peuvent être utilisés La largeur de bande associée au système de gestion de vitesse de volant peut être modifiée par rapport à celle du système de contrôle d'attitude. REVENDICATIONS 1 Engin spatial comprenant des moyens de détection de contrôle d'attitude ( 16, 18) pour produire des signaux d'attitude représentatifs de l'attitude de l'engin spatial selon trois axes; au moins quatre volants mutuellement obliques ( 212) adaptés à recevoir des signaux d'application de couple pour appliquer un couple à l'engin spatial sous la commande des signaux d'application de couple; des moyens de commande d'attitude ( 220) couplés aux moyens de détection de contrôle d'attitude pour traiter au moins les signaux d'attitude pour produire des signaux de commande de couple; caractérisé en ce qu'il comprend en outre des moyens de couplage couplés aux moyens de commande d'attitude et aux volants pour appliquer des signaux en provenance des moyens de commande d'attitude aux volants, d'o il résulte que la vitesse de l'un quelconque des volants peut tendre à dépasser la valeur de puissance optimale requise pour contrôler l'attitude, ces moyens de couplage comprenant des moyens de sommation ( 224) ayant un premier accès d'entrée de données ( 222) couplé aux moyens de commande d'attitude pour recevoir des signaux de commande de couple, et comprenant également un accès de sortie de somme couplé aux volants et comprenant en outre un second accès de données d'entrée, ces moyens de couplage comprenant en outre des moyens de commande de vitesse de volant couplés au second accès de données d'entrée et également couplés aux volants pour détecter leur vitesse, pour produire des signaux de gestion de vitesse de volant en réponse aux vitesses des volants et pour appliquer les signaux de gestion de vitesse de volants au second accès de données d'entrée des moyens de sommation ( 224), d'o il résulte que les signaux de ges- tion de vitesse de volant sont sommés avec les signaux de commande de couple pour produire des signaux d'application de couple pour le contrôle des volants pour rerépartir les moments de sorte que la puissance totale soit minimale. 2 Engin spatial selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens de commande de vitesse comprennent: des moyens générateurs de signal d'erreur de vitesse de volant ( 214) couplés aux volants et agissant en réponse aux vitesses des volants pour produire des signaux d'erreur (ne) représentatifs d'un vecteur d'erreur de vitesse de volant, ce vecteur d'erreur représentant la différence entre les vitesses réelles et optimales des volants; des moyens d'intégration ( 216) couplés aux moyens générateurs de signal d'erreur de vitesse de volant pour intégrer les signaux d'erreur et produire un signal intégré (Qij); et des moyens de traitement ( 218) couplés aux moyens générateurs de signal d'erreur de vitesse de volant et aux moyens d'intégration pour traiter les signaux d'erreur et les signaux intégrés et produire les signaux de gestion de vitesse de volant (Tw C). 3 Engin spatial selon la revendication 2, caractérisé en ce que les moyens de traitement comprennent des moyens de combinaison linéaire pour combiner de façon linéaire les signaux d'erreur (Pe) et les signaux inté- grés (Q) pour produire les signaux de gestion de vitesse de volant (T,). 4 Procédé de contrôle de l'attitude d'un engin spatial, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes suivantes: détecter l'attitude de l'engin spatial pour produire des signaux d'attitude; traiter des signaux d'attitude pour produire des signaux de commande de couple représentatifs des couples requis pour maintenir l'engin spatial stabilisé selon trois axes; faire tourner au moins trois volants montés sur l'engin spatial en réponse aux signaux de commande de couple; détecter la vitesse des volants pour produire des signaux de vitesse de volant (Pm); traiter des signaux de vitesse de volant pour produire des signaux de commande de gestion de vitesse de volant (T c) représentatifs de la variation des vitesses de volants par rapport à des valeurs de puissance opti- males; et sommer les signaux de gestion de vitesse de volant et les signaux de commande de couple de façon à maintenir les vitesses des volants proches de valeurs de puissance optimales. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que l'étape de mise en rotation comprend l'étape consistant à mettre en rotation quatre volants mutuel- lement inclinés. 6 Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que l'étape de traitement comprend les étapes supplémentaires consistant à: produire des signaux de vecteur d'erreur de vitesse de volant (Pe) à partir des signaux de vitesse de volant (Qm) et d' informations relatives à la dimen- sion et à l'orientation des volants; intégrer les signaux de vecteur d'erreur de vitesse de volant pour produire des signaux intégrés (Qi); et traiter des signaux de vecteur d'erreur de vitesse de volant (Q) et les signaux intégrés (Qi) pour produire les signaux de gestion de vitesse de volant (Twc). 7 Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que l'étape consistant à traiter les signaux de vecteur d'erreur de vitesse de volant et les signaux intégrés comprend l'étape consistant à combiner les signaux de vecteur d'erreur de vitesse de volant et les signaux intégrés. 8 Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que l'étape de combinaison comprend une étape de combinaison linéaire. 9 Procédé selon la revendication 8, caractérisé en ce que l'étape de mise en rotation comprend l'étape de mise en rotation de quatre volants mutuellement obliques, et en ce que, dans l'étape de combinaison linéaire, des gains de combinaison proportionnels pour le ième volant sont établis à: K, Iwi Wc ( 5) Pl 4 ri o I, est l'inertie du ième volant ce est la fréquence de passage à zéro du système de commande d'attitude; Pl est ième élément diagonal de la matrice nxn d'erreur de vitesse de roue. Procédé selon la revendication 8, caractérisé en ce que l'étape de mise en rotation comprend l'étape consistant à mettre en rotation quatre volants; et en ce que dans l'étape de combinaison linéaire, le gain de combinaison intégrale pour le ième volant est mis à ki -Iwi Q Jc Et i ri 64 o et est la période d'échantillonnage du système de commande.