FR 2714357 A1 19950630 FR 9315684 A 19931227 L'invention concerne la minimisation et/ou l'amortissement des perturbations susceptibles d'être subies par un satellite stabilisé par autorotation, par exemple un satellite d'observation géostationnaire.5 Elle vise notamment mais pas exclusivement la minimisation et/ou l'amortissement des phénomènes de nuta- tion. On distingue couramment deux phases (de durée très différentes) dans la vie d'un satellite: la phase de mise à poste destinée à mettre le satellite sur son orbite de service (à partir d'une orbite de transfert), mais dans une attitude appropriée, puis la phase à poste, c'est-à-dire la vie opérationnelle du satellite, c'est-à-dire la phase pendant laquelle le satellite assure sa mission. Actuellement, la mise à poste de satellites stabilisés par autorotation se fait à l'aide d'un moteur d'apogée à ergol solide (moteur à poudre); toutefois, pour les futures générations de satellites, il est envisagé d'utiliser un moteur à ergols liquides, avec plusieurs tuyères réparties autour de l'axe de rotation (voir par exemple le document EP- 445.011). Ceci permet d'avoir un système d'alimentation unifié pour le moteur d'apogée et pour les propulseurs de contrôle d'atitude; cela permet aussi une meilleure flexibilité opérationnelle puisque, comme on le sait, les propulseurs à ergols liquides ont pour avantage par rapport aux propulseurs à ergol solide, de pouvoir être allumés et éteints à volonté. Plus généralement, les propul- seurs à ergols liquides améliorent la flexibilité de concep- tion du satellite. Il résulte de ce qui précède des possibi- lités de gains substantiels en masse.5 En fait, comme indiqué dans le document EP-445.011 précité, il est admissible de n'avoir qu'une seule tuyère excentrée en service, en tirant parti de la rigidité gyroscopique du satellite en autorotation; toutefois, l'accomplissement de la mise à poste à l'aide d'une telle10 tuyère excentrée unique peut conduire notamment aux perturba- tions suivantes: apparition d'une nutation, et variation de la vitesse de rotation du satellite, ce qui peut nécessiter des réajustements de vitesse coûteux en fin de mise à poste. Une fois le satellite mis à poste, il peut être soumis à diverses perturbations susceptibles de dégrader les performances de sa mission (mission d'observation par exemple): - des déplacements de parties mobiles à bord du satellite (mécanismes et/ou miroirs de balayage par exemple) parallèlement à l'axe de rotation peuvent occasionner une nutation du satellite ainsi qu'une variation de ses proprié- tés d'inertie, - la mise en oeuvre de petites tuyères destinées aux manoeuvres de contrôle (attitude, orbite, vitesse de rotation) induit également une nutation, - les éclipses (de O à 72 mn, 90 jours par an) suppriment la possibilité de synchronisation avec le Soleil des opérations de balayage EST-OUEST (prises d'image), et induisent une variation importante de la vitesse de rotation du satellite, en raison de la contraction thermique de celui- ci. Actuellement, en ce qui concerne les deux premières perturbations, la stratégie consiste à amortir la nutation induite sur le satellite au moyen d'amortisseurs passifs (typiquement à mercure, ou "Flutex"); ceci n'empêche pas d'avoir des images dégradées pendant et juste après une manoeuvre; de plus, en ce qui concerne la première perturba- tion, cette stratégie risque d'être inadaptée au cas des satellites futurs, pour lesquelles les parties mobiles sont plus importantes (instrument plus lourds), plus rapides5 (cycles d'imagerie plus courts), et ont des amplitudes de mouvement supérieures (visée de corps noir pour calibration des détecteurs infrarouge). En ce qui concerne la troisième perturbation, la stratégie actuelle consiste à synchroniser la prise d'image à l'aide du détecteur terrestre, ou de l'horloge de bord; dans les deux cas, l'image est dégradée (bruit important dans le cas du détecteur terrestre, dérive rapide dans le cas de l'horloge de bord); ceci est jugé acceptable dans la mesure o les canaux visibles sont inexploitables de toute façon en éclipse; par contre, pour les satellites de deuxième génération, la présence de nombreux canaux infrarouge fonctionnant même en éclipse oblige à reconsidérer le problème. Un premier objet de l'invention est de minimiser les effets de nutation induit par la mise en oeuvre prolongée d'un actionneur agissant parallèlement à l'axe de rotation ou par un déplacement de pièces mobiles parallèle à cet axe. Un autre objet de l'invention, éventuellement indépendant du premier objet, est de compenser efficacement, par des impulsions transversales appropriées, une nutation préexistante. Un autre objet de l'invention, éventuellement indépendant des précédents, est de minimiser l'effet précité de variation de vitesse de rotation en cas de poussée par une tuyère unique excentrée. Un autre objet de l'invention, indépendant des précédents, est de maintenir le synchronisme entre prises de vues et rotation, même en cas d'éclipse. L'invention propose ainsi, selon un premier aspect intéressant en soi, un procédé de mise en oeuvre, sur un satellite en autorotation, d'un actionneur ayant un axe actif sensiblement parallèle à l'axe d'autorotation et un mode opérationnel de fonctionnement, comportant: une étape de caractérisation de nutation dans laquelle on active l'actionneur dans un mode prédéterminé et on mesure la période de nutation résultante, cette étape de caractérisation durant un nombre entier desdites périodes de nutation, - une étape préliminaire pendant une partie au moins de laquelle on active l'actionneur dans ledit mode prédéterminé, cette étape préliminaire durant une fraction prédéterminée de la période de nutation, cette étape prélimi- naire étant conçue pour amener le satellite en une configura- tion dans laquelle le déclenchement du mode opérationnel induit une nutation minime, - une étape opérationnelle pendant laquelle l'actionneur est activé dans ledit mode opérationnel pendant une durée quelconque prédéterminée, et - une étape finale de durée égale à celle de l'étape préliminaire et symétrique de celle-ci vis à vis de l'étape opérationnelle. Selon des dispositions préférées de l'invention, éventuellement combinées: - l'actionneur agit en tout ou rien, le mode prédéterminé est identique au mode opérationnel, l'étape préliminaire étant constituée d'une première sous-phase durant 1/6 de période de nutation, à un nombre entier de périodes près pendant laquelle l'actionneur est activé et une deuxième sous-phase de même durée pendant laquelle l'actionneur est éteint, l'étape finale étant constituée d'une première sous-phase de 1/6 de période pendant laquelle l'actionneur est éteint et une seconde sous-phase pendant laquelle l'actionneur est actif en mode opérationnel, - ledit actionneur en tout ou rien est une tuyère excentrée par rapport à l'axe d'autorotation, - l'actionneur est à action progressive, le mode prédéterminé correspond à la moitié du mode opérationnel, et les étapes préliminaire et finale durent chacune une demi-période, le mode prédéterminé étant maintenu pendant toute la durée desdites étapes préliminaire et finale, - l'actionneur comporte une pièce mobile sensiblement parallèlement à l'axe d'autorotation, le mode prédéterminé étant un déplacement de cette pièce mobile à la moitié de la vitesse du déplacement de cette pièce en mode opérationnel, - on mesure la période de nutation avec des accéléromètres d'axes sensibles sensiblement parallèles à l'axe d'autorota- tion. Selon un autre aspect de l'invention, intéressant en soi, il est proposé un procédé d'amortissement de la nutation d'un satellite stabilisé en autorotation autour d'un axe d'autorotation, caractérisé en ce qu'on détecte l'accélé- ration d'au moins une zone du satellite parallèlement à l'axe d'autorotation, et on génère une succession périodique d'impulsions propres à générer des couples parallèles transversaux à cet axe, à une période égale à un multiple au moins égal à 1 de la période de nutation du signal d'accélé- ration. Selon encore un autre aspect de l'invention, intéressant en soi, il est proposé un procédé de manoeuvre d'un satellite stabilisé en autorotation parallèlement à l'axe d'autorotation, caractérisé en ce qu'on applique une poussée selon une direction faisant un angle a avec un plan passant par l'axe d'autorotation et le point d'application de cette poussée, cet angle a étant donné par: (p2-) sin a = pgo Isp o p est le rayon d'éjection des gaz, Kz est le rayon de giration autour de Z wz est la vitesse angulaire autour de Z go vaut 9,81 m/s Isp est l'impulsion spécifique de la poussee. Selon encore un autre aspect de l'invention, intéressant en soi, il est proposé un procédé de commande en phase de la prise d'images par un satellite stabilisé par autorotation, caractérisé en ce qu'on détecte les passages de la Terre dans le champ de vue d'un détecteur terrestre, on détecte la température en plusieurs points du satellite et on en déduit, à l'aide d'un modèle thermique prédéterminé, une estimation de la vitesse de rotation instantanée et on détermine le retard de phase à appliquer entre la détection10 d'un passage de la Terre dans le champ de vue d'un détecteur terrestre et le déclenchement d'une opération de prise d'image. Des objets, caractéristiques et avantages de l'invention ressortent de la description qui suit, donnée à titre d'exemple non limitatif, en regard des dessins annexés sur lesquels: - la figure 1 est une vue schématique en perspec- tive d'un satellite stabilisé en autorotation, - la figure 2 est un graphique montrant les variations du cours du temps, de la poussée F d'une tuyère et du signal de détection fourni par un accéléromètre, - la figure 3 est un diagramme donnant les positions des points de la figure 2 dans le plan de phase, - la figure 4 est un graphique similaire à celui de la figure 2, dans le cas d'un mouvement de parties mobiles parallèlement à Z, - la figure 5 est un diagramme donnant les positions des points de la figure 4 dans le plan de phase, - la figure 6 est un bloc-diagramme montrant une boucle d'amortissement actif de nutation, - la figure 7 est un diagramme montrant les évolutions au cours du temps du signal S d'accéléromètre, de l'angle de nutation et de la poussée transversale (courtes impulsions) en vue d'un amortissement actif de nutation, - la figure 8 est un bloc diagramme montrant une boucle de compensation thermique, - la figure 9 est une vue schématique en perspec- tive du satellite, et - la figure 10 est une vue en coupe transversale montrant l'implantation de divers capteurs thermiques. La figure 1 représente schématiquement un satellite 1 stabilisé en rotation autour d'un axe principal d'inertie noté Z. Son centre de masse est noté G, et deux axes transversaux X et Y forment avec Z un trièdre de référence direct. L'axe de poussée de la tuyère est sensible- ment compris dans le plan XGZ. Le satellite comporte une tuyère 2 dont la mise à feu est censée appliquer au satellite une poussée F parallèle à Z. Le satellite comporte par ailleurs au moins un accéléromètre 3 à direction sensible parallèle à Z, de grande sensibilité (par exemple détecteur capacitif connu fondé sur la détection de la position d'une masse oscillante amortie par une atmosphère d'azote). L'application de la poussée F, du fait de l'excentrement de la tuyère 2, tend à générer un couple T, aligné avec Y, d'ou un basculement e du moment cinétique, autour de X. L'application continue de la poussée induit une nutation. Cette nutation est détectée par le (ou les) accéléromètre(s) 3; il s'agit en pratique de plusieurs accéléromètres, répartis autour de l'axe de rotation; ces accéléromètres permettent de mesurer en continu l'amplitude et la phase des accélérations angulaires dues à la nutation; ces informations sont utilisées pour déclencher automati- quement l'allumage/extinction de tuyères, ou le démarrage/ar- rêt de mouvement de parties mobiles à bord, et ce suivant un profil précis. Dans le cas considéré ici (nutation induite par une tuyère excentrée), le profil de mise en oeuvre de cette tuyère est représenté par la figure 2, en référence à la figure 3. La mise en oeuvre de la tuyère (ou de tout actionneur) agissant en tout ou rien comporte quatre phases: - une phase I de caractérisation de la nutation induite par la tuyère; elle consiste en un allumage pendant un nombre entier de périodes de nutation; les accéléromè- tres, grâce à leur sensibilité et leur rapidité permettent une mesure très rapide de cette période, au point que l'allumage peut se faire pendant une seule période. Pendant cette période le point représentatif de la phase du satellite dans le plan de phase (p et q sont de façon classique des vitesses angulaires, et le signal S d'accéléromètre de la figure 2 est ici proportionnel à q) passe ainsi de A1 (position initiale) à A2 (maximum de la figure 2) puis de nouveau à A1; - une phase préliminaire II destinée à amener la phase de nutation en un point du plan de phase tel que la phase reste ensuite stationnaire lors de l'application de la poussée voulue; cette phase préliminaire comporte le maintien de l'allumage de la tuyère pendant 1/6 de la période de nutation (ce temps est suffisant pour que l'accéléromètre puisse identifier la fin de période de nutation même si la phase I dure une seule période), ce qui amène le point de phase en A3; l'extinction de la tuyère modifie la trajec- toire du point de phase, qui passe de A3 vers le centre A4 de la première trajectoire. L'extinction de la tuyère dure 1/6 de la periode de nutation. Le point de phase arrive en A4; - une phase opérationnelle III pendant laquelle la tuyère applique la poussée voulue. Compte tenu de la position en A4 du point de phase, l'allumage et le maintien en service de la tuyère laisse ce point de phase inchangé: il reste en A4, sans nutation; - une phase terminale IV inverse de la phase préliminaire II, c'est-à-dire que la tuyère est éteinte à nouveau. Le point de phase reprend son mouvement sur la deuxième trajectoire depuis A4 jusqu'à son intersection A5 avec la première trajectoire, puis revient, suivant cette première trajectoire, en A1. Dans le cas o la cause potentielle de nutation est progressive (par opposition à tout ou rien), par exemple dans le cas de pièces mobiles parallèlement à Z, entre Z0 et5 Zl, le profil de sa mise en oeuvre est le suivant. Il y a: - une phase préliminaire II pendant laquelle la mise en oeuvre se fait à mi-régime, pendant une demi-période de nutation à ce mi-régime (plus un quelconque nombre entier10 de périodes non représentées, pour identifier la durée de celle-ci); - une phase opérationnelle III pendant laquelle la mise en oeuvre se fait à plein régime; sa durée est quelconque, fixée par les besoins; - une phase terminale IV opposée à la phase préliminaire, pendant laquelle la mise en oeuvre se fait à mi-régime pendant une demi-période de nutation. Le diagramme de phase de la figure 5 se distingue de celui de la figure 3 par le fait que le point de phase circule au cours des phases I, II et III sur une seule trajectoire. Par contre, il apparaît sur ces deux figures 3 et 5 que, au début de la phase opérationnelle III, le point de phase est déjà à l'endroit o le déclenchement de cette phase tend à amener le centre du cercle de nutation résul- tant: le rayon de ce cercle est donc bien (sensiblement) nul. L'efficacité des enseignements précités sera fonction de la reproductivité des impulsions tuyères (cas d'une poussée tuyère), ou de la précision de contrôle de mouvement des parties mobiles (cas des parties mobiles), ainsi que de la précision des accéléromètres. Les figures 6 et 7 correspondent à un amortisse- ment actif de nutation (cas distinct des précédents o on essayait d'induire aussi peu de nutations que possible). Dans le cas de manoeuvres de contrôle d'attitude et de contrôle d'orbite est-ouest, les poussées de tuyères sont obligatoirement pulsées, à la période de rotation du satellite, car elles doivent résulter en effets inertiels perpendiculaires à l'axe de rotation du satellite; dans ce cas, on ne peut utiliser la solution précédente pour minimi- ser la nutation; heureusement, ces manoeuvres étant en général de courte durée, on peut les effectuer durant une phase de non-imagerie (par exemple calibration, ou remise à zéro du mécanisme de balayage), et amortir ensuite la nutation induite avant la nouvelle prise d'image. Un amortissement rapide et efficace peut être obtenu par une boucle de contrôle (figure 6) utilisant les accéléromètres ultra-sensibles précités 3 en tant que détecteurs, et les tuyères de contrôle d'attitude (non représentées à la figure 1) entant qu'actuateurs; un filtre de contrôle 10, suivi d'une logique 11 de seuillage et de synchronisation de phase puis d'éléments 12 de contrôle de tuyères, commande des impulsions de tuyère déphasées par rapport à l'oscillation de nutation, ce déphasage étant fonction de la position physique des accéléromètres et tuyères à bord du satellite; de plus, ce filtre est optimisé pour s'affranchir au mieux des variations de période de nutation au cours de la vie du satellite (variations dues à l'évolution des caractéristiques d'inertie, et de la vitesse de rotation). La figure 7 montre les résultats obtenus par simulation du procédé précité: il y a ici synchronisation entre les impulsions et les minima du signal S d'accéléromè- tre; on vérifie que l'angle de nutation, qui présente des fluctuations de fréquence double de celle de S ou des impulsions, tend rapidement vers 0 (en moins de 25 secondes). Si l'on revient à la figure 1, on a vu que la mise en oeuvre de la tuyère génère une variation de vitesse de rotation. La variation de vitesse de rotation du satellite induite par la poussée d'une ou plusieurs tuyères est en grande partie déterministe; elle est fonction de la vitesse il initiale, de la distance de l'orifice d'éjection des gaz par rapport à l'axe de rotation, du rayon de giration du satelli- te, ainsi que de la durée de la poussée; dans le cas de poussées de longue durée, cette variation peut devenir importante et occasionner un accroissement important des efforts centrifuges (cas d'une augmentation de vitesse), ou une diminution de stabilité gyroscopique (cas d'une diminution de vitesse). Il peut donc être intéressant de compenser a priori cet effet, en orientant la tuyère au cours de son intégration à bord du satellite, de manière à ce qu'elle exerce au cours de la poussée un couple autour de l'axe de rotation compensant l'effet précité. Plus précisément, le couple autour de Z s'écrit: Mz = Iz6z + (Iy-Ix) (àX [ h (p2 - K) - m tK2] z + rz avec: Ix, Iy, Iz, inerties du satellite autour des axes X, Y et Z, * W, Wy, wz vitesses angulaires du satellite * A débit massique d'ergol liquide * p rayon d'éjection des gaz (excentrement de la tuyère) * Kz rayon de giration autour de Z: Iz= m.K2 * rz couple exercé par la tuyère du fait de son non- parallélisme à l'axe de rotation. Dans le cas simple ou: dt I Ié y (formée de cylindre) et o: K2 = 0. l'équation précitée devient: M: = I (- [Eh (p2 - K2)] cZ + rz Ce couple total est nul (et donc >z est constant), si: z = m (p2 - K2) Si F est la poussée, on peut écrire: F m- go. Isp o go vaut 9,81 m/s Isp est l'impulsion spécifique de l'ergol liquide. Il en découle rz = Fp sin a o a est l'écart angulaire entre l'axe de la poussée et l'axe de rotation; plus précisément c'est l'angle que fait l'axe de poussée par rapport au plan passant par la tuyère. On en déduit que Mz = O si (p2 _ 2) sin =a P gOIsp Il suffit donc de caler a à cette valeur de manière que le couple exercé par la tuyère compense l'effet dû au débit massique en repère tournant. Lors de la mission d'observation de la Terre, les impulsions délivrées par le détecteur terrestre sont filtrées (filtre analogique ou digital, d'ordre 2 par exemple) de manière à réduire le bruit important du signal de ce détec- teur; inévitablement, ce filtrage introduit un retard d'autant plus important que la réduction de bruit est importante; pour une vitesse de rotation du satellite constante, ce retard est constant, et peut être compensé a priori. Cependant, en éclipse, la vitesse de rotation du satellite varie rapidement, en raison du transitoire thermi- que de contraction de tout le satellite, et le retard varie rapidement; pour minimiser cet effet, l'invention propose de mesurer en permanence la contraction du satellite, par le biais de thermistances réparties de façon appropriée à bord, et couplées avec un modèle simplifié du comportement thermo-5 élastique du satellite; cette mesure de contraction est alors transformée en mesure de vitesse de rotation et injectée dans la boucle de filtrage du détecteur terrestre (technique dite de "feed-forward"). Les performances de ce système sont fonction principalement de la représentativité du modèle de déforma- tion thermo-élastique du satellite; ce modèle peut être obtenu a priori (modélisation de type Nastran), et/ou calibré en début de vie du satellite. La figure 7 montre la boucle de compensation thermique, partant de la phase mesurée par le détecteur terrestre et en injectant une correction calculée par un modèle thermique à partir de thermistances. A la figure 10, ces thermistances notées 21 sont par exemple disposées transversalement à l'axe sur la plate- forme principale 20 du satellite: il y a ici quatre thermis- tances radiales décalées de 90 les unes des autres, et quatre thermistances parallèles à un même diamètre, mais latéralement décalée cis à vis de ce diamètre. A la figure 9, la référence 22 désigne le tube central, et la référence 23 désigne des barres de liaison. Il va de soi que la description qui précède n'a été proposée qu'à titre d'exemple non limitatif et que de nombreuses variantes peuvent être proposées par l'homme de l'art sans sortir du cadre de l'invention. REVENDICATIONS 1. Procédé de mise en oeuvre, sur un satellite en autorotation, d'un actionneur (2) ayant un axe actif sensi- blement parallèle à l'axe d'autorotation et un mode opéra-5 tionnel de fonctionnement, comportant: - une étape de caractérisation de nutation (I) dans laquelle on active l'actionneur dans un mode prédéter- miné et on mesure la période de nutation résultante, cette étape de caractérisation durant un nombre entier desdites périodes de nutation, une étape préliminaire (II) pendant une partie au moins de laquelle on active l'actionneur dans ledit mode prédéterminé, cette étape préliminaire durant une fraction prédéterminée de la période de nutation, cette étape prélimi- naire étant conçue pour amener le satellite en une configura- tion dans laquelle le déclenchement du mode opérationnel induit une nutation minime, - une étape opérationnelle pendant laquelle l'actionneur est activé dans ledit mode opérationnel pendant une durée quelconque prédéterminée, et - une étape finale (IV) de durée égale à celle de l'étape préliminaire et symétrique de celle-ci vis à vis de l'étape opérationnelle. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'actionneur agit en tout ou rien, le mode prédé- terminé est identique au mode opérationnel, l'étape prélimi- naire étant constituée d'une première sous-phase durant 1/6 de période de nutation pendant laquelle l'actionneur est activé et une deuxième sous-phase de même durée pendant laquelle l'actionneur est éteint, l'étape finale étant constituée d'une première sous-phase de 1/6 de période pendant laquelle l'actionneur est éteint et une seconde sous- phase pendant laquelle l'actionneur est actif en mode opérationnel. 3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que ledit actionneur en tout ou rien est une tuyère excentrée par rapport à l'axe d'autorotation. 4. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'actionneur est à action progressive, le mode prédéterminé correspond à la moitié du mode opérationnel, et les étapes préliminaire et finale durent chacune une demi- période, le mode prédéterminé étant maintenu pendant toute la durée desdites étapes préliminaire et finale. 5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que l'actionneur comporte une pièce mobile sensiblement parallèlement à l'axe d'autorotation, le mode prédéterminé étant un déplacement de cette pièce mobile à la moitié de la vitesse du déplacement de cette pièce en mode opérationnel. 6. Procédé selon l'une quelconque des revendica- tions 1 à 5, caractérisé en ce qu'on mesure la période de nutation avec des accéléromètres d'axes sensibles sensible- ment parallèles à l'axe d'autorotation. 7. Procédé selon l'une quelconque des revendica- tions 1 à 6, caractérisé en ce qu'on détecte l'accélération d'au moins une zone du satellite parallèlement à l'axe d'autorotation, et on génère une succession périodique d'impulsions propres à générer des couples parallèles transversaux à cet axe, à une période égale à un multiple au moins égal à 1 de la période de nutation du signal d'accélé- ration. 8. Procédé selon l'une quelconque des revendica- tions 1 à 7, caractérisé en ce qu'on applique une poussée selon une direction faisant un angle a avec un plan passant par l'axe d'autorotation et le point d'application de cette poussée, cet angle a étant donné par: (p2 - K2) sin a = pgo Isp o p est le rayon d'éjection des gaz, Kz est le rayon de giration autour de Z Wz est la vitesse angulaire autour de Z go vaut 9,81 m/s Isp est l'impulsion spécifique de la poussée. 9. Procédé selon l'une quelconque des revendica- tions 1 à 8, caractérisé en ce qu'on détecte les passages de la Terre dans le champ de vue d'un détecteur terrestre, on détecte la température en plusieurs points du satellite et on en déduit, à l'aide d'un modèle thermique prédéterminé, une estimation de la vitesse de rotation instantanée et on détermine le retard de phase à appliquer entre la détection d'un passage de la Terre dans le champ de vue d'un détecteur terrestre et le déclenchement d'une opération de prise d'image.