FR 2737997 A1 19970228 FR 9610297 A 19960820 Procédé de commande d'orientation d'un engin spatial La présente invention concerne les dispositifs de commande d'orientation pour engin spatial et, plus particulièrement, des disposi- tifs de commande d'orientation pour des engins spatiaux stabilisés dans trois directions. Les engins spatiaux stabilisés dans trois directions sont souvent utilisés pour les satellites de télécommunication. Le système de stabilisation dans trois directions exerce une commande sur l'orien- tation à l'aide de propulseurs chimiques embarqués sur l'engin spatial. On a proposé et utilisé diverses formes de commande des propulseurs. Certains systèmes de l'art antérieur utiliseht une logique de sélection des propulseurs pseudo-inverse, comme décrit dans le brevet US n 5 140 525 délivré le 18 août 1992 à Shankar et coil. Dans certains cas, le système pseudo-inverse peut ne pas être optimal car, dans certaines conditions, il peut être nécessaire que les propulseurs soient disponibles par paires qui produisent des moments sensiblement égaux et opposés par rapport au centre d'inertie de l'engin spatial. Du fait des contraintes dues à la masse satellisable ou du fait du déplacement du centre d'inertie de l'engin spatial alors qu'il est en orbite, la configura- tion des propulseurs peut ne pas satisfaire à cette condition. En outre, quand l'un des propulseurs d'une paire doit être incliné par rapport à sa direction de poussée nominale afin de minimiser les impacts d'écho sur une autre partie de l'engin spatial, l'autre propulseur de la paire est de préférence incliné lui aussi dans la direction opposée, même si cela n'est pas forcément nécessaire pour minimiser les impacts d'écho. Cela peut réduire alors l'efficacité de la poussée. Un procédé amélioré est souhaité pour le fonctionnement d'un engin spatial dans ces cas o les propulseurs sont disposés de façon asymétrique par rapport au centre d'inertie. La présente invention propose donc un procédé de commande de l'orientation d'un engin spatial dans lequel l'engin spatial comprend au moins cinq propulseurs de commande d'orientation qui sont situés autour de l'engin spatial de telle manière qu'un premier groupe d'au moins trois propulseurs principaux ont leurs directions de vecteur moment situées approximativement dans un plan principal. Les propul- seurs de commande d'orientation restants, qui constituent un groupe de propulseurs secondaires, ont leurs directions de vecteur moment situées approximativement dans un plan secondaire qui n'est pas paral- lèle au plan principal. Dans une première forme de réalisation de l'invention, les plans principal et secondaire sont orthogonaux entre eux et correspon- dent aux faces sud et anti-terre de l'engin spatial. Le procédé comprend les étapes de détection de l'orientation présente ou actuelle de l'engin spatial pour produire de signaux représentatifs de l'orienta- tion et de calcul de la différence entre les signaux représentatifs de l'orientation et des signaux d'orientation souhaitée qui représentent l'orientation souhaitée de l'engin spatial, pour produire des signaux d'écart d'orientation. Les signaux d'écart d'orientation sont envoyés à un appareil de commande ayant au moins une caractéristique propor- tionnelle, qui produit des signaux de demande d'impulsion représen- tant une demande d'impulsion suivant chacun des trois axes principaux mutuellement orthogonaux. Dans une forme préférée de réalisation de l'invention, l'appa- reil de commande a au moins une caractéristique proportionnelle P. Les composantes de la demande d'impulsion suivant les trois axes principaux sont transformées en une demande d'impulsion suivant un groupe de trois axes auxiliaires mutuellement orthogonaux, dont deux sont situés dans le plan principal et dont le troisième est normal au plan principal. L'un des propulseurs du groupe de propulseurs secon- daires est sélectionné, à savoir celui dont la composante du vecteur moment suivant le troisième axe auxiliaire a la même signe que la demande d'impulsion transformée suivant cet axe. On calcule la demande d'impulsion supplémentaire dans le plan principal à l'aide de la formule: |I[]aug = [][|II2]72 (1) dans laquelle Il est la composante de la demande d'impulsion transformée suivant le premier axe auxiliaire, 12 est la composante de la demande d'impulsion transformée suivant le deuxième axe auxiliaire, 13 est la composante de la demande d'impulsion transformée suivant le troisième axe auxiliaire, Ttl est le vecteur moment suivant le premier axe auxiliaire du propulseur secondaire sélectionné, T2 est le vecteur moment suivant le deuxième axe auxiliaire du propulseur secondaire sélectionné, Tt3 est le vecteur moment suivant le troisième axe auxiliaire du propulseur secondaire sélectionné, et l'indice "aug" désigne le vecteur de demande d'impulsion supplé- mentaire. Des premier et second propulseurs principaux adjacents sont sélectionnés dans le groupe de propulseurs principaux. Les propulseurs principaux adjacents sélectionnés sont ceux dont les vecteurs moments dans le plan principal sont les plus proches de la demande d'impulsion supplémentaire dans le plan principal. Les largeurs d'impulsion requi- ses pour les premier et second propulseurs principaux adjacents et pour le propulseur secondaire sélectionné pour produire la demande d'impulsion sont calculées en fonction de l'équation PWf I LPWS] = M- I2 (2) dans laquelle PWf est la largeur d'impulsion du premier propulseur principal adjacent sélectionné, PWs est la largeur d'impulsion du second propulseur principal adjacent sélectionné, PWt est la largeur d'impulsion du propulseur secondaire sélectionné, M-1 est l'inverse de la matrice M, laquelle matrice M est donnée par: Tri Ts, TC, M = Tf2 T.2 TU2 (3) T_ T,3 Tt3j sachant que la première colonne de la matrice M est le vecteur moment du premier propulseur principal adjacent sélectionné suivant les premier, deuxième et troisième axes auxiliaires, que la seconde colon- ne de la matrice M est le vecteur moment du second propulseur princi- pal adjacent sélectionné suivant les premier, deuxième et troisième axes auxiliaires, et que la troisième colonne de la matrice M est le vecteur moment du propulseur secondaire sélectionné suivant les premier, deuxième et troisième axes auxiliaires. Les largeurs d'impul- sion calculées sont appliquées aux premier et second propulseurs principaux sélectionnés et au propulseur secondaire sélectionné afin d'appliquer un couple de rotation au engin spatial en vue d'un réglage de son orientation. Dans une forme de réalisation de l'invention, le nombre de propulseurs dans le plan principal est de quatre et le nombre de propulseurs dans le plan secondaire est de deux. Dans une autre forme de réalisation, le nombre de propul- seurs dans le plan secondaire est d'au moins trois. L'étape d'application des signaux d'écart d'orientation à un appareil de commande peut comprendre l'étape de production de signaux de demande d'impulsion par rapport à des axes de roulis, de tangage et de lacet. La présente invention sera mieux comprise à la lecture de la description détaillée suivante, prise en référence aux dessins d'accom- pagnement, dans lesquels: la figure la est une vue en perspective simplifiée ou isomé- trique d'un engin spatial stabilisé dans trois directions, qui montre l'orientation des diverses faces de l'engin spatial et leur position par rapport aux axes de roulis, tangage et lacet, et la figure lb est un schéma synoptique simplifié d'un dispositif de commande de l'orienta- tion qui peut être utilisé dans la construction de l'invention, la figure 2a est une vue développée et simplifiée de certaines des faces de l'engin spatial de la figure 1, qui montre des plans princi- pal et secondaire selon une forme de réalisation de l'invention et un total de cinq propulseurs de commande d'orientation qui doivent être commandés en accord avec un aspect de l'invention, et la figure 2b est un schéma montrant le vecteur de demande d'impulsion supplémentaire dans le plan principal ainsi que d'autres vecteurs, la figure 3a est une vue développée et simplifiée de certaines des faces de l'engin spatial de la figure 1, qui montre des plans princi- pal et secondaire selon une forme de réalisation de l'invention et un total de six propulseurs de commande d'orientation qui doivent être commandés en accord avec un aspect de l'invention, et la figure 3b est un schéma montrant le vecteur de demande d'impulsion supplémentaire dans le plan principal ainsi que d'autres vecteurs, la figure 4a est une vue développée et simplifiée de certaines des faces de l'engin spatial de la figure 1, qui montre des plans princi- pal et secondaire selon une forme de réalisation de l'invention et un total de huit propulseurs de commande d'orientation qui doivent être commandés en accord avec un aspect de l'invention, et la figure 4b est un schéma montrant le vecteur de demande d'impulsion supplémentaire dans le plan principal ainsi que d'autres vecteurs, la figure 5a est une vue développée et simplifiée de certaines des faces de l'engin spatial de la figure 1, qui montre des plans princi- pal et secondaire selon une forme de réalisation de l'invention et un total de six propulseurs de commande d'orientation, répartis d'une manière différente de celle de la figure 2a, qui doivent être comman- dés en accord avec un aspect de l'invention, et la figure 5b est un schéma montrant le vecteur de demande d'impulsion supplémentaire dans le plan principal ainsi que d'autres vecteurs. Sur la figure la, un engin spatial A2100, stabilisé dans trois directions, comprend un corps 32 qui tourne en orbite autour de la terre 34 dans un plan approximativement équatorial. Comme représen- té, le corps 32 est un parallélépipède qui comprend une face est 38, une face sud 40 et une face anti-terre 36 orientées respectivement perpendiculairement aux axes de roulis, de tangage et de lacet, 42, 44 et 46. Dans la forme particulière de réalisation de l'invention représen- tée sur la figure la, la face anti-terre 36 comporte trois propulseurs 17, 19 et 21 qui lui sont fixés avec leur axe de poussée approximative- ment normal (orthogonal) à la face 36, et la face sud 40 comporte deux propulseurs, à savoir les propulseurs 1 et 3, qui lui sont fixés avec leur axe de poussée normal à la face 32. La figure lb est un schéma synoptique simplifié d'un disposi- tif de commande d'orientation qui peut être utilisé en liaison avec l'invention. Dans la figure lb, des détecteurs d'orientation par rapport à l'horizon et au lacet sont représentés ensemble sous la forme d'un bloc 50. Des signaux représentatifs de l'orientation, produits par le bloc 50, sont appliqués à la borne d'entrée inverseuse d'un circuit 52 de calcul de différence qui calcule la différence entre les signaux représentatifs de l'orientation et des signaux d'orientation souhaitée qui sont conservés dans une mémoire 54. Des signaux d'écart d'orien- tation sont produits par le circuit 52 et sont appliqués à un appareil de commande 56 ou régulateur à action proportionnelle, intégrale et déri- vée (PID), directement, et indirectement par l'intermédiaire d'un circuit de différentiation (d/dt) 58. Bien qu'un régulateur PID soit préférable, un régulateur PD (à action proportionnelle et dérivée) ou P (à action proportionnelle) peut suffire. Le régulateur 56 produit des signaux représentatifs de la demande d'impulsion par rapport aux axes de roulis, de tangage et de lacet qui sont nécessaires pour corriger l'orientation. La demande d'impulsion est sommée, si nécessaire, avec des impulsions de déviation dans un sommateur 60, puis appliquée aux bornes d'entrée d'un circuit ou bloc logique 62 de sélection géométri- que des propulseurs et d'un circuit ou bloc logique 64 de calcul de la largeur d'impulsion, à des fins décrites ci-dessous. Les signaux résul- tants de largeur d'impulsion sont appliqués aux circuits d'excitation des divers propulseurs sélectionnés, représentés en bloc par 66. La figure 2a est une vue développée de la face anti-terre 36, de la face est 38, de la face sud 40 et de la face ouest 238 de l'engin spatial A2100 de la figure la, les directions des axes de roulis 42, de tangage 44 et de lacet 46 étant indiquées pour chaque face. Comme représenté, la face anti-terre 36 de la figure 2a comporte trois propul- seurs associés 17, 19 et 21 dont l'axe de poussée est approximative- ment perpendiculaire à la face 36 (perpendiculaire au plan de la figure 2a). La face sud 40 comporte deux propulseurs 1 et 3 situés en des angles opposés. Comme représenté, la face anti-terre 36 comporte aussi un propulseur Delta-V 23 qui n'est pas utilisé pour la commande d'orientation. Chaque propulseur de commande d'orientation de la figure 2a crée, lorsqu'il est mis en marche, un moment par rapport au centre d'inertie de l'engin spatial. Comme on l'a déjà mentionné, la position exacte du centre d'inertie ne peut pas être déterminée avec certitude. La direction du moment du propulseur dépend de l'emplacement du propulseur par rapport au centre d'inertie de l'engin spatial et de la direction de la poussée. Selon un aspect de l'invention, les propulseurs de commande d'orientation ont leur vecteur moment situé dans (ou suivant) un plan principal ou un plan secondaire qui n'est pas parallèle au plan principal. On peut identifier un plan principal en choisissant n'importe quel vecteur moment d'un propulseur situé dans un plan et en déterminant si le vecteur moment du propulseur adjacent suivant fait un angle de moins de 180 dans le sens anti-horaire par rapport au premier vecteur moment. Si tous les propulseurs satisfont à cette condition, alors le plan peut être choisi comme plan principal. Si deux plans satisfont à cette condition, l'un ou l'autre peut être choisi comme plan principal. Les directions des vecteurs moments des propulseurs 17, 19 et 21 de la figure 2a sont approximativement dirigées suivant la face anti-terre 36, laquelle peut donc être considérée (comme tous les plans qui lui sont parallèles) comme le plan principal. De même, les directions des vecteurs moments des propulseurs 1 et 3 sont dans ou suivant le plan de la face sud 40, laquelle peut être considérée (comme tous les plans qui lui sont parallèles) comme étant le plan secondaire. Par conséquent, les propulseurs 17, 19 et 21 sont considérés comme étant des propulseurs principaux et les propulseurs 1 et 3 comme étant des propulseurs secondaires. L'invention exige seulement que les directions des vecteurs moments de tous les propulseurs principaux soient dans le même plan (ou dans des plans parallèles entre eux car le point d'application du vecteur moment n'est pas fixé). Il n'y a par conséquent aucune exigence portant sur les emplacements des propul- seurs ni sur la direction de leur poussée, mais uniquement sur la direc- tion de leur vecteur moment. Il faut remarquer que si une direction de poussée est normale à un plan, alors la direction du vecteur moment est nécessairement dans le plan, mais que le fait que la direction d'un vecteur moment soit dans un plan ne signifie pas nécessairement que la direction de poussée est normale à ce plan. Comme les propulseurs n'ont en général pas des directions de vecteur moment qui coïncident avec les axes de roulis, de tangage et de lacet, la demande d'impulsion produite par le régulateur PID 56 de la figure lb doit être transformée en une demande d'impulsion suivant un repère de trois axes auxiliaires mutuellement orthogonaux, dont deux sont situés dans le plan principal et dont le troisième est normal au plan principal. Dans le cas de l'agencement de propulseurs repré- senté à la figure 2a, le plan principal peut être considéré comme étant le plan de la face anti-terre 36 et le plan secondaire peut être considé- ré comme étant le plan de la face sud 40. Le changement de repère se fait dans le circuit logique 62 de sélection géométrique des propul- seurs de la figure lb. Une fois que la demande d'impulsion est connue par rapport aux trois axes auxiliaires, dont deux sont dans le plan principal alors que le troisième est perpendiculaire à ce plan, le circuit 62 de la figure lb choisit l'un des propulseurs secondaires 1 et 3. Le propulseur secondaire choisi (1 ou 3) dans le groupe des propulseurs secondaires est celui dont la composante de vecteur moment suivant le troisième axe auxiliaire a le même signe que la demande d'impulsion transfor- mée suivant cet axe. La demande d'impulsion supplémentaire dans le plan principal est alors calculée dans le circuit logique 62 de sélection géométrique des propulseurs de la figure lb par la formule r2 g =I2 - Tt2 (4) dans laquelle Il est la composante de la demande d'impulsion transformée suivant le premier axe auxiliaire, 12 est la composante de la demande d'impulsion transformée suivant le deuxième axe auxiliaire, 13 est la composante de la demande d'impulsion transformée suivant le troisième axe auxiliaire, Ttl est le vecteur moment suivant le premier axe auxiliaire du propulseur secondaire sélectionné, Tt2 est le vecteur moment suivant le deuxième axe auxiliaire du propulseur secondaire sélectionné, Tt3 est le vecteur moment suivant le troisième axe auxiliaire du propulseur secondaire sélectionné, et l'indice "aug" désigne le vecteur de demande d'impulsion supplé- mentaire. L'étape suivante pour déterminer quels propulseurs actionner pour la commande d'orientation est la sélection, dans le bloc 62 de la figure lb, de premier et second propulseurs principaux "adjacents" dans le groupe des propulseurs principaux. La figure 2b représente le plan principal qui contient un vecteur Iaug représentatif de la demande d'impulsion supplémentaire, et qui contient aussi des vecteurs moments T17, T19 et T21, comme défini ci- dessus, qui représentent les moments associés aux trois propulseurs principaux 17, 19 et 21. Les propulseurs principaux adjacents qui sont sélectionnés sont ceux dont les moments dans le plan principal sont les plus proches de la demande d'impulsion supplémentaire dans le plan principal. On détermine faci- lement la proximité en avançant aussi bien dans le sens horaire (CW) que dans le sens anti-horaire (CCW) à partir du vecteur demande d'impulsion. Le premier vecteur moment de propulseur que l'on rencontre est le vecteur voisin pour cette direction particulière. Ainsi, sur la figure 2b, les vecteurs T17 et T9 sont respectivement les voisins sur la figure 2b, les vecteurs 117 et Tî9 sont respectivement les voisins dans le sens horaire et dans le sens anti-horaire. Une fois que les propulseurs secondaires et les propulseurs principaux adjacents ont été identifiés de la manière décrite ci-dessus, des signaux représentant les propulseurs et les moments des propul- seurs qui sont requis pour la commande d'orientation sont appliqués depuis le bloc 62 de la figure lb à un circuit ou bloc logique 64 de calcul de la largeur d'impulsion, dans lequel sont déterminées des largeurs d'impulsion pour les premier et second propulseurs principaux adjacents et pour le(s) propulseur(s) secondaire(s) sélectionnés afin de produire la demande d'impulsion. La demande d'impulsion est détermi- née par la formule: vw[ = M-1 p5 (5) dans laquelle PWf est la largeur d'impulsion du premier propulseur principal adjacent sélectionné, PWs est la largeur d'impulsion du second propulseur principal adjacent sélectionné, PWt est la largeur d'impulsion du propulseur secondaire sélectionné, M'1 est l'inverse de la matrice M, laquelle matrice M est donnée par: [Tri TS1 Tlc M = T2r T52 Tt2 (3) TL3 T33 TC3. sachant que la première colonne de la matrice M est le vecteur moment du premier propulseur principal adjacent sélectionné suivant les premier, deuxième et troisième axes auxiliaires, que la seconde colon- ne de la matrice M est le vecteur moment du second propulseur princi- pal adjacent sélectionné suivant les premier, deuxième et troisième axes auxiliaires, et que la troisième colonne de la matrice M est le vecteur moment du propulseur secondaire sélectionné suivant les premier, deuxième et troisième axes auxiliaires. Les largeurs d'impulsions résultantes sont appliquées aux circuits d'excitation des l1 propulseurs, représentés par le bloc 66 de la figure lb, pour produire la commande d'orientation souhaitée. La figure 3a est une vue développée de l'engin spatial A2100 de la figure la qui est semblable à celle de la figure 2a. Comme on l'a déjà mentionné, on peut identifier un plan principal en choisissant n'importe quel vecteur moment de propulseur situé dans le plan et en déterminant si le moment du propulseur adjacent suivant fait un angle de moins de 180 dans le sens anti-horaire par rapport au premier vecteur moment. Si tous les propulseurs satisfont à cette condition, alors le plan peut être choisi comme plan principal. Si deux plans satisfont à cette condition, l'un ou l'autre peut être un plan principal. Comme représenté à la figure 3a, la face anti-terre 36 de la figure 3a porte trois propulseurs associés 18, 20 et 22 qui ont leur axe de vecteur moment parallèle à la face 36 qui, comme dans le cas de la figure 2a, peut être considérée comme étant le plan principal. Les propulseurs principaux 18 et 22 sont adjacents à la face est 38 et le propulseur principal 20 est adjacent à la face ouest 238. La face sud comporte trois propulseurs secondaires 2, 3 et 4 dont les vecteurs moments sont parallèles à la face 40. La face 40 peut être considérée comme un plan secondaire. Le propulseur secondaire 2 est adjacent au propulseur principal 22 (situé au même angle que lui), le propulseur secondaire 4 est diagonalement opposé au propulseur secondaire 2 et adjacent à la face ouest 238, et le propulseur secondaire 3 est adjacent à la face ouest 238. Dans la disposition de la figure 3a, la face sud ne peut pas être choisie comme plan principal car l'angle entre le moment du propulseur 4 et celui du propulseur 2 est égal à 180 et non pas inférieur à 180 . Lors du fonctionnement du système de commande d'orienta- tion de la figure lb avec la disposition des propulseurs représentée à la figure 3a, tous les calculs sont effectués comme on l'a décrit précé- demment en référence aux figures 2a et 2b. Le propulseur secondaire sélectionné dans la construction de la figure 3a est le propulseur 2 (en supposant que 13, la demande d'impulsion suivant le troisième axe auxiliaire qui se trouve être aussi l'axe de lacet, est positive) et la demande d'impulsion supplémentaire résultante et les moments des propulseurs principaux dans le plan principal sont tels que représentés sur la figure 3b, dans laquelle Iaug désigne la demande d'impulsion supplémentaire et T18, T20 et T22 désignent les moments des propul- seurs respectifs 18, 20 et 22, en projection sur le plan principal. D'après la figure 3b, les propulseurs 18 et 22 sont choisis comme propulseurs adjacents car leur moment est le plus proche voisin du vecteur Iaug. Par conséquent, les propulseurs 18 et 22 sont les propul- seurs principaux sélectionnés et le propulseur 2 est le propulseur secondaire choisi. Les propulseurs 2, 18 et 22 sont mis à feu avec une largeur d'impulsion calculée comme ci-dessus en vue du réglage de l'orientation. La figure 4a est une vue développée de l'engin spatial A2100 de la figure la qui est semblable à celle de la figure 2a. Comme repré- senté, la face anti-terre 36 de la figure 4a ne comporte pas de propul- seurs. La face est 38 comporte quatre propulseurs associés 5, 6, 7 et 8, dont les vecteurs moments sont parallèles à la face 38, et la face sud comporte quatre propulseurs associés 1, 2, 3 et 4, dont les vecteurs moments sont parallèles à la face 40. L'une ou l'autre des faces 38 et peut être considérée comme étant le plan principal sur lequel sont situés quatre propulseurs principaux, et on choisit arbitrairement la face 38. La face sud 40 est par conséquent le plan secondaire. Le propulseur principal 5 est adjacent à la face anti-terre 36 et à la face nord (non représentée), le propulseur principal 6 est adjacent à la face anti-terre 36 et à la face sud 40, et les propulseurs principaux 7 et 8 sont respectivement approximativement diagonalement opposés aux propulseurs 5 et 6. Comme mentionné, la face sud 40 comporte quatre propulseurs secondaires 1, 2, 3 et 4, le propulseur secondaire 2 étant adjacent au propulseur principal 6 (situé dans le même angle que lui), le propulseur secondaire 4 étant diagonalement opposé au propulseur secondaire 2 et adjacent à la face ouest 238, et le propulseur secondai- re 3 étant adjacent à la face anti-terre 36 et à la face ouest 238. Le propulseur 1 est diagonalement opposé au propulseur 3. Il est évident d'après la figure 4a que les propulseurs principaux ont une direction de vecteur moment dans ou suivant un plan principal unique et que les propulseurs secondaires ont une direction de vecteur moment dans ou suivant un autre plan qui est orthogonal (et donc non parallèle) au plan principal. Lors du fonctionnement du système de commande d'orienta- tion de la figure lb avec la disposition des propulseurs représentée à la figure 4a, tous les calculs sont effectués comme on l'a décrit précédemment. Le propulseur secondaire sélectionné est le propulseur 2, en supposant que la demande d'impulsion suivant le troisième axe auxiliaire (l'axe Y de l'engin spatial) est négative, et le moment du propulseur 2 suivant l'axe négatif Y est supérieur à celui du propulseur 3. La demande d'impulsion supplémentaire qui en résulte et les vecteurs moments des propulseurs principaux dans le plan principal sont représentés à la figure 4b, dans laquelle Iaug désigne la demande d'impulsion supplémentaire et T5, T6, T7 et T8 désignent les moments des propulseurs respectifs 5, 6, 7 et 8, en projection sur le plan princi- pal. D'après la figure 4b, les propulseurs 8 et 7 sont choisis comme propulseurs adjacents car leur moment est le plus proche voisin du vecteur Iaug. Par conséquent, les propulseurs 8 et 7 sont les propul- seurs principaux sélectionnés et le propulseur 2 est le propulseur secondaire choisi. Les propulseurs 2, 8 et 7 sont mis à feu avec une largeur d'impulsion calculée comme ci-dessus en vue du réglage de l'orientation. La figure 5a est une vue développée de l'engin spatial A2100 de la figure la qui est semblable à celle de la figure 2a. Comme repré- senté, la face anti-terre 36 de la figure 5a ne comporte pas de propul- seurs. La face est 38 comporte deux propulseurs associés 5 et 7, dont les vecteurs moments sont parallèles à la face 38. La face ouest 238 comporte elle aussi deux propulseurs associés 9 et 11 dont les vecteurs moments sont parallèles à la face 238 et donc à la face parallèle 38. La face 38 peut être considérée comme étant le plan principal. Le propul- seur principal 5 est adjacent à la face anti-terre 36 et à la face nord (non représentée), le propulseur principal 11 est adjacent à la face anti-terre 36 et à la face sud 40, et les propulseurs principaux 7 et 9 sont respectivement diagonalement opposés aux propulseurs 5 et 11. La face sud 40 comporte deux propulseurs 1 et 3, situés en des angles diagonalement opposés, le propulseur 1 étant adjacent au propulseur 7 de la face est et le propulseur 2 étant adjacent au propulseur 11 de la face ouest 238. Les vecteurs moments des propulseurs 1 et 3 sont diri- gés suivant la face sud 40, et la face sud 40 peut être considérée comme un plan secondaire. Lors du fonctionnement du système de commande d'orienta- tion de la figure lb avec la disposition des propulseurs représentée à la figure 5a, tous les calculs sont effectués comme on l'a décrit précé- demment. Le propulseur secondaire sélectionné est le propulseur 1, en supposant que la demande d'impulsion suivant le troisième axe auxiliaire (dans ce cas l'axe Y de l'engin spatial) est positive, et la demande d'impulsion supplémentaire qui en résulte et les vecteurs moments des propulseurs principaux dans le plan principal sont repré- sentés à la figure 5b. Sur la figure 5b, Iu désigne la demande -% _ ---> __ug d'impulsion supplémentaire et T5, T7, Tg et Tll désignent les moments des propulseurs respectifs 5, 7, 9 et 11, en projection sur le plan principal. D'après la figure 5b, les propulseurs 7 et 9 sont choisis comme propulseurs adjacents car leur moment est le plus proche voisin du vecteur Iaug. Par conséquent, les propulseurs 7 et 9 sont les propul- seurs principaux sélectionnés et le propulseur 1 est le propulseur secondaire choisi. Les propulseurs 1, 7 et 9 sont mis à feu avec une largeur d'impulsion calculée comme ci-dessus en vue du réglage de l'orientation. D'autres formes de réalisation de l'invention apparaîtront à l'homme du métier. Par exemple, alors que l'on a décrit des propul- seurs chimiques, les mêmes principes s'appliquent aux propulseurs thermoélectriques à chambre d'arc, aux propulseurs ioniques et à d'autres dispositifs de création de moment par éjection de masse. L'homme du métier comprendra que les faces planes représentées pour l'engin spatial ont été idéalisées ou modélisées et que l'engin spatial réel peut ne pas avoir l'aspect physique de faces planes. Bien que l'invention concerne un cas o les directions des vecteurs moments des propulseurs principaux sont approximativement dans un plan, il suffit que les directions des vecteurs moments des propulseurs principaux soient dans des plans parallèles entre eux, lesquels peuvent pour cela être considérés comme un plan unique. Il est bien entendu que la description qui précède n'a été donnée qu'à titre purement illustratif et non limitatif et que des varian- tes ou des modifications peuvent y être apportées dans le cadre de la présente invention. REVENDICATIONS 1. Procédé de commande d'orientation d'un engin spatial, ledit engin spatial comportant au moins cinq propulseurs de commande d'orientation situés de telle manière qu'un premier groupe d'au moins trois propulseurs principaux ont la direction de leur vecteur moment située approximativement dans un plan principal et que les propulseurs de commande d'orientation restants, qui constituent un groupe de propulseurs secondaires, ont la direction de leur vecteur moment située approximativement dans un second plan qui n'est pas parallèle audit plan principal, ledit procédé étant caractérisé en ce qu'il comprend les étapes consistant à: - détecter (50) l'orientation actuelle dudit engin spatial pour produire des signaux représentatifs de l'orientation, - produire des signaux d'orientation souhaitée qui représen- tent l'orientation voulue dudit engin spatial, - calculer (52) la différence entre lesdits signaux représenta- tifs de l'orientation et lesdits signaux d'orientation souhaitée pour produire des signaux d'écart d'orientation, - appliquer lesdits signaux d'écart d'orientation à un appareil de commande (56) ayant au moins une caractéristique proportionnelle afm de produire des signaux de demande d'impulsion représentant la demande d'impulsion suivant chacun de trois axes principaux orthogo- naux entre eux, - transformer les composantes de ladite demande d'impulsion suivant lesdits trois axes principaux en une demande d'impulsion suivant un ensemble de trois axes auxiliaires orthogonaux entre eux, dont deux sont situés dans ledit plan principal et dont le troisième est normal audit plan principal, - choisir (62) l'un desdits propulseurs du groupe de propul- seurs secondaires qui a, suivant ledit troisième axe auxiliaire, une composante de moment de même signe que ladite demande d'impulsion transformée suivant ledit troisième axe auxiliaire, - calculer une demande d'impulsion supplémentaire dans ledit plan principal par la formule: [T2] au 2 [ 2] [Tt2 Tt3 dans laquelle: Il est la composante de la demande d'impulsion transformée suivant le premier axe auxiliaire, 12 est la composante de la demande d'impulsion transformée suivant le deuxième axe auxiliaire, 13 est la composante de la demande d'impulsion transformée suivant le troisième axe auxiliaire, Ttl est le vecteur moment suivant le premier axe auxiliaire du propulseur secondaire sélectionné, Tt2 est le vecteur moment suivant le deuxième axe auxiliaire du propulseur secondaire sélectionné, Tt3 est le vecteur moment suivant le troisième axe auxiliaire du propulseur secondaire sélectionné, et l'indice "aug" désigne le vecteur de demande d'impulsion supplé- mentaire, - choisir (62) des premier et second propulseurs principaux adjacents dudit groupe de propulseurs principaux, lesdits propulseurs principaux adjacents sélectionnés étant ceux dont les vecteurs moment dans ledit plan principal sont les plus proches de ladite demande d'impulsion supplémentaire dans ledit plan principal, - calculer (64) les largeurs d'impulsion requises pour lesdits premier et second propulseurs principaux adjacents et lesdits propul- seurs secondaires choisis afin de produire ladite demande d'impulsion, grâce à la formule: W[ dans laquelle: PWf est la largeur d'impulsion du premier propulseur principal adjacent sélectionné, PWs est la largeur d'impulsion du second propulseur principal adjacent sélectionné, PWt est la largeur d'impulsion du propulseur secondaire sélectionné, M-1 est l'inverse de la matrice M, laquelle matrice M est donnée par la formule: Tl 1T1 TCI M = T12 T92 Tt2 TT3 T,3 T sachant que la première colonne de la matrice M est le vecteur moment du premier propulseur principal adjacent sélectionné suivant les premier, deuxième et troisième axes auxiliaires, que la seconde colon- ne de la matrice M est le vecteur moment du second propulseur princi- pal adjacent sélectionné suivant les premier, deuxième et troisième axes auxiliaires, et que la troisième colonne de la matrice M est le vecteur moment du propulseur secondaire sélectionné suivant les premier, deuxième et troisième axes auxiliaires, et - appliquer (66) les largeurs d'impulsions calculées auxdits premier et second propulseurs principaux sélectionnés et audit propul- seur secondaire sélectionné pour appliquer un couple de rotation audit engin spatial afin de régler son orientation. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que le nombre de propulseurs dans ledit plan principal est de quatre et le nombre de propulseurs dans ledit plan secondaire est de deux. 3. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que le nombre de propulseurs dudit plan secondaire est d'au moins trois. 4. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite étape d'application desdits signaux d'écart d'orientation à un dispositif de commande comprend l'étape de production de signaux de demande d'impulsion par rapport à des axes de roulis, de tangage et de lacet.