FR 2738930 A1 19970321 FR 9510758 A 19950914 PROCEDE ET DISPOSITIF PASSIFS DE POINTAGE D'UN ENGIN SPATIAL VERS LE SOLEIL La présente invention concerne un dispositif et un procédé de pointage vers le Soleil d'un engin spatial, placé sur une orbite o les perturbations d'origine solaire sont prépondérantes, ce qui exclut le cas d'orbites terrestres dites basses ou d'orbites sujettes à de longues éclipses. L'invention est particulièrement intéressante pour les missions interplanétaires soumises à de longues périodes pendant lesquelles la sonde spatiale ne remplit aucune fonction utile entre les phases dites scientifiques ou opérationnelles. Il serait alors très souhaitable, notamment pour des questions de diminution de coUt d'exploitation des systèmes au sol, de pouvoir mettre la sonde dans un mode de veille ou d'hibernation pour la réactiver ensuite. Cela est possible en provoquant une stabilisation gyroscopique de la sonde dans un repère inertiel, par une mise en rotation autour de son axe de plus grand moment d'inertie, sa survie électrique étant alors assurée par des cellules photoélec- triques placées tout autour de l'engin ou par des piles thermonucléaires de longue durée. L'invention vise à couvrir des cas o cette dernière solution n'est pas applicable, c'est-à-dire quand l'alimen- tation électrique de la sonde nécessite une grande surface de cellules (généralement placées sur deux ailes symétri- ques), et que la trajectoire est telle qu'un pointage inertiel ne permet pas de garder un éclairement satisfaisant de ces cellules. L'invention vise donc à fournir un procédé de pointage solaire passif, donc avec la fiabilité néces- saire à un mode d'hibernation, sans consommation d'ergols, et sans augmenter de façon notable l'encombrement du satellite. L'invention utilise dans ce but le fait que les faces L'invention utilise dans ce but le fait que les faces éclairées des panneaux solaires doivent pouvoir être orientées perpendiculairement à l'axe du satellite de plus grand moment d'inertie. L'invention propose notamment un procédé passif de pointage vers le Soleil d'un engin spatial, comprenant un corps et des ailes 16 éventuellement équipées de cellules solaires dont les axes sont dans un même plan passant par un axe Z autour duquel l'engin a un moment d'inertie maximum, caractérisé en ce qu'on maintient l'engin en rotation autour dudit axe à une vitesse faible et en ce qu'on provoque l' orientation de l'engin vers le Soleil à l'aide de panneaux de stabilisation symétriques par rapport audit axe et faisant un angle avec un plan orthogo- nal audit axe, divergeant dans la direction du flux solaire. On peut maintenir une vitesse de rotation faible autour de cet axe et provoquer son orientation naturelle vers le Soleil à l'aide de deux volets de stabilisation - fixes et de faible masse - prolongeant les ailes et faisant un angle avec un plan orthogonal audit axe, vers le côté non éclairé des panneaux. Dans un autre mode de réalisation, moins attractif en termes de configuration et d'efficacité électrique, ce sont les ailes elles-mêmes qui sont orientées de façon à présen- ter un effet dièdre et à constituer les panneaux de stabili- sation. Dans les deux cas, le dimensionnement de la taille et de l'inclinaison des volets, ou de l'inclinaison des ailes, ainsi que le choix de la vitesse de rotation, dépendront des caractéristiques de la sonde (moment d'inertie, centrage, dissipation interne d'énergie), de la constante des aires de son orbite héliocentrique, des caractéristiques géométriques des panneaux scolaires (longueur, surface), et du dépointage maximal autorisé par rapport au Soleil. Pour choisir la vitesse de rotation U, on peut se fonder sur une formule approchée négligeant les erreurs initiales de pointage et les mouvements de nutation, et valide seulement à des faibles débattements solaires, permettant de relier le dépointage solaire maximal Omax aux autres paramètres du problème. On peut en effet écrire: re _ C.I.O.c *. S. 1. sin (26) o: C est la constante des aires de l'orbite héliocentrique prévue pour l'engin, I est le moment d'inertie autour de l'axe de rotation de la sonde, u est la vitesse de rotation, C est la vitesse de la lumière, vs est le flux solaire, S est la surface des panneaux stabilisateurs (volets ou ailes complètes), 1 est le bras de levier du centre de pression solaire par rapport au centre de masse de la sonde, et 6 est l'angle d'inclinaison des panneaux stabilisateurs. connaissant le dépointage maximal admissible et les caractéristiques du satellite et de son orbite, la vitesse O nécessaire peut être déterminée. On aura toujours intérêt à minimiser la vitesse de rotation dans la plage de stabilité requise pour avoir le meilleur pointage possible vers le Soleil. Par rapport à un concept de pointage solaire passif mettant en oeuvre des panneaux stabilisants sur les quatre côtés du satellite, l'invention permet de diminuer l'encom- brement, la masse embarquée et la complexité puisque du fait de la rotation de la sonde, seuls deux panneaux solaires ou deux volets de stabilisation suffisent. Dans le cas de couples perturbateurs relativement faibles et d'une durée d'hibernation limitée, la vitesse de rotation, une fois ajustée, peut se maintenir sans aucun contrôle. Dans le cas contraire, la vitesse de rotation peut être commandée de façon active, la solution la plus satis- faisante étant l'utilisation de l'effet de moulin à vent obtenu par orientation des ailes autour d'un axe d'articula- tion sur le corps du satellite. Le document EP-A-O 101 333, auquel on pourra se reporter, décrit un tel mode de conan- de. On peut également contrôler la vitesse de rotation par jets de gaz ou de particules électriques, ou par action de roues d'inertie. Le dépointage du satellite par rapport au soleil peut être mesuré par un capteur solaire classique dirigé suivant l'axe de rotation, qui pourra aussi être utilisé pour évaluer la vitesse de rotation, le dit axe n'étant jamais constamment pointé exactement vers le Soleil. D'autres moyens de mesure, tels qu'un détecteur stellaire, un gyromètre, un accéléromètre judicieusement placé ou tout autre capteur de vitesse angulaire pourront également être utilisés dans ce but. La mise en oeuvre du procédé suivant l'invention ne nécessite l'ajout de moyens que sur un seul couple de faces. Il n'exige pas de consommation d'ergols si la vitesse de rotation est soit contrôlée par orientation des panneaux solaires, soit non contrôlée. Dans ces deux cas, il ne peut y avoir de pannes critiques à dynamique rapide. Les moyens de mesure sont soit absents, soit rustiques, car ils se limitent à un capteur solaire ou de vitesse de rotation. Les moyens matériels requis sont déjà qualifiés pour l'utilisa- tion dans l'espace. Toutes ces caractéristiques rendent le procédé particu- lièrement intéressant pour des missions interplanétaires. Les caractéristiques ci-dessus, ainsi que d'autres, apparaîtront mieux à la lecture de la description qui suit d'un mode particulier de réalisation de l'invention, donné à titre d'exemple non limitatif. La description se réfère aux dessins qui l'accompagnent, dans lesquels: - la figure 1 est un schéma de principe montrant la disposition respective du soleil, de la terre et d'un engin spatial placé sur une orbite solaire; - la figure 2 montre schématiquement, en perspective, une constitution possible d'un engin spatial permettant de mettre en oeuvre le procédé suivant l'invention; la figure 3 montre une variante de réalisation, dans laquelle les ailes portant les panneaux solaires assurent la stabilisation. La figure 1 montre un engin spatial 10 placé sur une orbite héliocentrique 12. L'engin est muni d'ailes 16 portant des panneaux solaires et d'antennes 18 qui, lors des phases actives de la mission de l'engin, doivent être orientées vers la terre. Beaucoup de missions comportent des périodes longues, pendant lesquelles l'engin spatial est inactif et peut être mis en veille. L'orientation de l'engin dans ces conditions est dictée par des contraintes thermiques et d'alimentation électrique qui favorisent un pointage solaire. A la remise en service, ou réveil du satellite, on l'amènera alors dans une orientation plus appropriée à sa mission, par exemple par actionnement de tuyères de poussée. Comme il a été indiqué plus haut, l'invention permet de stabiliser le satellite de façon purement passive. Pour cela on prévoit sur le satellite deux panneaux de stabilisation sensiblement symétriques par rapport à l'axe autour duquel le moment d'inertie est maximum, et on fait tourner le satellite autour de cet axe à une vitesse suffisamment faible pour que le couple gyroscopique ne s'oppose pas à l'orientation de l'axe vers le soleil, mais suffisamment importante pour que la stabilisation gyroscopique surmonte les couples perturbateurs constants en axes liés au satelli- te. Les panneaux de stabilisation peuvent être au nombre de deux seulement, du fait de la rotation du satellite. La surface et l'inclinaison des panneaux de stabilisation sur le plan orthogonal à l'axe de moment d'inertie maximum sont choisis de façon que le couple qu'ils exercent puisse limiter le dépointage de l'axe de rotation de la sonde à une valeur déterminée. Dans le mode de réalisation montré en figure 2, l'engin spatial 10 est muni de deux ailes 16 orientables autour de l'axe X, orthogonal à l'axe Z autour duquel le satellite présente un moment d'inertie maximum (au moins lorsque les ailes sont déployées). Ces ailes portent de façon classique des panneaux solaires destinés à fournir de l'énergie aux systèmes de bord de l'engin. Les ailes sont prolongées chacune par un panneau de stabilisation 20 destiné à provoquer l'orientation de l'axe Z vers le soleil. La surface et l'inclinaison des panneaux 20 dépendent des caractéristiques de l'engin et en particulier de la raideur gyroscopique à surmonter et de la longueur des ailes, qui fixe le bras de levier. Dans la pratique, on donnera souvent aux panneaux une inclinaison de 30 à 45 sur un plan orthogonal à l'axe de plus grande inertie, les panneaux divergeant dans la direction du flux solaire. On constitue ainsi une configuration en dièdre qui est naturel- lement stable sous l'effet de la pression solaire et qui surmonte la raideur gyroscopique pour des vitesses de rotation faibles. La pression solaire restera toujours très faible. On sait qu'elle est de l'ordre de 4,6. 10-6N/m2 à 1 Unité Astronomique du soleil. La valeur faible des forces suppor- tées par les panneaux rend possible de les constituer par un cadre en corde à piano sur lequel est tendue une voile en matériau très fin, ayant une masse de quelques grammes par mètre carré. On peut utiliser notamment du papier d'alumi- nium. Lors du lancement d'un satellite, les ailes sont généra- lement repliées en accordéon. Les panneaux pourront eux aussi être repliés, puis venir à leur position de service, fixés par des butées, lors du déploiement des ailes. Le déploiement peut être réalisé de façon purement passive, par exemple en employant un système à ressorts. A titre d'exemple, on peut donner les caractéristiques suivantes pour le satellite Rosetta, destiné à être placé sur une orbite héliocentrique, ayant un moment d'inertie autour de l'axe Z d'environ 10.000 kg.m2. Les ailes de ce satellite présentent une longueur de 9 mètres. Avec deux panneaux dont les dimensions sont de 2,5 x 2,45 mètres, faisant un angle de 36 , l'erreur maximum de pointage par rapport au soleil ne dépasse pas 5 pour une vitesse de rotation de 0,1 tour par minute et 12 pour 0,2 tour par minute. Même pour une vitesse de rotation aussi faible que 0,1 tour par minute, le caractère cyclique du couple d'orientation solaire n'a pas d'influence sensible sur la stabilisation. Dans la variante de réalisation montrée en figure 3, les panneaux de stabilisation sont constitués par les ailes 16 elles-mêmes. Pour cela, les axes 22 des ailes font un angle a inférieur à 90 avec l'axe Z, pour constituer un dièdre orienté de façon à provoquer un effet de stabili- sation sous le rayonnement solaire S. Les caractéristiques géométriques des ailes (surface, longueur, inclinaison) devront alors être choisies pour produire l'effet de stabilisation requis tout en limitant la perte de rendement des générateurs solaires. Une inclinaison de 10 convien- drait par exemple à l'application mentionnée ci-dessus. Des panneaux 24 similaires aux panneaux 20 pourraient être ajoutés à la base du corps du satellite 10 ou sur les ailes 16, comme indiqué en tirets sur la figure 3, ce qui autoriserait une stabilisation sans nécessiter de mise en rotation. Mais du fait du faible bras de levier et de l'encombrement supplémentaire de ces panneaux, cette solution est généralement moins avantageuse que celles qui viennent d'être décrites. En général, la vitesse de rotation restera naturellement dans la plage requise, du fait du faible freinage, une fois que cette vitesse a été atteinte. Le maintien de la vitesse dans la plage tolérable peut être contrôlée par un organe de mesure, comme un capteur solaire. Si la vitesse de rotation se modifie et tend à sortir de la plage tolérée, elle peut être ramenée à une valeur acceptable en créant un couple analogue à un effet de moulin à vent par orientation des ailes 16 autour de l'axe X, par des jets de gaz ou de particules électriques, ou par modification de la vitesse de roues d'inertie. On voit que l'invention permet l'hibernation par des moyens simples, puisqu'il suffit d'ailes inclinées et/ou de deux panneaux supplémentaires, sur un seul côté du satel- lite. Si la vitesse de rotation est commandée par orien- tation des ailes 16, il n'est pas nécessaire d'utiliser des tuyères de poussée. Les exigences en matière de moyens de mesure sont réduites. A la fin de la période d'hibernation, le satellite peut être ramené dans son attitude de service, éventuellement stabilisée suivant trois axes, par mise en action de roues ou volants d'inertie et, si cela est nécessaire, de tuyères. REVENDICATIONS 1. Procédé passif de pointage vers le Soleil d'un engin spatial, comprenant un corps et des ailes (16) éventuelle- ment équipées de cellules solaires dont les axes sont dans un même plan passant par un axe (Z) autour duquel l'engin a un moment d'inertie maximum, caractérisé en ce qu'on maintient l'engin en rotation autour dudit axe à une vitesse faible et en ce qu'on provoque l'orientation de l'engin vers le Soleil à l'aide de panneaux de stabilisation symétriques par rapport audit axe et faisant un angle avec un plan orthogonal audit axe, divergeant dans la direction du flux solaire. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits panneaux de stabilisation sont des volets de faible masse prolongeant les ailes et faisant un angle avec un plan orthogonal à l'axe de plus grand moment d'inertie. 3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce qu'on donne à l'axe d'orientation de chaque aile un angle avec le plan orthogonal à l'axe de rotation du satellite. 4. Procédé selon la revendication 1, 2 ou 3, caractérisé en ce qu'on mesure l'orientation du satellite par rapport au Soleil et sa vitesse de rotation à l'aide d'un capteur solaire, d'un détecteur stellaire, d'un accéléromètre ou de tout autre capteur de vitesse angulaire. 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'on maintient la vitesse de rotation dans la plage tolérée soit par orientation des ailes (16) autour de l'axe X provoquant un effet moulin à vent, soit par jets de gaz ou de particules électriques, soit par roues d'inertie. 6. Engin spatial comprenant un corps et des ailes (16) portant ou non des cellules solaires dont les axes sont dans un même plan passant par un axe (Z) autour duquel l'engin a un moment d'inertie maximum, caractérisé en ce que l'engin comporte deux panneaux de stabilisation symétriques par rapport audit axe et faisant un angle avec un plan orthogo- nal audit axe et en ce que les ailes comportent des moyens d'orientation autour de leur axe longitudinal. 7. Engin suivant l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que les panneaux sont au nombre de deux.