FR 2748721 A1 19971121 FR 9606162 A 19960517 La présente invention concerne un appareil de conduite d'un vaisseau spatial, et plus précisément, elle concerne une technique de réglage de la rotation du vaisseau spatial. L'invention concerne les problèmes posés par la conduite d'un satellite géostationnaire lorsqu'il est dans son mode appelé de "survie", comme décrit dans la suite. Cependant, l'invention peut être utilisée de manière plus générale en référence à la conduite d'un vaisseau spatial. Il est commode, pour la compréhension du sujet que concerne l'invention, de se référer à la figure 1 qui repré- sente un satellite géostationnaire sous une forme très schématique. Un capteur terrestre 1, par exemple une caméra d'observation de la terre, est tourné dans la direction z, et des paires d'organes de poussée X+, X-, Y+, Y- et Z+, Z- ajustent la rotation du satellite autour des axes respec- tifs. Des capteurs solaires 2 (un seul est représenté) placés sur les côtés opposés du satellite transmettent des signaux de sortie indiquant la direction du soleil par rapport aux axes x, y et z. Au cours du fonctionnement normal du satellite, comme indiqué sur la figure 2, l'axe z est toujours aligné sur la terre, l'axe y est parallèle à l'axe de la terre, et l'axe x est tangent à l'orbite géostationnaire. Lorsque le satel- lite est stabilisé de cette manière, il est possible de piloter les panneaux solaires 3 par rapport au corps du satellite afin que ces panneaux solaires 3 restent tournés vers le soleil, comme l'indique les signaux des capteurs solaires 2. Le champ de vision du capteur terrestre 1 est habituel- lement très étroit, car la terre ne sous-tend qu'un petit angle à l'emplacement du satellite. Pour cette raison, si la terre sort du champ de vision, il peut être difficile d'ajuster l'attitude du satellite pour la retrouver. A moins que des précautions ne soient prises, le satellite tombe rapidement en panne car la direction de référence par rapport à laquelle les panneaux solaires 3 sont dirigés vers le soleil est perdue et la transmission d'une quantité convenable d'énergie électrique n'est donc plus assurée. Certains satellites comportent un système qui place le satellite en mode de "survie" lorsque la terre sort du champ de vision du capteur terrestre 1. Lorsque ce mode de survie est déclenché, des signaux des capteurs solaires 2 sont utilisés pour la commande des organes de poussée Y+, Y- et Z+, Z- de manière que l'axe x du satellite soit dirigé vers le soleil comme indiqué sur la figure 3. L'axe x donne une nouvelle direction de référence qui permet la commande des panneaux solaires 3 du satellite afin qu'ils soient tournés vers le soleil et donnent ainsi l'énergie nécessaire à la survie du satellite. Lorsque le satellite est en mode de survie, une intervention peut être exécutée à partir du sol pour que le champ de vision du capteur terrestre 1 contienne à nouveau la terre. Le temps pendant lequel le mode de survie peut être entretenu est limité s'il n'existe aucun moyen de régler la vitesse de rotation autour de l'axe x. Le procédé classique de réglage de la rotation autour de l'axe x met en oeuvre un gyroscope destiné à détecter la rotation et à commander les organes de poussée X+ et X- pour sa commande. Cependant, un tel gyroscope doit être fiable pendant toute la durée de vie du vaisseau spatial et les gyroscopes possédant une telle fiabilité à long terme sont coûteux. L'invention concerne une solution qui peut être apportée à ce problème. Lorsque le satellite est en mode de survie, l'axe x présente progressivement une dérive d'alignement par rapport à la direction du soleil. Lorsque la direction du soleil forme un angle -O avec le plan xy, l'organe de poussée Y+ est commandé de manière qu'il provoque une inversion de la dérive jusqu'à ce que la direction du soleil forme un angle +0 avec le plan xy, et l'organe de poussée Y- est alors commandé. Cette opération se répète et provoque une oscil- lation du satellite autour de l'axe y par rapport à la direction du soleil comme indiqué par la figure 4A. Une oscillation analogue se produit autour de l'axe z du fait du fonctionnement alterné des organes de poussée Z+ et Z- lorsque la direction du soleil présente une dérive à un angle -0 ou +0. La caractéristique rectiligne du déplacement indiquée sur la figure 4A suppose qu'il n'existe aucune rotation autour de l'axe x. S'il existe une rotation autour de l'axe x, la vitesse de variation de l'angle 0 au cours du temps n'est pas constante entre les commandes des organes de poussée, et elle donne des situations analogues à celles qui sont représentées sur les figures 4B, 4C et 4D. Il faut noter que, dans les situations des figures 4C et 4D, un seul organe de poussée fonctionne, mais assez fréquemment, et la plage de variation de l'angle 0 est relativement faible. Les inventeurs ont constaté que les caractéristiques (et plus précisément la dérivée première et la dérivée seconde par rapport au temps) du mouvement relatif de la direction du soleil et de l'axe x du satellite (comme indiqué par les courbes des figures 4A, 4B, 4C et 4D) pouvaient être utilisées pour la mesure de la rotation du satellite autour de l'axe x. Les mesures décrites précédemment peuvent être réali- sées avec une plus grande précision dans les cas représentés sur les figures 4A et 4B, par exemple lorsque la variation de l'angle 0 est maximale et lorsque le nombre de commandes des organes de poussée est minimal. Il est important que le nombre de commandes des organes de poussée reste minimal, car il est impossible de mesurer les dérivées premières et secondes pendant la période d1 de fonctionnement d'un organe de poussée et pendant une courte période d2 qui suit immédia- tement ce fonctionnement, pendant que le satellite est soumis à des vibrations. Ainsi, il existe des périodes, indiquées sous forme hachurée sur les figures 4A à 4D, dans lesquelles les mesures sont interdites. Lorsque la fenêtre d'angle 20 est écartée de la direc- tion du soleil, par exemple de 10 , la forme caractéristique peut être mieux prédite, car elle est moins sujette aux changements dus aux imprécisions de la mesure de l'inertie du vaisseau spatial. Il est donc préférable que les organes de poussée Y-, Y+ et Z-, Z+ soient commandés afin qu'ils donnent un tel décalage angulaire. La rotation du satellite autour de la direction du soleil peut être dérivée mathématiquement sous la forme suivante. Les équations représentant les mouvements du soleil vus par les capteurs solaires du satellite sont: I = I x (1) dans laquelle I est le moment d'inertie du vaisseau spatial autour de son axe x et X est le vecteur rotation du soleil, et S = S x (2) dans laquelle S est le vecteur déterminant la direction du soleil. Si l'on suppose que le réglage est parfait, S est parallèle à i et T = () X Ix T étant le couple appliqué par les organes de poussée du satellite. Lors de l'analyse du système, on exprime utilement la vitesse de rotation du soleil d'après le vecteur direction du soleil = (i.S)S + (S.) x S (3) L'expression &.S est une projection de & sur S qui est définie comme étant e. Si l'on suppose que le réglage est parfait, on a T = S2S x IS (4) Si l'on suppose que S x IS n'est pas nul, le couple T appliqué par cette commande donne donc une mesure du carré de la vitesse de rotation autour du vecteur S du soleil (mais non du signe c'est-à- dire du sens de la vitesse de rotation). Il faut noter que, lorsque l'axe de rotation (c'est-à- dire la direction de È) est décalé par rapport à la direction du soleil (c'est-à-dire la direction de S), le soleil, vu par les capteurs solaires du satellite, décrit des cercles dont le sens de rotation est fonction du signe de s comme l'indique la figure 7 sur laquelle la référence désigne l'axe principal d'inertie et), la référence 16, le soleil, la référence 17 le mouvement de S pour os > O et la référence 18 le mouvement de S pour os est aligné sur l'axe principal maximal ou minimal d'inertie. En réalité, le mouvement est plus complexe à cause de la nutation du vecteur ô, mais cette figure montre qu'il est possible d'identifier le signe de par observation de la courbure du mouvement, et ce principe permet d'éviter l'utilisation d'un gyroscope en mode de survie. Pour que la vitesse de rotation puisse être mesurée par observation du mouvement du soleil, il est préférable que la direction du soleil soit aussi éloignée que possible du vecteur vitesse. A cet effet, le cycle limite doit être important. Cette caractéristique est obtenue par commande par adaptation. Les organes de commande suivant les axes y et z sont de simples organes de commande découplés ayant un organe estimateur de couple. L'estimation du couple est utilisée pour la modification continue des paramètres de l'organe de commande afin qu e le cycle limite obtenu soit comme indiqué sur la figure 4A ou 4B. Le mouvement du soleil peut avoir une faible sensi- bilité aux incertitudes de la matrice d'inertie du satellite. Dans l'exemple de vaisseau spatial de télécommu- nications indiqué sur la figure 1, l'axe principal minimal d'inertie est proche de l'axe x et les deux autres sont proches du plan xz. Le mouvement de nutation est fortement influencé par l'axe d'inertie minimale car les deux autres axes sont proches en général à cause de la "configuration effilée" du vaisseau spatial. La principale incertitude sur la matrice d'inertie porte sur la connaissance de l'empla- cement de l'axe d'inertie minimale par rapport à l'axe y. Par exemple, une petite courbure de l'ensemble à panneaux solaires écarte l'axe principal de l'axe y d'un angle approximativement égal à l'angle de courbure. Il faut un angle important de polarisation (habituellement de 10 ) autour de l'axe z pour que la sensibilité à l'incertitude soit réduite. De cette manière, le vecteur direction du soleil et le vecteur vitesse sont maintenus à distance du plan xz et le mouvement du vecteur direction du soleil est essentiellement affecté par l'angle de polarisation (10 ) et est moins sensible aux incertitudes. L'angle de polarisation améliore aussi les possibilités d'observation du carré de la vitesse comme indiqué par l'équation (4). La raison pour laquelle l'angle de polarisation donne l'effet voulu peut être décrite de la manière suivante. Le principe comprend l'observation de la dérivée première et de la dérivée seconde du vecteur direction du soleil, et la résolution des équations (8) et (9) d'après la connaissance de la matrice d'inertie. Lorsqu'un petit changement de la matrice d'inertie peut modifier considérablement les valeurs des mesures, la solution risque d'être fausse. Il est donc essentiel que les incertitudes ne modifient pas notablement le mouvement apparent du soleil. L'application d'un angle de polarisation de 10 lorsque l'incertitude due à la courbure est par exemple inférieure à 1 permet au mouvement apparent du soleil d'être affecté essentiellement par cet angle de polarisation. Si l'angle réel de polarisation est égal à 11 ou 9 à cause de la courbure des ensembles à panneaux solaires, le mouvement n'est que légèrement modifié si bien que la résolution des équations (8) et (9) donne une estimation relativement bonne. Les dérivées secondes du vecteur direction du soleil sont utilisées pour l'obtention d'informations concernant le type de courbure. D'après l'équation (2), on obtient S = S x + S x (5) On peut alors exprimer l'équation (3) sous la forme suivante 6S +0 (6) x = %S + CoO (6) On calcule X d'après l'équation (1) de la manière suivante O = I-'(O)ISxS) + cos(ICoxS + ISxo) + (ICûxo0) ())x2 + x + 0 (7) On peut alors obtenir une équation du type suivant: S = a +b + c (8) s { + bc) + c S + y+ b ys $ c dans laquelle a = S x x2 = S x 1+ (9) c = S x x0 + S x Os o s Le système des deux équations à deux inconnues permet le calcul de 5. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention seront mieux compris à la lecture de la description qui va suivre d'exemples de réalisation, faite en référence aux dessins annexés sur lesquels: la figure 1 est une représentation schématique d'un satellite d'un type qui peut être commandé par mise en oeuvre des principes de l'invention; la figure 2 représente le satellite de la figure 1 lors du fonctionnement normal sur une orbite géostationnaire autour de la terre; la figure 3 représente le même satellite mais en mode de "survie"; les figures 4A à 4D représentent divers types de mouvements caractéristiques de l'axe du satellite par rapport à la direction du soleil, en mode de "survie"; la figure 5 est une représentation schématique illus- trant les principes utilisés pour la commande des diverse organes de poussée représentés sur la figure 1 d'après des signaux provenant des capteurs solaires placés sur le satellite; la figure 6 montre comment le système de la figure 5 stabilise l'axe x du satellite à 10 environ de la direction du soleil; et la figure 7 est un schéma, déjà décrit, utile pour la description du problème résolu selon l'invention. On se réfère d'abord à la figure 5 qui représente deux capteurs solaires 2 ayant chacun quatre photodiodes 2A. Les signaux de sortie de photodiodes sont transmis à un processeur 4 qui donne des signaux de sortie et 6 indiquant l'angle Oxz et l'angle Oxy formés par l'axe x et par les projections du vecteur direction du soleil sur les plans xz et xy respectivement. Ces angles sont ceux dont doit tourner le satellite autour des axes y et z pour l'alignement de l'axe x sur le soleil. L'angle représenté par le signal de la ligne 5 est ajouté dans l'additionneur 7 à un angle de décalage 13 qui est par exemple de 10 , et le signal résultant transmis par la ligne 8 est appliqué à un organe de commande 9 qui commande les organes de poussée Z- et Z+ et comporte des organes 9A à 9D. Un organe de commande indépendant 10, qui commande les organes de poussée Y- et Y+, est identique à l'organe de commande 9, avec des organes 10A à 10D identiques aux organes 9A à 9D. On ne décrira donc pas l'organe de commande 10 et les organes 10A à O10D qui le composent. L'organe de commande 9 comporte un organe 9A d'esti- mation, par exemple du type des organes de commande LQG. L'équation mise en oeuvre par l'organe d'estimation est a C d A A A - 0 0 1/I + 1 /I T + K (e - 0) dt 0 0 0 0 T T 0, a, T représentant l'angle, la vitesse et le couple extérieur respectivement, ces symboles étant indiqués avec le signe ^ pour indiquer leur valeur estimée. Ta est le couple appliqué par les organes de poussée, T le couple extérieur appliqué suivant l'axe z et I l'inertie du satellite suivant l'axe z. Un terme supplémentaire d'inté- gration peut être ajouté pour la réduction des erreurs statiques. Les deux premières parties du côté droit de l'équation représentent la prédiction du modèle, la première étant la prédiction sans commande et la seconde l'action du couple de commande des organes de poussée. La troisième partie de l'équation représente la remise à jour par l'organe d'esti- mation d'après une comparaison entre l'angle prédit e et l'angle mesuré 0. Les valeurs estimées de 0, X et T sont transmises de la partie 9A à la partie 9B de l'organe de commande, lors de leur utilisation pour le calcul du couple à appliquer par les organes de poussée. L'opération est effectuée par simple multiplication par la valeur Kc. T = K) C c Enfin, le signal de sortie de la partie 9B représentant le couple nécessaire est comparé dans la partie 9C à un seuil (Tth) de manière que la transmission d'impulsions trop petites soit évitée. Le couple, à la sortie de seuil Ta (couple appliqué), est renvoyé à l'organe d'estimation pour que l'activité de commande soit prise en compte. Un organe 9D de commande par adaptation est utilisé pour la modification lente de tous les paramètres Kc, Ko, Tth en fonction de T (reçu de la partie 9A) pour l'obtention du cycle limite B représenté sur les figures 4A à 4D. Une fois que le cycle limite est analogue au cycle B, l'organe d'estimation de vitesse donne une estimation précise et la vitesse autour de la direction du soleil est réduite. Lorsque la vitesse est réduite, le couple pertui- bateur diminue aussi (puisqu'il s'agit essentiellement de termes dus au couplage gyroscopique) et la commande par adaptation se poursuit pour l'adaptation des paramètres à cette vitesse réduite. A la fin, le cycle limite a tendance à se rapprocher du cycle limite de la figure 4A, avec de faibles vitesses et une faible consommation. Etant donné que la valeur de décalage 13 est ajoutée dans l'additionneur 7, le mouvement représenté sur les figures 4A à 4D est centré sur un angle (habituellement de ) par rapport à la direction du soleil. Pour les raisons décrites précédemment, l'ordinateur 11 (figure 5) peut alors résoudre l'équation (8) et donner la valeur de es avec un degré élevé de précision. Cette valeur est alors utilisée par un organe 12 de commande qui commande les organes de poussée X- et X+ de manière que s soit réduit à une valeur nulle. Bien qu'on ait décrit l'invention en référence à un satellite géostationnaire en mode de survie sur orbite autour de la terre, elle peut être mise en oeuvre dans un autre vaisseau spatial qui doit être aligné sur une source de référence d'un rayonnement, soit le soleil, soit une autre source. En outre, bien qu'on ait décrit l'invention en référence à un procédé empêchant la rotation autour de l'axe x, on peut envisager des situations dans lesquelles il peut être souhaitable de produire une rotation délibérée, mais contrôlée, et l'invention peut aussi être mise en oeuvre à cet effet. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme de l'art aux appareils qui viennent d'être décrits uniquement à titre d'exemples non limitatifs sans sortir du cadre de l'invention. REVENDICATIONS 1. Appareil de réglage de la rotation d'un vaisseau spatial autour d'un axe (x), caractérisé en ce qu'il com- prend un dispositif (1, 2) de détection destiné à inspecter les caractéristiques du mouvement relatif d'un système de coordonnées du vaisseau spatial et de la direction d'une source de référence d'un rayonnement, un dispositif (4 à 12) destiné à dériver une indication de la rotation du vaisseau spatial autour de l'axe x à partir de ces caractéristiques, et un dispositif (X+, X-, Y+, Y-, Z+, Z-) utilisateur de cette indication pour le réglage de la rotation. 2. Appareil selon la revendication 1, caractérisé en ce que le dispositif de détection comprend un capteur solaire (2) dont le signal de sortie est lié à la direction 0 du soleil par rapport à l'axe x. 3. Appareil selon la revendication 2, caractérisé en ce que le dispositif de détection comprend un dispositif destiné à dériver la dérivée première et la dérivée seconde de la direction 0 par rapport au temps. 4. Appareil selon la revendication 3, caractérisé en ce que le dispositif de détection comprend un dispositif destiné à résoudre l'équation suivante: = I-(ìISxS) + s(IxS+ISx%) + (IcoXCo) 4 = cX2 + sX1 + XO S = a b + cs + =ye + byS + cy S ayC) bycS cz dans laquelle S est le vecteur du soleil par rapport au système de coordonnées du vaisseau spatial, est le vecteur rotation du système de coordonnées du vaisseau spatial, a = Sxx2 b = Sx x1 + x + s C = S x xO+ S x ès afin que la valeur de s soit obtenue. 5. Appareil selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif d'alignement de l'axe x du vaisseau spatial avec un décalage (13) par rapport à la direction de la source de référence. 6. Appareil selon la revendication 5, caractérisé en ce qu'il comprend un dispositif d'observation du mouvement de l'axe x du vaisseau spatial par rapport à la direction de la source de référence, et un dispositif (12) de commande des organes de poussée (X+, X-, Y+, Y-, Z+, Z-) du vaisseau spatial afin que l'axe oscille autour de la direction de décalage. 7. Appareil selon la revendication 6, caractérisé en ce que le dispositif de commande (12) des organes de poussée (x+, x-, Y+, Y-, z+, z-) est destiné à régler la période de fonctionnement et les périodes comprises entre les fonction- nements des organes de poussée afin que l'opération d'obser- vation du mouvement soit facile.