FR 2794254 A1 20001201 FR 0006891 A 20000530 La présente invention concerne une régulation de position sur trois axes d'un satellite à faible altitude de vol comprenant un capteur mesurant sur deux axes et un ou plusieurs gyroscopes. Les trajectoires de satellite autour de la Terre doivent fréquemment être régulées selon les trois axes de po- sitionnement pour leur permettre de remplir leur mission. Ce- la concerne la plupart des satellites d'informations qui doivent être alignés en permanence en direction de la Terre et en outre ils doivent rester immobiles autour de l'axe de déplacement orienté vers la Terre. Pour mesurer la position de satellites orientés vers la Terre, on utilise généralement un capteur terrestre qui peut fournir une information de position autour de l'axe de roulis et de l'axe de basculement du satellite. Pour dé- terminer en outre la position de lacet, on utilise générale- ment d'autres capteurs; dans le cas des satellites d'informations, il s'agit principalement de capteurs solai- res, de magnétomètres ou de gyroscopes de vitesse. L'utilisation d'un capteur supplémentaire présente l'incon- vénient d'augmenter le coût de la régulation de position et la complexité du système de mesure et de régulation. De plus, l'utilisation d'un capteur solaire supplémentaire dans des satellites à faible altitude présente l'inconvénient que le passage à l'ombre peut correspondre à une plage importante, si bien que les capteurs solaires ne peuvent à ce moment fournir aucune information. Mais il est également possible de stabiliser des satellites à orientation terrestre autour de trois axes de déplacement de position en utilisant des roues gyroscopiques avec seulement un capteur terrestre mesurant suivant deux axes. De façon connue, cela se fait selon le procédé " Whecon ". Selon ce procédé, à l'aide des roues gyroscopi- ques, on règle une rotation constante au niveau du satellite, perpendiculairement au plan de la trajectoire. La rotation couple le roulis et le lacet, de sorte que la mesure de po- sition effectuée par le capteur terrestre dans l'axe de rou- lis contient également des informations de position de lacet. A l'aide de cette information contenue de manière implicite, on peut également réguler le mouvement de lacet. Ce procédé Whecon a été inventé à la fin des années soixante et a été souvent appliqué depuis. La sécurité de fonctionnement d'une détermination de position en trois axes en utilisant un capteur terrestre est réduite par la possibilité d'une défaillance ou d'une perturbation du capteur terrestre. En cas de défaillance glo- bale du capteur terrestre, c'est-à-dire lorsque celui-ci ne fournit plus d'informations ou des informations fausses, le procédé classique n'a plus aucune possibilité de stabiliser la position du satellite autour des trois axes. En cas de fonctionnement limité du capteur terrestre, par suite d'une défaillance ou d'une perturbation de certains composants du capteur, par exemple sous l'effet du rayonnement solaire ou lunaire dans un ou plusieurs détecteurs du capteur terrestre, le capteur ne fournit plus qu'une information de position re- lative à un axe. Celle-ci pourrait être suffisante avec l'information de position sur deux axes du capteur supplémen- taire, par exemple d'un capteur solaire ou d'un magnétomètre pour calculer une information de position sur trois axes, mais seulement si les informations des deux capteurs sont in- dépendantes l'une de l'autre, ce qui n'est pas le cas en gé- néral. Par la position géométrique, le capteur terrestre fournit une information de position déjà contenue dans la me- sure sur deux axes de l'autre capteur. Dans ce cas, il n'y a plus de possibilité de stabiliser le satellite autour de trois axes. Les exigences de fiabilité de satellites d'informations peuvent nécessiter ainsi pour le capteur ter- restre, une conception redondante et coûteuse. En variante pour la détermination de la position sur trois axes, on pourrait également utiliser des capteurs mesurant sur trois axes avec les étoiles. Mais cette possibi- lité est très coûteuse et elle n'est utilisée à cause de cela que pour des satellites d'informations en particulier des constellations de satellite composées de nombreux satellites. La présente invention a pour but de développer une régulation de position sur trois axes, peu coûteuse et fiable pour un satellite à faible altitude. A cet effet, l'invention concerne une régulation du type défini cidessus, caractérisée en ce que le capteur mesurant sur deux axes est un magnétomètre, le satellite est positionné sur une trajectoire inclinée avec un angle d'inclinaison d'environ 25 degrés jusqu'à environ 90 degrés, on impose au satellite par les gyroscopes une vitesse de ro- tation globale hy, et des actionneurs sont prévus pour géné- rer des couples autour des trois axes du satellite. La solution selon l'invention ne nécessite qu'un magnétomètre mesurant sur deux axes et des gyroscopes pour la régulation de position sur trois axes. Pour appliquer la so- lution selon l'invention, la trajectoire des satellites ne doit pas être trop élevée pour que l'intensité du champ ma- gnétique terrestre soit suffisante; l'inclinaison de la tra- jectoire doit être significativement différente de zéro. Les deux conditions ci-dessus sont remplies pour des constella- tions de satellites de faible altitude, utilisés dans la transmission d'informations et pour la navigation par satel- lite. De plus, les satellites sur des trajectoires polaires synchrones par rapport au soleil et les satellites sur des trajectoires excentrées, inclinées, dans la partie de leur plage autour du périgée répondent à ces conditions. Vis-à-vis d'un capteur terrestre mesurant sur deux axes, l'utilisation d'un magnétomètre offre l'avantage d'une plus grande fiabilité et d'un champ d'observation illi- mité. Un exemple de réalisation de l'invention sera dé- crit ci-après de manière plus détaillée à l'aide des dessins annexés, dans lesquels: * la figure 1 montre le système de coordonnées de trajec- toire à la base de la solution de l'invention avec asso- ciation des débattements de position et de la rotation globale, * la figure 2 montre une trajectoire polaire de satellite dans le champ magnétique terrestre, * la figure 3 montre les débattements de position d'un sa- tellite à polarisation de couple et les composantes de ro- tation correspondantes. Pour la description, on utilise les systèmes de coordonnées suivants: * système de coordonnées solidaire du corps. L'origine est au centre du satellite. L'axe z est dirigé de manière no- minale, c'est-à-dire sans décalage vers la Terre; l'axe x est dirigé nominalement dans la direction de vol, e un système de coordonnées de trajectoire. L'origine se trouve au centre de gravité du satellite. L'axe z est di- rigé vers le centre de la Terre; l'axe y est perpendicu- laire au plan de la trajectoire; l'axe x est dirigé suivant la trajectoire circulaire dans la direction de vol, * un système de coordonnées inertielles. Un tel système de coordonnées géocentriques, inertielles comporte par exem- ple un axe x aligné sur le point de printemps et l'axe z dirigé vers le nord. La figure 1 montre le système de coordonnées de trajectoire avec les axes x, y, z à la base de la solution de l'invention. A ces axes sont associés les débattements de po- sition F, 0, T avec des flèches de rotation. La rotation globale appliquée au satellite est représentée par le vecteur hy. Pour effectuer la régulation de position selon l'invention, il faut les capteurs et actionneurs suivants: * un magnétomètre mesurant suivant deux axes pour mesurer la direction et l'amplitude du champ magnétique terrestre, e un ou plusieurs gyroscopes pour établir une rotation glo- bale dominante ou pratiquement constante du satellite per- pendiculairement au plan de la trajectoire, * des actionneurs supplémentaires permettant d'appliquer les couples autour des trois axes de mouvement du satellite. Il peut s'agir par exemple d'autres gyroscopes ou roues de réaction ou encore des fusées; pour une application de gyroscope, il faut prévoir d'autres actionneurs permettant d'appliquer des couples extérieurs sur le satellite, pour maintenir à long terme en moyenne les gyroscopes dans une certaine plage de vitesses de rotation. La figure 2 montre une trajectoire polaire de sa- tellite dans le champ magnétique terrestre, avec le vecteur de champ magnétique B qui varie suivant la trajectoire po- laire et le système de coordonnées solidaire du corps. La préparation des données de mesure pour la so- lution de l'invention consiste à transformer le vecteur 3 x 1 fourni par le magnétomètre dans ses trois composantes du champ magnétique terrestre, à l'aide de la matrice intégrée au magnétomètre à partir du système de coordonnées de magné- tomètre dans le système de coordonnées solidaire du corps. Le vecteur ainsi transformé est normé par rapport à un vecteur unité portant ci-après la référence b. A l'aide de la position connue du satellite, que l'on peut par exemple déterminer à partir d'un modèle de tra- jectoire ou par un récepteur GPS, et du modèle du champ ma- gnétique terrestre, on peut calculer un vecteur de référence bR du champ magnétique terrestre pour le système de coordon- nées solidaire du corps. Dans le cas d'un magnétomètre mesu- rant de manière idéale dans le système de coordonnées solidaire du corps, après mesure et normalisation, ce vecteur bR indiquerait si le satellite respecte exactement la posi- tion de référence. A partir de la différence entre bR et b, on détermine une information de position sur deux axes du sa- tellite. La rotation du satellite autour du vecteur de réfé- rence bR (comme troisième information de position) ne peut pas être détectée ainsi. On détermine l'information de posi- tion sur deux axes à partir de la différence des vecteurs en application du procédé d'exploitation connu, analogue pour un capteur terrestre. La principale différence entre un capteur terrestre mesurant sur deux axes et un magnétomètre mesurant sur deux axes est que la direction de référence correspon- dante se déplace dans le système de coordonnées solidaire du corps pour un magnétomètre (il s'agit du vecteur bR variant avec le champ magnétique terrestre) et dans le cas d'un cap- teur terrestre, ce vecteur conserve une valeur constante (O O 1). L'information de position sur deux axes fournie par le magnétomètre peut s'utiliser pour la régulation de po- sition sur trois axes d'un satellite. Pour cela, il faut que le satellite présente les caractéristiques d'un satellite " à polarisation de couple ". Pour les caractéristiques particu- lières d'un satellite à polarisation de couple, on utilisera pour la description, les hypothèses suivantes: * le satellite possède un gyroscope d'axe y solidaire du corps. Ce gyroscope génère une rotation pratiquement cons- tante autour de l'axe y du satellite, défini essentielle- ment par la rotation globale du satellite; * la position du satellite autour de l'axe y est régulée à l'aide du gyroscope qui est déchargé à des intervalles de temps régulés pour maintenir en rotation à peu près cons- tante; * le satellite est régulé autour de l'axe x et de l'axe z à l'aide de fusées pour amortir le mouvement de nutation, c'est-à-dire pour éliminer la vitesse de rotation iner- tielle o exprimée dans le système de coordonnées solidaire du corps. La figure 3 montre les débattements de position et les composantes de rotation correspondantes pour un satel- lite à polarisation de couple. Les références 0, T désignent de petits débattements autour de l'axe de roulis et de l'axe de lacet x0, z0 solidaires du corps. Pour les débattements de position, on a des formules suivantes; - ho: hy hox hy Dans ces formules, hox, hoz désignent les compo- santes x et z de la rotation globale dans le système de coor- données de trajectoire (O) et hy représente la rotation de roue 0, T (qui correspond sensiblement à la rotation globale constante du satellite) suivant l'axe (y) du satellite. Les composantes x et z de la rotation globale dans le système de coordonnées de trajectoire correspondent dans le cas d'un sa- tellite à polarisation de couple avec amortissement de nuta- tion, à l'angle de position suivant l'axe de lacet et l'axe de roulis. L'angle de lacet T et la composante de rotation hox dans le système de coordonnées de trajectoire ne peuvent pas se mesurer. Comme la rotation globale dans le système inertiel reste sensiblement constante, la composante de rota- tion hox devient après un quart de rotation sur la trajec- toire une composante de rotation hoz (correspondant à 0) et peut ainsi se mesurer avec le capteur terrestre. Comme la ro- tation inertielle reste constante, mais que la direction de mesure inertielle varie comme décrit ci-dessus, la position de lacet est couplée avec une certaine temporisation dans le mouvement de roulis. La rotation inertielle d'un satellite (en fonc- tion de sa position) reste pratiquement constante sans per- turbation significative. Pour obtenir une information de position sur trois axes avec un capteur mesurant sur deux axes, il faut que la direction de mesure de ce capteur soit déplacée par inertie. Pour une mesure avec un capteur terres- tre, on est précisément dans cette situation: au cours d'une rotation sur la trajectoire, la direction de mesure de réfé- rence du capteur terrestre tourne par inertie de 360 degrés perpendiculairement à l'axe y du système de trajectoire. Dans le cas du magnétomètre utilisé dans la solution selon l'invention, cette situation existe également comme le montre l'explication suivante concernant le champ magnétique terres- tre. Un modèle simple mais suffisant pour la descrip- tion du champ magnétique terrestre dans les coordonnées de trajectoire peut se décrire par la formule suivante: bû (-i sin i cos II) bRy =cosi B,0 LbR) L- 2sin icos q Dans cette formule bRi représente les composantes du composant du champ magnétique terrestre dans le système de coordonnées de trajectoire; i est l'inclinaison de la tra- jectoire; i représente l'angle de la trajectoire et B0 re- présente l'intensité du champ magnétique terrestre. Dans le cas idéal, il s'agit d'une trajectoire polaire avec une in- clinaison i de 90 . Dans ce cas, on a cos i = 0 et la direc- tion de référence du champ magnétique terrestre tourne par inertie dans le plan x/z sur 360 degrés/par rotation selon la trajectoire. Pour une petite inclinaison i, le champ magnéti- que terrestre donné ci-dessus montre que les composantes x et y disparaissent (sin i tend vers 0). Dans ce cas, la direc- tion du champ magnétique bR est sensiblement pratiquement pa- rallèle à la rotation globale du satellite. Cela signifie que la position du satellite autour de l'axe de rotation globale peut se déterminer à cause de l'absence des composants de ro- tation x et z dans la solution de l'invention. Pour le cas concerné par la pratique de satellite d'information de faible altitude, l'inclinaison de i est de manière caractéristique de 50 degrés. Cet angle est ainsi suffisant. La régulation de position à l'aide des informa- tions de position obtenues selon l'invention sera décrite ci- après. Pour simplifier la description de la régulation, on suppose un satellite avec des moments d'inertie principaux égaux suivant l'axe x et l'axe z. Chaque axe dans le plan x/z est également un axe principal d'inertie. Dans ce cas, la di- rection de référence bR du champ magnétique a exactement la même signification que la direction (O O 1) d'un capteur ter- restre à la seule différence que la direction de référence bR se déplace dans le système de coordonnées de trajectoire et dans le système de coordonnées solidaires du corps. L'information de position qui ne se mesure pas directement avec le magnétomètre se compose d'une combinaison d'un angle de roulis et d'un angle de lacet selon le vecteur bR dans le système de coordonnées de trajectoire. Pour réguler les mesures du magnétomètre, on traite la direction variable dans le temps bR selon l'angle de lacet dans le cas d'un capteur terrestre et la direction variable selon bR dans le plan x/z suivant l'axe de roulis. Les conditions dynamiques ne varient pas dans l'hypothèse d'une répartition symétrique des masses. Pour des satellites à moment d'inertie massique irrégulier, il n'y a en principe pas de modification pour l'exécution de la régulation de po- sition sur trois axes avec un magnétomètre. Pour de tels cas non idéaux, il faut simplement des moyens de régulation plus fins permettant de tenir compte autant que possible des conditions réelles. Il est également à remarquer que les actionneurs utilisés dans le procédé de régulation décrit ci-dessus peu- vent être des gyroscopes, des buses ou des bobines magnéti- ques. R E V E N D I C A T I ON S 1 ) Procédé de régulation de position sur trois axes d'un sa- tellite à faible altitude de vol comprenant un capteur de me- sure sur deux axes et un ou plusieurs gyroscopes, caractérisée en ce qu' on utilise comme capteur de mesure sur deux axes un magnéto- mètre, on positionne le satellite sur une trajectoire incli- née avec un angle d'inclinaison d'environ de 25 degrés jusqu'à environ 90 degrés, on impose au satellite par les gy- roscopes une vitesse de rotation globale hy,des actionneurs étant prévus pour générer des couples autour des trois axes du satellite. 2 ) Procédé de régulation de position selon la revendication 1, caractérisée en ce qu' on utilise comme actionneurs des gyroscopes, des buses ou des bobines magnétiques.