FR 3033056 A1 20160826 FR 1551617 A 20150225 1 DOMAINE TECHNIQUE GENERAL L'invention concerne un procédé de détermination des paramètres de guidage d'un satellite pour optimiser un enchainement d'acquisitions nécessitant des manoeuvres d'attitude (changements de pointage). Le mode d'acquisition peut être à balayage (« push broom ») ou non. ETAT DE LA TECHNIQUE Les satellites d'observation permettent notamment de prendre des clichés de zones de la Terre. Le plus souvent, le satellite doit enchainer plusieurs acquisitions de différentes zones de la Terre ou bien cibles. Le satellite procède à l'acquisition des différentes cibles selon une direction du satellite approximativement linéaire au cours d'un passage sur chaque cible c'est-à-dire au cours du passage sur l'orbite permettant d'acquérir la cible. Un problème est que le satellite acquiert toutes les cibles selon des directions d'acquisitions identiques, ou imposées par l'utilisateur. La durée des manoeuvres d'attitude n'est pas optimisée par ce mode de définition de la direction d'acquisition. PRESENTATION DE L'INVENTION L'invention propose de pallier les inconvénients de l'état de la technique et propose un procédé de détermination des paramètres de guidage d'un satellite pour suivre une trajectoire comprenant au moins deux cibles pour lesquelles le satellite doit effectuer une acquisition, le procédé comprenant des étapes de - détermination d'une trajectoire passant par lesdites cibles ; - détermination des paramètres de guidage pour passer à un point de la trajectoire comprenant des sous-étapes de - détermination d'une direction à suivre au point de la trajectoire, ladite direction à suivre étant tangente à la trajectoire audit point considéré ; - détermination, à partir de ladite direction à suivre au point considéré, des paramètres de guidage du satellite pour passer par ledit point considéré selon une direction du satellite alignée avec la direction à suivre. L'invention est avantageusement complétée par les caractéristiques suivantes, prises seules ou en une quelconque de leur combinaison techniquement possible. 3033056 2 Le procédé comprend une étape de détermination d'un enchaînement cinématique, à partir des paramètres de guidage déterminés, de manière à passer par tous les points de la trajectoire dans le respect de leur créneau d'accès. L'étape de détermination de la trajectoire est mise en oeuvre au moyen d'une 5 interpolation sphérique. L'étape de détermination de la trajectoire prend en compte une largeur de fauchée du satellite. Les paramètres de guidage comprennent les angles de roulis, tangage et lacet et leurs dérivées et sont déterminés par des étapes de : 10 - détermination des angles de roulis, tangage, et lacet pour passer au point considéré de la trajectoire en alignant la direction du satellite sur la direction à suivre ; - détermination d'un point suivant le point considéré ; - détermination des angles de roulis, tangage, et lacet pour passer au point de la courbe en alignant la direction du satellite sur la direction à suivre ; 15 - détermination de la dérivée des angles de roulis, tangage et de lacet. Les angles de lacet et leurs dérivées sont déterminés sans direction du satellite, et conduisant à imposer une loi de guidage du lacet de façon arbitraire. Selon un autre aspect, l'invention concerne un système de détermination des paramètres de guidage d'un satellite comprenant un processeur pour mettre en oeuvre un 20 procédé selon l'invention. L'invention permet d'améliorer la capacité d'acquisition au cours d'une orbite en ayant une trajectoire adaptée pour acquérir plusieurs cibles. PRESENTATION DES FIGURES 25 D'autres caractéristiques, buts et avantages de l'invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels : - La figure 1 illustre un satellite et des acquisitions à effectuer par le satellite ; - La figure 2 illustre un système conforme à l'invention ; 30 - La figure 3 illustre des étapes d'un procédé conforme à l'invention ; - Les figures 4a à 4c illustrent des sous-étapes du procédé conforme à l'invention ; - Les figures 5a et 5b illustrent des trajectoires d'un satellite dans le cadre du procédé conforme à l'invention - La figure 6 illustre une mise en oeuvre du procédé conforme à l'invention ; - La figure 7 illustre une justification d'un paramètre de l'invention. 3033056 3 Sur l'ensemble des figures les éléments similaires portent des références identiques. DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION On a illustré sur la figure 1 un satellite 1 par exemple d'observation de la Terre. 5 Le satellite peut, au cours de son orbite, acquérir des zones 2 ou cibles de la Terre. Chaque acquisition est associée à au moins un accès, caractérisant un créneau temporel et une attitude du satellite 1 pour lesquels le satellite 1 est apte à réaliser ladite acquisition. Cet accès est calculé de manière connue à partir de l'orbite du satellite 1. L'attitude du satellite comprend les lois d'évolution du roulis 9, du tangage B et du 10 lacet çv permettant au satellite 1 de réaliser l'acquisition d'une cible. Au cours de son orbite, le satellite peut acquérir plusieurs cibles en suivant une loi d'attitude qui lui permet d'acquérir au fur et à mesure les cibles les unes après les autres. Ainsi, le satellite va effectuer au cours de son orbite un certain nombre de manoeuvres d'attitude de sorte que, pour acquérir plusieurs cibles, on détermine, des paramètres de 15 guidage comprenant les lois d'attitude (roulis 9, tangage B et ( lacet yf , ainsi que les dérivées de ces paramètres, c'est-à-dire dérivée du roulis 0, dérivée du tangage B, dérivée du lacet vi ). Un système de détermination des paramètres de guidage d'un satellite est décrit à la figure 2. Ce système 3 est configuré pour mettre en oeuvre un procédé de détermination 20 des paramètres de guidage d'un satellite. Ce système comprend un processeur 4 et une mémoire 5. La mémoire stocke les différentes cibles pour lesquelles une acquisition est souhaitée et un logiciel qui contrôle le processeur 4 pour qu'il mette en oeuvre le procédé de détermination des paramètres de guidage du satellite décrit ci-après. Le système comprend, le cas échéant, un outil 6 d'interaction avec un utilisateur permettant à ce dernier d'y rentrer 25 des données ou de paramétrer le logiciel. Il s'agit par exemple d'un clavier associé à un écran. Les figures 3, 4a, 4b et 4c illustre des étapes d'un procédé de détermination des paramètres de guidage d'un satellite sur une trajectoire suivie par un satellite au cours de son orbite. 30 En relation avec la figure 5a, le satellite (non représenté) doit acquérir des cibles Cl, C2, C3, C4, C5. Une cible est une zone géographique présentant des dimensions inférieures à une zone accessible par le satellite via sa capacité de dépointage. On considère qu'une cible est définie par ses coordonnées en repère terrestre et son altitude. 3033056 4 Pour ce faire, dans une première étape on détermine El on détermine une trajectoire géographique Tr qui passe par les différentes cibles Cl, C2, C3, C4, C5. Cette trajectoire Tr est de manière avantageuse déterminée au moyen d'une interpolation sphérique afin d'obtenir une trajectoire régulière. 5 Différents types d'interpolation sont possibles, par exemple et de façon non limitative : - Splines « naturelles », deux fois dérivables et dont la dérivée seconde s'annule aux points extrêmes ; - Splines « monotones », dérivables une seule fois et en imposant une condition de 10 monotonie sur chacun des intervalles considérés ; - Splines « fast », dont les dérivées premières aux points de passage sont calculées par interpolation polynomiale à partir d'un point considéré et de ses deux points adjacents ; - Splines « KBS » (Kochanek-Bartel Cubic Splines) avec interpolation de proche en 15 proche avec les fonctions de Hermite ; Sur la figure 5a sont illustrées plusieurs types d'interpolation pour obtenir une trajectoire Tr qui passe par les cibles Cl, C2, C3, C4, C5 pour lesquelles le satellite doit effectuer une acquisition. En variante, pour déterminer cette trajectoire Tr_f on peut prendre en compte la 20 largeur de la fauchée du satellite. Il s'agit d'un degré de liberté, dans la projection terrestre, selon la normale à la trajectoire Tr considérée d'abord sans prendre en compte la fauchée du satellite. La figure 5b illustre la fauchée f du satellite ainsi que la trajectoire Tr sans fauchée et la trajectoire Tr_f avec la fauchée du satellite. La figure 6 illustre une trajectoire avec deux points Pl, P2 et leur direction tangente 25 respective. Dans une seconde étape E2, on détermine des paramètres de guidage q', B, yr, 0, Ô , Ili pour passer au premier point de passage P1 de la trajectoire Tr, Tr_f à une date de passage datePassage donnée. Ce point de passage est notés ci-après Pt,Riste dans sa représentation en repère terrestre, c'est-à-dire définis par ses coordonnées cartésiennes en 30 repère terrestre (repère type ITRF). La détermination des paramètres de guidage pour passer au point Pt,Riste comprend notamment les sous-étapes suivantes. On détermine E21 une direction dirf, à suivre au point Pt,Riste considéré, cette direction étant tangente à la trajectoire Tr, Tr_f au point considéré. Il s'agit donc d'une 3033056 5 tangente locale à la trajectoire. Ensuite, on détermine E22 les angles de roulis 9, tangage et lacet yf pour passer par le point Pt,Rise considéré à datePassage en alignant une direction dir/R'v' du satellite avec la direction diraRct, à suivre au point considéré. Cette direction dir12v caractérise l'instrument dans un repère lié au satellite, qui doit donc être Instr 5 passée dans le repère terrestre. Une autre réalisation ne comprend pas l'utilisation de cette direction particulière, le lacet est alors déterminé par une loi de guidage arbitraire vis-à-vis du calcul décrit ici. Par exemple le lacet peut être choisi comme constant et égal à O. Puis, on détermine E23 un second point noté PtvRitse2 dans la représentation en repère terrestre, à partir du point Pt,Risté considéré, à un pas de calcul suivant, c'est-à-dire à 10 datePassage + dt, soit : Pt vRist e2 = dt -vitesse- diraRct,, vitesse étant la vitesse de défilement orbital du satellite projetée au sol, en repère terrestre. Et on détermine E24 les angles de roulis 92, tangage 02 et lacet v2 pour passer par ce point suivant Pt vRist e2 à datePassage + dt en alignant la direction du satellite dir/Rnsv, sur la direction diraRctq à suivre. Ces paramètres92, B2 et vf2 sont des variables 15 intermédiaires qui permettent de déterminer E25 les dérivées des angles de roulis, tangage et de lacet de la manière suivante : 0 = (02 - 0)/ dt Ô = (02 - 0)/ dt . = (V/2 - Vf)/ dt Le calcul de la loi d'attitude pour enchaîner les différents points de passage s'effectue de la façon suivante : 20 Pour le premier point Pl, la date datePassage calée au plus tôt dans le créneau d'accès à Pl. Un calcul itératif de durée de manoeuvre d'attitude est réalisé pour déterminer la durée de passage du premier point P1 au second point P2, en commençant par supposer la date de passage à P2 (par exemple la date de début du créneau d'accès) de manière à 25 calculer les paramètres de guidage au passage à ce point, selon le principe décrit ci-dessus pour Pl. Ce calcul itératif est réalisé par une technique connue (non décrite ici), par exemple une bibliothèque de calcul de manoeuvre d'attitude. Ce même procédé est répété de manière itérative, de proche en proche, pour tenter l'enchaînement du passage à tous les points Pi de la trajectoire. Un enchaînement est 3033056 6 possible si la date de passage à chaque point Pi est incluse dans le créneau d'accès au point considéré. Ainsi, en fonction des paramètres de guidage déterminés, le procédé comprend une étape de détermination E25 d'un enchaînement cinématique de manière à passer par tous 5 les points de la cible dans le respect de leur créneau d'accès. On décrit ci-après, de manière algorithmique, la détermination E23, E24 soit des angles de roulis, tangage et lacet du point considéré Pt,Riste ou du point suivant PtvRiste2 le point considéré Pt,Riste en alignant la direction à suivre dir aRct, avec la direction dir/R'v' du satellite s'effectue de la manière suivante. 10 On applique ici les conventions Pléiades et l'hypothèse selon laquelle l'axe de visée est confondu avec l'axe Z en repère de visée, lui-même pointé vers la géocentrique lorsque le roulis et le lacet sont nuls. Calcul du roulis et du tangage On détaille ci-après, le calcul des angles de roulis 9 et de tangage 0 implémenté 15 aux étapes E22 et E24. On calcule la position du satellite en repère terrestre sati* , à la date tcalcul de manière connue non décrite ici. On définit une direction temporaire dir vR,st ee = normalisation de (PtvRiste -sati* ). On passe la direction temporaire dirvRistee dans un repère orbital local pour obtenir 20 dirvRisOéLe On en déduit alors les angles de roulis et de tangage en conventions Pléiades et pour une direction de visée alignée avec l'axe Z du repère de visée, avec : sin(8) = dlrvROL (1) cos(8) 9 = asin(sin(9 )) 25 B = asin(sin(9)) cos(8) = .\/1- sin 2 (0) sOé eL (2) sin(q) = cos(8) dirvRisoeL (3) cos(q) = 3033056 7 Calcul du lacet estimé On détaille ci-après le calcul de l'angle de lacet yf On calcule d'abord un l'angle a à l'aide d'une fonction « Calcul de l'argument associé à un vecteur de dimension 2 » avec en entrée dir aRcgint (1) et dir aRcgint (2) (fonction qui sera 5 décrite ci-après). On calcule alors l'angle (a - v) à l'aide de la fonction « Calcul de l'argument associé à un vecteur de dimension 2 » avec en entrée dir/R'v'(1) et dir/R'v'(2). On en déduit çv = a- (a - yf ) On ramène yf entre -7 et +7c : 10 Le Si yf > t alors yf = yf - 2t et si yf R int = (cos(B) siri(B)- sin(p) -siri(B)-cos(p)' On passe la direction 0 cos(p) sin(p) dir ROL siri(B) -cos(B). sin(p) cos(B)-cos(p) acq dir aRct, en ROL, par appel à une fonction non décrite Et enfin : diraRcqint = Mat ROL->Rint dira °qL 20 Le calcul de l'angle de lacet se justifie comme ci-dessous. Le passage de diraRcgmt au repère de visée donne le vecteur - Rv = ( cos yf - sin vf sin yf 0 (..t, a cq int soit : dir acq cos vi 1 o le - diraRcqint 0) ( cos + sin yi - diraRq't (2) - sin IF - dira l'agi' (1) + cos IF - diraRcq't (2) dir Rint (3) a cq dirR y = a cq 3033056 8 Il faut aligner ce vecteur avec dir/Rnsv,, soit le système : cos IF - dir aRcqint (1) + sin yi - dir aRcqint (2) = dir IR,v,' (1) - sin IF - dir aRcqint (1) + cos tfi - dir aRcqint (2) = dir bt (2) dir Rint (3) = dir In% (3) a cq La troisième équation est vérifiée naturellement par le calcul du roulis et du tangage. En posant : 5 N2 = dir aRcgint (1) 2+ dir aRcgint (2) 2 Et : {cos a = dira c g Rint (1)/ N sin a= dir R int (2) I N a cg Les deux premières équations deviennent : cos v- cosa +sin - sina =dirr'' (1) I N - sin - cos a + cos - sin a = dir InRsv ' (2)/ N 10 Ou encore : Icos(a - v) = dir IR,v,' (1)/N sin(a - v) = dir IR,v,' (2) / N On peut donc calculer (cc- yf ) et a, et donc en déduire yf (pour le calcul des deux angles, il n'est pas nécessaire de diviser les composantes par leur norme car la fonction « Calcul de l'argument associé à un vecteur de dimension 2 » le fait sur ses arguments 15 d'entrée). Calcul de l'argument associé à un vecteur de dimension 2 La fonction atan2 peut rendre ce service. La sortie de ce calcul est un réel : un angle exprimé en radians entre 0 et 27c. Soit un vecteur de dimension 2 fi = \21 2 / 20 Le schéma de la figure 7 explicite le calcul de l'argument B de ce vecteur où u1 et u2 sont les entrées de la fonction. Norme =2 +u2 Jul +u2 Le cas (Norme = 0) est un cas d'erreur u1 = Norme u1 3033056 9 n2 n2 = Norme SI (abs(u2) REVENDICATIONS1. Procédé de détermination des paramètres de guidage d'un satellite pour suivre une trajectoire (Tr) comprenant au moins deux cibles (C1, C2, C3, C4 et C5) pour lesquelles le satellite doit effectuer une acquisition, le procédé comprenant des étapes de - détermination (E1) d'une trajectoire (Tr) passant par lesdites cibles (C1, C2, C3, C4, C5) ; - détermination (E2) des paramètres ( 9, 0, yf , 0, Ô, vi ) de guidage pour passer à un point (P1, P2) de la trajectoire (Tr) comprenant des sous-étapes de - détermination (E21) d'une direction (dirai%) à suivre au point de la trajectoire, ladite direction à suivre étant tangente à la trajectoire (Tr) audit point considéré ; - détermination (E22), à partir de ladite direction à suivre au point considéré, des paramètres ( 9, 0, yf , 0, Ô, vi) de guidage du satellite pour passer par ledit point considéré selon une direction du satellite (dir/Rnsv, ) alignée avec la direction à suivre (dirai%). 2. Procédé selon la revendication 1, comprenant une étape de détermination d'un enchaînement cinématique, à partir des paramètres de guidage déterminés, de manière à passer par tous les points (P1, P2) de la trajectoire dans le respect de leur créneau d'accès. 3. Procédé selon l'une des revendications 1 à 2, dans lequel l'étape de détermination de la trajectoire est mise en oeuvre au moyen d'une interpolation sphérique. 4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3, dans lequel l'étape de détermination de la trajectoire prend en compte une largeur de fauchée du satellite. 5. Procédé selon l'une des revendications 1 à 4, dans lequel les paramètres de guidage comprennent les angles de roulis, tangage et lacet et leurs dérivées et sont déterminés par des étapes de : 3033056 11 - détermination des angles de roulis, tangage, et lacet pour passer au point considéré de la trajectoire (P1, P2) en alignant la direction du satellite (dir/Rnsv,) sur la direction à suivre (dirai% ) ; - détermination d'un point suivant (PtvRiste2) le point considéré (Pt,Riste ) ; 5 - détermination des angles de roulis, tangage, et lacet pour passer au point de la courbe (Pt;',itse2) en alignant la direction du satellite (dir/Rnsv,) sur la direction à suivre ( dirai%) ; - détermination de la dérivée des angles de roulis, tangage et de lacet. 10 6. Procédé selon l'une des revendications 1 à 5, dans lequel les angles de lacet et leurs dérivées sont déterminés sans direction du satellite (dir/L), et conduisant à imposer une loi de guidage du lacet de façon arbitraire. 7. Système de détermination des paramètres de guidage d'un satellite comprenant un 15 processeur pour mettre en oeuvre un procédé selon l'une des revendications 1 à 6.