FR 2423808 A1 19791116 FR 7811404 A 19780418 La présente invention concerne les procédés et dispo sitifs permettant à la fois d'effectuer la commande d'attitude d'un véhicule spatial et de réaliser le stockage d'énergie sous forme cinétique à bord du vehicule et la restitution de cette énergie. On connait de nombreux dispositifs de commande d'attitude pour véhicule spatial par échange de moments cinetiques entre le corps du véhicule et au moins une roue. Dans ce qui suit, on désignera par le terme de "roue" aussi bien une roue de réaction dont la vitesse est variable dans un large domaine, éventuellement susceptible de tourner dans les deux sens, qu'une roue à inertie ou volant qui, lors du fonctionnement, tourne en permanence à une vitesse suffisante pour présenter une raideur gyroscopique contrariant les modifications d'orientation de son axe de rotation et a donc un domaine de vitesses admissibles limité, compris entre des valeurs wm et ut La commande d'attitude, dite aussi pilotage, d'un véhicule spatial et notamment d'un satellite, assure des fonctions plus ou moins complexes suivant la mission du véhicule. Le dispositif de commande d'attitude peut notamment avoir une ou plusieurs des caractéristiques suivantes - maintien de moment cinétique H le long d'une direc tion fixe du corps du véhicule - capacité de stockage provisoire de moment cinétique suivant une direction, deux directions non colinéaires, ou trois directions non coplanaires du véhicule ; - maintien d'un moment cinétique non nul, orientable de plusieurs degrés (typiquement - 100) autour d'un axe du satellite perpendiculaire à la direction nominale de ce moment cinétique - maintien d'un moment cinétique non nul, orientable de plusieurs degrés (typiquement +100) a l'intérieur d'un cône centré sur la direction nominale du moment cinétique. Toute génération ou capacité de modification de moments cinétiques nécessite - le long d'un axe, une roue - le long de deux axes situés dans un meme plan, soit deux roues, soit une roue dont le rotor est orientable par rapport au stator autour d'un axe transverse à l'axe nominal de la roue, soit une roue articulée autour d'un axe perpendiculaire à celui de la roue - le long de trois axes (cas du pilotage omnidirectionnel), soit trois roues non colinéaires et non coplanaires, soit une roue dont le rotor est orientable par rapport au stator autour de deux axes transverses (par exemple un volant à paliers magnétiques actifs cinq axes), soit une roue articulée sur un dispositif à cardans commandés. On sait par ailleurs que l'énergie nécessaire au fonctionnement des satellites est généralement fournie par des cellulés solaires. Lorsque le satellite se trouve dans l'ombre portée de la terre, les cellules ne fournissent pas d'énergie. Un stockage d'énergie est donc nécessaire à bord du satellite. Jusqu'à ce jour, on a utilisé des batteries d'accumulateurs. On a également proposé de stocker l'énergie scus forme cinétique, en profitant de I'-appafition des paliers magnétiques de suspension à tres faibles frottements. Mais ce stockage sous forme cinétique doit rester compatible avec la commande d'attitude. La solution qui vient immédiatement à l'esprit consiste à remplacer chacun des volants utilisés dans un dispositif de commande d'attitude classique par deux volants coaxiaux et contrarotatifs. En théorie, on peut stocker et restituer l'éner- gie sans modifier l'attitude du satellite à condition de modifier la vitesse des deux volants de façon rigoureusement symétrique. Une telle disposition est par exemple décrite dans "COMSAT Technical Review", Vol. 4, No. 1, printemps 1974, pp 21-40. Malheureusement, la mise en oeuvre de cette idée se heurte à des difficultés pratiques. Le stockage et la restitution de l'énergie imposent un dispositif de commande à temps de réponse tres court (de quelques millisecondes) ce qui impose un dispositif de commande de couple dont les imperfections sont incompatibles avec le pilotage, d'autant plus qu'il n'est pas possible de réaliser de façon parfaite l'identité des volants, de leurs dispositifs d commande et leur alignement. ba présente invention vise notamment à fournir un procédé et un dispositif de commande d'attitude et de stockage d'énergie pour véhicule spatial qui écartent ce probleme et permettent tout à la fois de répondre avec la vitesse requise aux appels et aux fournitures d'énergie et d'effectuer le pilotage du satellite avec toute la précision requise. Dans ce but, l'invention propose notamment un procédé de commande d'attitude et de stockage et de restitution d'énergie, pour véhicule spatial, à l'aide d'un ensemble inertiel comprenant au moins deux roues, ensemble ayant un nombre de degrés de liberté supérieur d'au moins une unité à celui nécessaire à la commande d'attitude requise, chaque roue étant munie d'un ensemble moteurgénérateur électrique, caractérisé en ce qu'on commande le couple appliqué aux roues ou extrait des roues en réponse aux apports et appels de puissance électrique, de façon à maintenir de façon approximative le moment cinétique de l'ensemble inertiel, avec une constante de temps très courte, et en ce qu'on asservit les roues en vitesse autour de leurs axes (ou en position autour des axes transverses à leur axe nominal) avec une constante de temps sensiblement plus longue, à partir d'une mesure de vitesse des roues et de données memorisées de façon à compenser les perturbations apportées par la commande de couple à l'attitude du véhicule. La commande en couple garantit une réponse de l'ensemble moteur-générateur très rapide (une à quelques millisecondes) les nombreuses imperfections de cette commande, dues principalement aux imperfections des organes moteurs et de transmission euxmêmes sont corrigées par la commande en vitesse (ou en position angulaire des axes de roue, si ces axes sont orientables) qui impose une constante de temps (typiquement 1 seconde) dans l'exécution de la commande. Le calcul nécessaire à l'asservissement sera fait à l'aide d'un module mathématique de l'ensemble inertiel. Cet asservissement en vitesse laisse apparaitre une perturbation résiduelle, liée aux incertitudes sur l'inertie des volants. Elle est compensée par les chaînes complètes de commande d'attitude du véhicule, dont les constantes de temps sont nettement plus longues que celles de la boucle secondaire. On peut avantageusement appliquer à cette dernière boucle d'asservissement un ou des signaux d'entrée représentatifs des erreurs d'attitude, provenant par exemple de senseurs solaires ou de senseurs d'horizon. I1 sera parfois avantageux d'ajouter à la commande primaire une commande auxiliaire complémentaire à moyenne bande passante (100 ms) basée sur une détermination précise des ordres de couple de volants , cette détermination est effectuée à partir d'un modèle de configuration de roues incluant les paramètres de vitesses et d'orientations des roues. Les ordres de couples complémentaires visent à corriger la distribution des ordres de couples définis par le pilotage primaire de manière à respecter le bilan de transfert de puissance vers les roues et à partir d'elles, et le découplage de ce transfert avec l'attitude du satellite. L'invention propose egalement un dispositif de commande d'attitude et de stockage et de restitution d'énergie sous forme cinétique pour véhicule spatial, comprenant une ligne électrique de puissance et un actuateur inertiel a au moins deux roues dont au moins un volant, actuateur ayant un nombre de degrés de liberté supérieur d'au moins une unité à celui nécessaire à la commande d'attitude requise, chaque roue étant munie d'un ensemble moteurgénérateur électrique, dispositif caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif primaire, à large bande passante, de commande des couples moteurs ou résistants appliqués auxdits ensembles, en fonction de la tension de la ligne, et une boucle secondaire d'asservissement en vitesse et/ou en position des roues, comprenant des détecteurs de vitesse et/ou de position des roues et éventuellement un ou des détecteurs de l'attitude du satellite, ladite boucle étant à bande passante limitée, le dispositif étant tel que, dans la plage de capacité de moments cinétiques de l'actuateur, toute augmentation et toute diminution de l'énergie cinétique de l'actuateur s'effectuent sans modification permanente des moments cinétiques résultant des roues, donc sans interaction avec l'attitude du satellite Le dispositif primaire de commande, qu'on peut qualifier de circuit de puissance, aura une bande passante beaucoup plus large que le circuit secondaire d'asservissement, par exemple une constante de temps de quelques millisecondes au lieu d'une constante de temps de l seconde.La boucle secondaire dlasser- vissement calculera périodiquement, à partir d'indications précises mémorisées sur la configuration de l'actuateur et les vi testes (et éventuellement les orientations) des roues, les perturbations de la commande d'attitude dues à la commande directe approximative des roues par le circuit de puissance. Elle corrigera les ordres de couples pourretablir le plus possible l'indépendance de l'attitude du véhicule envers la commande de puissance. Les roues peuvent ou non être des volants identiques, à axe fixe ou non. Dans ce dernier cas, certaines au moins des roues peuvent etre munies de paliers à suspension magnetique a contrôle actif, permettant de commander une déflection angulaire de rotor autour d'axes transverses a l'axe de rotation. Certains au moins des volants peuvent être montés sur un système orientable à cardan autour d'un ou deux axes transverses à l'axe de rotation. Dans tous les cas, on arrive à commander les couples de roues, leur vitesse et éventuellement les orientations de leurs axes, de manière à satisfaire à chaque instant les demandes des deux systemes de commande d'attitude et de puissance. Les gains de commande du dispositif primaire peuvent être calcules en fonction de la configuration de l'actuateur et des vitesses des volants , on peut ajouter à un dispositif primaire, de commande approximative, un dispositif complémentaire ou auxiliaire ayant une constante de temps intermédiaire entre quelques millisecondes et 1 seconde, dans le cas évoqué plus haut. Comme on l'a indiqué plus haut, il a déjà été proposé de remplacer chacun des volants d'un dispositif de commande d'attitude par deux volants contra-rotatifs pour permettre le stockage d'énergie. Mais cette solution a de nombreux inconvénients lorsqu'elle est appliquee à un pilotage suivant plusieurs axes. Les imperfections du systeme provoquent des couplages perturbateurs qui exigent une complication de l'électronique ; la multiplication des volants augmente le cout et l'encombrement ; les redondances du système exigent de lui imposer des contraintes supplémentaires. L'invention propose un dispositif de commande d'attitude suivant au moins deux axes permettant le stockage d'energie et simplifié en ce qu'il comporte un seul degré de liberté en plus de ceux nécessaires pour la commande d'attitude. On peut en particulier noter qu'à toute configuration de volant(s) permettant d'assurer sans redondance une fonction de commande d'attitude donnée, l'addition d'un volant supplémentaire suffit pour effectuer7 en plus de la fonction commande d'attitude, le stockage et la restitution d'énergie. Ceci peut être demontre simplement dans le cas ou la configuration de volant(s) permet de stocker des composantes de moment cinétique apparaissant suivant trois axes orthogonaux. Dans ce cas, la commande d'attitude met en oeuvre trois paramètres de stockage de moment cinétique Ht, H2 H3 (par exemple trois volants d'axes fixes ou un volant à rotor orientable autour de deux axes transverses) &alpha;t &alpha;2 &alpha;3 H1 3 H2 2 H3 3 &gamma;1 &gamma;2 &gamma;3 ait ssi Yi étant les cosinus directeurs des directions H1 z2 H2' 2' 3 dans le systeme d'axes Ox, Oy, Oz). Le pilotage s'effectue alors par modulation de H1 H2 H3 selon les relations H2 = Cx avec [M] # ss1 ss2 ss3 &gamma;1 &gamma;2 &gamma;3 Cx, Cy, Cz étant les couples externes appliqués au satellite autour de Ox, Oy, Oz. La commande d'attitude n'est possible qu'a la condition que la matrice (M) ne soit pas singulière, clest- -dire que son déterminant caractéristique ne soit pas nul. L'addition d'un volant de stockage H4 défini par ses cosinus directeurs &alpha;4, 347 y4, permet d'assurer le pilotage d'attitude comme précédemment et, de plus, de stocker et de restituer une puissance instantanée P définie par le système de puissance du satellite. Les deux commandes imposent alors les égalités, dans le cas de quatre volants H1 Cx &alpha;1 &alpha;2 &alpha;3 &alpha;4 [N] H2 = C = avec [N] = ss1 ss2 ss3 ss4 H3 Cz &gamma;2 &gamma;3 &gamma;;4 H3 z Y1 Y2 Y3, Y4 H4 P 1 KP 2 Q' 3 Q'4 #1, #2, #3, #4 étant les vitesses des volants. La condition que fM) n'est pas singulière permet d'assurer la condition (N) non singulière, donc rend possible la commande simultanée d'attitude et de puissance et ceci quelles que soient les vitesses Q). des volants, supposées toutes positives pourvu que le sens des vecteurs vitesses de chaque volant soit choisi convenablement lors de la construction du système. En fonction de ce qui précède, on voit qu'avec un système de trois volants identiques placés dans un plan, on peut - maintenir un moment cinétique résultant des volants H. = H1 + E2 + H3 non nul et orientable dans le plan des volants - opérer des cycles de stockage et de restitution d'énergie, par variation de |H1| + |H3| + |H3|, sans varia- tion du moment cinétique résultant SHi, donc sans interaction avec l'attitude du véhicule - operer des échanges de moment cinétique avec le corps du satellite (variation de SHi) dans le plan des volants, donc opérer une commande d'attitude du type défini dans la demande de brevet n 76 28047 du 17 septembre 1976 de la presente demanderesse. Diverses autres configurations sont possibles et quelques unes seront décrites plus loin. L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui suit de dispositifs qui en constituent des modes particuliers de réalisation, donnés a titre d'exemples non limitatifs. La description se réfere aux dessins qui l'accompagnent, dans lesquels - la figure i est un schema synoptique du circuit d'un dispositif de commande d'attitude autour d'un axe et de stockage d'énergie, comprenant un actuateur à deux volants contrarotatifs coaxiaux - la figure 2 est un schéma synoptique d'une variante du schéma de la figure 1, permettant de memoriser les ordres de couples adressés aux volants sans réduire la bande passante - la figure 3, similaire a la figure 1, est un schéma synoptique d'un dispositif à trois volants, fournissant un moment cintique qui est en permanence non nul et qui est orientable de quelques degrés au voisinage de l'axe de tangage du véhicule - les figures 4 et et 5 montrent schématiquement la disposition des volants du dispositif de la figure 3 et la composition vectorielle de leurs moments cinétiques - la figure 6 est un schéma d'un mode d'exécution de l'interface entre le dispositif de stockage d'énergie proprement dit et la ligne électrique régulée de puissance du véhicule ; - la figure 7 montre schématiquement la disposition de trois volants sur un support unique rigide, dans un dispositif du genre montre an figure 3 - la figure 8 montre schématiquement la disposition de quatre volants identiques, d'axes non coplanaires, d'un dispositif suivant une variante de réalisation ;; - la figure 9 montre la disposition de deux volants identiques munis de paliers magnétiques permettant d'orienter le rotor par rapport au stator, d'un dispositif suivant une autre variante encore - la figure 10 montre la disposition de deux volants, dont un monté sur articulation, d'un dispositif suivant une autre variante encore. Le mode d'exécution de l'invention schématisé en figure 1 est destiné à réaliser la commande d'attitude suivant un seul axe et comporte deux volants 10a et lOb contra-rotatifs disposés suivant des axes confondus, à la précision de mise en place près, et de caractéristiques aussi voisines que possible. Chacun de ces volants est muni d'un ensemble moteurgénérateur représente sous forme d'un moteur Ita ou llb et d'un générateur 12a ou 12b. Un commutateur 13a ou 13b permet de relier soit le générateur, soit le moteur du volant associé 10a ou lOb à la barre 14 de distribution générale par une ligne 15a ou 15b. Le dispositif comporte une électronique qui peut être regardée comme comportant un circuit de commande primaire, à large bande passante, et un circuit d'asservissement secondaire qui seront successivement décrits. L'organe d'entrée du circuit primaire, de commande de couple, est constitué par un détecteur 16 de l'écart entre la tension de la barre 14 et une tension de référence Vr. Le signal fourni par le détecteur 16 est appliqué à un réseau correcteur 16' suivi d'un circuit de pondération 17 constitué par un amplificateur analogique dont le gain est déterminé par un organe d'affichage 18. Le gain affiché, calculé par un circuit 65, doit avoir théoriquement la valeur K1 K1 #a + #b K1 étant une constante, Q) et Bb étant les vitesses angulaires des volants 10e et 10b. Pour simplifier la réalisation, l'organe d'affichage 18 sera en général constitue par un registre mémoire, avec un pas de quantification grossier. La sortie du circuit dé pondération 17 commande les ensembles moteur-générateur des volants 10a et 10b en provoquant soit la fourniture de courant aux moteurs pour stocker de l'entre gie, soit la fourniture de courant à partir des générateurs pour soutirer de l'énergie. il s'agit là d'une commande en couple des ensembles moteur-genérateur. Si le système était parfait, le stockage ou la restitution d'énergie ne provoquerait aucune perturbation de l'attitude du véhicule. On désignera par Cîa et C 2b les ordres de couple ainsi appliqués. es organes d'entrée du circuit d'asservissement en vitesse, à bande passante limite, comprennent - les tachymètres 19a et 19b associés aux volants 10e et 10b, - et un senseur 21 de l'attitude du véhicule autour de l'axe des volants 10e et 10b. Les tachymètres 19e et 19b sont chacun associés à un circuit de traitement 20a ou 20b qui peut être de divers types : convertisseur fréquence/tension ; circuit de mesure de la période entre impulsions tachymétriques et de division par l'inverse de la periode pour obtenir un terme proportionnel à la vitesse ; circuit de mesure de la fréquence des impulsions de tachymètre par comptage dans un temps donné ou synchronisation avec une frequence de référence ; analyseur différentiel numéri que. Le senseur 21 attaque de son côté un réseau correcteur 22, par exemple PID, dont la sortie fournit un signal de consigne représentatif du moment cinétique total H correspondant à l'attitude correcte. A partir de ces données, le circuit élabore les ordres de correction de vitesse. Pour cela, il doit calculer les moments cinétiques instantanés des volants (dont les moments d'inertie varient avec leurs vitesses) et en déduire le moment cinétique résultant. Ce calcul est effectué par 1'ensemble 23 qui comporte - pour chaque volant, un circuit 24a ou 24b de calcul du moment d'inertie, à partir d'un modèle prédéterminé, et un cir cuit 25a ou 25b de calcul du moment cinétique, mesuré I w. (avec i= aou b). m im - pour l'ensemble des volants, des circuits 26 de calcul du moment cinétique résultant H et 24 d'affichage de ce moment. Les circuits 24a et 24b effectuent le calcul à partir d'un modèle mathématique prédéterminé du volant qui est par exemple 2 Ii= li0 + Ii1 # im Dans cette formule Ii est le moment d'inertie à vitesse a)i Iio est le moment d'inertie à vitesse nulle 1i1 est un facteur constant. Les circuits 25a et 25b sont des multiplicateurs par #a et #b, respectivement. Enfin, le circuit 26 effectue la sommation des signaux reçus de 25a et 25b et l'affiche en 27 qui contient donc une infor mation représentative du moment cinétique instantané Le circuit sommateur 28 est prévu pour élaborer, à partir des informations reçues de 22 et 27, l'erreur d'asservissement d'ou le circuit de calcul 29 déduit, en tenant compte d'informations mémorisées, les couples de corrections C2 à appliquer [ 2 ) = K 1 È;) av e c Èa K : gain d'asservissement. Pour des raisons pratiques, les organes 24 a 29 seront avantageusement réalisés en électronique numérique cablee ou programmée. Les ordres provenant du circuit 29 et ceux provenant du circuit 17 sont combinés dans des additionneurs 30a et 30b respectivement associés aux volants 10a et 10~. Les circuits de commande et d'asservissement auront généralement des temps de réponse respectifs de l'ordre de la milliseconde et de la seconde. I1 sera souvent avantageux d'ajouter un circuit de commande de couple auxiliaire, à bande passante intermédiaire (par exemple avec un temps de réponse de l'ordre de 100 ms) basé sur une détermination des ordres de couple plus précise que celle du circuit primaire, détermination effectuée par exemple a partir d'un modèle mathématique des volants incluant la vitesse des volants. Un tel circuit auxiliaire est montré en tirets sur la figure 1. il comporte deux organes 31 et 32. En pratique, l'organe 32 sera réalisé en électronique numérique (cablée ou programmée) et traitera des échantillons fournis par l'organe 31 qui prélève des échantillons des ordres de couples du pilotage primaire et les mémorise entre deux instants d'intervention de l'organe 32. Cette mémorisation peut être effectuée au moyen d'un intégrateur analogique qui permettra à l'organe 32 de connaître la moyenne des couples du pilotage primaire entre deux interventions. L'organe 32 calcule les perturbations moyennes de couple sur l'attitude du satellite dues au pilotage primaire, entre deux interventions du circuit de pilotage auxiliaire, par la formule Cx moyen = C1a moyen - Ctb moyen. Il calcule ensuite les couples correcteurs moyens C3a et C3b a appliquer pendant la période d'échantillonnage suivante pour corriger l'effet perturbateur du pilotage primaire sur le contrôle d'attitude # C3 a moyen # =M-1 # # cx moyen # , avec # M- # 1 # #a 1 # # Ca moyen # 0 #a + #b # #b 1 # Le circuit montré en figure 1 est susceptible de nombreuses variantes.Dans celle qui est montrée en figure 2 (où seule est représentée une fraction de la chaîne associée au volant 10b), chaque volant est commandé en couple et en vitesse, ce qui permet de mémoriser les ordres de couple adressés au volant sans réduction de la bande passante. Sur la figure 2 ou les organes correspondant à ceux de la figure 1 sont désignés par le même numéro de référence, les ordres de couple sommés en 30h sont - d'une part, dirigés directement vers le commutateur 13b par l'organe 33 pour exécution immédiate, - d'autre part, appliqués à une chaîne de correction. Cette chaîne comporte essentiellement un organe de calcul utilisant un modèle mathématique de volant plus ou moins élaboré, mais comprenant au minimum la fonction intégration entre l'entrée en couple Ch et la sortie en vitesse du volant et les constantes de temps les plus importantes (celle de la mesure de vitesse en particulier). L'organe 34 fournit la vitesse commandée théorique. La vitesse vraie mesurée par l'organe 35 est comparée à la vitesse théorique par l'additionneur 36 qui définit une correction de l'ordre de couple au travers de l'organe 37 (fournissant le gain de boucle). Lorsque l'attitude doit être commandée autour de plusieurs axes, on peut prévoir un système du genre illustré sur la figure 1 ou 2 pour chaque axe. Toutefois, cette disposition conduit à un volume et a une masse importants. Les sys tèmes 'étant pas parfaits, il y a des couplages entre les systèmes. Enfin, le nombre de paramètres à commander étant supé rieur de plus d'un unité a celui requis pour le pilotage, il faut prévoir des contraintes supplémentaires. Une solution plus avantageuse consiste à prevoir un système offrant un nombre de paramètres juste suffisant (avec éventuellement la possibilité de faire intervenir un paramètre supplémentaire en cas de panne d'un composant). La figure 3 montre, à titre d'exemple, un système utilisable pour effectuer la commande d'attitude suivant deux axes orthogonaux et le stockage d'énergie utilisant un "actuateur" constitué de trois roues (dont au moins deux volants) dont les axes sont liés au corps du satellite. Lorsque le dispositif doit présenter en permanence un moment cinétique non nul orientable de quelques degrés au voisinage de l'axe de tangage Oy du véhicule et autour de l'axe de roulis Ox, les trois roues 40a, 40b et 40c peuvent être disposées comme indiqué sur la figure 4. On constatera que les roues 40a et 40b présentent la disposition relative donnée à titre d'exemple dans la demande de brevet nO EN 76 28047, et permettant à elle seule le pilotage. Les trois roues sont avantageusement constituées par des volants et leurs axes sont régulièrement répartis angulairement, ce qui conduit à une composition des vecteurs de moments cinetiques Ha, Hb et Hc du genre montré en figure 5. On supposera par la suite que c'est cette disposition qui est adaptée. On décrira maintenant le système montré en figure 3, de façon sommaire en ce qui concerne le pilotage étant donné que ce dernier est très similaire à celui défini dans la demande de brevet no EN 76 28047 ou la demande allemande correspondante P 27 41 008.8 auxquelles on pourra se reporter. Le circuit secondaire, c'est-à-dire la boucle d'asservissement en vitesse, comprend des détecteurs d'attitude en roulis 41 et en tangage 42 qui attaquent des réseaux correcteurs d'avance de phase et de filtrage 43 et 44 pour fournir les demandes de couples C2z et C2y propres à la commande d'attitude. Un circuit 45 reçoit les signaux représentatifs de C et C2y et effectue les intégrations h = qui permettent de définir les consignes des composantes de moment cinétique résultant des volants h 2y et h 2z La commande d'attitude autour de l'axe de lacet Oz est effectuée au moyen d'organes 46 et 47 qui peuvent être iden tiques à ceux décrits dans la demande de brevet 76 28047 déjà citée. Le reste des chaines du circuit secondaire sera décrit plus loin. Le circuit primaire (circuit de commande de couple) comporte encore, comme organe d'entrée, un détecteur 48 et un réseau correcteur 48' (ce dernier généralement constitué par un réseau PID) qui fournit un signal d'erreur s à partir de la tension de la barre de distribution de puissance. Des organes 49a, 49b, 49c calculent, à partir de E, des ordres de couple primaires Cula' C1b, Cîc qui sont respectivement adressés aux ensembles à volant 50a, 50b, 50c. Ces ensembles ont tous la mème constitution, similaire à celle montrée en figure 1 : l'ensemble 50a par exemple comprend le volant proprement dit 40a, le groupe moteur-générateur associé 51a-52a, le commutateur 53a et le générateur tachymétrique 54a. Le calcul des couples à partir du signal E est effectué dans les circuits 49a, 49b, 49c par la formule : # C1a # # K0a # # C1b # =# # Ko #, avec # Ko # = # K0b # # C1c # # K0c # [Ko]est la matrice de gain dont les termes sont définis à partir du gain [K1] calculé par l'organe 51 et affiché dans le registre 52.L'organe 51 effectue le calcul de rK1) suivant la formule [K1]) = G [M-] # 0 # G : gain constant de la boucle de puissance [M-1] inverse de ( a b C j b b i et S (avec i = a, b ou c) : cosinus directeurs du volant i i en axes z, Oy Qi (avec i = a, b ou c) : vitesse du volant l La transposition des gains fK1) en (Ko) est effectuée lors de l'affichage par l'organe 52, les gains (K0)étant égaux aux gains (K1) aux erreurs de quantification près. Ces erreurs peuvent être importantes dans la pratique car on utilisera un pas de quantification important pour diminuer les exigences auxquelles doit répondre l'électronique des organes 49a, 49b et 49c. Le circuit auxiliaire comporte les organes 53 et 54. L'organe 53 mémorise les couples commandés Cjat Club7 Cic sous forme de valeurs moyennes entre prélèvements successifs d'échantillons, à la période At, par l'organe 54. Cet organe 54 calcule, partir des échantillons, les couples perturbateurs résultants autour des axes Oz et Oy, ainsi que le bilan de puissance P rclam Z C1 M Clbm Y S , = . Icm il en déduit les couples correcteurs C3i propres à compenser ces couples perturbateurs 0 3bA ly j Ces couples correcteurs sont ajoutés aux couples primaires dans les sommateurs 55a, 55b, 55c. On décrira maintenant le reste du circuit secondaire d'asservissement. Les signaux de sortie des générateurs tachymétriques des volants 50a, 50b, 50c sont traités en 57, puis utilisés dans l'organe 56 pour définir les vitesses mesurées :ssim (i = a, b ou c) im des volants. Les inerties I. (i = a, b, c) des volants sont estimées par l'organe 58 suivant une formule qui peut être du genre I. = Iio + il Zi + Q)2 4 io i io il i i2 i et dans laquelle Iio' 1i1 et Ii2 sont des constantes. L'organe de calcul 59 reçoit les signaux de sortie de 56 et 58 et calcule les valeurs "mesurées" des moments cinétiques h des volants hmi = I w- = ml mi l. im Enfin, l'organe 60 reconstitue les projections h et mz h de la résultante des moments cinétiques mesurées des my volants sur les axes z et y (figures 4 et 5) c' c' h a b h mc a b mc L'organe de calcul 61 calcule les différences Ah = h - h z tz mz Ah = h - h y tz my et ces différences, c'est-à-dire les signaux d'erreur sur les composantes du moment cinétique suivant Oz et Oy, sont utilisées par organe 62 pour definir des commandes de couples complémentaires, c'est-à-dire fermer la boucle d'asservissement dite de vitesse C2a Ahz C2b = K3 M-1 #h #hy avec K3 : gain d'asservissement en vitesse. Les commandes de couples C 2i sont additionnées aux précédentes dans les organes 55a, 55b et 55c de telle sorte que les ensembles à volants 50a, 50b, 50c reçoivent les ordres C11 + C 2i + C 3i avec i = a, b, c. Sur la figure 3 a été indiqué un organe 28 d'interface pour télécommande depuis le sol qui permet d'afficher un certain ncmbre de paramètres, tels que Iiol Il utilisés dans le calcul des inerties des volants, ni. 3 i utilisés dans la matrice (M,) Sur les figures t et 3, l'interface entre volants et barre de distribution d'énergie a été représentée sous forme très schématique. Dans la pratique, cet interface peut avoir la constitution montrée en figure 6 (ou les organes déjà montrés en figure 3 portent les mêmes numeros de référence).Cet interface réalise, à partir de la commande en couple, 'un transfert d'énergie de la barre 14 à tension régulée vers les ensembles à volant d'inertie ou vice-versa. Une commande en couple positif "charge" le volant considéré 40i en augmentant sa vitesse de rotation. Par contre, une commande en couple négatif "décharge" l'énergie stockée du meme volant sur la barre régulée, réduisant ainsi sa vitesse de rotation. En régime de charge, le résultat de la comparaison effectuée par l'organe 63 entre le couple affiché defini par l'organe 64 et le couple mesuré par l'organe 65 est filtré et compensé dans l'organe 66 dont la sortie commande un ou plusieurs régulateurs à coîncidence 67 incorporant des modulateurs de largeur, d'impulsion à fréquence fixe ou variable. Ces regulateurs, au nombre de n sur la figure 67 constituent des abaisseurs de tension et fonctionnent en parallèle, comme des sources de courant ; ils adaptent la tension de la barre à la force contre-électromotrice variable du moteur 51i.Au contraire, en fonctionnement de décharge, la différence entre le couple affiché et le couple mesuré, calculée par l'organe 63, commande un ou plusieurs régula- teurs à coincidence de décharge 68, élévateurs de tension, placés à la sortie du générateur 52i. Ces régulateurs 68 fonctionnent en parallèle à la même fréquence et avec des phases multiples. Ils doivent être capables de réguler la ligne d'alimentation avec la précision désirée, à partir de la force électromotrice variable du générateur 52i en réponse aux variations de puissance, consécutives aux connexions et déconnexions de charges : ils sont associés à un appareil de mesure du couple 69. Dans une variante de réalisation (non representée) les commandes de volant pour la commande d'attitude et pour la puissance sont séparées complètement sans changement des configurations de volants. Dans ce cas, les volants doivent posséder deux ensembles moteur-générateur, l'un étant attribué au contrôle d'attitude et fonctionnant en asservissement de vitesse, l'autre étant attribué au systeme de puissance et fonctionnant en asservissement de couple. Pour minimiser les perturbations dues à des mésalignements, il est avantageux de réduire les mesalignements eux-mêmes. Pour cela, on peut monter les volants sur un même support compact et rigide 70 permettant de maintenir pendant toute la durée de vie du véhicule spatial, un très bon alignement relatif entre les volants. Une telle disposition est montree sur la figure 7. Le support 70 est lui-meme fixe au corps du véhicule. Dans les modes de réalisation montrés en figures 1 et 3, le nombre m de volants est égal à n+1, n étant le nombre minimal requis pour la fonction commande d'attitude. Dans une autre variante de l'invention, le nombre total m de volants est supérieur à n + 1, ce qui permet de pilo ter simultanement (m - n) systèmes de puissance indépendants. Cette possibilité peut être exploitée pour isoler certaines lignes électriques de puissance à des fins de fiabilisation ou afin de privilégier ces lignes de puissance dotées d'une régula- tion plus précise. On peut aussi prévoir plusieurs lignes de puissance indépendantes avec le nombre minimal de volants : m = n + 1, en implantant plusieurs ensembles moteur-générateur par volant. De nombreuses autres variantes de mise en oeuvre de l'invention sont possibles : on en donnera maintenant quelques unes à titre d'exemples non limitatifs, correspondant à divers types de commande d'attitude La figure 8 montre une disposition à quatre volants identiques 71a, 71b, 71c et 71d montés sur le corps du satellite suivant quatre axes non coplanaires et non parallèles On trouvera dans la demande de brevet nO EN 76 32439 la description d'une disposition de ce genre et d'une électronique associée permettant, en mettant en oeuvre n = 3 volants à la fois, de piloter le véhicule autour de trois axes orthogonaux.En utilisant simultané- ment m = 4 volants, on peut à la fois : - opérer des cycles de stockage et de restitution d'energie sans variation du moment cinétique résultant, - et piloter le satellite autour des trois axes. Un cinquième volant peut être prévu et gardé en réserve en cas de défaillance d'un des quatre autres. La figure 9 montre une disposition qui permet de remplir les fonctions suivantes, suffisantes dans certains cas - opérer des cycles de stockage et restitution d'énergie sans variation du moment cinétique résultant, - piloter le satellite autour de trois axes orthogonaux, mais dans un domaine angulaire limité. Pour cela, le dispositif comporte deux volants 72a et 72b tous deux munis de paliers magnétiques actifs permettant de modifier l'orientation des axes de rotors dans un domaine angulaire de l'ordre du degre, comme indiqué par les flèches 73 et 74. On voit qu'on dispose ainsi de quatre degrés de liberté (vitesses et orientations des volants) Les paliers peuvent être par exemple du type décrit dans le brevet GB nO 1 410 219 au nom de l'ETAT FRANCAIS t les modifications d'orientation de l'axe du rotor peuvent alors être obtenues en introduisant dans la boucle de régulation un signal continu de polarisation qui est traite comme un signal d'erreur Enfin, la figure 10 montre une disposition à un volant 73a d'axe fixe et un volant 73b monté sur une articulation permettant de modifier la direction de son axe dans un seul plan7 comme indiqué par la flèche 75. La modulation de vitesse de chacun des volants 73a et 73b et le contrôle de l'orientation du volant 73b, autour de l'axe d'articulation 76 permettent - d'opérer des cycles de stockage restitution d'entre gie sans variation du moment cinétique résultant, - de piloter le satellite autour de deux axes orthogonaux, comme dans le cas de la figure 3. Lorsqu'on utilise des roues dont les axes ont une orientation ajustable, la boucle secondaire de régulation comporte évidemment des organes d'entrée constitués par des détecteurs de position angulaire, en plus des détecteurs d'attitude et des détecteurs de vitesse, ou à leur place. REVENDICATIONS 1. Procédé de commande d'attitude et de stockage et de restitution d'énergie, pour véhicule spatial, à l'aide d'un ensemble inertiel comprenant au moins deux roues, ensemble ensemble ayant un nombre de degrés de liberté supé rieur d'au moins une unité à celui necessaire à la commande d'attitude requise7 chaque roue etant munie d'un ensemble moteur-générateur électrique, caractérisé en ce qu'on commande le couple appliqué aux roues ou extrait des roues en réponse aux apports et appels de puissance électrique, de façon à maintenir de façon approximative le moment cinétique de l'ensemble inertiel, avec une constante de temps très courte, et en ce qu'on asservit les roues en vitesse autour de leurs axes (ou en position autour des axes transverses à leur axe normal) avec une constante de temps sensiblement plus longue, à'partir d'une mesure de vitesse des roues et de données mémorisées de façon à compenser les perturbations appsrtees par la commande de couple à l'attitude du véhicule. 2. Procédé suivant la revendication 1, caractérisé en ce quton effectue l'asservissement en vitesse (ou en position) en utilisant également un signal ou des signaux d'entrée représenta- tifs de l'attitude du véhicule. 3. Dispositif de commande d'attitude et de stockage et de restitution d'énergie pour véhicule spatial, comprenant une ligne électrique de puissance et un actuateur inertiel à au moins deux roues dont au moins un volant, actuateur ayant un nombre de degrés de liberté supérieur d'au moins une unité à celui néces saire à la commande d'attitude requise, chaque roue étant munie d'un ensemble moteur-generateur électrique, dispositif caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif primaire, à large bande passante, de commande des couples moteurs ou résistants appliqués auxdits ensembles, en fonction de la tension de la ligne, et une boucle secondaire d'asservissement en vitesse et/ou en position des roues, comprenant des détecteurs due vitesse et/ou de position des roues et éventuellement un ou des detecteurs de l'attitude du satellite, ladite boucle étant à bande passante plus étroite, le dispo sitif étant tel que, dans la plage de capacité de moments cinéti ques de l'actuateur, toute augmentation et toute diminution de l'énergie cinétique de l'actuateur s'effectuent sans modification permanente des moments cinétiques résultant des roues, donc sans interaction avec l'attitude du satellite. 4. Dispositif suivant la revendication 3, caractérisé en ce qu'il comprend un dispositif auxiliaire associé au dispositif primaire, à bande passante intermédiaire, comprenant des moyens pour calculer les perturbations moyennes des ordres de couples appliqués aux différentes roues et élaborer des ordres correcteurs de couples. 5. Dispositif suivant la revendication 3 ou 4, caractérisé en ce que le dispositif primaire commande les couples de volant en fonction des écarts entre la tension de la ligne électrique par rapport à une valeur de référence, avec un gain de commande calculé en fonction de la configuration de l'actuateur et de la vitesse des roues. 6. Dispositif suivant la revendication 3, 4 ou 5, caractérisé en ce que la boucle secondaire d'asservissement comprend des moyens pour calculer, à partir de donnees mémorisées sur la configuration de l'actuateur et des signaux d'entrée de vitesse ou de position des roues, les perturbations de la commande d'attitude dues à la commande directe approximative en couple des roues par le dispositif primaire et pour corriger les ordres de couple appliqués aux roues de façon à rétablir l'indépendance de l'attitude du satellite. 7. Dispositif suivant l'une quelconque des revendications 3 à 6, caractérisé en ce que la boucle secondaire comprend des moyens pour déterminer les composantes utiles du moment cinétique résultant de l'actuateur dans un système d'axes liés au véhicule, à partir des signaux de sortie du ou des detecteurs d'attitude, et des moyens pour calculer les vitesses des roues puis leur moment cinétique et enfin les composantes du moment cinétique résultant réel de l'actuateur à partir des sorties du lecteur de vitesse, et en ce que la boucle secondaire d'asservissement est prévue pour fournir aux roues des ordres de couple proportionnels aux différences entre les composantes des moments cinétiques résultants, utiles et mesurés pour- ramener ces différences à zéro. 8. Dispositif suivant la revendication 7, caractérisé en ce que la boucle d'asservissement comporte un circuit correcteur d'avance de phase, par exemple un circuit PID. 9. Dispositif suivant la revendication 7 ou 8, caractérisé par des moyens pour calculer le moment cinétique des roues à partir des vitesses mesurées des roues en utilisant des valeurs d'inertie de roues calculées à partir d'un modèle mathématique fonction notamment des vitesses des roues.