FR 2550858 A1 19850222 FR 8412884 A 19840816 Capteur de position optique pour un satellite L'invention se rapporte à un capteur de position optique pour un satellite qui, à l'aide d'une optique et d'un récepteur, reçoit le rayonnement optique d'un corps spatial, en particulier de la terre, dans un champ visuel à orientation donnée et à l'aide d'un circuit d'interprétation détermine la déviation du satellite par rapport à la direction de visée sur la base de l'énergie du rayonnement reçu comparée à une énergie 10 de référence. Un tel capteur de position optique monté à bord d'un satellite sert à déterminer la position du satellite par rapport à un autre corps spatial La présente invention est décrite à l'aide d'un détecteur de rayonnement infrarouge utilisé pour la 15 détermination de la position d'un satellite par rapport à la terre. Un capteur de position classique du type en question peut être désigné en tant que capteur dit statique Son principe de fonctionnement est expliqué sur la figure 1 Sur cette figure 1, la référence 1 désigne la terre, les références 2 a et 2 b les champs visuels optiques de deux détecteurs de rayonnement infrarouge du type statique pour déterminer la position de roulis d'un satellite, les références 3 a et 3 b les champs visuels optiques des capteurs pour déterminer la position de 25 tangage, la référence 4 un bord de la terre se trouvant à l'intérieur du champ visuel du détecteur de rayonnement infrarouge et capté par ce dernier et la référence 5 un satellite de la terre. Le détecteur fonctionne de la façon suivante: L'axe 30 optique du détecteur de rayonnement infrarouge est dirigé vers la terre 1 Le détecteur comporte deux paires de systèmes optiques, dont chacun comprend à son tour deux champs optiques, à savoir les champs visuels 2 a et 2 b pour déterminer la position de roulis et les champs visuels 3 a et 3 b pour dé35 terminer la position de tangage Ces champs visuels sont dirigés de façon à permettre l'observation du bord 4 de la terre. En ce qui concerne la position de roulis du satellite, on admet que les énergies reçues à partir de la terre à l'intérieur des deux champs visuels 2 a et 2 b sont proportionnelles aux surfaces A et B de la terre qui sont situées à l'intérieur des champs visuels y associés La différence A W entre les énergies émanant de la terre et reçues pour les champs visuels y associés peut être exprimée par la formule suivante: A Wu (A B) ( 1) D'après cette formule, la différence d'énergie est directement proportionnelle à la différence des surfaces A et B respectivement situées dans les champs visuels Lorsque la position de roulis du satellite varie, les surfaces de la terre situées à l'intérieur des champs visuels varient aussi et par 15 conséquent également la différence A W entre les montants d'énergie qui sont captés à l'intérieur des champs visuels 2 a et 2 b. On suppose que lorsque la position de roulis du satellite est déterminée, la différence entre les montants d'énergie à l'intérieur des deux champs visuels 2 a et 2 b peut être considérée comme une constante qui est indiquée par A Wo. Lorsque le satellite quitte la position de roulis de référence correspondante, et qu'une autre différence 1 AW 1 est captée, la dérive angulaire A e, qui y est liée, de l'angle de roulis 25 a Wl peut être exprimée On a alors la formule suivante: A e W: = (At W Lwo) ( 2) La variation de l'angle de roulis est proportionnelle à l'énergie W, c'est-àdire proportionnelle à la différence entre A#Wl et Awo. La position de tangage du satellite peut être déterminée de façon analogue. Un capteur de position classique avec détecteur de rayonnement repose donc sur le principe simple que les montants des énergies captés à l'intérieur des deux champs visuels 35 peuvent être mutuellement comparés. Comme mentionné ci-dessus, les champs visuels optiques sont toujours initialement orientés de façon que le bord de la terre soit observé Si cependant la hauteur de l'orbite du satellite varie, le capteur de position décrit ne peut plus fonctionner de la façon prédéterminée Si par conséquent la hauteur de l'orbite du satellite est trop élevée, les deux champs visuels sont simplement dirigés vers l'espace Si, par contre, la hauteur de l'orbite du satellite est trop basse, les deux champs visuels ne rencontrent que la surface de la terre. Dans les deux cas, aucun bord de la terre ne peut être 10 observé et aucune variation de position ne peut donc être captée. En cas d'une modification de la hauteur de l'orbite, dans ces deux situations le montant L Wl indiqué dans la formule 2 est égal à O Un capteur de position du type statique qui vient d'être décrit ne convient donc pas pour un satellite qui est 15 utilisé pour différentes hauteurs d'orbite, à moins que le système optique ne soit à chaque fois reconverti en conséquence. Pour cette raison, un capteur de position optique de ce type ne peut pas être employé en cas de différentes hauteurs d'orbite. L'invention a par conséquent pour objet de perfectionner 20 un capteur de position optique du type précité de façon qu'il puisse être utilisé pour des satellites évoluant à différentes altitudes sans qu'il soit nécessaire d'en modifier profondément la construction. Ce résultat est atteint selon l'invention par le fait 25 que l'optique du capteur de position comporte des éléments optiques supplémentaires pour modifier la direction de la visée. Selon cette caractéristique, au moyen d'éléments optiques appropriés, en particulier de miroirs, on a la possibilité de modifier le champ visuel du capteur de position optique 30 en fonction de la hauteur à chaque fois considérée de l'orbite du satellite Si le satellite est utilisé pour une hauteur d'orbite autre que celle originellement envisagée ou que celle prévue pour le type courant de capteur de position, il suffit simplement de réajuster ces éléments optiques de manière que le 35 bord de la terre puisse être à nouveau observé par le capteur de position optique à cette nouvelle hauteur d'orbite Un capteur de position selon l'invention peut donc être facilement adapté à tous les cas d'utilisation se présentant. L'invention sera mieux comprise à l'aide de la description d'un mode de réalisation pris comme exemple, mais non limitatif, et illustré par le dessin annexé, sur lequel z 5 la figure 2 représente schématiquement un capteur de position optique selon l'invention pour un satellite de la terre pouvant évoluer sur des orbites de différentes hauteurs; la figure 3 est un schéma synoptique des autres éléments utilisés dans le capteur de position. Sur la figure 2, la référence 6 désigne un capteur de position optique comportant un récepteur de rayonnement infrarouge Le récepteur de rayonnement avec son système optique est désigné par 7 Les références 8 a et 8 b désignent ici aussi les deux champs visuels du capteur de position à une hauteur d'orbite déterminée au-dessus de la terre 9 Le bord de la terre est situé à l'intérieur des champs visuels 8 a et 8 b Les références 12 a et 12 b désignent les champs visuels du capteur de position optique à une autre hauteur d'orbite au-dessus de la terre désigné ici par 10 Le bord de la terre se trouve ici aussi 20 à l'intérieur de ces champs visuels 12 a et 12 b Le réglage des champs visuels en fonction de la hauteur de l'orbite du satellite est assuré par deux miroirs 11 qui renvoient sur le récepteur 7 du capteur de position le rayonnement se trouvant à l'intérieur d'un champ visuel. Le principe de fonctionnement du capteur de position optique est décrit en liaison avec la régulation de position uniquement autour d'un axe La régulation de position pour les autres axes s'effectue de façon identique. Le récepteur de rayonnement infrarouge 6 du capteur 30 de position optique comprend le système optique 7 avec les champs visuels 8 a et 8 b, par lesquels est capté le bord de la terre 9 pour calculer, comme décrit ci-dessus, la position du satellite Si par exemple la hauteur de l'orbite du satellite augmente, les bords de la terre ne sont plus captés à partir 35 d'une hauteur déterminée Ceci est le cas pour la seconde hauteur d'orbite représentée sur la figure par rapport à la terre désignée ici par 10 Les deux champs visuels du capteur de position ne capteraient dans ce cas que le rayonnement cosmique. Pour capter à nouveau les bords de la terre, on règle les miroirs de façon que le rayonnement émis par les bords de la terre rencontrent à nouveau le système optique du capteur de 5 position Les champs visuels du capteur de position réajusté sont désignés par 12 a et 12 b. La figure 3 représente une vue d'ensemble du capteur de position optique Le système optique est ici aussi désigné par 7 et les miroirs par 11 Il est en outre prévu un circuit 10 processeur 13, un servomoteur 14 pour les miroirs ainsi qu'un moteur pas à pas 15 Lorsque l'énergie infrarouge émanant de la terre arrive en direction du capteur de position optique, ce rayonnement est dévié par les miroirs de façon qu'il tombe dans le système optique Ce système optique se compose par exemple 15 d'un objectif et d'un récepteur de rayonnement infrarouge. Grâce à une conception appropriée du système optique, par exemple à l'aide d'un disque dit hacheur, on peut utiliser un seul récepteur pour capter le rayonnement infrarouge provenant des deux champs visuels L'énergie incidente est transformée en 20 une tension qui est alors appliquée au circuit processeur 13. Dans ce circuit, la différence entre les montants des énergies est transformée en une erreur de position L E conformément au principe énoncé ci-dessus. La position angulaire des miroirs 11 peut être modifiée 25 par le servomoteur 14 et le moteur pas à pas 15 pour que les champs visuels du sytème optique soient ajustés de manière que le bord de la terre soit à chaque fois capté L'angle d'inclinaison \ 9 des miroirs 11 est réglé en fonction du changement de hauteur de l'orbite, par exemple par un signal de commande 30 qui est émis par une station de contrôle terrestre ou par un signal qui est dérivé dans le satellite lui-même. Si le satellite ne modifie que légèrement la hauteur de son orbite, les miroirs peuvent être arrêtés mécaniquement sans que le servomoteur 14 et le moteur pas à pas 15 soient 35 utilisés Les miroirs sont orientés sous un angle fixe en fonction de la hauteur prévue de l'orbite du satellite Comme mentionné ci-dessus, il est également possible de régler constamment les miroirs pendant le vol du satellite, par exemple lorsque le satellite suit une orbite plus ou moins fortement excentrique Avec un capteur de position optique selon l'invention, on peut donc utiliser des satellites sur des orbites de différentes hauteurs sans qu'il soit nécessaire de modifier la construction du capteur de position Il suffit de changer l'angle d'inclinaison des miroirs, lequel dépend de la hauteur à chaque fois considérée de l'orbite. REVENDICATIONS 1 Capteur de position optique pour un satellite qui, à l'aide d'une optique et d'un récepteur, reçoit le rayonnement optique d'un corps spatial, en particulier de la terre, dans un champ visuel à orientation donnée et à l'aide d'un circuit d'interprétation détermine la déviation du satellite par rapport à la direction de visée sur la base de l'énergie du rayonnement reçu comparée à une énergie de référence, caractérisé par le fait que l'optique ( 7) du capteur de position ( 6) comporte des 10 éléments optiques supplémentaires ( 11) pour modifier la direction de la visée. 2 Capteur de position selon la revendication 1, caractérisé par le fait que les éléments optiques supplémentaires sont des miroirs réglables ( 11). 3 Capteur de position selon la revendication 2, caractérisé par le fait qu'un servomoteur ( 15) est raccordé aux miroirs ( 11).