FR 2724364 A1 19960315 FR 9410853 A 19940912 PROCEDE ET SYSTEXE DE STABILISATION SELON TROIS AXES D'UN SATELLITE D'ORBITE NON-EQUATORIALE La présente invention concerne un procédé et un système de contrôle d'attitude d'un satellite d'orbite nonéquatoriale. Les systèmes de contrôle d'attitude connus aptes à procurer une stabilisation d'un satellite selon ses trois axes incluent le plus souvent des senseurs terrestres ou stellaires servant à déterminer des estimations des angles de roulis, de tangage et de lacet du satellite. S'ils permettent d'obtenir des estimations relativement précises des angles, ces senseurs ont l'inconvénient d'être relativement lourds, consommateurs d'énergie, et chers. I1 serait donc souhaitable de pouvoir s'en dispenser dans le cas de satellites pour lesquels on recherche un faible coût de revient, typiquement des satellites de télécommunication. I1 est également connu d'estimer l'attitude du satellite sur la base de mesures magnétométriques en faisant appel à un filtrage de Kalman. Mais les estimateurs de Kalman sont d'une implémentation très complexe, qu'il n'est pas envisageable actuellement de prévoir à bord du satellite, sauf à lui conférer une très grande complexité, a priori incompatible avec l'objectif précité de faible coût de revient. En outre, les procédés connus de stabilisation d'un satellite selon trois axes ont en général été développés pour des satellites géostationnaires, du moins dont l'orbite est relativement proche du plan équatorial de la Terre. Lorsque l'inclinaison du plan orbital augmente, ces procédés ne sont pas toujours utilisables. Au vu de ce qui précède, un but de la présente invention est de proposer un procédé et un système de contrôle d'attitude d'un satellite d'orbite non équatoriale répondant de façon simple et économique au problème de la stabilisation selon trois axes. L'invention propose ainsi un procédé de contrôle d'attitude d'un satellite d'orbite nonéquatoriale ayant un axe de roulis, un axe de tangage et un axe de lacet et comportant un roue inertielle procurant un moment cinétique selon l'axe de tangage, dans lequel on mesure les composantes du champ magnétique selon les axes de roulis, de tangage et de lacet du satellite, et on calcule, à bord du satellite, des composantes de champ magnétique selon les mêmes axes en appliquant un modèle prédéterminé du champ magnétique terrestre et en supposant que les angles de roulis, de tangage et de lacet prennent des valeurs de consigne prédéterminées.On applique au satellite un couple de stabilisation en tangage déterminé sur la base d'estimations de l'angle de tangage obtenues à bord du satellite à partir des composantes calculées et mesurées du champ magnétique selon les axes de roulis et de lacet, et on applique au satellite des couples de stabilisation en roulis et en lacet déterminés sur la base de la différence entre les composantes calculée et mesurée du champ magnétique selon l'axe de tangage. Les couples de stabilisation en roulis et en lacet peuvent notamment être appliqués au moyen de magnétocoupleurs perpendiculaires à l'axe de tangage. Pour appliquer le couple de stabilisation selon l'axe de tangage, on utilise de préférence une commande de la rotation de la roue inertielle associée à une commande de désaturation de cette roue. La désaturation peut notamment être réalisée en continu, en commandant les magnétocoupleurs perpendiculaires à l'axe de tangage de façon à générer un couple de désaturation de la roue inertielle par interaction avec les composantes du champ magnétique selon les axes de roulis et de lacet. Selon un second aspect, l'invention propose un système de contrôle d'attitude d'un satellite d'orbite nonéquatoriale, comprenant des moyens magnétométriques pour mesurer les composantes du champ magnétique selon un axe de roulis, un axe de tangage et un axe de lacet du satellite, une roue inertielle procurant un moment cinétique selon l'axe de tangage, des moyens générateurs de couples de stabilisation en roulis, en tangage et en lacet, et des moyens de commande des moyens générateurs de couples de stabilisation incluant des moyens pour calculer des composantes de champ magnétique selon les axes de roulis, de tangage et de lacet en appliquant un modèle prédéterminé du champ magnétique terrestre et en supposant que les angles de roulis, de tangage et de lacet prennent des valeurs de consigne prédéterminées.Les moyens de commande sont agencés pour commander les moyens générateurs de couples de stabilisation de manière à appliquer au satellite un couple de stabilisation en tangage déterminé sur la base d'estimations de l'angle de tangage obtenu à partir des composantes calculées et mesurées du champ magnétique selon les axes de roulis et de lacet, et à appliquer au satellite des couples de stabilisation en roulis et en lacet déterminés sur la base de la différence entre les composantes calculée et mesurée du champ magnétique selon l'axe de tangage. D'autres particularités et avantages de la présente invention apparaîtront dans la description ci-après d'un exemple de réalisation préféré mais non limitatif, en référence aux dessins annexés, dans lesquels - la figure 1 est un schéma montrant un satellite sur une orbite terrestre non-équatoriale - la figure 2 est une représentation schématique de composants d'un système de contrôle d'attitude selon l'invention à bord d'un satellite - la figure 3 est un schéma synoptique du système de contrôle d'attitude ; et - les figures 4A à 4C sont des graphiques montrant un exemple d'évolution des angles de roulis, de tangage et de lacet stabilisés par le système selon l'invention. La figure 1 montre l'orbite O décrite par un satellite S autour de la Terre T. L'orbite est inclinée en ce sens que le plan orbital forme avec le plan équatorial de la Terre un angle i d'au moins 20 typiquement. L'orbite est basse, c'est-à-dire que le satellite évolue à une distance de la Terre comprise typiquement entre 200 et 2000 kilomètres, dans une zone où le champ magnétique terrestre n'est ni trop faible ni trop perturbé. L'invention sera décrite ci-après dans le cas d'une orbite circulaire. On définit un axe de roulis x, un axe de tangage y et un axe de lacet z formant un trièdre orthonormé lié au satellite. L'angle de roulis, noté , est défini comme l'erreur d'orientation autour de la direction du vecteur vitesse instantanée du satellite. L'angle de tangage, noté O, est défini comme l'erreur d'orientation autour de la direction normale au plan orbital. L'angle de lacet, noté , est défini comme l'erreur d'orientation autour de la direction du satellite pointant vers le centre de la Terre.Lorsque la stabilisation selon les trois axes du satellite est exactement réalisée dans le cas d'une orbite circulaire, on a ç = O = W = 0, et les axes x, y et z coincident respectivement avec l'axe du vecteur vitesse, avec l'axe normal au plan orbital et avec l'axe pointant vers le centre de la Terre. Le système de contrôle d'attitude selon l'invention comprend des moyens magnétométriques pour mesurer les composantes du champ magnétique selon les axes de roulis, de tangage et de lacet du satellite, constitués par exemple par deux magnétomètres à deux axes ou, comme dans le cas illustré schématiquement sur la figure 2, par un magnétomètre 50 à trois axes respectivement alignés selon les axes x, y et z. Le système de contrôle d'attitude comporte une roue inertielle 52, entraînée par un moteur 54, dont l'axe de rotation est aligné suivant l'axe de tangage y du satellite. La roue inertielle 52 procure un couplage entre la dynamique en roulis et la dynamique en lacet du satellite. La dynamique du satellite est celle d'un corps rigide possédant un moment cinétique embarqué H généré par la roue 52 selon l'axe de tangage, et auquel sont appliqués des couples perturbateurs C'x, C'y et C'z ainsi que des couples de stabilisation Cx, Cy et Cz générés par le système de contrôle d'attitude.Les équations du mouvement s'écrivent, aux petits angles 1x IyO+H=Cy +Cy (2) Iv# - H(p + ##0# = Cz + C z (3) avec Ix, Iy et 1z représentant les moments d'inertie du satellite respectivement selon les axes de roulis, de tangage et de lacet, et 0 représentant la pulsation orbitale du satellite. Ces équations générales mettent en évidence une dynamique en tangage découplée, qui peut s'écrire IyO=Cy +Cy -H On notera que, lorsque la stabilisation en tangage est effectuée par une commande de la rotation de la roue inertielle 52, le terme Cy représentant le couple de stabilisation en tangage est confondu avec le terme -H. D'autre part, les relations (1) et (3) mettent en évidence la dynamique couplée en roulis et en lacet, où apparaissent deux fréquences propres de la dynamique libre : le mouvement à long terme se déroulant environ à la pulsation orbitale, et la nutation à court terme. Suivant les bandes fréquentielles considérées, on peut donc écrire + + HO)(p = cx + CX(LT) (5) -H(p + H#0# = Cz + Cz(LT) (6) pour le mouvement à long terme, et IXÇ + Xf = Cl + cl (7) - = Cz + Cz (8) pour le mouvement de nutation à court terme. Dans les relations (5) et (7), les notations Cx(LT) et Cx(CT) désignent respectivement les parties à long terme et à court terme du couple de stabilisation en roulis.Dans les équations (6) et (8), les notations Cz(LT) et Cz (CT) désignent respectivement les parties à long terme et à court terme du couple de stabilisation en lacet. Dans l'exemple de réalisation détaillé ci-après, le couple de stabilisation en tangage est appliqué en commandant le moteur 54 d'entraînement de la roue 52, et les couples de stabilisation en roulis et en lacet sont appliqués par deux magnétocoupleurs 56, 58 placés chacun parallèlement au plan roulis-lacet xz.Dans l'exemple représenté sur la figure 2, le magnétocoupleur 56 est disposé pour produire une composante de moment magnétique Mx parallèle à l'axe de roulis propre à générer le couple le stabilisation en lacet par interaction avec la composante du champ magnétique terrestre selon l'axe de tangage, et le magnétocoupleur 58 est disposé de manière à produire une composante de moment magnétique Mz parallèle à l'axe de lacet propre à générer le couple de stabilisation en roulis par interaction avec la composante du champ magnétique terrestre selon l'axe de tangage. L'application des couples de stabilisation est supervisée par une unité de commande 60 illustrée sous forme synoptique sur la figure 3. L'unité de commande 60 est entièrement située à bord du satellite S, et peut par exemple être réalisée à base de processeurs de traitement numérique, ou de circuits spécialisés. Dans le schéma de la figure 3, l'unité de commande 60 comprend un bloc 62 de calcul de composantes Box , By* et B z du champ magnétique terrestre selon les axes de roulis, de tangage et de lacet. Ces composantes Box*, Byt et Bz sont calculées en appliquant un modèle préétabli du champ magnétique terrestre, et en supposant que les angles de roulis, de tangage et de lacet sont conformes à la consigne : # = 0 = 'v = 0. De tels modèles du champ magnétique terrestre sont bien connus ; ils sont le plus souvent sous la forme de développements en série dont l'ordre est choisi d'autant plus élevé qu'on souhaite une modélisation précise.Si on suppose que les angles #, O et v sont petits, alors on peut écrire au premier ordre #Bx = Bz# - Byv (9) bBy = Bxv - Bz# (10) SBz = By# - Bx# (11) où 8Bx = Bx* - Bx, 8By = By - By et #Bz = Bzt - Bz désignent chacun la différence entre les composantes calculée et mesurée du champ magnétique, respectivement selon les axes de roulis, de tangage et de lacet.Les relations (9) et (11) permettent d'obtenir une estimation 0 de l'angle de tangage donnée par Ot = (Bz8Bx - Bx8Bz)/(Bx2 + Bx) (12) On peut montrer que l'écart #0 = 0* - O entre cette estimation et la véritable valeur de l'angle de tangage est égale à cotg(i) x (2 sinX + ç cos#) où i désigne l'inclinaison orbitale et X désigne l'anomalie magnétique vraie.On a donc en toutes circonstances AO En référence à la figure 3, l'estimation (12) de l'angle de tangage est obtenue par le bloc d'estimation 64, et fournie au bloc 66 qui calcule le couple de stabilisation en tangage Cy. La stabilisation en tangage peut être effectuée par un simple contrôle proportionnel-dérivé précédé par un filtrage passe-bas des estimations Ot, destiné à éliminer les variations à court terme. Le couple Cy s'écrit alors cy = -K0O* - Kvet (14) le premier terme étant proportionnel à l'estimation 0*, et le second proportionnel à la dérivée temporelle de l'estimation 0*. Les gains d'asservissement Kg et optimaux peuvent être déterminés au moyen de simulations préalables de la dynamique du satellite. La valeur déterminée du couple de stabilisation en tangage Cy est fournie au moteur 54 pour que celui-ci communique à la roue inertielle 52 une accélération correspondante. Le contrôle des angles de roulis et de lacet doit être couplé pour tenir compte de la dynamique libre. On le réalise avec la seule information disponible ne concernant que les angles de roulis et de lacet : la mesure de la composante du champ magnétique selon l'axe de tangage. La partie à court terme des couples de stabilisation en roulis et en lacet Cx et C z est prise proportionnelle à la dérivée temporelle ABy de la différence entre les composantes calculée et mesurée du champ magnétique selon l'axe de tangage : CX(CT) = kl8By et Cz(CT) = k26By A partir des relations (7), (8) et (10), la dynamique du mouvement à court terme en roulis et en lacet s'écrit alors, en l'absence de couple perturbateur, et en négligeant les variations du champ magnétique terrestre dans la bande de fréquence de la nutation:: IXÇ + k1Bz# + (H-k1Bx)# = 0 (15) Iz# - k2BXt - (H-k2BZ) = o (16) On choisit alors les gains kl et k2 selon kl = kBz et k2 = -kBx (17) où k est un coefficient positif. La résolution des équations différentielles (15) et (16) conduit alors à l'équation en variable de Laplace s + k IxIx+IzBz+IzBz) H2 =0 (18) IxIz IxIz Pour obtenir dans le pire des cas un amortissement # (on prend typiquement # = 0,7), on choisit alors le coefficient k selon k = 2tH/(BOsin i)2 (19) B0 étant de l'ordre de la norme du champ géomagnétique au niveau du plan équatorial (B0 - 2x10-5 T pour une orbite de 200 à 2000 km) . L'expression (19) est dans le cas où l'approximation 1x 1z est vérifiée. Pour obtenir la partie à court terme Cx(cT) Cz (CT) des couples de stabilisation en roulis et en lacet, on soumet la différence 8By à un filtrage passe-bande ayant typiquement une fréquence de coupure basse de l'ordre du cinquième de la fréquence de nutation et une fréquence de coupure haute de l'ordre de cinq fois la fréquence de nutation th. Le signal ainsi filtré est dérivé et multiplié respectivement par les coefficients kl et k2 (avec k donné par la relation (19)) pour obtenir Cx(CT) et Cz(CT). Les couples de stabilisation à long terme en roulis et en lacet sont pris proportionnels à la différence aBy entre les composantes calculée et mesurée du champ magnétique selon l'axe de tangage : Cx(LT)= K18By et Cz(LT)= K2#By. Les équations (5) et (6) deviennent alors v + #0# = Cx '/H + (K1/H) (B,W - Bz9) (20) # - #0# = Cz '/H - (K2/H) (Bxv - Bz#) (21) Une approche en terme de transformée de Laplace n'est plus rigoureuse avec les termes de champ magnétique. On peut cependant écrire les équations découplées où apparaît le terme d'amortissement (en variable de Laplace) -(l/H)/(KlBx+ K2Bz)s Pour garder ce terme toujours positif et assurer le contrôle à long terme, on prend alors K1 = -KBX et K2 = -KBz (22) où K est un coefficient positif.Dès lors, le terme d'amortissement de la dynamique à long terme est donné par 2 2 (K/H)(Bz2 + Box2) et on détermine le coefficient K en fonction de l'amortissement # qu'on souhaite obtenir dans le pire des cas (typiquement # 0,7) selon K = 2 #H#0/ (B0 sin i)2 (23) Pour obtenir les couples d'amortissement à long terme Cx Cx(LT) et Cz(LT), on soumet le signal de différence #By à un filtrage passe-bas de fréquence de coupure sensiblement inférieure à la fréquence de nutation, et on multiplie le signal ainsi filtré par les coefficients K1 et K2 (avec K donné par la relation (23)) pour obtenir Cx(LT) et Cz(LT). Les couples de stabilisation totaux en roulis et en lacet Cx = Cx (CT) + Cx(LT) et Cz = Cz Les magnétocoupleurs 56 et 58 sont alimentés de manière à produire d'une part un moment magnétique (MX(s), Mz (MX(d), Mz(d)) générant un couple de désaturation de la roue inertielle selon l'axe de tangage par interaction avec les composantes du champ magnétique selon les axes de roulis et de lacet. On définit les commandes de désaturation de façon à toujours garder un couple de désaturation du même signe que le couple de stabilisation en tangage Cy. Le couple de désaturation de la roue inertielle a une composante MX(d) selon l'axe de roulis de la forme MX(d)=-CyBz/(Bx2+ Bz2) (24) et une composante Mz(d) selon l'axe de lacet de la forme M z (d) = CyBX/(Bx2+ Bz2) (25) L'interaction avec le champ magnétique terrestre génère alors un couple de désaturation égal à c selon l'axe de tangage. Il est également généré deux couples parasites selon les axes de roulis et de lacet, qui sont traités comme des couples perturbateurs, c'est-à-dire inclus dans les termes Cx' et C z' dans les relations (1) et (3). Le contrôle en roulis et en lacet est réalisé en utilisant la composante du champ magnétique selon l'axe de tangage MX(s) = Cz/By et Mz(s) = Cx/By (26) L'orbite étant non polaire, le champ magnétique By selon l'axe de tangage n'est jamais nul, et deux magnétocoupleurs suffisent donc pour réaliser le contrôle. Si l'orbite se rapproche d'une orbite polaire (i 90 ), il est possible d'utiliser un troisième magnétocoupleur pour générer les couples de stabilisation en roulis et en lacet. Comme le champ magnétique a également des composantes en roulis et en lacet, les commandes M,(s) et Mz(S) créent des couples selon l'axe de tangage. Ces couples perturbateurs sont périodiques et absorbés par la roue inertielle. On notera, que dans les équations (9) à (12), (15) à (18), (20) à (22) et (24) à (26) données ci-dessus, on peut prendre comme valeurs de Bx, By et Bz soit les composantes du champ magnétique terrestre mesurées par le magnétomètre (50), soit celles calculées par le bloc 62, les différences que cela implique étant négligeables lorsque les angles d'attitude , O et v sont petits. Les figures 4A à 4C illustrent des résultats de simulations effectuées sur un système de contrôle d'attitude tel que décrit ci-dessus. Le modèle de champ magnétique (bloc 62) était pris comme un développement harmonique à l'ordre 4, avec une erreur inférieure à 5% par rapport au champ mangétique réel représenté par un développement harmonique à l'ordre 8. Sur une orbite à 1000 km inclinée de i = 60-, les simulations ont montré une stabilisation avec une précision d'environ 3- en roulis et en lacet et d'environ 6 en tangage, avec une roue inertielle 52 d'un capacité cinétique de 10 Nms. Les figures 4A à 4C représentent les variations des angles de roulis, de tangage et de lacet sur une période de l'ordre d'une journée. Les moments magnétiques de contrôle restent à des valeurs modérées (moins de 30 Am2), compatibles avec une mise en oeuvre à bord d'un mini-satellite. Les performances peuvent encore être améliorées en augmentant le moment cinétique de la roue. Le procédé de contrôle d'attitude qui vient d'être décrit est d'une mise en oeuvre particulièrement simple, de sorte qu'il peut être entièrement implémenté à bord du satellite. Les moyens utilisés pour générer les couples de stabilisation ou de désaturation peuvent être différents de ceux qui ont été décrits à titre d'exemple ; on peut notamment utiliser, en remplacement ou en complément des magnétocoupleurs, d'autres roues inertielles ou des tuyères... On peut encore envisager d'alimenter le magnétomètre et les magnétocoupleurs en temps partagé, pour minimiser les perturbations des mesures par les magnétocoupleurs. REVENDICATIONS 1. Procédé de contrôle d'attitude d'un satellite (S) d'orbite non-équatoriale ayant un axe de roulis, un axe de tangage et un axe de lacet et comportant une roue inertielle (52) procurant un moment cinétique (H) selon l'axe de tangage, dans lequel on mesure les composantes du champ magnétique selon les axes de roulis, de tangage et de lacet du satellite, et on calcule, à bord du satellite, des composantes de champ magnétique selon les mêmes axes en appliquant un modèle prédéterminé du champ magnétique terrestre et en supposant que les angles de roulis, de tangage et de lacet ((p,O,'v) prennent des valeurs de consigne prédéterminées, caractérisé en ce qu'on applique au satellite un couple de stabilisation en tangage (Cy) déterminé sur la base d'estimations (o*) de l'angle de tangage obtenues à bord du satellite à partir des composantes calculées et mesurées du champ magnétique selon les axes de roulis et de lacet, et en ce qu'on applique au satellite des couples de stabilisation en roulis et en lacet (Cx,Cz) C z > déterminés sur la base de la différence (6By) entre les composantes calculée et mesurée du champ magnétique selon l'axe de tangage. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que les estimations (0*) de l'angle de tangage sont obtenues selon la formule: 0* = (Bz 8Bx Bx 8Bz) / (Bx2 + Bz2) où 8Bx et 8B désignent les différences entre les composantes calculées et mesurées du champ magnétique respectivement selon les axes de roulis et de lacet, et Bx et B désignent les composantes calculées ou mesurées du champ magnétique respectivement selon les axes de roulis et de lacet. 3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que le couple de stabilisation en tangage (Cy) est déterminé de façon à avoir une partie proportionnelle à l'estimation (0*) de l'angle de tangage et une partie proportionnelle à la dérivée temporelle de l'estimation (8*) de l'angle de tangage. 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que les couples de stabilisation en roulis et en lacet (Cx,Cz) sont déterminés de façon à avoir chacun une partie (Cx(L7), Cz(LT)) proportionnelle à la différence Cz(CT)) proportionnelle à la dérivée temporelle de ladite différence. 5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé ce qu'on obtient les parties respectives Cx(cT) et Cz(CT) des couples de stabilisation en roulis et en lacet qui sont proportionnelles à la dérivée de la différence entre les composantes calculée et mesurée du champ magnétique selon l'axe de tangage selon les formules: Cx (CT) = k Bz 8 et Cz(CT) = -k Bx où - ABy désigne la dérivée de ladite différence; - Bx et B z désignent les composantes calculées ou mesurées du champ magnétique respectivement selon les axes de roulis et de lacet; et - k désigne un coefficient positif. 6. Procédé selon la revendication 4 ou 5, caractérisé en ce qu'on obtient les parties respectives Cx(LT) et Cz(LT) des couples de stabilisation en roulis et en lacet qui sont proportionnelles à la différence entre les composantes calculée et mesurée du champ magnétique selon l'axe de tangage selon les formules: Cx (LT) = -K Bx aBy et Cz(LT) = -K Bz8Bv où - 8By désigne ladite différence; - Bx et B z désignent les composantes calculées ou mesurées du champ magnétique respectivement selon les axes de roulis et de lacet; et - K désigne un coefficient positif. 7. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que le couple de stabilisation en tangage (Cy) est appliqué par une commande de rotation de la roue inertielle (52). 8. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que les couples de stabilisation en roulis et en lacet (Cx,Cz) sont appliqués par au moins deux magnéto-coupleurs (56,58) perpendiculaires à l'axe de tangage qu'on alimente de manière à produire un moment magnétique générant les couples de stabilisation en roulis et en lacet par interaction avec la composante du champ magnétique selon l'axe de tangage. 9. Procédé selon les revendications 7 et 8, caractérisé en ce qu'on alimente les magnéto-coupleurs (56,58) de manière à produire en outre un moment magnétique générant un couple de désaturation de la roue inertielle selon l'axe de tangage par interaction avec les composantes du champ magnétique selon les axes de roulis et de lacet. 10. Procédé selon la revendication 9, caractérisé en ce que le moment magnétique générant un couple de désaturation de la roue inertielle a une composante MX(d) selon l'axe de roulis de la forme MX(d)=-CyBz/(Bx2+Bz2) et une composante Mz(d) selon l'axe de lacet de la forme Mz (d) = CyBX/(Bx2+Bz2), où Cy désigne le couple de stabilisation en tangage, et Bx et B z désignent les composantes calculées ou mesurées du champ magnétique respectivement selon les axes de roulis et de lacet. 11. Système de contrôle d'attitude d'un satellite (S) d'orbite non-équatoriale, comprenant des moyens magnétométriques (50) pour mesurer les composantes du champ magnétique selon un axe de roulis, un axe de tangage et un axe de lacet du satellite, une roue inertielle (52) procurant un moment cinétique l'axe de tangage, des moyens (54,56,58) générateurs de couples de stabilisation en roulis, en tangage et en lacet, et des moyens (60) de commande des moyens générateurs de couples de stabilisation incluant des moyens (62) pour calculer des composantes de champ magnétique selon les axes de roulis, de tangage et de lacet en appliquant un modèle prédéterminé du champ magnétique terrestre et en supposant que les angles de roulis, de tangage et de lacet (,8,W) prennent des valeurs de consigne prédéterminées, caractérisé en ce que les moyens de commande (60) commandent les moyens générateurs de couples de stabilisation de manière à appliquer au satellite un couple de stabilisation en tangage (Cy) déterminé sur la base d'estimations (0*) de l'angle de tangage obtenues à partir des composantes calculées et mesurées du champ magnétique selon les axes de roulis et de lacet, et à appliquer au satellite des couples de stabilisation en roulis et en lacet (Cx,Cz) déterminés sur la base de la différence (6By) entre les composantes calculée et mesurée du champ magnétique selon l'axe de tangage. 12. Système selon la revendication 11, caractérisé en ce que les moyens de commande (60) obtiennent l'estimation (8t) de l'angle de tangage selon la formule: et (Bz6Bx-Bx8Bz) / (Bx2+Bz2) où 8Bx et 8B z dé signent les différences entre les composantes calculées et mesurées du champ magnétique respectivement selon les axes de roulis et de lacet, et Bx et B z désignent les composantes calculées ou mesurées du champ magnétique respectivement selon les axes de roulis et de lacet. 13. Système selon la revendication 11 ou 12, caractérisé en ce que les moyens générateurs de couples de stabilisation en tangage sont constitués par un moteur (54) d'entraînement en rotation de la roue inertielle (52), associé à des moyens de désaturation. 14. Système selon l'une quelconque des revendications 11 à 13, caractérisé en ce que les moyens générateurs de couples d'asservissement selon les axes de roulis et de lacet sont constitués par au moins deux magnéto-coupleurs (56,58) perpendiculaires à l'axe de tangage. 15. Système selon les revendications 13 et 14, caractérisé en ce que les moyens de commande (60) commandent l'alimentation des magnéto-coupleurs (56,58) de manière à produire d'une part un moment magnétique de stabilisation en roulis et en lacet, générant les couples de stabilisation en roulis et en lacet par interaction avec la composante du champ magnétique selon l'axe de tangage, et d'autre part un moment magnétique de désaturation générant un couple de désaturation de la roue inertielle (52) selon l'axe de tangage par interaction avec les composantes du champ magnétique selon les axes de roulis et de lacet.