FR 2761338 A1 19981002 FR 9801700 A 19980212 Procédé de pilotage d'un engin spatial avec perfectionnement du système de pointage et engin spatial ainsi piloté. Cette invention concerne la commande d'attitude d'un engin spatial et, plus particulièrement, la commande d'attitude d'un engin spatial pendant le fonctionnement d'un propulseur de modification de vitesse. Un engin spatial est souvent lancé sur une fusée qui place l'engin sur une orbite plus basse que l'orbite souhaitée. Pour que l'engin spatial atteigne l'orbite souhaitée, il peut être nécessaire de faire fonctionner un propulseur de modification de vitesse (delta-V ou AV) monté sur le corps de l'engin. Quand un engin spatial à gyrostabilisation est accéléré par un propulseur de modification de vitesse comme un propulseur d'apogée à propergol liquide (LAE), le corps de l'engin qui tourne a une certaine rigidité gyroscopique qui tend à réduire les déviations de l'axe longitudinal du corps par rapport à la direction de pointage voulue. Dans ce contexte, la direction de pointage est la direction dans laquelle on souhaite la modification de vitesse. Toutefois, un engin spatial stabilisé suivant trois axes n'utilise pas la gyrostabilisation mais est stabilise par le fonctionnement d'un système de commande d'attitude qui utilise des dispositifs commandables de production de couple pour traire tourner le corps autour des trois axes de commande. Ces axes s(nt normalement appelés les axes de tangage, de roulis et de lacet. Lorsqu'on fabrique un engin spatial, on fait très attenti(n à l'alignement des axes de poussée des différents propulseurs par rapport au centre d'inertie de l'engin, de manière à avoir le couple souhaité quand chaque propulseur est mis à feu. Dans le cas des propulseurs de commande d'attitude, les couples souhaités sont suivant les trois axes principaux. Dans le cas d'un propulseur dc modification dc vitesse le couple souhaité est nul suivant chacun de ces trois axes du corps Autrement dit, le propulseur de modification de vitesse impartit dc préférence une modification de vitesse uniquement dans la direction de son axe de poussée et, de manière idéale, n'exerce aucun couple sur Ic corps de l'engin spatial. Pour minimiser les couples appliqués au corps de l'engin spatial par le propulseur de modification de vitesse son axe de poussée est aligné aussi étroitement que possible sur le centre d'inertie du corps de l'engin. En réalité, il est impossible de déterminer la position exacte du centre d'inertie du corps de l'engin spatial et d'aligner sur lui l'axe de poussée du propulseur de modification de vitesse. Il est cn outre difficile de déterminer l'axe de poussée exact du propulscur. Par conséquent, le fonctionnement du propulseur de moditication de vitesse produit toujours des couples non voulus qui tendent à faire toul-nel- L'engin et à l'éloigner de la direction de pointage souhaitéc. L'attitude d'un engin spatial stabilisé suivant trois axes est commandée par son système de commande d'attitude, par exemple par actionnement de volants de réaction ou d'inertie, par crèati(n d'un couple magnétique ou par actionnement de propulseurs dc commande d'attitude. Les couples de perturbation provoqués par le fonctionne- ment du propulseur de modification de vitesse sont colligés par les couples produits par le système de commande d'attitude. Toutefois, du fait de la bande passante finie du système de commande d'attitude il y a un certain décalage entre le couple produit par le propulseur dc modification de vitesse et le couple opposé de correction produit par le système de commande d'attitude. Ce décalage se traduit par une erreur de pointage, qui existe ou se poursuit jusqu'à ce que le système de commande d'attitude exerce une commande qui contrecarre ttale- ment la perturbation et ré-aligne l'engin spatial avec les direcliolls de pointage voulues. Dans l'intervalle entre le début du fonctionnement du propulseur de modification de vitesse et la stabilisalion par le système de commande d'attitude, il apparaît une composante dc modi- fication de vitesse dans une direction non souhaitée, qui n'est pas corrigée par le système de commande d'attitude. Des systèmes perfectionnés de commande d'engin spatial sont donc souhaités. En général, un engin spatial conforme à l'invention détermine la direction de poussée instantanée pendant le fonctionnement d'un propulseur de modification de vitesse (AV). La direction dc pousse est déterminée dans un référentiel inertiel, ou galiléen, qui ne tourne pas avec le corps de l'engin. Cette direction de poussée est comparée à la direction de poussée souhaitée dans le référentiel inertiel et l'terreur de pointage instantanée de la direction de poussée est ainsi produite. Cette erreur est intégrée pour donner une erreur cumulée qui est utilisée pour produire un signal de demande de couple de modiIicatin de vitesse. Le signal de demande de couple de modification dc vitesse est ajouté au signal de demande de couple d'attitude pour former un signal somme de demande de couple servant à faire fonctionner les propul- seurs du système de commande d'attitude, de sorte que la modification de vitesse dans une direction non souhaitée, qui se produis pendant l'erreur d'attitude transitoire, est en fait reproduite dans la direction opposée et que la modification de vitesse dans la direction non souhaitée est annulée par une autre modification de vitesse, similairc mais de sens opposé. Plus particulièrement, un procédé de pilotage d'un engin spatial définissant un centre d'inertie comprend, selon l'invention. L'étape qui consiste à piloter en continu l'engin spatial dans un mode stabilisé suivant trois axes. Le pilotage dans un mode stabilisé suivant trois axes est obtenu par détermination de l'attitude de l'engin spatial et comparaison de l'attitude de l'engin à une attitude souhaitée. pou produire ainsi des signaux d'erreur d'attitude et d'errcur dc variation d'attitude. Les signaux d'erreur d'attitude et d'erreur de variatioii d'attitude sont traités par une caractéristique à action proportionnelle, intégrale et dérivée pour former ainsi un premier signal de demande de couple servant à aider à la commande d'attitude, pour essayer de maintenir l'attitude souhaitée. Une direction souhaitée de modification de vitesse est choisie dans un référentiel inertiel. L'engin spatial est orienté pour que l'axe nominal de poussée du propulseur dc modifica- tion de vitesse soit aligné avec la direction souhaitée de modification de vitesse. Le propulseur de modification de vitesse est actionné pendant un certain laps de temps pour obtenir la valeur nominale souhaitée de modification de la vitesse dans la direction souhaitée Des défauts d'alignement inévitables entre l'axe nominal dc poussée ct le centre d'inertie créent un couple résiduel indésirable qui tend à faire que la direction de la modification de vitesse produite par le propulseur diverge progressivement de la direction souhaitée de modification de vitesse, jusqu'au moment où le fonctionnement du système dc commande d'attitude ramène l'attitude de l'engin spatial à son attitude nominale. Du fait de l'erreur d'attitude transitoire qui se produit avant que le système de commande d'attitude ne ramène l'attitude à l'attitude souhaitée, il apparaît une composante de modification dc vitesse dans une direction autre que la direction souhaitée. La direction de la poussée instantanée qui résulte du fonctionnement du propulseur de modification de vitesse est déterminée dans un référentiel inertiel qui ne tourne pas avec l'engin spatial. La direction de poussée réelle est comparée à la direction dc poussée souhaitée, pour produire un deuxième signal d'erreur, représentatif de l'écart entre la direction de poussée souhaitée et la direction de poussée réelle. Un deuxième signal dc demande de couple est produis à partir de l'intégrale du deuxième signal d'erreur. Pendant le lonclioll- nement du propulseur de modification de vitesse, les premier et deuxième signaux de demande de couple sont additionnés pour former un signal somme de demande de couple servant à commander les propulseurs de commande d'attitude. L'étape de comparaison de la direction de l'axe de poussée avec la direction souhaitée de modification de vitesse peut comprell(ll-e les étapes consistant à - déterminer la différence entre la direction de l'axe de poussée et la modification de vitesse souhaitée pour produire une erreur de pointage, et - intégrer cette erreur de pointage sur un intervalle de temps. Un engin spatial selon l'invention comprend un circuit de détection d'attitude pour détecter l'attitude du corps dc l'engin dans l'espace et pour produire en réponse des signaux représentatifs de cette attitude. Un circuit de commande d'attitude est couplé au circuit de détection d'attitude pour comparer les signaux représentatil.s de l'atti- tude à des signaux représentant une attitude souhaitée et pour produire à partir de cette comparaison au moins des signaux d'erreur d'attitude. Un circuit de traitement de commande à boucle est couplé au circuit de commande d'attitude pour traiter les signaux d'erreur d'attitude avec au moins une caractéristique de transfert à action proportionnelle, inté- grale ou dérivée, suivant ce qui est nécessaire pour la stabilité de la boucle, et produire ainsi des premiers signaux de demande de couple. Un propulseur de modification de vitesse est orienté avec son axe nominal de poussée aligné avec le centre nominal d'inertic de l'engin spatial, pour réduire les couples non souhaités. Le íi)nctionnemcnl du propulseur de modification de vitesse tend à accélérer l'engin spatial dans la direction de l'axe nominal de poussée, mais les dèhuts d'alignement inévitables entre l'axe nominal de poussée et le centre d'inertie de l'engin spatial tendent à produire un couple résiduel. Ce couple résiduel non souhaité fait que la direction réelle de la modifi- cation de vitesse dévie de la direction souhaitée de modification de vitesse. Un circuit de détermination de la direction de poussée déter- mine la direction réelle du vecteur de poussée quand le propulseur de modification de vitesse est en marche, et produit des signaux reprèsen- tatifs de la direction réelle du vecteur de poussée. Un circuit de commande du ciblage de la modification de vitesse est couple a circuit de détermination de la direction de poussée pour comparer la direction réelle de la poussée à la direction souhaitée de la poussée et former un deuxième signal d'erreur qui est utilisé pour pro(luil-e des seconds signaux de demande de couple. Un ensemble de propulseuls de commande d'attitude est couplé au corps dc l'engin spatial pour produire des couples de commande d'attitude en réponse aux signaux sommes de demande de couple. Un circuit de sommation est couplé aii circuit de commande à boucle et au circuit de commande du ciblage de la modification de vitesse pour faire la somme des premier et seconds signaux de demande de couple et produire des signaux sommes de demande de couple, représentatifs de la somme des premiers et deuxie- mes signaux de demande de couple. Dans un mode particulier de réali- sation de l'invention, le circuit de sommation fait la somme des premiers et deuxièmes signaux de demande de couple uniquement pendant les intervalles de temps au cours desquels le propulseur de modification de vitesse est activé. Le circuit dc traitement de commalldc à boucle peut comprendre un processeur PID (à action proportionnelle, intégrale et dérivée). Dans un mode particulier de réalisation de l'invenlion, le moyen de commande du ciblage de la modification de vitesse comprend - un moyen de détermination d'erreur et d'intégration, couplez pour recevoir une information concernant la direction souhaitée de modification de vitesse, et couplé au moyen de détermination de la direction de poussée, pour comparer la direction réelle de l'axe de poussée avec la direction souhaitée de modification de vitesse, pour former un signal d'erreur, et pour intégrer le signal d'erreur afin de produire des signaux de demande de couple dans un rlérentiel inertiel, - un moyen de transformation couplé au moyen de détermine tion d'erreur et d'intégration, pour convertir les signaux de demande de couple du référentiel inertiel en des signaux dc demande dc couple dans un référentiel du corps, et - un moyen d'amplification couplé au moyen de transforma- tion, pour appliquer une fonction d'amplification aux signaux de demande de couple du référentiel inertiel et produire ainsi au moins une composante des deuxièmes signaux de demande de couplc. Dans un autre mode particulier de réalisation dc l'invention. le moyen de commande du ciblage de la modification de vitesse comprend - un moyen de détermination d'erreur et d'intégration, coupl pour recevoir une information concernant la direction souhaitée de modification de vitesse, et couplé au moyen de détermination de la direction de poussée, pour comparer la direction réelle de l'axe de poussée avec la direction souhaitée de modification dc vitesse, pour former un signal d'erreur, et pour intégrer le signal d'erreur alill de produire des signaux de demande dc couple dans un référentiel inertiel, - un moyen de transformation couplé au moyen de déterminer tion d'erreur et d'intégration, pour convertir les signaux de demande de couple du référentiel inertiel en des signaux dc demande de couple dans un référentiel du corps, - un moyen d'amplification couplé au moyen de transfirma- tion, pour appliquer une fonction d'amplification aux signaux de demande de couple du référentiel inertiel et produire ainsi au moins une composante des deuxièmes signaux dc demande de couple. - un deuxième moyen d'intégration, couplé au moyen de translormation, pour intégrer les signaux de demande de couple du référentiel inertiel et produire ainsi au moins une autre composante des deuxièmes signaux de demande de couple, ct - un moyen sommateur couplé au moyen d'amplication et au deuxième moyen d'intégration, servant à faire la somme de la première composante et de l'autre composante des deuxièmes signaux de demande de couple. I1 faut remarquer que l'invention suppose que l'accélér;ltio ou l'importance de la modification de vitesse ne varie pas sur l'inter- valle de temps concerné et que cette technique n'exige pas de connaître la valeur réelle de la modification de vitesse, de sorte que le dispositif de l'invention n'a pas besoin de comprendre un accéléromètre. L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description détaillée suivante, faite en référence aux dessins d'accompanement dans lesquels la figure la est une représentation simplifiée d'un engin spatial qui contient une structure de commande conforme à l'invention. et la figure lb montre comment l'orientation souhaitée de l'axe de poussée du propulseur de modification de vitesse peut ne pas coïncider avec le centre d'inertie de l'engin spatial, la figure 2 est un schéma synoptique simplifié d'un dispositif de commande selon un premier aspect de l'invention, titi i peut être utilisé dans l'engin spatial des figures 1, la figure 3a est une courbe simplifiée amplitude-temps de la déviation angulaire de la direction de pointage d'un engin spatial ayant un système de commande d'attitude qui lonctionne pendant le fonctionnement d'un propulseur de moditication de vitesse (AV). et la figure 3b est un schéma vectoriel montrant comment le vecteur de modification de vitesse s'approche du vecteur de modificatin de vitesse souhaité à mesure que la durée de la poussée augmente la figure 4 est un schéma synoptique simplifié d'une partie du dispositif de commande de la figure 2, ct la figure 5 est une courbe théorique des erreurs d'attitude résultant du fonctionnement selon l'invention. Sur la figure la, un engin spatial 10 comprend un corps 12 stabilisé par rapport aux axes de lacet, de roulis et de tangage res pec- tivement 14, 16 et 18. L'engin spatial 1() contient une pluralité de dispositifs de production de couples, représentés sous lormes de propulseurs et dont certains sont désignés par 20. L'hommc du métier comprendra que l'on peut utiliser, à la place ou en plus des propulseurs 20, des volants de réaction ou d'inertie (non représentés) ou des dispositifs de création de couples magnétiques (non représentés) suivant ce que les conditions exigent ou permettent. Comme représenté également sur la figure la, l'engin spatial 10 est équipé d'un propulseur de modification de vitesse se présentant sous la lïrme d'un moteur d'apogée 22 à propergol liquide (LAE). Le propulseur de modi- fication de vitesse 22 crée généralement une poussée de plus forte intensité que celle des propulseurs 20 dc commande d'attitude. La figure lb est une vue de côté de l'engin spatial 1() de la figure la, qui montre l'axe de poussée réelle 23 du propulseur 22 et qui montre également le centre d'inertie (CM). Le centre d'inertie ne coïncide pas avec l'axe de poussée 23, c'est-à-dire n'est pas situé sur cet axe 23. De ce fait, le fonctionnement du propulseur de modifica- tion de vitesse 22 produit un couple non souhaité dans la direction de la flèche T, qui tend à faire tourner l'engin pendant l'accélération. Quand l'engin spatial 10 de la figure 1 est placé sur une orhite terrestre basse ou orbite de transfert, les panneaux solaires (non repré- sentes) sont repliés contre le corps mais au moins un panneau sera d'ordinaire disponible pour convertir la lumière du soleil en énergie électrique. L'engin spatial ne peut pas avoir son panneau scolaire toujours dirigé vers le soleil, à cause des risques de surchauflè, mais ce panneau doit être tourné vers le soleil au moins occasionnellement pour fournir l'énergie aux différents dispositifs de l'engin spatial. Par conséquent, l'engin spatial tourne lentement sur lui-même pour que son panneau solaire soit successivement éclairé et dans l'ombre. Lt rotation de l'engin spatial provoque un défaut de coïncidence entre les axes du référentiel inertiel et les axes centrés sur Ic corps. La figure 2 est un schéma synoptique général d'un dispositif 210 de commande d'attitude selon un aspect de l'invention. Sur la figure 2, une unité 212 de mesure inertielle (IMU) produit des données de variation d'attitude et un capteur combiné de détection du Soleil et de détection de l'horizon de la Terre (ES/SSA) produit des donnes de capteur de Terre et de capteur de Soleil qui sont toutes envoyées à un circuit logique dc détermination d'attitude représenté par le hloc 21(. Le bloc 216 convertit l'information provenant des capteurs du référentiel attaché au corps en des coordonnées inertielles afin de permettre une détermination de l'attitude inertielle de l'engin spatial. L'information fournie par le circuit logique 216 de détermination d'attitude est appliquée à un circuit logique d'ajustement d'orbite, représenté par le bloc 218, qui reçoit aussi, sur une ligne 240, une information concernant l'attitude souhaitée ou commandée de l'engin spatial. Le circuit logi- que 218 calcule des erreurs d'attitude et des erreurs de variati()u d'attitude. L'information d'erreur d'attitude et celle d'erreur dc variation d'attitude sont respectivement appliquées, par les ligncs 2 1 et 21802, à un autre processeur représenté comme un régulateur 22() à action proportionnelle, intégrale et dérivée qui, d'une façon connue traite les signaux d'erreur avec une caractéristique de transfert choisie pour stabiliser la boucle de commande d'attitude. L'homme du métier comprendra que les valeurs des différents composants ou éléments du régulateur 220 vont dépendre des caractéristiques du système général ct que la valeur d'un composant particulier peut être nulle. La sortie du régulateur PID 220 se présente sous la forme de signaux dc dem'tnde de couple, qui sont appliqués par une borne d'entrée non inverseuse d'un élément de sommation 222, à un circuit logique de commande de propulseur représenté par le bloc 224. Le bloc logique 224 de commande de propulseur excite certains sélectionnés des propulscurs de commande d'attitude 20 et module en i~onction des besoins leur temps de fonctionnement afin de produire les impulsions de couple représentées par les signaux de demande de couple. Les signaux de commande des propulseurs sont appliqués sur un bus de données 22( aux différents propulseurs 20 de la figure I. Un système dc commands d'attitude tel que celui décrit jusqu'ici en liaison avec la figure 2 tend à maintenir le corps de l'engin spatial dans une orientation spècilèe grâce à l'attitude commandée qui est appliquée sur la ligne 24(). S'il ny a pas d'erreur d'attitude, le corps 12 de l'engin spatial 1() est aligné par le système de commande d'attitude, dc sorte que l'axe nominal de poussée du propulseur de modification de vitesse est pointé exactement dans la direction de la modification de vitesse souhaitée. L'homme du métier sait que des boucles de commande d'attitude telles que celle décrite jusqu'ici en liaison avec la figure 2 ont une bande passante qui est limitée au moins par les exigences de stahilité décrites à propos du régulateur PID 220. La figure 3a présente une courbe 30 amplitude-temps de l'erreur d'attitude provoquée par le íonctionnement du propulseur 22 de modification de vitesse en présence d'une boucle de commande d'attitude comme celle décrite jusqu'ici en référence à la figure 2. Le propulseur de modification de vitesse est mis en marche à l'instant t0, le couple non souhaité apparaît immédia- tement et commence à dévier l'attitude de l'engin spatial dans la même direction que le couple, ce qui signifie qu'une variation d'attitude est immédiatement produite, cette variation étant représentée sur la Ligure 3a par la pente initiale 32 en trait pointillé de la courbe 3(). A l'inst'tnt tl, le système de commande d'attitude commence à corriger l'attitude. mais l'erreur d'attitude continue à augmenter jusqu'à un instant ulté- rieur t2. La correction appliquée par le système de commande d'attitude de l'engin spatial continue à augmenter après t2 et l'erreur d'attitude s'annule finalement près de l'instant t3 ou après cet instant. Touteíois. pendant tout l'intervalle transitoire qui va de l'instant t() à l'instant t. la direction dans laquelle l'engin spatial est "pointé", ou dans laquelle le propulseur 22 accélère l'engin, dévie par rapport à la direction d'accélération voulue. C'est-à-dire que pendant l'intervalle t()-t , l'engin spatial est pointé dans la "mauvaise" direction ct le propulseur de modification de vitesse accélère l'engin spatial dans cette mauvaise direction. En général, l'erreur d'attitude n'est que de quelques degrés, de sorte que la plus grande partie de l'accélération ou de la modifica- tion de vitesse est dans la direction souhaitée, mais la modification de vitesse globale contient une composante non souhaitée, dans une direction orthogonale à la direction souhaitée. Cette erreur de modi1~i- cation de vitesse est reliée à l'intégrale du produit de l'erreur d'attitude instantanée, représentée par la courbe 3(), par l'accélération instantanée. I1 faut remarquer que si l'engin spatial tourne autour de l'axe de poussée du propulseur de modification dc vitesse, cette intègrati('n doit être effectuée dans un référentiel inertiel qui ne tourne pas avec le corps 12 de l'engin spatial 10. L'erreur d'attitude intégrée seule n'est pas exactement proportionnelle à la modification de vitesse place que la poussée du propulseur peut changer d'un instant à un autre et, même si la poussée est invariante, la masse de l'engin spatial diminue à mesure que du propergol est con l'erreur de modification de vitesse attribuable au transitoire d'attitude représenté sur la figure 3a conduit à une réduction de l'erreur de mo(li- fication de vitesse. Autrement dit, quand la partie de la modification de vitesse dans la direction souhaitée devient plus longue, une erreur de modification de vitesse de taillc fixée devient proportionncllcmcnt plus petite. La figure 3b représente un vecteur 310 de modification de vitesse souhaitée et 312 représente l'erreur de modification de vitesse attribuable à un transitoire d'attitude. La somme ou vecteur résultant est représentée en 314 et ce vecteur dévie par rapport au vecteur souhaité 310. Si la modification de vitesse souhaitée était supérieure à 310, comme par exemple la somme des vecteurs 310 ct 316. la valeur du transitoire d'attitude serait la même, à savoir 312. La résultante des vecteurs 310, 312 et 316 est le vecteur 318 de la figure 3b. Une comparaison de la direction du vecteur 314 et du vecteur 3 1 8 montre que le vecteur 318 a une direction plus proche de la direction souhaitée 310, 316 que le vecteur 314. Cela veut dirc que la proportion d'erreur de modification de vitesse est plus grande dans le cas de courtes mises à feu des propulseurs que dans le cas de longues mises à Ibu des propulseurs. Si on revient de nouveau à la figure 2, un circuit de commlnde du ciblage de la modification de vitesse comme celui représenté en 228 reçoit des quaternions inertiels du circuit logique 216 de détermination d'attitude, par une ligne de signal 232. Ces quaternions repré- sentent la transformation de coordonnées inertielles en coordonnées rapportées au corps, comme déterminées par les capteurs 212 et 214, et par le traitement effectué par le circuit logique 216. Le (lispositil de commande 228 reçoit aussi, par une ligne de signal 23(), une informa- tion concernant la direction souhaitée ou l'orientation de l'axe de poussée du propulseur de modification de vitesse (LAE). L'information concernant l'axe du propulseur LAE peut être envoyée du sol à l'engin spatial avant la manoeuvre de modification de vitesse et être c(nservèe dans une mémoire temporaire jusqu'à ce que le dispositif de commandc 228 en ait besoin. Le dispositif de commande 228 traite l'information pour produire un deuxième signal de demande de couple sur la ligne de signal 236, destiné à être appliqué à une deuxième bornc d'entrée non inverseuse du sommateur 222, lequcl fait la somme des dieux signaux de demande de couple pour produire des signaux somme de demande de couple commandés en gain. En général, le dispositif de commande 228 détermine une quantité proportionnelle à la composante intégrée de la poussée du LAE qui est perpendiculaire, ou orthogonale dans un référentiel inertiel, à la direction de poussée souhaitée et transforme ensuite les données dans le référentiel du corps. Comme mentionné précédemment, le référentiel du corps peut tourner lentement dans le référentiel inertiel. L'erreur de pointage intégrée est suppose reprc- senter l'erreur de modification de vitesse ou erreur dc AV perpendicu- lairement à la direction AV souhaitée. On peut comprendre le traite ment si on imagine de petits intervalles de temps discrets. Donc, au premier instant de la mise à feu du LAE, il n'y a pas d'erreur puisque le couple non souhaité n'a pas cncore fait tourner l'engin spatial à l'écart de la direction de pointage souhaitée. Pendant Ic deuxième instant, la direction de pointage est légèrement décalée dc la direction souhaitée et une première petite composante de la poussée apparaît dans la direction non souhaitée. Pendant le troisième instant. l'erreur angulaire augmente, de sorte qu'une deuxième composante de vitesse. plus importante, apparaît dans la mauvaisc direction ct cette deuxième composante plus importante est ajoutée à la première petite composlllte. Pendant chaque instant qui suit, et jusqu'à ce que l'erreur d'attitude soit corrigée, les erreurs de pointage de la direction de poussée s accu- mulent pour former un signal représentant la valeur totale dc la modification de vitesse (312 sur la figure 3b) dans la mauvaisc elirection. L'intégrale représentant l'erreur de modification de vitesse cumulée est rapportée au référentiel du corps et est traitée pour produire un signal de demande de couple. La figure 4 est un schéma synoptique plus détaillé du circuit logique 218 d'ajustement d'orbite, du régulateur PID 22(), du somme teur 222 et du dispositif 228 de commande du pointage AV dc la ligure 2. Sur la figure 4, les quaternions inertiels représentant la transfirma- tion de l'attitude détectée de l'engin spatial du référentiel inertiel au référentiel du corps qui tourne lentement sont appliqués par une ligne de signal 232 à un circuit logique 410. Les coordonnées de l'axe de poussée dans le référentiel du corps de l'engin spatial (une valeur iixe déterminée par l'alignement de l'axe nominal de poussée du LAE avec le référentiel du corps de l'engin au moment de l'assemblage de l'engin spatial) sont appliquées sur une ligne de signal 402) à un circuit logi- que 410. Cette information peut être mémorisée dans une mémoire embarquée, ou téléchargée depuis une station terrestre quand elle est nécessaire. L'information d'orientation de l'axe de poussée ou de commande du corps est transformée dans le référentiel inertiel par le circuit 410. Le circuit logique 410 représente la transiormation vers le référentiel inertiel de l'axe nominal de poussée du propulseur de modi- fication de vitesse, qui doit être aligné avec la direction souhaite de modification de vitesse, pour éliminer ainsi les effets de la rotatioll de I'engin, si bien qu'on peut déterminer l'erreur de pointage entre l'axe de commande du corps et le vecteur cible dans le référentiel inertiel. Les signaux transformés fournis par le circuit 410 sont appliqués à un circuit 412, en même temps que des données inertielles d'axe cible (axe AV souhaité) appliquées sur une ligne 411. S'il n'y a pas d'erreur de pointage, cet axe de poussée est dirigé suivant l'axe cible inertiel. Le bloc 412 représente la détermination de l'erreur inertielle instantLnèe de pointage (correspondant à l'erreur instantanée d'attitude ou de pointage de la courbe 30 de la figure 3a) et l'intégration de l'erreur de pointage instantanée, pour former ainsi un signal qui représente en coordonnées inertielles l'erreur de direction de AV. Le signal représente tatif de l'erreur de direction de AV intégrée est appliqué à un autre bloc 414, qui représente la transformation de l'information dans le référentiel du corps, de sorte que les actions ultérieures peuvent être effectuées par rapport à l'engin spatial. Les signaux de référentiel (lu corps ainsi obtenus sont appliqués sur une ligne de signal 41 6a à un circuit d'amplification 420 et, sur une ligne 416b, à un autre intégrale teur représenté par le bloc 418. Le circuit 420 multiplie le signal qui le traverse par une fonction d'amplification constante. Comme la fonction d'amplification du circuit 420 est appliquée au signal AV intégré initialement produit par le circuit 414, le circuit 42() est appelé "amplificateur d'intégrale de AV". L'intégrateur 418 intègre une seconde mis le signal d'erreur de direction de AV transformé et intégré. pour produire des signaux représentatifs de l'intégrale double du signal d'erreur de direction de AV. Le bloc 422 représente un circuit amplifi- cateur pour le signal d'erreur de AV doublement intégré. Les signaux d'erreur de AV doublement intégré et intégré puis ajusté en gain sent additionnés dans un circuit de sommation 424, et leur somme représente un signal de demande de couple qui est appliqué sur une ligne de signal 236 au sommateur 222. La composante de signal intégrée fournie par le circuit 420 commande, ou "fournit", un couple propor- tionnel à la valeur de l'erreur de AV et la composante intégrale double provenant du circuit 422 tend à produire un couple qui dévie le corps de l'engin spatial d'une manière qui fait tourner le corps de l'engin pour annuler toute légère rémanence de l'erreur de direction de AV. Comme représenté, le sommateur 222 contient un circuit de sommation 422 qui fait la somme des signaux de demande de couple de commande d'attitude provenant du régulateur PID 22() et des signaux de demande de couple de commande de AV provenant du circuit de sommation 424, pour produire des signaux sommes de demande de couple. Les signaux sommes de demande de couple provc- nant du circuit de sommation 422 sont multipliés par une lonclion d'amplification en boucle ouverte représentée par le bloc 423. pour produire les signaux de demande de couple commandés en gain ii la sortie du sommateur 222. Les signaux de demande de couple sortant du sommateur 222 sont ensuite appliqués pour commander les dispositil~s 20 de production de couple de l'engin spatial comme décrit ci-dessus. afin de corriger l'attitude et essayer de rendre nulle l'erreur de AV. La figure 5 présente une courbe théorique 51() représentant les erreurs d'attitude dans un engin spatial selon l'invenlion. Sur 1.l figure 5, la courbe 510 comprend une première partie 43() dans une première direction, qui représente l'erreur de pointage due au retard du système de commande d'attitude, comme pour la courbe 3() de la figure 3a. La courbe 510 comprend aussi une deuxième partie 432 qui dévie de l'attitude souhaitée du fait de l'action du dispositif 228 de commncic du ciblage de AV qui interagit avec le dispositif de commande des propulseurs. La surface sous la courbe de la partie 432 est similaire à la surface sous la courbe 430, pour essayer de produire à peu près le même AV dans une deuxième direction, opposée à la première direction, afin d'essayer ainsi d'annuler l'erreur de AV. Les erreurs de pointage dont on vient de parler ne se produi- sent que lorsqu'un propulseur de modification de vitesse est mis en marche, et l'erreur dans la direction de AV ne se produit que pendant le temps où le propulseur est en marche alors qu'il est pointé dans une direction incorrecte. Donc, les erreurs décrites ici ne sont associées qu'au fonctionnement d'un ou plusieurs propulseurs de modificatin de vitesse. Par conséquent, il n'y a pas besoin des corrections décrites en référence aux blocs 222 et 228 à moins qu'un propulseur de modilic;l- tion de vitesse ne soit en marche. Le bloc 228 tout enticr peut cionc être rendu inopérant pendant les périodes où le propulseur est inactif de manière à ne produire aucun signal involontaire qui pourrait perturber le fonctionnement normal du système de commande d'attitude. Pour cela, la ligne 236 peut être ouverte, si on le souhaite, à l'aide d'un interrupteur représenté en 260 lorsque le propulseur de AV n'est pas en marche, pour garantir que des signaux parasites ne sont pas ajoutés dans le sommateur 222 aux signaux de demande dc couple dc commande d'attitude. Donc, un procédé pour piloter un engin spatial qui définit un centre d'inertie comprend l'étape consistant à piloter l'engin en continu dans un mode stabilisé selon trois axes. Le pilotage dans le mode stabilisé selon trois axes s'obtient en déterminant l'attitude de l'engin et en comparant l'attitude de l'engin à une attitude souhaitée. pour produire ainsi des signaux d'erreur d'attitude et d'erreur de variati(n d'attitude. Les signaux d'erreur d'attitude et d'erreur de variation d'attitude sont traités par au moins une caractéristique à action pror)ol-- tionnelle, intégrale ou dérivée pour former ainsi un premier signal de demande de couple destiné à aider à la commande d'attitude. pour essayer de maintenir l'attitude souhaitée. Une direction souhaitée de modification de vitesse est choisie. L'attitude choisie est celle qui oriente l'engin pour que l'axe nominal de poussée d'un propulseur de modification de vitesse soit aligné avec la direction souh;lilée de modification de vitesse. Un propulseur de modification de vitesse est mis en marche pendant un certain laps de temps, afin d'ohtcnir la valeur nominale souhaitée de modification de vitesse dans la direction souhaitée. Des défauts d'alignement inévitables entre l'axe nominal de poussée et le centre d'inertie créent un couple résiduel non souhaite. qui tend à faire que la direction de la modification de vitesse impartie par le propulseur diverge progressivement de la direction souhaitée de modification de vitesse, jusqu'au moment où le fonctionnement du système de commande d'attitude ramène l'attitude de l'engin spatial à son attitude nominale. Du fait de l'erreur transitoire d'attitude qui précède le moment où la commande d'attitude ramène l'engin à l'attitude souhaitée, il apparaît une composante de modification de vitesse dans une direction différente (orthogonale à) de la direction souhaitée. L'effet intégré d'avoir une composante de direction de poussée qui est perpendiculaire à la direction inertielle de AV souhaitée est déterminé pour produire un deuxième signal d'erreur. Un deuxième signal de demande de couple est produit à partir du deuxième signal d'erreur. Pendant le fonctionnement du propulseur de modification de vitesse. les premier et second signaux de demande de couple sont addiionnes pour fermer un signal somme de demande de couple servant à commander les propulseurs de commande d'attitude. Dans un mode particulier de réalisation, L'étape de production du deuxième signal d'erreur comprend l'étape consistant à intégrer, sur un certain inteiwalle de temps, L'erreur de pointage de l'engin spatial dans un rél~érentiel inertiel. Donc, un engin spatial 10 de l'invention comprend un circuit 212, 214 de détection d'attitude servant à détecter l'attitude dans l'espace du corps 12 de l'engin spatial et à produire en réponse des signaux représentatifs de l'attitude. Un circuit 216, 218 dc comm;lllule d'attitude est couplé au circuit 212, 214 de détection d'attitude pour comparer les signaux représentatifs de l'attitude à des signaux repré- sentant une attitude souhaitée, et pour produire à partir de cette comparaison au moins des signaux d'erreur d'attitude. Un circuit 22() de traitement de commande à boucle est couplé au circuit 21(, 21 8 de commande d'attitude pour traiter les signaux d'erreur d'attitude avec au moins une caractéristique de transfert à action proportionnelle, inté- grale ou dérivée, suivant ce qui est requis pour la stabilité de la boucle, et produire ainsi des premiers signaux de demande de couple. Un propulseur 22 de modification de vitesse est orienté avec son axe nominal de poussée 23 aligné sur le centre nominal d'inertie CM du corps 12 de l'engin spatial, afin de réduire les couples non souhaites. Le fonctionnement du propulseur 22 de modification de vitesse tend à accélérer l'engin spatial 10 dans la direction de l'axe nominal de poussée 23, mais d'inévitables défauts d'alignement entre l'axe nominal de poussée 23 et le centre d'inertie CM de l'engin spatial 1() tendent à créer un couple résiduel non souhaité. Le couple résiduel non souhaité fait dévier la direction réelle de la modification de vitesse de la direc- tion souhaitée de modification de vitesse. Un circuit 212, 214, 216 de détermination de la direction de poussée détermine la direction réelle de la modification de vitesse de l'engin quand le propulseur de modifi- cation de vitesse est en marche, et produit des signaux repré5entt'Ltil de la direction de AV réelle, car l'attitude du corps est une indictti 416 a & b, 418, 420, 422, 424 de commande du ciblage de la moditic;l- tion de vitesse est couplé au circuit 212, 214, 410 de détermination de la direction de poussée pour comparer en 412 la direction réelle de l'axe de poussée ou accélération en coordonnées inertielles avec la direction souhaitée de l'axe de poussée, également en coordonnées inertielles, et pour déterminer par intégration une quantité qui repré- sente l'erreur totale ou cumulée de modification de vitesse, pour transformer en 414 le signal d'erreur de direction dans le référentiel du corps, et pour produire en 418, 420, 422, 424 des seconds signaux de demande de couple. Un moyen 20 de production de couple de commande d'attitude est couplé au corps 12 de l'engin spatial 10 pour produire des couples de commande d'attitude en réponse aux signaux sommes de demande de couple. Un circuit de sommation 222 est couplez au circuit 218 de commande à boucle et au circuit 228 de commande du ciblage de la modification de vitesse, pour faire la somme des premier et deuxième signaux de demande de couple et produire les signaux sommes de demande de couple. Dans un mode particulier de réalisa- tion de l'invention, le circuit de sommation 222 contient un moyen de commutation 236 qui permet de ne faire la somme des premier et deuxième signaux de demande de couple que pendant les priodes ou le propulseur de modification de vitesse est en marche. Le circuit 2 I X detraitement de commande à boucle peut contenir un processeur PID. Les dispositifs de production de couple peuvent être des volants de commande d'attitude ou d'inertie, des dispositifs de production de couples magnétiques ou des propulseurs. D'autres modes de réalisation de l'invention apparaitr('nt à l'homme du métier. Les capteurs et les dispositifs de commands peuvent par exemple être soit numériques soit analogiques et, lorstlue les signaux sont numériques, les lignes de signal peuvent être en parallèle ou en série, tout cela étant bien connu dans la technique. Bien que la description du fonctionnement du dispositif de l'invention ait été faite dans deux dimensions, l'homme du métier comprendra qu'elle concerne des calculs et des actions dans trois dimensions. Bien que le traitement des signaux ait été décrit comme asso- cié à des "blocs", on comprendra que c'est là une manière conventioll- nelle pour décrire théoriquement le fonctionnement, et elutOn ne doit pas la considérer comme représentative de la construction réelle de l'engin ou de ses appareils de commande. Dans l'état actuel de la technique, les fonctions décrites sont d'ordinaire obtenues avec des logiciels associés à un ou plusieurs ordinateurs généraux. Bien que li modulation du couple soit souvent accomplie par modulation de la largeur ou de la durée des impulsions pendant les périodes de marche des propulseurs choisis, comme décrit, on peut utiliser d'autres techniques de modulation des propulseurs, par exemple par modul;ltioll de l'énergie électrique appliquée à un propulseur thermoélectrique à chambre d'arc. I1 est bien entendu que la description qui précède nta été donnée qu'à titre purement illustratif et non limitatif et que des varian- tes ou des modifications peuvent y être apportées dans le cadre de la présente invention. REVENDICATIONS 1. Procédé de pilotage d'un engin spatial (10) définissant un centre d'inertie (CM), caractérisé en ce qu'il comprend les étapes consistant à - piloter en continu ledit engin spatial dans un mode stabilisé suivant trois axes, en déterminant l'attitude dudit engin, en comparant l'attitude dudit engin avec une attitude souhaitée pour produire des signaux d'erreur d'attitude et d'erreur de variation d'attitude. et en agissant sur lesdits signaux d'erreur d'attitude et d'erreur de variation d'attitude avec une caractéristique à action proportionnelle, intègrtle et dérivée pour former ainsi un premier signal de demande de couple servant à aider à la commande d'attitude, pour essayer de maintenir ladite attitude souhaitée, - choisir une direction souhaitée de modification de vitesse - choisir ladite attitude souhaitée pour orienter ledit engin spatial afin que l'axe nominal de poussée (23) d'un propulseur de modification de vitesse (22) soit aligné avec ladite direction souhaitc de modification de vitesse, - faire fonctionner ledit propulseur de modifleation de vitesse pendant un certain laps de temps pour obtenir la valeur nominale souhaitée de modification de vitesse dans ladite direction souhaite. si bien que les inévitables défauts d'alignement entre ledit axe nominal; de poussée et ledit centre d'inertie provoquent un couple résiduel non souhaité qui tend à faire progressivement diverger ladite direction de modification de vitesse de ladite direction souhaitée de modilicalic,n de vitesse, jusqu'au moment où ladite étape de pilotage en continu ramène ladite attitude de l'engin spatial à son attitude nominale. si bien qu'il apparaît une composante de modification de vitesse dans une direction autre que ladite direction souhaitée pendant le laps de temps qui précède ledit retour de l'attitude à ladite attitude nominale - déterminer la direction, en coordonnées inertielles. de l'axe nominal de poussée dudit propulseur de modification de vitesse. - comparer ladite direction en coordonnées inertielles de l'axe de poussée avec ladite direction de modification de vitesse suhaitèe. pour produire un deuxième signal d'erreur représentatif de l'écart entre ladite direction souhaitée de modification de vitesse et ladite direction de l'axe de poussée et pour produire un deuxième signal de demande de couple en réponse audit deuxième signal d'erreur, et - pendant ledit fonctionnement du propulseur dc moditicatioll de vitesse, faire la somme desdits premiers et deuxièmes signaux de demande de couple pour former un signal somme de demande de couple servant à commander lesdits propulseurs (20) de commande d'attitude. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce tlue ladite étape de comparaison de la direction dc l'axe de poussée avec ladite direction souhaitée de modification de vitesse comprend les étapes consistant à - déterminer la différence entre ladite direction de l'axe de poussée et ladite modification de vitesse souhaitée pour produire une erreur de pointage, et - intégrer ladite erreur de pointage sur un intervalle de temps. 3. Engin spatial (10), caractérisé en cc qu'il comprend - un moyen (212, 214) de détection d'attitude servant à détecter l'attitude du corps (12) dudit engin dans l'espace ct à produire en réponse des signaux représentatifs de l'attitude, - un moyen (216, 21X) de commande d'attitude couplé audit moyen de détection d'attitude pour comparer lesdits signaux représentatifs de l'attitude avec des signaux représentant une attitude souhaitez ct pour produire à partir de ladite comparaison au moins des signaux d'erreur d'attitude, - un moyen (220) de traitement de commande à boucle, couplé audit moyen de commande d'attitude pour traiter lesdits signaux d'erreur d'attitude avec au moins une caractéristique de transfert à action proportionnelle, intégrale ou dérivée, comme requins pour la stabilité de la boucle, et produire ainsi des premiers signaux de demande de couple, - un propulseur (22) de modification de vitesse, orienté avec son axe nominal de poussée (23) aligné avec le centre d'inertie (CM) dudit engin spatial, si bien que le lonctionnement dudit propulseur de modification de vitesse tend à accélérer ledit engin spatial dans la direction dudit axe nominal de poussée, mais les défauts d'alignement inévitables entre ledit axe nominal de poussée et ledit centre d'inertie de l'engin spatial créent un couple résiduel qui fait que la direction réelle de modification de la vitesse dévie de ladite direction souhaitée de modification de la vitesse, - un moyen (212, 214, 216) dc détermination dc la direclioll de poussée, servant à déterminer la direction réelle dudit axe de poussée de l'engin spatial quand ledit propulseur dc modification de vitesse est en marche, afin de produire ainsi des signaux représentatifs de la direction réelle de poussée, - un moyen (412, 414, 416a, 416b, 418, 420, 422, 424) de commande du ciblage de la modification de vitesse, couplé audit moyen de détermination de la direction de poussée pour comparer ladite direction réelle dudit axe de poussée avec ladite direction souhaitée de modification de la vitesse et produire des seconds signaux de demande de couple, - des moyens (20) formant propulseurs de commande d''tttitude. servant à produire des couples de commande d'attitude cn réponse à des signaux sommes de demande de couple, et - un moyen de sommation (222) couplé audit moyen de commande de boucle et audit moyen dc commande du ciblage de la modification de vitesse pour faire la somme desdits premiers et deuxièmes signaux de demande de couple afin de produire lesdits signaux sommes de demande de couple. 4. Engin spatial selon la revendication 3, caractérisé en ce que ledit moyen de sommation sert à faire la somme desdits premiers et deuxièmes signaux de demande de couple uniquement pend l les intervalles de temps au cours desquels ledit propulseur de mdifica- tion de vitesse est en marche. 5. Engin spatial selon la revendication 3, caractérisé en ce que ledit moyen de traitement de commande à boucle comprend un processeur PID. 6. Engin spatial selon la revendication 3, caractérisé en ce que ledit moyen de commande du ciblage de la modification de vitesse comprend - un moyen de détermination d'erreur et d'intégrriion, courlé pour recevoir une information concernant ladite direction souhaitée de modification de vitesse, et couplé audit moyen de détermination de la direction de poussée, pour comparer ladite direction réelle de l'axe de poussée avec ladite direction souhaitée de modification de vitesse. pour former un signal d'erreur, et pour intégrer ledit signal d'erreur afin de produire des signaux de demande de couple dans un référentiel inertiel, - un moyen de transÍormation couplé audit moyen de dètermi- nation d'erreur et d'intégraûon, pour convertir lesdits signaux de demande de couple du référentiel inertiel en des signaux de demande de couple dans un référentiel du corps, et - un moyen d'amplification couplé audit moyen de lranslol-- mation, pour appliquer une fonction d'amplification auxdits signaux de demande de couple du référentiel inertiel et produire ainsi au moins une composante desdits deuxièmes signaux de demande de couple. 7. Engin spatial selon la revendication 3, caractérisé en ce que ledit moyen de commande du ciblage de la moditication de vitesse comprend - un moyen de détermination d'erreur ct d'intégration. couplé pour recevoir une information concernant ladite direction souhaitée dc modification de vitesse, et couplé audit moyen de détermination de la direction de poussée, pour comparer ladite direction réelle de l'axe de poussée avec ladite direction souhaitée de modilication de vitesse. pour former un signal d'erreur, et pour intégrer ledit signal d'cn-cur afin de produire des signaux de demande de couple dans un référentiel inertiel, - un moyen de transformation couplé audit moyen de détermi- nation d'erreur et d'intégration, pour convertir lesdits signaux de demande de couple du référentiel inertiel en des signaux de demande de couple dans un référentiel du corps, - un moyen d'amplification couplé audit moyen de trans1~or- mation, pour appliquer une fonction d'amplification auxdits signaux de demande de couple du référentiel inertiel et produire ainsi au moins une composante desdits deuxièmes signaux de demande dc couple - un deuxième moyen d'intégration, couplé audit moyen de transformation, pour intégrer lesdits signaux de demande de couple du référentiel inertiel et produire ainsi au moins une autre composante desdits deuxièmes signaux de demande de couple, et - un moyen sommateur couplé audit moyen d'amplil~icatioll et audit deuxième moyen d'intégration, servant à faire la somme de ladite première composante et de ladite autre composante desdits deuxièmes signaux de demande de couple.