FR 2808602 A1 20011109 FR 0105511 A 20010424 CONTRÔLE EN BOUCLE FERMÉE DE L'ORBITE D'UN ENGIN SPATIAL La présente invention se rapporte d'une façon générale aux systère:es et aux procédés de contrôle d'attitude d'un engin spatial, et plus particulièrement à un système et à un procédé de contrôle en boucle fermée de l'orbite d'un engin spatial. Le cessionnaire de la présente invention fabrique et déploie des engins spatiaux en orbite autour de la Terre. Les principes de contrôle de la longitude les plus classiques exécutent une commande de la longitude lorsque l'erreur en longitude atteint une valeur de seuil. Il serait souhaitable d'améliorer la possibilité de contrôle des principes de commande classique de la longitude. Plus particulièrement, dans l'état actuel de la technique, le contrôle de l'orbite est réalisé en surveillant l'erreur de l'orbite et en exécutant des manceuvres à chaque fois que les erreurs de l'orbite dépassent un seuil prédéterminé. rvCeci résulte en des man#uvres de maintien en station qui sont exécutées à plusieurs semaines les unes des autres. Cependant, lors du développement de stratégies de maintien en station, qui utilisent des propulseurs électriques, on a découvert que le procédé traditionnel utilisé par le cessionnaire de la présente invention présente plusieurs inconvénients. Tout d'abord, pour minimiser la dimension des panneaux solaires et des batteries de l'engin spatial, il était nécessaire d'exécuter quotidiennement un maintien en station par des propulseurs électriques. De même, comme les propulseurs électriques procurent une poussée inférieure à celle des propulseurs à diergol classiques, il était également nécessaire d'effectuer des manceuvres quotidiennes pour éviter des man#uvres de longue durée dont la poussée est appliquée loin du n#ud orbital, ce qui diminue l'efficacité du maintien en station. De ce fait, le maintien en station était exécuté à des instants prédéterminés réguliers au lieu du moment où un seuil est dépassé. Initialement, on prévoyait qu'un maintien en station quotidien pourrait être pris en compte en abandonnant les seuils traditionnels et en exécutant tous les jours des corrections d'orbite de quantités égales. Bien qu'une telle planification de maintien en station quotidienne fonctionnait bien lorsque les seules perturbations étaient des perturbations naturelles facilement prévisibles, on a découvert que des perturbations orbitales imprévisibles amenaient la planification quotidienne du maintien en station à être exécutée de façon médiocre. En particulier, --e maintien en station par propulseurs électriques app-iquait plusieurs nouvelles perturbations à l'orbite. Tout d'abord, pour empêcher le panache du propulseur é-ectrique de dégrader la surface du panneau solaire, les propulseurs électriques étaient décalés d'un certain angle par rapport à la normale à l'orbite, en introduisant une composante radiale qui affecte la longitude de l'o-bite. Cette poussée radiale produit un décalage longitudinal qui est compensé en augmentant la dimension de l'orbite (au-dessus de l'orbite synchrone). Comme l'emplacement et la durée des mises à feu Nord-Sud varient suivant les saisons, les effets de ces pe-turbations radiales varient continuellement, et donc la dimension orbitale nécessaire varie continuellement. Deuxièmement, comme les propulseurs électriques étaient montés à la cardan pour permettre une évacuation de la quantité de mouvement (comme décrit dans le brevet des États-Unis N 5 349 532, par exemple) le montage G la cardan modifiait la direction du vecteur du prcoulseur, en appliquant une perturbation à l'orbite. Troisièmement, l'orbite agrandie résultait en un décalage longitudinal inversé si les mises à feu Nord-Sud étaient sautées pendant un jour pour prendre en compte une mesure de distance ou d'autres opérations du satellite. De ce fait, un but de la présente invention est de réaliser un système de contrôle en boucle fermée d'orbite d'engin spatial et un procédé qui améliore les systèmes et les procédés classiques. Pour atteindre les buts ci-dessus et d'autres buts, la présente invention réalise un système de contrôle en boucle fermée d'une orbite d'un engin spatial et un procédé qui permet un contrôle amélioré de l'orbite d'un engin spatial. Un exemple de principe de contrôle d'orbite réalisé dans le système et le procédé comprend les étapes suivantes. L'orbite actuelle de l'engin spatial est déterminée. A partir de cette orbite et d'une orbite de contrôle, les variations désirées des paramètres de l'orbite sont déterminées. Les allumages des propulseurs qui réalisent les variations désirées des paramètres dé l'orbite sont alors déterminés en additionnant la perturbat--on orbitale prévue (s'il en existe) à une somme de termes proportionnels aux erreurs orbitales. Les propulseurs sont alors allumés pour exécuter un maintien en station de l'engin spatial et permettre un contrôle de l'orbite de l'engin spatial. La présente invention peut être utilisée avec tous types de procédures de détermination d'orbite (par exemple en utilisant des entrées obtenues à partir d'un récepteur de .système de positionnement global (GPS) ou à partir de techniques de mesure de distance) et tous types d'algorithmes de maintien en station qui calculent les allumages des propulseurs à partir des corrections désirées des paramètres de l'orbite. La présente invention réalise ainsi un système de compensation ou compensateur qui met en #uvre un contrôle en boucle fermée des paramètres de l'orbite d'un engin spatial. Comme le compensateur nécessite très peu de calculs, il peut être mis en #uvre soit à bord de l'engin spatial soit dans un logiciel basé au sol. Bien que les systèmes et les procédés de contrôle d'orbite classiques exécutent un contrôle de l'orbite lorsque les erreurs des paramètres de l'orbite atteignent une valeur de seuil, la présente invention exécute un contrôle de l'orbite à des instants réguliers prédéterminés. L'exécution de la commande de longitude à des moments réguliers permet d'ajuster la longitude de l'engin spatial à des valeurs plus précises. L'utilisation d'une loi de commande à contre-réaction linéaire, rend le système de contrôle et le procédé plus robustes vis-à-vis des perturbations non modélisées et améliore la stabilité du contrôle. La présente invention utilise de préférence un contrôle à contre-réaction linéaire discrète pour déterminer la valeur de la correction des paramètres de l'orbite. Le calcul de la correction des paramètres de l'orbite est séparé du calcul des forces du propulseur ou autre actionnement, en permettant à la présente invention d'être utilisée avec un algorithme de maintien en station quelconque qui calcule les allumages des propulseurs à partir des variations désirées des paramètres de l'orbite. Il est intéressant de noter qu'un autre procédé possible pour l'entretien de l'orbite est décrit dans les brevets US 5 528 502 et US 5 687 084. Comme le procédé décrit dans. ces brevets repose sur une traînée atmosphérique subie par les satellites terrestres en orbite basse pour simplifier grandement le problème, il ne peut pas être utilisé dans les satellites géosynchrones, qui ne subissent aucune traînée atmosphérique appréciable. En particulier, la présence d'une traînée atmosphérique permet au procédé de connaître la direction nécessaire de l'actionnement, l'emplacement sur l'orbite auquel man#uvrer, et ce qui est le plus important, ajoute une grande valeur d'amortissement au système. Du fait qu'un engin spatial géosynchrone ne subit aucun amortissement naturel, un procédé pour l'entretien de l'orbite géosynchrone doit corriger des erreurs orbitales tout en éliminant également des oscillations quelconques. Du fait que la présente invention peut bien fonctionner indépendamment de la présence ou de l'absence d'une traînée atmosphérique, la présente invention convient pour des orbites de tous types. Les diverses caractéristiques et avantages de la présente invention peuvent être plus facilement compris en faisant référence à la description détaillée suivante prise conjointement aux dessins annexés, dans lesquels des références numériques identiques désignent des éléments structurels identiques, et dans lesquels La figure 1 illustre un exemple de système de contrôle en boucle fermée de la longitude d'un engin spatial conforme aux principes de la présente invention, et La figure 2 illustre un exemple de procédé de contrôle en boucle fermée de la longitude d'un engin spatial conformément aux principes de la présente invention. En se référant aux figures des dessins, la figure 1 illustre un exemple de système de contrôle en boucle fermée de la longitude 10 d'un engin spatial conforme aux principes de la présente invention. L'exemple de système de contrôle en boucle fermée de la longitude 10 d'un engin spatial prévoit un compensateur d'orbite 11 qui met en #uvre un algorithme de maintien en station qui peut être utilisé sur un engin spatial 12 ou depuis une station au sol 13. En développant la présente invention, il a été déterminé qu'un algorithme de maintien en station était nécessaire, lequel peut être exécuté à des intervalles réguliers qui compensent les incertitudes des perturbations, et qui s'adaptent à des conditions variables. On a découvert que l'application d'une commande discrète à contre-réaction linéaire pouvait être utilisée pour déterminer la valeur de la correction des paramètres de l'orbite en vue d'un maintien en station quotidien de l'engin spatial 12 en utilisant des propulseurs électriques 15. L'exemple de système de contrôle en boucle fermée de la longitude 10 d'un engin spatial et le compensateur d'orbite 11 comprennent un processeur de commande 14 qui peut être disposé sur l'engin spatial 12 ou au niveau de la station au sol 13. Lcrsque le processeur de commande 14 est disposé sur l'engin spatial 12, il comporte des sorties de commande qui sont reliées à une pluralité de propulseurs électriques 15. Cependant, il doit être compris que des propulseurs chimiques 15 ou une combinaison de propulseurs électriques et chimiques 15 peuvent être employés suivant l'engin spatial 12. Lorsque le processeur de commande 14 est disposé au niveau de la station au sol 13, la so=tie du processeur 14 est reliée en liaison montante au processeur de commande 14 sur l'engin spatial 12, au moyen d'une liaison de communication 16 qui actionne à son tour les propulseurs électriques 15. Le processeur de con_mande 14, qu'il soit disposé sur l'engin spatial 12 ou qu'il soit situé dans la station au sol 13, met en #uvre l'algorithme suivant. L'orbite en cours 17 de l'engin spatial 12 est déterminée. Une détermination est alors faite de l'exécution ou non du maintien en station. Si un maintien en station doit être exécuté, des variations désirées de certains paramètres de l'orbite sont déterminées. Les allumages de propulseurs qui réalisent les variations désirées des paramètres de l'orbite sont alors déterminés. Le processeur de commande 14 actionne alors les propulseurs électriques 15 pour exécuter le maintien en station de l'engin spatial, et en particulier, permettre une commande de la longitude de l'engin spatial. Les avantages du compensateur d'orbite 11 sont mieux démontrés par le contrôle de la commande de longitude moyenne, du fait que la longitude moyenne obéit à une équation différentielle du second ordre. Comme la longitude moyenne @. ne peut pas être modifiée immédiatement et doit donc être modifiée en ajustant le demi grand axe a, ce qui revient à ajuster # qui est la dérivée par rapport au temps de la longitude de l'engin spatial. Un engin spatial 12 en orbite géosynchrone circulaire est exposé à trois perturbations dans le plan qui affectent la longitude moyenne : (1) une accélération constante fdérive (soit vers l'Est soit vers l'Ouest, principalement due aux trois axes de la Terre), (2) une variation de vitesse deux fois par jour de n*fdérive/(Oo pour compenser l'accélération (dans la direction opposée par rapport à l'accélération), et (3) une variation de vitesse radiale quotidienne de OVRAD vers la Terre (dont la moitié est exécutée dans chacune de deux manoeuvres séparées de 12 heures). En supposant pour ces buts que l'accélération se fait vers l'Est (et que la variation de vitesse est de ce fait vers l'Ouest), le satellite subit un décalage longitudinal quotidien vers l'Est de où a est le demi grand axe de l'engin spatial et coo est la vitesse orbitale géosynchrone. Cependant, ce décalage longitudinal peut être diminué si l'altitude de l'engin spatial est augmentée pour être super-synchrone. Si le demi grand axe de l'engin spatial est augmenté à alors le décalage longitudinal peut être éliminé en même temps. Ceci signifie que si les perturbations sont parfaitement connues et que les propulseurs 15 produisent exactement les forces désirées, l'engin spatial avec le demi grand axe de l'équation (2) maintiendra sa longitude moyenne à l'emplacement longitudinal désiré. Cependant, comme les perturbations ne sont pas parfaitement connues, un engin spatial 12 dont le demi grand axe initial est donné par l'équation (2) sera perturbé par rapport à la longitude désirée en raison de perturbations non modélisées. Le temps qu'il faut à l'engin spatial 12 pour s'écarter de la longitude moyenne désirée peut être augmenté en améliorant la modélisation des perturbations de l'engin spatial. Cependant, une telle modélisation améliorée augmente la charge de calcul et n'élimine cependant pas l'écart par rapport à la longitude désirée. L'écart par rapport à la longitude moyenne désirée peut être éliminé en faisant en sorte que le maintien quotidien en station produise une variation de l'orbite égale et opposée à l'erreur orbitale. Bien que ceci fonctionne mieux que d'autres procédés, il est encore sensible à l'erreur de détermination de l'orbite et présente par moments un comportement oscillatoire. La présente invention utilise le compensateur 11 pour éliminer l'écart par rapport à la longitude moyenne désirée, tout en évitant les problèmes ci-dessus. Le compensateur . 11 utilise l'équation suivante pour déterminer l'ajustement Aa/a nécessaire pour corriger une erreur de 1, et/ou une erreur de a où IDES est la longitude désirée en station et ass est le demi grand axe à l'état stable donné par l'équation (2), et la valeur nominale de la correction Aa/a est donnée par Les valeurs de K1 et K2 dans l'équation (3) ne peuvent pas être choisies arbitrairement, dans la mesure où leurs valeurs déterminent la manière selon laquelle les erreurs longitudinales sont éliminées. Si K1 et K2 ne sont pas choisies de façon correcte, l'équation (3) peut être instable, ce qui conduit à des erreurs longitudinales croissantes. Si les valeurs de K1 et K2 sont déterminées par où les éléments dynamiques désirés de l'erreur sont donnés par l'équation caractéristique discrète suivante Z' +dz+d =0 (7) 0 Lorsque les éléments dynamiques désirés de l'erreur présentent une fréquence propre de wN et un taux d'amortissement de @, les constantes dl et do peuvent être calculées par l'ensemble d'équations suivant où T est la période d'échantillonnage pour une journée. Les valeurs pour Kl et K2 dans les équations (5) e- (6) sont déterminées en construisant tout d'abord un ensemble d'équations différentielles pour les éléments dynamiques de l'orbite pour le système où T est le temps d'échantillonnage d'une journée. L'équation caractéristique pour ce système avec la commande donnée dans l'équation (3) est alors égalisée avec l'équation caractéristique désirée donnée dans l'équation (7) afin de produire les valeurs de K1 et K2 dans les équations (5) et (6). En raison des perturbations non modélisées et des perturbations variables, les valeurs réelles pour ass et 4a différeront de celles des équations (2) et (4). La a loi de commande dans l'équation (3) compensera ces différences pour maintenir à une valeur faible l'erreur en longitude. Cependant, toute erreur constante de ces termes ou toute autre perturbation constante conduira à une erreur en longitude moyenne à l'état stable. Cette erreur à l'état stable peut être diminuée en augmentant la valeur de %, mais ceci présente certains effets secondaires indésirables tels qu'une sensibilité accrue à une erreur de détermination de l'orbite et autres perturbations. Un meilleur procédé pour éliminer l'erreur en longitude moyenne à l'état stable é6nsiste à modifier la loi de commande dans l'équation (3) pour inclure une commande intégrale où (1-XDES) représente la sommation des erreurs en longitude moyennes quotidiennes. Les gains de contre- réaction K1, K2, K3 sont déterminés par où l'équation caractéristique désirée est 3+d z 2+d l +do=0 (18) Lorsque les éléments dynamiques désirés de l'erreur sont décrits par trois pôles ayant une fréquence propre de ces,, dont deux présentent un taux d'amortissement de @ et le troisième présente un amortissement critique, alors les constantes d2, dl et do peuvent être calculées grâce à l'ensemble d'équations suivant Par contre, si les éléments dynamiques désirés de l'erreur sont décrits par un prototype ITAE du troisième ordre avec une fréquence propre de c@N, alors les constantes d2, dl et do peuvent être calculées grâce à l'ensemble d'équations suivant Le compensateur d'orbite 11 peut également être appliqué aux paramètres de l'orbite qui n'obéissent pas à des équations différentielles du second ordre. Par exemple, au lieu de calculer la variation d'inclinaison désirée Ai par Ai = riss (27) La présente invention calcule Ai par Ai = AiNOM - K(i-iss) (28) où AiNom représente la variation d'inclinaison nominale, iss est l'inclinaison à l'état stable, et K est un gain de contre-réaction choisi pour obtenir la vitesse désirée de diminution de l'erreur d'inclinaison. Un avantage de l'équation (28) par rapport à l'équation (27) est qu'elle est moins sensible à une erreur de détermination de l'orbite. En outre, si un maintien en station n'est pas exécuté durant une ou plusieurs périodes, l'erreur d'inclinaison importante qui en résulte est ensuite corrigée sur des périodes multiples de maintien en station. Un bénéfice ajouté d'un contrôleur d'orbite est que l'on peut établir sur mesure sa réponse à des perturbations d'harmoniques différentes. Si le suivi des perturbations à haute fréquence résulte en une consommation de propergol plus importante, la réponse du contrôleur à de telles fréquences peut être diminuée de manière à économiser le propergol. Ceci peut être obtenu en ajustant les gains (par exemple K1 et KZ dans l'équation (3) ou K dans l'équation (28)) ou en ajoutant un filtre pour fournir la réponse désirée en fréquence. Du fait que la présente invention nécessite une connaissance de l'orbite en cours 17, une procédure de détermination d'orbite est nécessaire. Des exemples de procédures de détermination d'orbite sont (1) l'estimation de l'orbite en utilisant des données de mesure de distance et un propagateur d'orbite (avec ou sans propagation de l'orbite sur les man#uvres), ou (2) en utilisant un récepteur GPS (système de positionnement global) ou un système du type GPS pour déterminer l'orbite. La présente invention utilise donc un contrôle à contre-réaction linéaire discrète pour déterminer la valeur de correction des paramètres de l'orbite nécessaire pour permettre un maintien en station quotidien par propulseurs électriques. La présente invention sépare le calcul de correction des paramètres de l'orbite du calcul des forces des propulseurs ou autres actionnements. Ceci permet que la présente invention soit utilisée avec un algorithme de maintien en station quelconque qui calcule les allumages des propulseurs à partir des variations des paramètres de l'orbite désirée. Un mode de réalisation préféré de la présente invention calcule les allumages des propulseurs à partir des variations des paramètres de l'orbite désirée comme décrit dans l'article "A Practical Stationkeeping Method for Modular Geosynchronous Satellites with Xénon Propulsion System" (procédé pratique de maintien en station pour des satellites géosynchrones modulaires avec un système de propulsion Xénon) par Kamel, Gelon, et Reckdahl (article AAS 99-388, AAS/AIAA, Astrodynamics Specialist Conférence, Girdwood, Alaska, 16 au 19 août 1999). Bien que la description ci-dessus donne les détails de la commande de la longitude moyenne, la présente invention peut être appliquée de façon similaire aux autres paramètres de l'orbite, le contrôle en boucle fermée des autres paramètres de l'orbite produisant des avantages tels qu'un impact diminué du bruit de la détermination de l'orbite et un meilleur contrôle des décalages à l'état stable, même sans connaissance précise des termes de précompensation. En se référant maintenant à la figure 2, elle illustre un exemple de procédé de contrôle en boucle fermée d'une orbite d'un engin spatial 20 conformément aux principes de la présente invention. L'exemple de procédé de contrôle en boucle fermée de l'orbite d'un engin spatial 20 comprend les étapes suivantes. L'orbite en cours 17 de l'engin spatial 12 est déterminée en 21. Une détermination est alors faite en 22 de l'exécution ou non du maintien en station. Si le maintien en station doit être exécuté, les variations désirées de certains paramètres de l'orbite sont déterminées en 23. Les allumages des propulseurs électriques qui réalisent les variations désirées des paramètres de l'orbite sont alors déterminés en 24. Les propulseurs électriques sont alors allumés en 25 pour exécuter un maintien en station dans l'engin spatial afin de permettre une commande de la longitude de l'engin spatial. Le système 10 et le procédé 20 peuvent être utilisés avec tout type de procédure de détermination d'orbite et tout type d'algorithme de maintien en station qui calcule des allumages de propulseurs à partir des corrections désirées des paramètres de l'orbite. Ainsi, un système et un procédé de contrôle en boucle fermée de la longitude d'un engin spatial ont été décrits. I1 doit être compris que les modes de réalisation décrits ci-dessus sont simplement illustratifs de certains des nombreux modes de réalisation particuliers qui représentent des applications des principes de la présente invention. Évidemment, de nombreux agencements et agencements autres peuvent être facilement envisagés par l'homme de l'art sans s'écarter de la portée de l'invention. REVENDICATIONS 1. Système de contrôle en boucle fermée (10) de l'orbite d'un engin spatial comprenant un engin spatial (12), une pluralité de propulseurs (15) disposés sur l'engin spatial, et un processeur de commande (14) comportant des sorties de commande reliées à la pluralité de propulseurs (15), qui détermine à des intervalles sensiblement réguliers l'orbite en cours (17) de l'engin spatial (12), détermine s'il faut exécuter ou non un maintien en station, utilise une loi de commande à contre-réaction pour déterminer les variations désirées de certains paramètres de l'orbite si le maintien en station doit être exécuté, détermine les allumages des propulseurs (15) qui réalisent les variations désirées des paramètres de l'orbite (17), et allume les propulseurs pour exécuter un maintien en station de l'engin spatial (12) et permettre un contrôle de l'orbite (17) de l'engin spatial (12). 2. Système selon la revendication 1, dans lequel la pluralité de propulseurs comprend une pluralité de propulseurs électriques. 3. Système selon la revendication 1, dans lequel la pluralité de propulseurs comprend une pluralité de propulseurs chimiques. 4. Système selon la revendication 1, dans lequel la pluralité de propulseurs comprend une pluralité de propulseurs électriques et chimiques. 5. Système selon la revendication 1, dans lequel le processeur de commande est disposé sur l'engin spatial. 6. Système selon la revendication 1, dans lequel le processeur de commande est situé dans une station au sol et dont la sortie est reliée par une liaison montante à l'engin spatial au moyen d'une liaison de communication. 7. Système selon la revendication 1, dans lequel le processeur de commande détermine l'orbite en cours de l'engin spatial en utilisant un récepteur du système de positionnement global (GPS). 8. Système selon la revendication 1, dans lequel le processeur de commande détermine l'orbite en cours de l'engin spatial en utilisant une technique de mesure de distance. 9. Système 10 selon la revendication 1, dans lequel l'engin spatial 12 est dans une orbite qui est sensiblement géosynchrone et dans lequel le paramètre de l'orbite qui est contrôlé est la longitude moyenne de l'engin spatial. 10. Procédé de commande en boucle fermée de la longitude d'un engin spatial comprenant les étapes, exécutées à des intervalles sensiblement réguliers consistant à déterminer (21) l'orbite en cours d'un engin spatial, déterminer (22) s'il faut ou non exécuter le maintien en station, si le maintien en station doit être exécuté, utiliser (23) une loi de commande à contre-réaction pour déterminer les variations désirées de certains paramètres de l'orbite, déterminer (24) les allumages des propulseurs qui réalisent les variations désirées des paramètres de l'orbite, et allumer (25) un ou plusieurs propulseurs pour exécuter un maintien en station de l'engin spatial et permettre une commande en longitude de l'engin spatial. 11. Procédé selon la revendication 10, dans lequel les propulseurs comprennent des propulseurs électriques. 12. Procédé selon la revendication 10, dans lequel les propulseurs comprennent des propulseurs chimiques. 13. Procédé selon la revendication 10, dans lequel les propulseurs comprennent des propulseurs électriques et chimiques. 14. Procédé selon la revendication 10, qui est mis en ceuvre sur l'engin spatial. 15. Procédé selon la revendication 10, qui est mis en ceuvre à partir d'une station au sol et dont les sorties de commande sont reliées par liaison montante à un engin spatial au moyen d'une liaison de communication. 16. Procédé selon la revendication 10, dans lequel l'orbite en cours de l'engin spatial est déterminée en utilisant un récepteur du système de positionnement global (GPS).. 17. Procédé selon la revendication 10, dans lequel l'orbite en cours de l'engin spatial est déterminée en utilisant une technique de mesure de distance. 18. Procédé selon la revendication 10, dans lequel l'engin spatial est sur une orbite qui est sensiblement géosynchrone et le paramètre de l'orbite qui est contrôlé est la longitude moyenne de l'engin spatial.