FR 3059793 A1 20180608 FR 1661917 A 20161205 1 Procédé de supervision d'un module de contrôle d'orbite autonome d'un satellite à partir du sol, produit programme d'ordinateur et système de supervision associés La présente invention concerne un procédé de supervision d'un module de contrôle d'orbite autonome d'un satellite à partir du sol. La présente invention concerne également un produit programme d'ordinateur et un système de supervision associés à ce procédé. On connait dans l'état de la technique des méthodes de pilotage des satellites utilisant un contrôle d'orbite autonome (connu également sous l'abréviation COA). Un tel contrôle d'orbite est généralement mis en oeuvre par un module de contrôle d'orbite autonome embarqué dans le satellite correspondant et permet la délégation au niveau du bord du satellite de la gestion de sa trajectoire. Le pilotage du satellite par le module de contrôle d'orbite autonome est généralement supervisé par un centre de contrôle terrestre qui met alors en oeuvre un procédé de supervision correspondant. La supervision du module de contrôle d'orbite autonome comprend notamment la planification des créneaux de manoeuvres dans lesquels le module est autorisé à piloter le satellite pour le maintenir sur une orbite de guidage définie par la mission du satellite, ou encore la reprise complète du pilotage du satellite dans des cas complexes. Une telle supervision n'exerce donc pas d'action directe sur le module de contrôle d'orbite autonome de sorte que ce module pilote le satellite de manière complètement autonome lors des créneaux de manoeuvres planifiés. Ainsi, la supervision du module de contrôle d'orbite autonome et notamment, la planification des créneaux de manoeuvres, sont effectués au sol pour les besoins de la mission, et sans présager des choix et des besoins de contrôle d'orbite qui seront effectués par le module de contrôle d'orbite autonome à bord. Ceci peut aboutir à une situation dans laquelle les créneaux de manoeuvres fournis au module de contrôle d'orbite autonome sont incompatibles avec un maintien optimal de l'orbite. Dans ce cas, les procédés de supervision existants proposent généralement soit de limiter la mission en imposant systématiquement des créneaux réservés aux manoeuvres de contrôle d'orbite, soit de modifier les créneaux de manoeuvres déjà planifiés, soit de reprendre le pilotage du satellite à partir du sol. On conçoit alors que ceci conduit à une dégradation considérable de la mission du satellite. 3059793 2 La présente invention a pour but de proposer un procédé permettant de superviser un module de contrôle d'orbite autonome d'un satellite, sans dégradation de la mission du satellite. À cet effet, l'invention a pour objet un procédé de supervision d'un module de 5 contrôle d'orbite autonome d'un satellite à partir du sol, le module de contrôle d'orbite autonome pilotant le satellite suivant une orbite de guidage prédéterminée ; le procédé comportant les étapes suivantes : - acquisition de données relatives à la trajectoire réelle du satellite ; - reconstitution d'une orbite réelle du satellite à partir des données relatives 10 à sa trajectoire réelle et détermination de l'excentricité de l'orbite réelle ; - détermination d'un écart en excentricité entre l'orbite réelle et l'orbite de guidage; - détermination d'une orbite de référence correspondant à l'orbite de guidage recalée en fonction de l'écart en excentricité ; 15 - supervision du module de contrôle d'orbite autonome en fonction de l'orbite de référence déterminée. Suivant d'autres aspects avantageux de l'invention, le procédé comprend une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prise(s) isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles : 20 - les étapes d'acquisition des données, de reconstitution de l'orbite réelle, de détermination de l'écart en excentricité et de détermination de l'orbite de référence sont réitérées de manière périodique avec une périodicité prédéterminée ; - l'écart en excentricité se présente sous la forme d'un vecteur bidimensionnel ; - l'orbite de référence est obtenue à partir de l'orbite de guidage en ajoutant l'écart 25 en excentricité à l'excentricité de l'orbite de guidage ; - la supervision du module de contrôle d'orbite autonome comprend la planification de créneaux de manoeuvres dans lesquels le module de contrôle d'orbite autonome est autorisé à piloter le satellite de manière autonome ; - la supervision du module de contrôle d'orbite autonome comprend en outre la 30 reprise du pilotage du satellite à partir du sol ; - la supervision du module de contrôle d'orbite autonome comprend en outre la détermination de futurs points de passage du satellite ; et - l'orbite de référence correspond à l'orbite de guidage recalée en outre en fonction d'un écart en longitude du noeud ascendant entre l'orbite réelle et l'orbite de 35 guidage. 3059793 3 L'invention a également pour objet un produit programme d'ordinateur comportant des instructions logicielles qui, lorsque mis en oeuvre par un équipement informatique, met en oeuvre le procédé tel que défini ci-dessus. L'invention a également pour objet un système de supervision d'un module de 5 contrôle d'orbite autonome d'un satellite à partir du sol, mettant en oeuvre le procédé tel que décrit ci-dessus. Ces caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins annexés, sur lesquels : 10 - la figure 1 est une vue schématique d'un système de supervision selon l'invention ; - la figure 2 est un organigramme d'un procédé de supervision selon l'invention, le procédé étant mis en oeuvre par le système de supervision de la figure 2 ; - la figure 3 est une vue schématique d'une orbite de référence obtenue après la 15 mise en oeuvre d'une étape du procédé de la figure 2 ; et - les figures 4 et 5 sont des vues schématiques illustrant des avantages du procédé de la figure 2. Le système de supervision 10 de la figure 1 permet de superviser un module de contrôle d'orbite autonome 14 d'un satellite 12 tournant par exemple autour de la Terre en 20 poursuivant sa trajectoire réelle TR. La trajectoire réelle TR forme alors une orbite réelle OR du satellite 12 qui varie selon le temps en fonction par exemple des perturbations externes, des manoeuvres effectuées par le satellite 12, etc. L'orbite réelle OR du satellite 12 est définie à chaque instant notamment par son 25 excentricité eR présentant un vecteur bidimensionnel défini dans le plan de l'orbite réelle OR. Le module de contrôle d'orbite autonome 14 est connu en soi. En particulier, ce module de contrôle d'orbite 14 est apte à piloter le satellite 12 de manière autonome dans des créneaux de manoeuvres déterminés par le système de 30 supervision 10 comme ceci sera expliqué par la suite. Pour piloter le satellite 12, le module de contrôle d'orbite 14 met en oeuvre un logiciel de pilotage autonome du satellite 12 qui commande des propulseurs du satellite 12 de manière adaptée pendant les créneaux de manoeuvres planifiés. Le logiciel de pilotage s'asservit sur une orbite de guidage OG déterminée par la 35 mission du satellite 12 et pilote le satellite 12 de sorte que son orbite réelle OR soit proche 3059793 4 à l'orbite de guidage OG. Le logiciel de pilotage a donc pour but de maintenir le satellite 12 sur l'orbite de guidage OG lors des créneaux de manoeuvre planifiés. L'orbite de guidage OG du satellite 12 est définie notamment par son excentricité eG présentant un vecteur bidimensionnel défini dans le plan de l'orbite de guidage OG. 5 Le système de supervision 10 est par exemple intégré dans un centre de contrôle terrestre 16 comportant en outre des moyens de communication radioélectrique 18 avec le satellite 12. Les moyens de communication 18 présentent par exemple une antenne connue en soi. Cette antenne permet notamment de transmettre au module de contrôle d'orbite 10 autonome 14 du satellite 12 les créneaux de manoeuvres déterminés par le système de supervision 10 et d'acquérir des données relatives à la trajectoire réelle TR du satellite 12. Ces données comprennent par exemple la position courante du satellite 12. Selon une variante de réalisation, les données relatives à la trajectoire réelle TR du satellite 12 sont acquises par des moyens de communication d'un ou de plusieurs autres 15 centres de contrôle terrestre (non-illustrés) disposés éventuellement dans des endroits géographiques différents. Le système de supervision 10 se présente par exemple sous la forme d'un calculateur comportant notamment un processeur et une mémoire apte à stocker une pluralité de logiciels exécutables par le processeur. 20 Parmi ces logiciels, deux logiciels, dits par la suite logiciel de calcul et logiciel de supervision, mettent en oeuvre un procédé de supervision selon l'invention. Ce procédé de supervision sera désormais expliqué en référence à la figure 2 présentant un organigramme de ses étapes. Initialement, des données définissant la mission du satellite 12 sont transmises au 25 logiciel de calcul. Ces données comprennent notamment la trajectoire de guidage OG du satellite 12. Lors de l'étape initiale 110 du procédé, le logiciel de calcul acquiert des données relatives à la trajectoire réelle TR du satellite 12. Ces données sont par exemple acquises via les moyens de communication 30 radioélectrique 18 et comprennent notamment la position courante du satellite 12. Lors de l'étape 120 suivante, le logiciel de calcul reconstitue l'orbite réelle OR du satellite 12 à partir les données acquises lors de l'étape 110 et détermine l'excentricité eR de cette orbite selon des méthodes connues en soi. Lors de l'étape 130 suivante, le logiciel de calcul détermine un écart en 35 excentricité ,Ae de l'orbite réelle OR par rapport à l'orbite de guidage OG. Cet écart ,Ae est déterminé par exemple selon la formule suivante : 3059793 5 Le = eR - eG. L'écart en excentricité ,Ae présente donc un vecteur bidimensionnel. Lors de l'étape 140 suivante, le logiciel de calcul détermine une orbite de référence ORef correspondant à l'orbite de guidage OG recalée en fonction de l'écart en excentricité ie. 5 En particulier, l'orbite de référence ORef est déterminée de sorte que son excentricité eRef soit égale à la somme de l'excentricité eG de l'orbite de guidage OR et de l'écart en excentricité ie, c'est-à-dire : eRef = eG + ie Les autres paramètres utilisés pour définir l'orbite de référence ORef restent inchangés par rapport à ceux de l'orbite de guidage OG. 10 L'orbite de référence ORef correspond donc à l'orbite de guidage OG recalée en fonction de l'écart en excentricité ie. En complément, l'orbite de référence ORef correspond à l'orbite de guidage OG recalée en outre en fonction de l'écart en longitude du noeud ascendant AD,. Dans ce cas, l'écart AD, est calculé de manière analogue à celle de ie, c'est-à-dire : An = nR - nG, 15 où n R est la longitude du noeud ascendant de l'orbite réelle OR et n G est la longitude du noeud ascendant de l'orbite de guidage OG. À la fin de cette étape 140, le logiciel de calcul transmet l'orbite de référence ORef au logiciel de supervision. Selon une variante de réalisation, à la fin de cette étape, le logiciel de calcul 20 transmet en outre l'orbite de référence ORef à tout autre logiciel ou système qui en a besoin. Les étapes 110 à 140 décrites précédemment sont réitérées de manière périodique avec une périodicité prédéterminée. Cette périodicité est par exemple égale à un jour. 25 Lors de l'étape 150 suivante, le logiciel de supervision supervise le pilotage du satellite en fonction l'orbite de référence ORef déterminée. En particulier, lors de cette étape, le logiciel de supervision détermine des créneaux de manoeuvres dans lesquels le module de contrôle d'orbite 14 est autorisé à piloter le satellite 12. Ces créneaux sont alors transmis au module 14. 30 Le logiciel de supervision détermine en outre si la reprise du pilotage du satellite 12 est nécessaire. Selon une variante de réalisation, le logiciel de supervision détermine en outre des futurs points de passage par le satellite 12. 3059793 6 L'étape 150 est par exemple mise en oeuvre de manière continue ou réitérée de manière périodique avec une périodicité éventuellement différente de celle mentionnée précédemment. En outre, lors de l'exécution de cette étape 150, le module de contrôle d'orbite 5 autonome 14 continue à s'asservir sur l'orbite de guidage OG. Ainsi, seuls les créneaux de manoeuvres sont éventuellement modifiés lors de cette étape 150. On conçoit alors que la présente invention présente un certain nombre d'avantages. Tout d'abord, la supervision du module de contrôle d'orbite autonome du satellite 10 12 en fonction de l'orbite de référence ORef présente un avantage considérable par rapport à celle effectuée en fonction de l'orbite de guidage OR. Ceci est clairement illustré sur les figures 3 à 5. En effet, la figure 3 illustre un exemple d'une orbite de référence ORef obtenue après la mise en oeuvre de l'étape 140, en comparaison avec l'orbite de guidage OR et la 15 trajectoire réelle TR du satellite 12. La figure 4 illustre l'écart tangentiel de la trajectoire réelle TR du satellite 12 avec l'orbite de guidage OG et la figure 5 illustre l'écart tangentiel de la trajectoire réelle TR du satellite 12 avec l'orbite de référence ORef. En comparant ces deux figures 4 et 5, on remarque aisément que l'écart tangentiel 20 par rapport à l'orbite de guidage OG présente des oscillations beaucoup plus importantes que celui par rapport avec l'orbite de référence ORef. Ainsi, il est clair que l'utilisation de l'orbite de référence ORef améliore la prévisibilité de la trajectoire réelle TR du satellite 12 ce qui permet de mieux planifier le passage du satellite devant les stations antennes sol, et de mieux planifier les activités de 25 la mission. Ceci permet en particulier de mieux planifier les créneaux de manoeuvres pour le module de contrôle d'orbite autonome 14. Ceci permet par ailleurs de diminuer le nombre d'interventions nécessitant la reprise du pilotage du satellite ou la modification des créneaux de manoeuvres déjà 30 planifiés ou à planifier. La supervision selon l'invention n'entraine donc pas de dégradation de la mission du satellite et ceci sans aucune action spécifique de réduction de l'excentricité. Il est à noter par ailleurs que le module de contrôle d'orbite autonome 14 continue à s'asservir sur l'orbite de guidage OG de sorte que le pilotage autonome du satellite 12 35 n'est pas impacté par la définition de l'orbite de référence Oref- REVENDICATIONS1.- Procédé de supervision d'un module de contrôle d'orbite autonome (14) d'un satellite (12) à partir du sol, le module de contrôle d'orbite autonome (14) pilotant le satellite (12) suivant une orbite de guidage (OG) prédéterminée ; le procédé comportant les étapes suivantes : - acquisition (110) de données relatives à la trajectoire réelle (TR) du satellite (12) ; - reconstitution (120) d'une orbite réelle (OR) du satellite (12) à partir des données relatives à sa trajectoire réelle (TR) et détermination de l'excentricité (e R) de l'orbite réelle (OR) ; - détermination (130) d'un écart en excentricité (Ae) entre l'orbite réelle (OR) et l'orbite de guidage (OG) ; - détermination (140) d'une orbite de référence (ORef) correspondant à l'orbite de guidage (OG) recalée en fonction de l'écart en excentricité (Ae) ; - supervision (150) du module de contrôle d'orbite autonome (14) en fonction de l'orbite de référence (ORef) déterminée. 2.- Procédé selon la revendication 1, dans lequel les étapes d'acquisition (110) des données, de reconstitution (120) de l'orbite réelle (OR), de détermination (130) de l'écart en excentricité (Ae) et de détermination (140) de l'orbite de référence (ORef) sont réitérées de manière périodique avec une périodicité prédéterminée. 3.- Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel l'écart en excentricité (1e) se présente sous la forme d'un vecteur bidimensionnel. 4.- Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'orbite de référence (ORef) est obtenue à partir de l'orbite de guidage (OG) en ajoutant l'écart en excentricité (Ae) à l'excentricité (e G) de l'orbite de guidage (OG). 5.- Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la supervision du module de contrôle d'orbite autonome (14) comprend la planification de créneaux de manoeuvres dans lesquels le module de contrôle d'orbite autonome (14) est autorisé à piloter le satellite (12) de manière autonome. 3059793 8 6.- Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la supervision du module de contrôle d'orbite autonome (14) comprend en outre la reprise du pilotage du satellite (12) à partir du sol. 5 7.- Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la supervision du module de contrôle d'orbite autonome (14) comprend en outre la détermination de futurs points de passage du satellite (12). 8.- Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel 10 l'orbite de référence (ORef) correspond à l'orbite de guidage (OG) recalée en outre en fonction d'un écart en longitude du noeud ascendant (M).) entre l'orbite réelle (OR) et l'orbite de guidage (OG). 9.- Produit programme d'ordinateur comportant des instructions logicielles qui, 15 lorsque mis en oeuvre par un équipement informatique, met en oeuvre le procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes. 10.- Système (10) de supervision d'un module de contrôle d'orbite autonome (14) d'un satellite (12) à partir du sol, mettant en oeuvre le procédé selon l'une quelconque des 20 revendications 1 à 8.