FR 3093998 A1 20200925 FR 1902868 A 20190320 Description Titre de l'invention : Procédé de contrôle d'attitude d'un satellite en mode survie sans connaissance a priori de l'heure locale de l'orbite du satellite Domaine technique 100011 La présente invention appartient au domaine du contrôle d'attitude de satellites en orbite géocentrique, et concerne plus particulièrement le contrôle d'attitude de satellites en mode survie en orbite basse inclinée. Etat de la technique [0002] Dans la présente demande, on entend par « mode survie » tout mode de contrôle d'attitude d'un satellite visant, à partir d'un état initial perturbé, à assurer un ensoleillement des générateurs solaires qui soit suffisant pour garantir l'autonomie électrique d'une plateforme dudit satellite jusqu'à son rétablissement dans un état proche des conditions opérationnelles nominales. [0003] Ainsi, le mode survie peut être mis en oeuvre immédiatement après séparation du lanceur pour l'acquisition initiale du Soleil et/ou, après que la mission du satellite a débuté sur son orbite de mission, en cas d'incident quelconque nécessitant d'interrompre ladite mission (collision avec une météorite, défaillance d'un propulseur, etc.). [0004] Pour un satellite en mode survie en orbite basse inclinée, équipé à la fois de magnéto- coupleurs et de volants d'inertie, il est connu de la demande de brevet EP 0778201 Al de contrôler l'attitude en utilisant notamment une loi de contrôle des magnéto-coupleurs dite « en B point » pour indiquer qu'elle fait intervenir la dérivée du champ magnétique terrestre B. [0005] Suivant cette loi en B point, on mesure le champ magnétique terrestre suivant les trois axes d'un repère satellite, on dérive les mesures par rapport au temps, puis on multiplie les dérivées par un gain et on fait passer un courant représentatif du résultat dans des magnéto-coupleurs pour créer des moments magnétiques internes qui tendent à arrêter les variations du champ magnétique terrestre dans le repère satellite, de sorte que le satellite suit les lignes de champ magnétique terrestre. Ainsi, pour une orbite polaire, la loi en B point provoque finalement la rotation du satellite sur lui-même à une vitesse égale, en repère inertiel, à deux fois la pulsation orbitale (c'est-à-dire que le satellite effectue deux tours sur lui-même par orbite) autour d'un axe orthogonal au plan de l'orbite. [0006] En outre, les volants d'inertie sont commandés pour former un moment cinétique interne, dit « moment cinétique de survie », suivant un axe prédéterminé en repère 2 satellite. Du fait de ce moment cinétique de survie formé par les volants d'inertie, et du fait de la loi en B point pour contrôler avec les magnéto-coupleurs, le satellite va naturellement s'orienter de sorte à tourner sur lui-même autour de l'axe du moment cinétique de survie. En d'autres termes, le satellite s'oriente de sorte à avoir l'axe du moment cinétique de survie orthogonal au plan de l'orbite du satellite. Afin de maximiser l'ensoleillement moyen des générateurs solaires, l'axe du moment cinétique de survie est prédéterminé notamment en fonction de l'heure locale de l'orbite du satellite, de sorte que l'axe du moment cinétique de survie en repère satellite varie d'une orbite à une autre. [0007] Un tel contrôle d'attitude en mode survie, et en particulier une telle dépendance dc l'axe du moment cinétique dc survie à l'heure locale de l'orbite du satellite, peut s'avérer complexe à mettre en oeuvre dans certains cas. [0008] Par exemple, dans le cas d'une orbite basse inclinée non héliosynchrone, dite « dérivante », l'heure locale dc l'orbite du satellite varie au cours du temps. Il en résulte que l'axe du moment cinétique de survie en repère satellite doit également varier au cours du temps pour être adapté à l'heure locale courante de ladite orbite. Ainsi, il est nécessaire d'actualiser régulièrement, après le lancement du satellite, l'axe du moment cinétique de survie en repère satellite afin de tenir compte de la variation au cours du temps dc l'heure locale de l'orbite du satellite. [0009] Lorsque l'orbite sur laquelle le satellite doit être mis à poste est non dérivante, alors il n'est pas forcément nécessaire de faire varier l'axe du moment cinétique de survie au cours du temps, dans la mesure où l'heure locale de l'orbite ne varie pas au cours du temps. L'axe du moment cinétique de survie en repère satellite, à utiliser en mode survie, peut alors généralement être mémorisé dans le satellite avant le lancement dudit satellite, et être conservé inchangé pendant toute la durée de la mission dudit satellite. [0010] Toutefois, dans le cas d'une constellation de satellites comportant plusieurs satellites destinés à être placés sur des orbites d'heures locales respectives différentes, alors chaque satellite doit être préconfiguré avec un axe diffèrent pour le moment cinétique de survie, et il n'est alors pas possible d'utiliser exactement le même logiciel de vol pour tous les satellites d'une même constellation. En outre, lorsque le nombre de satellites est grand, il n'est pas toujours possible de savoir à l'avance quelle sera l'heure locale de l'orbite sur laquelle un satellite donné sera mis à poste. Exposé de l'invention [0011] La présente invention a pour objectif de remédier à tout ou partie des limitations des solutions de l'art antérieur, notamment celles exposées ci-avant, en proposant un contrôle d'attitude d'un satellite en mode survie qui ne nécessite pas de connaître a priori l'heure locale de l'orbite sur laquelle le satellite sera mis à poste. 3 [0012] En outre, la présente invention a également pour objectif de proposer une solution qui soit compatible avec tout type d'orbite basse inclinée, en particulier les orbites non héliosynchrones, dites « dérivantes ». [0013] A cet effet, et selon un premier aspect, la présente invention concerne un procédé de contrôle d'attitude d'un satellite en orbite basse inclinée en mode survie, le satellite comportant au moins un générateur solaire, au moins un senseur solaire, des magnéto-coupleurs adaptés à former des moments magnétiques internes dans un repère satellite comportant trois axes orthogonaux X, Y et Z, et des actionneurs inertiels adaptés à former des moments cinétiques internes dans ledit repère satellite. En outre, Pau moins un senseur solaire présente un champ de vision de largeur au moins 180' dans le plan XZ autour de l'axe Z, l'au moins un générateur solaire est immobile en repère satellite pendant le mode survie et dirigé de sorte à générer de l'énergie électrique lorsque le Soleil se trouve suivant l'axe Z dans le champ de vision de l'au moins un senseur solaire, et le procédé de contrôle d'attitude comporte: - une étape de contrôle d'attitude utilisant une première loi de contrôle selon laquelle les magnéto-coupleurs sont commandés pour former des couples suivant les axes X. Y et Z pour limiter les variations du champ magnétique terrestre dans le repère satellite, et les actionneurs inertiels sont commandés pour former un moment cinétique interne suivant l'axe X, - une étape de recherche du Soleil au moyen de l'au moins un senseur solaire, permettant de détecter si le satellite se trouve en phase de visibilité du Soleil, - lorsqu'une première phase de visibilité du Soleil est détectée : une étape de contrôle d'attitude utilisant une seconde loi de contrôle selon laquelle les magnéto-coupleurs sont commandés pour limiter les variations du champ magnétique terrestre dans le repère satellite en formant des couples de contrôle d'attitude suivant l'axe Z, et les actionneurs inertiels sont commandés pour former des couples suivant les axes X et Y pour placer et maintenir le satellite dans une attitude en repère inertiel dans laquelle l'au moins un générateur solaire est dirigé vers le Soleil. [0014] Ainsi, comme dans Fart antérieur, les actionneurs inertiels sont commandés, en mode survie, pour former un moment cinétique interne, dit « moment cinétique de survie », suivant un axe prédéterminé. Toutefois, contrairement à l'art antérieur, l'axe dudit moment cinétique interne est indépendant de l'heure locale de l'orbite du satellite et est toujours suivant l'axe X du repère satellite, et ce quelle que soit l'heure locale de l'orbite dudit satellite. [0015] Au cours de l'étape de contrôle d'orbite selon la première loi de contrôle, le contrôle d'attitude va donc provoquer la rotation du satellite sur lui-même autour de l'axe X du repère satellite qui sera orthogonal au plan de l'orbite. [0016] Grâce à la configuration particulière de l'au moins un senseur solaire, qui présente un champ de vision de largeur au moins 180' dans le plan XZ autour de l'axe Z, ledit au moins un senseur solaire finira toujours par détecter le Soleil au cours de cette rotation du satellite autour de l'axe X orthogonal au plan d'orbite, et ce quelle que soit l'heure locale de l'orbite du satellite. En effet, en une rotation du satellite sur lui-même, l'au moins un senseur solaire va balayer tout l'espace et finira donc nécessairement par détecter le Soleil, éventuellement après que le satellite sera sorti d'une phase d'éclipse du Soleil (lorsque la Terre se trouve entre le satellite et le Soleil). [0017] Une fois le Soleil détecté, le satellite utilise une seconde loi de contrôle dans laquelle les actionneurs inertiels sont utilisés pour modifier l'orientation du satellite autour des axes X et Y, afin de placer et de maintenir le satellite dans une attitude en repère inertiel dans laquelle l'au moins un générateur solaire est dirigé vers le Soleil. Par exemple, les actionneurs inertiels sont commandés pour placer et maintenir le satellite dans une attitude dans laquelle les rayons du Soleil sont sensiblement parallèles au plan YZ, voire sensiblement parallèles à l'axe Z. [0018] Dans des modes particuliers de mise en oeuvre, le procédé de contrôle d'attitude en mode survie peut comporter en outre l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou selon toutes les combinaisons techniquement possibles. [0019] Dans des modes particuliers de mise en oeuvre, le procédé de contrôle d'attitude comporte, au cours d'une première phase d'éclipse du Soleil détectée après la première phase de visibilité du Soleil, une étape de contrôle d'attitude utilisant la première loi de contrôle. [0020] Dans des modes particuliers de mise en oeuvre, les magnéto-coupleurs sont commandés selon une loi en B point biaisé, au cours de la première loi de contrôle et/ ou de la seconde loi de contrôle. [0021] Dans des modes particuliers de mise en oeuvre, le procédé de contrôle d'attitude comporte : - au cours d'une phase de visibilité du Soleil détectée après la première phase d'éclipse du Soleil : une étape de contrôle d'attitude utilisant une troisième loi de contrôle qui correspond à la seconde loi de contrôle et qui comporte en outre une commande des magnéto-coupleurs pour former un couple suivant la direction du Soleil, et une commande des actionneurs inertiels pour former un moment cinétique interne suivant la direction du Soleil foimant un couple qui s'oppose au couple formé par les magnéto-coupleurs suivant la direction du Soleil, - au cours d'une phase d'éclipse du Soleil suivante : une étape d'absence de contrôle d'attitude au cours de laquelle les magnéto-coupleurs et les actionneurs inertiels ne sont pas commandés. [0022] Dans des modes particuliers de mise en oeuvre, au cours de l'utilisation de la troisième loi de contrôle, les magnéto-coupleurs et les actionneurs inertiels sont commandés jusqu'à atteindre un moment cinétique interne de norme prédéterminée dans la direction du Soleil. [0023] Dans des modes particuliers de mise en oeuvre, la seconde loi de contrôle comporte en outre une commande des magnéto-coupleurs pour désaturer les actionneurs inertiels suivant les axes X et Y. [0024] Dans des modes particuliers de mise en oeuvre, l'étape de recherche du Soleil commence à être exécutée, au cours de l'étape de contrôle d'attitude utilisant la première loi de contrôle, lorsqu'une norme d'une vitesse de rotation du satellite sur lui-même en repère inertiel devient égale ou inférieure à une valeur seuil positive prédéterminée. [0025] Dans des modes particuliers de mise en oeuvre, la première valeur seuil positive pré- déterminée est égale à Ki .1w01, wo étant la pulsation orbitale du satellite en repère inertiel et K1 étant un paramètre positif tel que 3 / at correspond à la dérivée du champ magnétique terrestre unitaire -6 mesuré dans le repère satellite, - le champ magnétique terrestre unitaire 1.-,7> est égal à Ti / 11 ri , étant le é champ magnétique terrestre mesuré dans le repère satellite. 100671 Suivant un autre exemple, la loi en B point vise à réduire les variations du champ magnétique terrestre en repère satellite, de sorte à limiter la vitesse de rotation du satellite 10 sur lui-même en repère inertiel. Comme ci-dessus, une telle loi en B point va donc provoquer finalement la rotation du satellite sur lui-même autour d'un axe orthogonal au plan de l'orbite du satellite 10, mais à une vitesse qui sera supérieure, en repère inertiel, à deux fois la pulsation orbitale. Pour une telle loi en B point, le moment magnétique interne formé par les magnéto-coupleurs 15 s'exprime par exemple sous la forme suivante (loi en B point biaisée) : 'Math. 21 MmTo = at CLIC- X d b [0068] expression dans laquelle : - W CTRL correspond à un vecteur prédéterminé, - w TRT. X b [0069] Le gain W CTRL est par exemple prédéterminé pour aboutir à une vitesse de rotation du satellite 10 sur lui-même en repère inertiel de norme strictement supérieure à 2.1wol et égale ou inférieure à 4.1w01, mi() étant la pulsation orbitale du satellite 10 en repère inertiel. [0070] Au cours de l'étape 51 de contrôle d'attitude utilisant la première loi de contrôle, les roues de réaction 16 sont commandées pour former un moment cinétique interne, dit « moment cinétique de survie », suivant l'axe X. Ainsi, comme dans l'art antérieur, l'utilisation de la première loi de contrôle aboutit à la rotation du satellite 10 sur lui-même autour d'un axe orthogonal au plan de l'orbite, le satellite 10 s'orientant naturellement de sorte à rendre l'axe du moment cinétique de survie orthogonal audit plan de l'orbite. Contrairement à l'art antérieur, l'axe du moment cinétique de survie est toujours suivant l'axe X du repère satellite et ce quelle que soit l'heure locale de l'orbite du satellite 10. [0071] Le procédé 50 de contrôle d'attitude comporte également une étape 52 de recherche du Soleil S au moyen des senseurs solaires 17a, 17b, afin de déterminer si le satellite 10 se trouve en phase de visibilité du Soleil S. [0072] L'étape 52 de recherche du Soleil est exécutée de préférence de manière récurrente, correspond au produit vectoriel entre W CTRL et 1-> pendant une partie au moins de la durée du mode survie. En effet, le mode survie vise en premier lieu à assurer un ensoleillement des générateurs solaires 12 qui soit suffisant pour garantir l'autonomie d'une plateformc du satellite 10 jusqu'à son rétablissement dans un état proche des conditions opérationnelles nominales. Il est donc préférable de pouvoir détecter au plus tôt le Soleil S et d'assurer, dans la mesure du possible, le suivi de la direction du Soleil en repère satellite. [0073] Toutefois, au début du mode survie, il faut généralement commencer par maîtriser la vitesse de rotation du satellite 10 sur lui-même et, si nécessaire réduire la vitesse de rotation du satellite sur lui-même en repère inertiel. Tant que la vitesse de rotation du satellite 10 sur lui-même est trop importante, il n'est pas forcément nécessaire d'exécuter l'étape 52 de recherche du Soleil S. Par conséquent, dans des modes particuliers de mise en oeuvre, l'étape 52 de recherche du Soleil S commence à être exécutée, au cours de l'étape 51 de contrôle d'attitude utilisant la première loi de contrôle, lorsqu'une norme d'une vitesse de rotation du satellite 10 sur lui-même en repère inertiel devient inférieure à une valeur seuil V1 positive prédéterminée. La valeur seuil V1 est par exemple égale à Kl-Iwol, K1 étant un paramètre positif. Le paramètre K1 est par exemple tel que 3 REVENDICATIONSProcédé (50) de contrôle d'attitude d'un satellite (10) en orbite basse inclinée en mode survie, le satellite (10) comportant au moins un générateur solaire (12), au moins un senseur solaire (17a, 17b), des magnéto-coupleurs (15) adaptés à former des moments magnétiques internes dans un repère satellite comportant trois axes orthogonaux X, Y et Z, et des actionneurs inertiels (16) adaptés à former des moments cinétiques internes dans ledit repère satellite, caractérisé en ce que, l'au moins un senseur solaire présente un champ dc vision dc largeur au moins 1800 dans le plan XZ autour de l'axe Z, l'au moins un générateur solaire (12) est immobile en repère satellite pendant le mode survie et dirigé de sorte à générer de l'énergie électrique lorsque le Soleil (S) se trouve suivant l'axe Z dans le champ de vision de l'au moins un senseur solaire, le procédé comporte : - une étape (51) de contrôle d'attitude utilisant une première loi de contrôle selon laquelle les magnéto-coupleurs (15) sont commandés pour former des couples suivant les axes X, Y et Z pour limiter les variations du champ magnétique terrestre dans le repère satellite, et les actionneurs inertiels (16) sont commandés pour former un moment cinétique interne suivant l'axe X, - une étape (52) de recherche du Soleil au moyen de l'au moins un senseur solaire (17a, 1714, permettant de détecter si le satellite se trouve en phase de visibilité du Soleil, - lorsqu'une première phase de visibilité du Soleil est détectée : une étape (53) de contrôle d'attitude utilisant une seconde loi de contrôle selon laquelle les magnéto-coupleurs (15) sont commandés pour limiter les variations du champ magnétique terrestre dans le repère satellite en formant des couples de contrôle d'attitude suivant l'axe Z, et les actionneurs inertiels (16) sont commandés pour former des couples suivant les axes X et Y pour placer et maintenir le satellite dans une attitude en repère inertiel dans laquelle l'au moins un générateur solaire est dirigé vers le Soleil. Procédé (50) selon la revendication 1, comportant, au cours d'une première phase d'éclipse du Soleil détectée après la première phase de visibilité du Soleil, une étape (51) de contrôle d'attitude utilisant la première loi de contrôle. Procédé (50) selon l'une quelconque des revendications 1 à 2, 20 comportant : - au cours d'une phase de visibilité du Soleil détectée après la première phase de visibilité du Soleil : une étape (54) de contrôle d'attitude utilisant une troisième loi de contrôle qui correspond à la seconde loi de contrôle et qui comporte en outre une commande des magnéto-coupleurs (15) pour former un couple suivant la direction du Soleil, et une commande des actionneurs inertiels (16) pour former un moment cinétique interne suivant la direction du Soleil formant un couple qui s'oppose au couple formé par les magnéto-coupleurs (15) suivant la direction du Soleil, - au cours d'une phase d'éclipse du Soleil suivante : une étape (55) d'absence de contrôle d'attitude au cours de laquelle les magnéto-coupleurs et les actionneurs inertiels ne sont pas commandés. [Revendication 4] Procédé (50) selon la revendication 3, dans lequel, au cours de l'utilisation de la troisième loi de contrôle, les magnéto-coupleurs et les actionneurs inertiels sont commandés jusqu'à atteindre un moment cinétique interne de norme prédéterminée dans la direction du Soleil. [Revendication 5] Procédé (50) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel les magnéto-coupleurs sont commandés selon une loi en B point biaisé dans la première loi de contrôle et/ou dans la seconde loi de contrôle. [Revendication 6] Procédé (50) selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel la seconde loi de contrôle comporte en outre une commande des magnéto-coupleurs (15) pour désaturer les actionneurs inertiels (16) suivant les axes X et Y. [Revendication 7] Procédé (50) selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel l'étape (52) de recherche du Soleil commence à être exécutée, au cours de l'étape (51) de contrôle d'attitude utilisant la première loi de contrôle, lorsqu'une nonne d'une vitesse de rotation du satellite (10) sur lui-même en repère inertiel devient égale ou inférieure à une valeur seuil positive prédéterminée. [Revendication 8] Procédé (50) selon la revendication 7, dans lequel la première valeur seuil positive prédéterminée est égale à Klielwol, wo étant la pulsation orbitale du satellite (10) en repère inertiel et Ki étant un paramètre positif tel que 3 2.14 et égale ou inférieure à 4.1w91, étant la pulsation orbitale du satellite en repère inertiel. Produit programme d'ordinateur caractérisé en ce qu'il comporte un ensemble d'instructions de code de programme qui, lorsqu'elles sont exécutées par un processeur, configurent ledit processeur pour mettre en oeuvre un procédé (50) de contrôle d'attitude selon l'une quelconque des revendications 1 à 9. Satellite (10) destiné à être placé en orbite basse inclinée comportant au moins un générateur solaire (12), au moins un senseur solaire (17a, 17b), des magnéto-coupleurs (15) adaptés à former des moments magnétiques internes dans un repère satellite comportant trois axes orthogonaux X. Y et Z, et des actionneurs inertiels (16) adaptés à former des moments cinétiques internes dans ledit repère satellite, caractérisé en ce que l'au moins un senseur solaire (17a, 17b) présente un champ de vision de largeur au moins 180' dans le plan XZ autour de l'axe Z, l'au moins un générateur solaire (12) est configure pour être immobile en repère satellite pendant un mode survie et pour être dirigé de sorte à générer de l'énergie électrique lorsque le Soleil (S) se trouve suivant l'axe Z dans le champ de vision de l'au moins un senseur solaire (17a, 17b). Satellite (10) selon la revendication 11, dans lequel l'au moins un générateur solaire (12) est agencé suivant l'axe Y. Satellite (10) selon l'une quelconque des revendications 11 à 12, comportant deux senseurs solaires (17a, 17b) présentant chacun un champ de vision de largeur au moins 1000 dans le plan XZ, et agencés de sorte à présenter conjointement un champ de vision de largeur au moins 180° dans ledit plan XZ autour de l'axe Z. Satellite (10) selon l'une quelconque des revendications 11 à 13, dans lequel les actionneurs inertiels (16) sont des roues de réaction. Satellite (10) selon l'une quelconque des revendications 11 à 14, comportant un module de commande des magnéto-coupleurs (15) et des actionneurs inertiels (16), ledit module de commande étant configuré pour mettre en oeuvre un procédé (50) de contrôle d'attitude en mode survie selon l'une quelconque des revendications 1 à 9.