FR 3094479 A1 20201002 FR 1903104 A 20190325 Description Titre de l'invention : Dispositif et procédé de détermination d'attitude d'un satellite équipé d'actionneurs gyroscopiques, et satellite embarquant un tel dispositif Domaine technique 100011 La présente invention appartient au domaine des satellites artificiels dont l'attitude est contrôlée par des moyens comprenant un ou plusieurs actionneurs inertiels. Plus particulièrement, la présente invention concerne un procédé et un dispositif de détermination de l'attitude d'un satellite embarquant des actionneurs inertiels du type actionneurs gyroscopiques, ainsi qu'un satellite embarquant un tel dispositif. Etat de la technique [0002] Pour déterminer l'attitude d'un satellite il est connu d'embarquer un senseur stellaire dans le satellite. Un tel senseur stellaire est un capteur optique qui observe une zone de l'espace, et qui détermine l'attitude dudit satellite en fonction des positions d'étoiles dans son champ de vision. Toutefois, les mesures effectuées par un senseur stellaire sont parfois trop bruitées ou indisponibles (éblouissements, etc.) pour permettre de déterminer l'attitude du satellite avec une précision suffisante, en se basant uniquement sur les mesures du senseur stellaire [0003] Il est également connu de déterminer les variations d'attitude d'un satellite artificiel en embarquant dans le satellite des gyromètres. Les gyromètres sont des capteurs cinétiques qui mesurent la vitesse de rotation du satellite, vitesse de rotation qui permet de déterminer les variations d'attitude du satellite. En pratique, il n'est pas rare d'avoir quatre gyromètres ou plus dans un satellite, pour la détermination des variations d'attitude dudit satellite. [0004] Les dispositifs de détermination d'attitude actuels sont généralement munis à la fois de gyromètres et de senseurs stellaires De tels dispositifs permettent de déterminer l'attitude du satellite avec une bonne précision, car les mesures fournies par les gyromètres permettent de filtrer les bruits de mesure des senseurs stellaires. Toutefois, de tels dispositifs sont coûteux, en particulier du fait de la présence dc nombreux gyromètres. [0005] On tonnait du brevet US 6263264 un satellite dépourvu de gyromètre qui utilise les mesures dc rotation des roues de réaction dudit satellite pour améliorer la précision de la détermination d'attitude. Toutefois, une telle solution n'est applicable que pour des roues de réaction, et n'est pas applicable lorsque les actionneurs inertiels sont des actionneurs gyroscopiques. Exposé de l'invention 2 [0006] La présente invention a pour objectif de remédier aux inconvénients des dispositifs proposés par l'art antérieur, notamment à ceux exposés ci-avant, en proposant une solution qui permette, pour des satellites équipés d'actionneurs gyroscopiques, d'avoir des dispositifs de détermination d'attitude qui soient dépourvus de gyromètres, tout en réduisant l'impact des bruits de mesure des senseurs stellaires sur la détermination de l'attitude. [0007] Selon un premier aspect, la présente invention concerne un dispositif de déter- mination d'une attitude d'un satellite, ledit satellite étant muni d'un système de contrôle d'attitude comportant au moins un actionneur gyroscopique, ledit au moins un actionneur gyroscopique comportant un volant d'inertie monté mobile en rotation autour d'un axe de rotation, ledit volant d'inertie étant porté par un cardan articulé en rotation autour d'un axe de rotation, ledit dispositif comportant un capteur d'attitude apte à mesurer l'attitude dudit satellite. Ledit dispositif comporte en outre : - un capteur de position apte à mesurer la position angulaire du cardan autour de son axe de rotation, - un capteur de vitesse apte à mesurer la vitesse de rotation du volant d'inertie, - des moyens de calcul configurés pour déterminer l'attitude du satellite en utilisant la mesure de la position angulaire du cardan effectuée par le capteur de position, la mesure de la vitesse de rotation du volant d'inertie effectuée par le capteur de vitesse et la mesure d'attitude du satellite effectuée par le capteur d'attitude. [0008] Du fait du principe de conservation du moment cinétique, la vitesse de rotation du satellite, la vitesse de rotation du volant d'inertie de l'actionneur gyroscopique et la position angulaire du cardan dudit actionneur gyroscopique sont liées. Par conséquent, la prise en compte de la vitesse de rotation du volant d'inertie et de la position angulaire du cardan permet d'améliorer la précision lors de la détermination d'attitude et, éventuellement, de ne pas avoir à utiliser un ou plusieurs gyromètres. [0009] Dans des modes particuliers de réalisation, le dispositif de détermination d'attitude peut comporter en outre l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou selon toutes les combinaisons techniquement possibles. [0010] Dans des modes particuliers de réalisation, le capteur d'attitude comporte un ou plusieurs senseurs stellaires. [0011] Dans des modes particuliers de réalisation, les moyens de calcul comprennent un module d'émulation de gyromètre configuré pour déterminer une grandeur, dite incrément angulaire, représentative de la variation d'attitude du satellite induite par l'au moins un actionneur gyroscopique, en utilisant la mesure de la position angulaire du cardan effectuée par le capteur de position et la mesure de la vitesse de rotation du volant d'inertie effectuée par le capteur de vitesse, l'attitude du satellite étant déterminée en utilisant l'incrément angulaire et la mesure d'attitude du satellite effectuée 3 par le capteur d'attitude. [0012] Dans des modes particuliers de réalisation, les moyens de calcul comprennent un filtre d'estimation, par exemple un filtre de Kal man, qui reçoit en entrée l'incrément angulaire et la mesure d'attitude du satellite, et qui fournit en sortie une estimation de l'attitude du satellite. [0013] Dans des modes particuliers de réalisation, le satellite étant un satellite d'observation alternant des phases de contrôle d'attitude différentes comportant des phases de manoeuvre et des phases de prise d'image, les moyens de calcul sont configurés pour appliquer des coefficients de pondération pour pondérer les contributions respectives, lors de la détermination attitude, de la mesure du capteur d'attitude d'une part et, d'autre part, des mesures du capteur de position et du capteur de vitesse, les coefficients de pondération dépendant de la phase de contrôle d'attitude en cours et étant déterminés pour : - lors des phases de manoeuvre : augmenter la contribution de la mesure du capteur d'attitude par rapport à la contrihution des mesures du capteur de position et du capteur de vitesse, - lors des phases de prise d'image : augmenter la contrihution des mesures du capteur de position et du capteur de vitesse par rapport à la contrihution des mesures du capteur d'attitude. [0014] Dans des modes particuliers de réalisation, le cardan de l'au moins un actionneur gy- roscopique étant articulé en rotation autour de deux axes différents et le capteur de position étant apte à mesurer les positions angulaires respectives du cardan autour desdits deux axes de rotation, les moyens de calcul sont configurés pour déterminer l'attitude du satellite en utilisant les mesures des positions angulaires respectives dudit cardan autour (lesdits deux axes de rotation, effectuées par le capteur de position. [0015] Dans des modes particuliers de réalisation, le système de contrôle d'attitude comportant plusieurs actionneurs gyroscopiques comportant chacun un cardan, un volant d'inertie, un capteur de position et un capteur de vitesse, les moyens de calcul sont configurés pour déterminer l'attitude du satellite en utilisant les mesures des positions angulaires des cardans effectuées par les capteurs de position, les mesures des vitesses de rotation des volants d'inertie effectuées par les capteurs de vitesse et la mesure d'attitude du satellite effectuée par le capteur d'attitude. [0016] Selon un second aspect, la présente invention concerne un satellite comportant un système de contrôle d'attitude comportant au moins un actionneur gyroscopique, ledit au moins un actionneur gyroscopique comportant un volant d'inertie monté mobile en rotation autour d'un axe de rotation, ledit volant d'inertie étant porté par un cardan articulé en rotation autour d'un axe de rotation. Le satellite comporte un dispositif de détermination d'attitude selon l'un quelconque des modes de réalisation de l'invention. [0017] Dans des modes particuliers de réalisation, le satellite est dépourvu de gyromètre. [0018] Selon un troisième aspect, la présente invention concerne un procédé de déter- mination d'une attitude d'un satellite, ledit satellite étant muni d'un système de contrôle d'attitude comportant au moins un actionneur gyroscopique, ledit au moins un actionneur gyroscopique comportant un volant d'inertie monté mobile en rotation autour d'un axe de rotation, ledit volant d'inertie étant porté par un cardan articulé en rotation autour d'un axe de rotation, le satellite comportant en outre un capteur d'attitude apte à mesurer l'attitude dudit satellite. L'au moins un actionneur gyroscopique étant préalablement muni d'un capteur de position apte à mesurer la position angulaire du cardan autour de son axe de rotation, et d'un capteur de vitesse apte à mesurer la vitesse de rotation du volant d'inertie autour de son axe de rotation, le procédé comporte des étapes de : - mesure de la position angulaire du cardan autour de son axe de rotation au moyen dudit capteur de position, - mesure de la vitesse de rotation du volant d'inertie autour de son axe de rotation au moyen dudit capteur de vitesse, - mesure de l'attitude du satellite au moyen dudit capteur d'attitude, - détermination de l'attitude du satellite en utilisant la mesure de la position angulaire du cardan effectuée par le capteur de position, la mesure de la vitesse de rotation du volant d'inertie effectuée par le capteur de vitesse et la mesure d'attitude du satellite effectuée par le capteur d'attitude. [0019] Dans des modes particuliers de mise en oeuvre, le procédé de détermination d'attitude peut comporter en outre l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou selon toutes les combinaisons techniquement possibles. [0020] Dans des modes particuliers de mise en oeuvre, le procédé de détermination d'attitude comporte une étape de détermination d'une grandeur, dite incrément angulaire, représentative de la variation d'attitude du satellite induite par l'au moins un actionneur gyroscopique, en utilisant la mesure de la position angulaire du cardan effectuée par le capteur de position et la mesure de la vitesse de rotation du volant d'inertie effectuée par le capteur de vitesse, l'attitude du satellite étant déterminée en utilisant l'incrément angulaire et la mesure d'attitude du satellite effectuée par le capteur d'attitude. [0021] Dans des modes particuliers de mise en oeuvre, l'attitude du satellite est déterminée au moyen d'un filtre de Kalman. [0022] Dans des modes particuliers de mise en oeuvre, le satellite étant un satellite d'observation alternant des phases de contrôle d'attitude différentes comportant des phases de manoeuvre et des phases de prise d'image, ledit procédé de détermination d'attitude comporte une utilisation de coefficients de pondération pour pondérer les contributions respectives, lors de la détermination attitude, de la mesure du capteur d'attitude d'une part et, d'autre part, des mesures du capteur de position et du capteur de vitesse, les coefficients de pondération dépendant de la phase de contrôle d'attitude en cours et étant déterminés pour : - lors des phases de manoeuvre : augmenter la contribution de la mesure du capteur d'attitude par rapport à la contribution des mesures du capteur de position et du capteur de vitesse, - lors des phases de prise d'image : augmenter la contribution des mesures du capteur de position et du capteur de vitesse par rapport à la contribution des mesures du capteur d'attitude. [0023] Dans des modes particuliers de mise en oeuvre, le cardan de l'au moins un actionneur gyroscopique étant articulé en rotation autour de deux axes différents et le capteur de position étant apte à mesurer les positions angulaires respectives du cardan autour desdits deux axes de rotation, l'attitude du satellite est déterminée en utilisant les mesures des positions angulaires respectives dudit cardan autour desdits deux axes de rotation, effectuées par le capteur de position. [0024] Dans des modes particuliers de mise en oeuvre, le système de contrôle d'attitude comportant plusieurs actionneurs gyroscopiques comportant chacun un cardan, un volant d'inertie, un capteur de position et un capteur de vitesse, l'attitude du satellite est déterminée en utilisant les mesures des positions angulaires des cardans effectuées par les capteurs de position, les mesures des vitesses de rotation des volants d'inertie effectuées par les capteurs de vitesse et la mesure d'attitude du satellite effectuée par le capteur d'attitude. [0025] Selon un quatrième aspect, la présente invention concerne un produit programme d'ordinateur comportant 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 de détermination d'attitude selon l'un quelconque des modes de mise en oeuvre de l'invention. Présentation des figures [0026] L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description suivante, donnée à titre d'exemple nullement limitatif, et faite en se référant aux figures qui représentent [0027] [fig.l] Figure 1 : une représentation schématique d'un satellite muni d'un dispositif de détermination d'attitude selon l'invention, [0028] [fig.2] Figure 2 : un diagramme illustrant les principales étapes d'un procédé de dé- termination d'attitude selon l'invention, [0029] [fig.3] Figure 3 : une représentation schématique d'un mode préféré de réalisation d'un circuit de traitement du dispositif de détermination d'attitude de la figure 1, [0030] [fig.4] Figure 4 : un diagramme illustrant un mode préféré de mise en oeuvre d'une 6 étape de détermination d'attitude par le circuit de traitement de la figure 3, [0031] [fig.5] Figure 5 : des courbes illustrant les performances du procédé de détermination d'attitude. [0032] Dans ces figures, des références identiques d'une figure à une autre désignent des éléments identiques ou analogues. Pour des raisons de clarté, les éléments représentés ne sont pas à l'échelle, sauf mention contraire. Description des modes de réalisation [0033] La figure 1 représente de façon très schématique un satellite 10 comportant notamment un système de contrôle d'attitude. [0034] Le système de contrôle d'attitude comprend des actionneurs permettant de modifier l'attitude du satellite 10, dont au moins un actionneur gyroscopique 20, également connu sous le nom de « Control Moment Gyroscope » ou CMG dans la littérature anglo-saxonne. [0035] Dans l'exemple de réalisation illustré par la figure 1, le système de contrôle d'attitude comprend trois actionneurs gyroscopiques 20. Rien n'exclut cependant, suivant d'autres modes de réalisation non illustrés par des figures, d'avoir un nombre différent d'actionneurs gyroscopiques. [0036] Chaque actionneur gyroscopique 20 comporte un volant d'inertie 21 monté mobile en rotation autour d'un axe de rotation. En outre, ledit volant d'inertie 21 est porté par un cardan 22 articulé en rotation autour d'un axe de rotation, par exemple orthogonal à l'axe de rotation du volant d'inertie 21. Généralement, le volant d'inertie 21 tourne à une vitesse de rotation sensiblement constante, aux erreurs de contrôle près. Pour modifier l'attitude du satellite 10, l'axe de rotation du volant d'inertie 21 est incliné en faisant tourner le cardan 22 autour de son axe de rotation. La rotation du volant d'inertie 21 et du cardan 22 autour de leurs axes de rotation respectifs est par exemple contrôlée au moyen de moteurs électriques. [0037] Pour contrôler l'attitude du satellite 10 suivant trois axes au moyen d'actionneurs gy- roscopiques 20, il est généralement nécessaire de mettre en oeuvre trois actionneurs gyroscopiques 20. Rien n'exclut cependant, suivant d'autres exemples, de considérer un nombre plus faible d'actionneurs gyroscopiques, par exemple si l'attitude du satellite 10 ne doit pas être contrôlée suivant trois axes, ou encore un nombre plus important d'actionneurs gyroscopiques 20, par exemple à des fins de redondance. [0038] Il est également à noter que l'invention est applicable à des actionneurs gyro- scopiques 20 comporttuit des cardans 22 dits deux axes, c'est-à-dire des cardans 22 articulés en rotation autour de deux axes de rotation différents (non parallèles). Dans la suite de la description, on se place de manière non limitative dans le cas où chaque cardan 22 est articulé en rotation autour d'un seul axe de rotation. 7 [0039] Le système de contrôle d'attitude comporte également un dispositif 30 de déter- mination de l'attitude du satellite 10. [0040] Le dispositif 30 de détermination d'attitude comporte un capteur d'attitude 31, apte à mesurer l'attitude du satellite 10. De préférence, le capteur d'attitude 31 est de préférence un capteur optique, et comporte par exemple un ou plusieurs senseurs stellaires. [0041] Tel qu'illustré par la figure 1, le dispositif 30 de détermination d'attitude comporte également, pour chaque actionneur gyroscopique 20 : - un capteur de position 32 apte à mesurer la position angulaire du cardan 22 autour de son axe de rotation, - un capteur de vitesse 33 apte à mesurer la vitesse de rotation du volant d'inertie 21 autour de son axe de rotation. [0042] Par exemple, les capteurs de position 32 et/ou les capteurs de vitesse 33 sont des capteurs à effet de hall et/ou des codeurs optiques, considérés comme connus de l'homme du métier. L'invention est cependant applicable à d'autres types de capteurs de position 32 et/ou de capteurs de vitesse 33, et le choix d'un type particulier ne constitue qu'une variante possible d'implémentation de l'invention. [0043] Le dispositif 30 de détermination d'attitude comprend également un circuit de traitement 34. Le circuit de traitement 34 est relié aux capteurs de position 32, aux capteurs de vitesse 33 et au capteur d'attitude 31. [0044] Le circuit de traitement 34 comporte par exemple un ou plusieurs processeurs et des moyens de mémorisation (disque dur magnétique, mémoire électronique, disque optique, etc.) dans lesquels est mémorisé un produit programme d'ordinateur, sous la forme d'un ensemble d'instructions de code de programme à exécuter pour effectuer tout ou partie des opérations nécessaires pour déterminer l'attitude du satellite 10. [0045] Alternativement ou en complément, le circuit de traitement 34 comporte un ou des circuits logiques programmables (FPGA, PLD, etc.), et/ou un ou des circuits intégrés spécialisés (ASIC, etc.), et/ou un ensemble de composants électroniques discrets, etc., adaptés à effectuer tout ou partie des opérations nécessaires pour déterminer l'attitude du satellite 10. [0046] En d'autres termes, le circuit de traitement 34 correspond à des moyens configurés de façon logicielle (produit programme d'ordinateur spécifique) et/ou matérielle (FPGA, PLD, ASIC, composants électroniques discrets, circuit radioélectrique, etc.) pour effectuer tout ou partie des opérations nécessaires pour déterminer l'attitude du satellite 10. [0047] La figure 2 représente schématiquement les principales étapes d'un procédé 50 de dé- termination d'attitude du satellite 10, dans le cas où le système de contrôle d'attitude comporte plusieurs actionneurs gyroscopiques 20. Tel qu'illustré par la figure 2, les 8 principales étapes du procédé 50 de détermination d'attitude, mises en oeuvre par le dispositif 30 de détermination d'attitude, sont les suivantes : - 51 mesure des positions angulaires respectives des cardans 22 autour de leurs axes de rotation respectifs, au moyen des capteurs de position 32 respectifs desdits cardans 22, - 52 mesure des vitesses de rotation respectives des volants d'inertie 21 autour de leurs axes de rotation respectifs, au moyen des capteurs de vitesse 33 respectifs desdits volants d'inertie 21, - 53 mesure de l'attitude du satellite 10 au moyen du capteur d'attitude 31, - 54 détermination, par le circuit de traitement 34, de l'attitude du satellite 10 en utilisant les mesures des positions angulaires des cardans 22, les mesures des vitesses de rotation des volants d'inertie 21 et la mesure d'attitude du satellite 10. [0048] Ainsi, l'attitude du satellite 10 est déterminée non seulement en fonction de la mesure d'attitude fournie par le capteur d'attitude 31, mais également en fonction des mesures des positions angulaires des cardans 22 fournies par les capteurs de position 32 et en fonction des mesures des vitesses de rotation des volants d'inertie 21 fournies par les capteurs de vitesse 33. [0049] En effet, du fait du principe de conservation du moment cinétique, les variations de la vitesse de rotation du satellite 10 sont liées aux variations des positions angulaires des cardans 22 et des vitesses de rotation des volants d'inertie 21 des actionneurs gyroscopiques 20. On comprend donc que les mesures des positions angulaires des cardans 22 et les mesures des vitesses de rotation des volants d'inertie 21 peuvent être avantageusement utilisées pour améliorer la précision de la détermination d'attitude du satellite 10 par rapport à une utilisation uniquement des mesures du capteur d'attitude 31. En effet, les mesures d'attitude fournies par le capteur d'attitude 31 étant bruitées, l'ajout des mesures faites par les capteurs de position 32 et par les capteurs de vitesse 33 permet de filtrer le bruit des mesures du capteur d'attitude 31. [0050] En outre, la prise en compte des mesures des positions angulaires des cardans 22 et des mesures des vitesses de rotation des volants d'inertie 21 peut être une alternative à l'utilisation de mesures fournies par des gyromètres, de sorte qu'il est possible d'avoir un satellite 10 dépourvu de gyromètre(s). [0051] Il est également à noter que l'utilisation des mesures des positions angulaires des cardans 22 et des vitesses de rotation des volants d'inertie 21 est efficace sous réserve que les actionneurs gyroscopiques 20 soient la principale source de variation de l'attitude du satellite 10. Ce sera par exemple le cas lorsque l'attitude du satellite 10 est contrôlée exclusivement par les actionneurs gyroscopiques 20, et lorsque les couples externes sont négligeables ou connus de façon précise (par exemple du fait qu'ils varient lentement) sur l'horizon de temps caractéristique au cours duquel on cherche à restituer les variations de l'attitude. 9 [0052] La figure 3 représente schématiquement un mode préféré de réalisation du circuit de traitement 34. [0053] Dans l'exemple illustré par la figure 3, le circuit de traitement 34 comporte un module 340 d'émulation de gyromètre. [0054] Le module 340 d'émulation de gyromètre détermine une grandeur (vecteur), dite incrément angulaire, représentative de la variation d'attitude du satellite 10 induite par l'action des actionneurs gyroscopiques 20, en utilisant les mesures dès positions angulaires des cardans 22 effectuées par les capteurs de position 32 et les mesures des vitesses de rotation des volants d'inertie 21 effectuées par les capteurs de vitesse 33. [0055] Le circuit de traitement 34 comporte également un filtre d'estimation 341 qui détermine l'attitude du satellite 10 en utilisant notamment l'incrément angulaire induit par l'action des actionneurs gyroscopiques 20, déterminé par le module 340 d'émulation de gyromètre, et la mesure d'attitude du satellite 10 effectuée par le capteur d'attitude 31. [0056] Si les couples externes ne sont pas négligeables, le circuit de traitement 34 peut également prendre en compte, pour déterminer l'attitude du satellite 10, un autre incrément angulaire, représentatif de la variation d'attitude du satellite 10 induite par l'action des couples externes sur ledit satellite 10. L'estimation d'un tel incrément angulaire induit par l'action des couples externes sur le satellite 10 peut mettre en oeuvre toute méthode connue de l'homme du métier, et sort du cadre de l'invention. Par exemple, l'incrément angulaire induit par l'action des couples externes sur le satellite 10 peut être calculé également par le module 340 d'émulation de gyromètre, qui calcule alors un incrément angulaire total qui correspond à la somme entre d'une part l'incrément angulaire induit par l'action des actionneurs gyroscopiques 20 et, d'autre part, l'incrément angulaire induit par l'action des couples externes sur le satellite 10. Suivant un autre exemple, le module 340 d'émulation de gyromètre calcule uniquement l'incrément angulaire induit par l'action des actionneurs gyroscopiques 20, et c'est par exemple le filtre d'estimation 341 qui peut calculer l'incrément angulaire induit par l'action des couples externes. [0057] Lorsque les couples externes sont négligeables et/ou lorsque le module 340 d'émulation de gyromètre calcule un incrément angulaire total, l'avantage du mode de réalisation illustré par la figure 3 réside dans le fait que le même filtre d'estimation 341 peut être utilisé à la fois : - dans un satellite dépourvu de gyromètres, en utilisant des capteurs de position 32 et des capteurs de vitesse 33, et en fournissant en entrée du filtre d'estimation 341 l'incrément angulaire fourni par le module 340 d'émulation de gyromètre, - dans un satellite comportant un ou plusieurs gyromètres, en fournissant en entrée du filtre d'estimation 341 l'incrément angulaire fourni par le ou les gyromètres. [0058] Par conséquent, il n'est pas nécessaire de développer des filtres d'estimation différents pour d'une part les satellites dépourvus de gyromètres et, d'autre part, pour les satellites comportant un ou plusieurs gyromètres. Le même filtre d'estimation 341 peut être utilisé dans les deux cas, et il suffit de prévoir un module 340 d'émulation de gyromètre dans le cas où le satellite 10 est dépourvu de gyromètre. Un tel module 340 d'émulation de gyromètre peut également être prévu dans un satellite embarquant un ou plusieurs gyromètres, pour pallier une éventuelle défaillance desdits gyromètres. [0059] De manière générale, le filtre d'estimation 341 peut être tout type de filtre dynamique d'estimation, et/ou tout type de filtre statique à gains constants, linéaire ou non linéaire. Dans des modes préférés de réalisation, le filtre d'estimation 341 est par exemple un filtre de Kalman. De manière générale, tout type de filtre de Kalman peut être mis en oeuvre, et le choix d'un type particulier de filtre de Kalman ne constitue qu'une variante d'implémentation de l'invention. Le filtre d'estimation 341 peut être par exemple, de manière nullement limitative, un filtre de Kalman non stationnaire non linéaire, également connu sous le nom de filtre de Kalman étendu (Extended Kalman Filter » ou EKF dans la littérature anglo-saxonne). [0060] La figure 4 représente schématiquement les principales étapes de l'étape 54 de déter- mination d'attitude du satellite 10, dans le cas où le circuit de traitement 34 comporte un module 340 d'émulation de gyromètre tel qu'illustré par la figure 3. Tel qu'illustré par la figure 4, l'étape 54 de détermination d'attitude comporte des étapes de : - 540 détermination de l'incrément angulaire, représentative de la variation d'attitude du satellite 10 induite par l'action des actionneurs gyroscopiques 20, en utilisant notamment les mesures des positions angulaires des cardans 22 effectuées par les capteurs de position 32 et les mesures des vitesses de rotation des volants d'inertie 21 effectuées par les capteurs de vitesse 33, - 541 estimation de l'attitude du satellite 10, par le filtre d'estimation 341, en utilisant notamment l'incrément angulaire induit par les actionneurs gyroscopiques 20 (éventuellement inclus dans un incrément angulaire total) et la mesure d'attitude du satellite 10 effectuée par le capteur d'attitude 31. [0061] On décrit à présent un exemple non limitatif de calcul de l'incrément angulaire induit par les actionneurs gyroscopiques 20 à l'échelle du satellite 10, par le module 340 d'émulation de gyromètre. [0062] Dans la suite de la description, on considère que le satellite 10 comporte Nact ac- tionneurs gyroscopiques 20, et on désigne par : Îla matrice d'inertie du satellite 10 (par exemple exprimée en kg-m2), s t - it l'inertie radiale du volant d'inertie 21 de l'actionneur gyroscopique 20 de rang k k (1 REVENDICATIONS[Revendication 1] Dispositif (30) de détermination d'une attitude d'un satellite (10), ledit satellite étant muni d'un système de contrôle d'attitude comportant au moins un actionneur gyroscopique (20), ledit au moins un actionneur gyroscopique comportant un volant d'inertie (21) monté mobile en rotation autour d'un axe de rotation, ledit volant d'inertie étant porté par un cardan (22) articulé en rotation autour d'un axe de rotation, ledit dispositif (30) comportant un capteur d'attitude (31) apte à mesurer l'attitude dudit satellite, caractérisé en ce que ledit dispositif (30) comporte : - un capteur de position (32) apte à mesurer la position angulaire du cardan (22) autour de son axe de rotation, - un capteur de vitesse (33) apte à mesurer la vitesse de rotation du volant d'inertie (21), - des moyens (34) de calcul configurés pour déterminer l'attitude du satellite (10) en utilisant la mesure de la position angulaire du cardan (22) effectuée par le capteur de position (32), la mesure de la vitesse de rotation du volant d'inertie (21) effectuée par le capteur de vitesse (33) et la mesure d'attitude du satellite (10) effectuée par le capteur d'attitude (31). [Revendication 2] Dispositif (30) selon la revendication 1, caractérisé en ce que le capteur d'attitude (31) comporte un ou plusieurs senseurs stellaires. [Revendication 3] Dispositif (30) selon l'une quelconque des revendications 1 à 2, dans lequel les moyens (34) de calcul comprennent un module (340) d'émulation de gyromètre configuré pour déterminer une grandeur, dite incrément angulaire, représentative de la variation d'attitude du satellite (10) induite par l'au moins un actionneur gyroscopique (20), en utilisant la mesure de la position angulaire du cardan (22) effectuée par le capteur de position (32) et la mesure de la vitesse de rotation du volant d'inertie (21) effectuée par le capteur de vitesse (33), l'attitude du satellite (10) étant déterminée en utilisant l'incrément angulaire et la mesure d'attitude du satellite (10) effectuée par le capteur d'attitude (31). [Revendication 4] Dispositif (30) selon la revendication 3, dans lequel les moyens (34) de calcul comprennent un filtre d'estimation qui reçoit en entrée l'incrément angulaire et la mesure d'attitude du satellite (10), et qui fournit en sortie une estimation de l'attitude du satellite (10). 18 [Revendication 5] [Revendication 6] [Revendication 7] [Revendication 8] Dispositif (30) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel, le satellite (10) étant un satellite d'observation alternant des phases de contrôle d'attitude différentes comportant des phases de manoeuvre et des phases de prise d'image, les moyens (34) de calcul sont configurés pour appliquer des coefficients de pondération pour pondérer les contributions respectives, lors de la détermination d'attitude, de la mesure du capteur d'attitude (31) d'une part et, d'autre part, des mesures du capteur de position (32) et du capteur de vitesse (33), les coefficients de pondération dépendant de la phase de contrôle d'attitude en cours et étant déterminés pour : - lors des phases de manoeuvre : augmenter la contribution de la mesure du capteur d'attitude (31) par rapport à la contribution des mesures du capteur de position (32) et du capteur de vitesse (33), - lors des phases de prise d'image : augmenter la contribution des mesures du capteur de position (32) et du capteur de vitesse (33) par rapport à la contribution des mesures du capteur d'attitude (31). Dispositif (30) selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel, le cardan (22) de l'au moins un actionneur gyroscopique étant articulé en rotation autour de deux axes différents et le capteur de position (32) étant apte à mesurer les positions angulaires respectives du cardan (22) autour (lesdits deux axes de rotation, les moyens (34) de calcul sont configurés pour déterminer l'attitude du satellite (10) en utilisant les mesures des positions angulaires respectives dudit cardan (22) autour desdits deux axes de rotation, effectuées par le capteur de position (32). Dispositif (30) selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel, le système de contrôle d'attitude comportant plusieurs actionneurs gyroscopiques (20) comportant chacun un cardan (22), un volant d'inertie (21), un capteur de position (32) et un capteur de vitesse (33), les moyens (34) de calcul sont configurés pour déterminer l'attitude du satellite (10) en utilisant les mesures des positions angulaires des cardans (22) effectuées par les capteurs de position (32), les mesures des vitesses de rotation des volants d'inertie (21) effectuées par les capteurs de vitesse (33) et la mesure d'attitude du satellite (10) effectuée par le capteur d'attitude (31). Satellite (10) comportant un système de contrôle d'attitude comportant au moins un actionneur gyroscopique (20), ledit au moins un actionneur gyroscopique comportant un volant d'inertie (21) monté mobile en 19 [Revendication 9] [Revendication 10] [Revendication 11] rotation autour d'un axe de rotation, ledit volant d'inertie étant porté par un cardan (22) articulé en rotation autour d'un axe de rotation, caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif (30) de détermination d'attitude selon l'une quelconque des revendications 1 à 7. Satellite (10) selon la revendication 8, caractérisé en ce qu'il est dépourvu de gyromètre. Procédé (50) de détermination d'une attitude d'un satellite (10), ledit satellite étant muni d'un système de contrôle d'attitude comportant au moins un actionneur gyroscopique (20), ledit au moins un actionneur gyroscopique comportant un volant d'inertie (21) monté mobile en rotation autour d'un axe de rotation, ledit volant d'inertie étant porté par un cardan (22) articulé en rotation autour d'un axe de rotation, le satellite (10) comportant en outre un capteur d'attitude (31) apte à mesurer l'attitude dudit satellite, caractérisé en ce que, l'au moins un actionneur gyroscopique (20) étant préalablement muni d'un capteur de position (32) apte à mesurer la position angulaire du cardan (22) autour de son axe de rotation, et d'un capteur de vitesse (33) apte à mesurer la vitesse de rotation du volant d'inertie (21) autour de son axe de rotation, le procédé comporte des étapes de : - (51) mesure de la position angulaire du cardan (22) autour de son axe de rotation au moyen dudit capteur de position (32), - (52) mesure de la vitesse de rotation du volant d'inertie (21) autour de son axe de rotation au moyen dudit capteur de vitesse (33), - (53) mesure de l'attitude du satellite (10) au moyen dudit capteur d'attitude (31), - (54) détermination de l'attitude du satellite en utilisant la mesure de la position angulaire du cardan (22) effectuée par le capteur de position (32), la mesure de la vitesse de rotation du volant d'inertie (21) effectuée par le capteur de vitesse (33) et la mesure d'attitude du satellite (10) effectuée par le capteur d'attitude (31). Procédé (50) selon la revendication 10, comportant une étape de détermination d'une grandeur, dite incrément angulaire, représentative de la variation d'attitude du satellite (10) induite par l'au moins un actionneur gyroscopique (20), en utilisant la mesure de la position angulaire du cardan (22) effectuée par le capteur de position (32) et la mesure de la vitesse de rotation du volant d'inertie (21) effectuée par le capteur de vitesse (33), l'attitude du satellite (10) étant déterminée en utilisant l'incrément angulaire et la mesure d'attitude du satellite (10) effectuée 20 [Revendication 12] [Revendication 13] [Revendication 14] [Revendication 15] par le capteur d'attitude (31). Procédé (50) selon l'une quelconque des revendications 10 à 11, dans lequel, le satellite (10) étant un satellite d'observation alternant des phases de contrôle d'attitude différentes comportant des phases de manoeuvre et des phases de prise d'image, ledit procédé (50) comporte une utilisation de coefficients de pondération pour pondérer les contributions respectives, lors de la détermination attitude, de la mesure du capteur d'attitude (31) d'une part et, d'autre part, des mesures du capteur de position (32) et du capteur de vitesse (33), les coefficients de pondération dépendant de la phase de contrôle d'attitude en cours et étant déterminés pour : - lors des phases de manoeuvre : augmenter la contribution de la mesure du capteur d'attitude (31) par rapport à la contribution des mesures du capteur de position (32) et du capteur de vitesse (33), - lors des phases de prise d'image : augmenter la contribution des mesures du capteur de position (32) et du capteur de vitesse (33) par rapport à la contribution des mesures du capteur d'attitude (31). Procédé (50) selon l'une quelconque des revendications 10 à 12, dans lequel, le cardan (22) de l'au moins un actionneur gyroscopique étant articulé en rotation autour de deux axes différents et le capteur de position (32) étant apte à mesurer les positions angulaires respectives du cardan (22) autour (lesdits deux axes de rotation, l'attitude du satellite (10) est déterminée en utilisant les mesures des positions angulaires respectives dudit cardan (22) autour desdits deux axes de rotation, effectuées par le capteur de position (32). Procédé (50) selon l'une quelconque des revendications 10 à 13, dans lequel, le système de contrôle d'attitude comportant plusieurs actionneurs gyroscopiques (20) comportant chacun un cardan (22), un volant d'inertie (21), un capteur de position (32) et un capteur de vitesse (33), l'attitude du satellite (10) est déterminée en utilisant les mesures des positions angulaires des cardans (22) effectuées par les capteurs de position (32), les mesures des vitesses de rotation des volants d'inertie (21) effectuées par les capteurs de vitesse (33) et la mesure d'attitude du satellite (10) effectuée par le capteur d'attitude (31). 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 selon l'une quelconque des revendications 10 à 14.