FR 3137190 A1 20231229 FR 2306648 A 20230626 Est présenté un système de contrôle d’attitude pour un satellite qui peut déterminer des valeurs de temps de fonctionnement pour des propulseurs de contrôle d’attitude sans utiliser de détecteurs de variation d’attitude, tels que ceux basés sur des gyroscopes. Les systèmes de contrôle d’attitude utilisent les valeurs d’attitude d’un suiveur stellaire pour déterminer à la fois des valeurs d’ajustement d’attitude et des valeurs de variation d’ajustement d’attitude directement à partir des valeurs de suiveur stellaire, où le traitement est réalisé à l’aide de quaternions. À partir des valeurs d’ajustement d’attitude et des valeurs de variation d’ajustement d’attitude, un ensemble de valeurs de temps de fonctionnement des propulseurs sont déterminées. Manœuvre de satellites sans détecteurs de variation CONTEXTE DE L’INVENTION Afin qu’un satellite puisse mener à bien sa mission, il doit maintenir son orbite et son altitude avec précision. De ce fait, l’orbite et l’attitude du satellite doivent être périodiquement ajustées pour compenser les perturbations qui surviennent dans l’espace ou aux fins de modifier la mission. De tels ajustements sont obtenus par les propulseurs à explosion montés sur le satellite pour créer des forces le long de l’axe approprié pour réaliser la manœuvre souhaitée. Pour ce faire, des ordinateurs embarqués analysent des données relatives à l’attitude réelle obtenues à partir de détecteurs embarqués et comparent celles-ci à l’attitude souhaitée, qui peut être périodiquement mise à jour par un opérateur de contrôles de mission de station au sol. L’ordinateur embarqué génère des signaux de temps de fonctionnement, allumant les propulseurs pour compenser des erreurs d’attitude. Ce processus de contrôle est rendu sensiblement plus complexe en raison des incohérences inhérentes aux allumages des propulseurs. En outre, les forces exercées sur le satellite pendant l’allumage des propulseurs créent d’autres perturbations d’attitude qui sont aggravées par des composants souples sur le satellite tels que des antennes et des générateurs solaires. Ces perturbations se reflètent dans les signaux provenant des détecteurs embarqués. Tous ces facteurs créent des erreurs d’attitude de véhicule spatial qui doivent être gérées. La est un schéma fonctionnel d’un système de véhicule spatial. La est un schéma fonctionnel d’un véhicule spatial donné à titre d’exemple. La et la représentent deux vues d’un véhicule spatial déployé avec un système d’imagerie. La est un exemple d’un satellite équipé de propulseurs de contrôle d’attitude. La est un schéma fonctionnel de certains éléments d’un système de contrôle d’attitude muni de détecteurs de variation d’attitude basés sur des gyroscopes. La illustre le concept d’un suiveur stellaire. La est un schéma fonctionnel d’un système d’ajustement d’attitude sans détecteurs de variation qui détermine un ajustement d’attitude et une variation d’ajustement directement à partir de valeurs de suiveur stellaire à l’aide d’un traitement quaternionique. La est un organigramme d’un mode de réalisation pour le fonctionnement du système d’ajustement d’attitude de la . DESCRIPTION DÉTAILLÉE Sont présentées ci-après des techniques et des structures pour le contrôle d’attitude d’un satellite ou, de manière plus générale, d’un véhicule spatial sans utiliser de détecteurs de variation pour déterminer des temps de fonctionnement pour des propulseurs de contrôle d’attitude. En éliminant le besoin de recourir à des détecteurs de variation pour le contrôle d’attitude, les modes de réalisation présentés ci-après simplifient la conception de véhicule spatial en matière de matériel, de logiciel, d’électronique et d’opérations. Ces simplifications et l’absence de gyroscopes peuvent entraîner des économies globales pour la diffusion par satellite et une augmentation de la durée de vie utile. Est présenté un système de contrôle d’attitude pour un satellite qui peut déterminer des valeurs de temps de fonctionnement pour des propulseurs de contrôle d’attitude sans utiliser de détecteurs de variation d’attitude, tels que ceux basés sur des gyroscopes. Les systèmes de contrôle d’attitude utilisent les valeurs d’attitude d’un suiveur stellaire pour déterminer à la fois des valeurs d’ajustement d’attitude et des valeurs de variation d’ajustement d’attitude directement à partir des valeurs de suiveur stellaire, où le traitement est réalisé à l’aide de quaternions. À partir des valeurs d’ajustement d’attitude et des valeurs de variation d’ajustement d’attitude, un ensemble de valeurs de temps de fonctionnement des propulseurs sont déterminées. La est un schéma fonctionnel d’un système de véhicule spatial qui peut mettre en œuvre la technologie proposée dans le présent document. Le système de la comporte un véhicule spatial 10, un terminal d’abonné 12, une passerelle 14 et un terminal de contrôle au sol 30. Le terminal d’abonné 12, la passerelle 14, et le terminal de contrôle au sol 30 sont des exemples de terminaux au sol. Dans un mode de réalisation, le véhicule spatial 10 est un satellite ; cependant, le véhicule spatial 10 peut être d’autres types de véhicules spatiaux (par ex., une navette, une station spatiale, un véhicule de voyage interplanétaire, une fusée, etc.) ou même un aéronef, tel que des drones. Le véhicule spatial 10 peut être situé, par exemple, à un emplacement orbital géostationnaire ou non géostationnaire. Le véhicule spatial 10 peut également être un satellite en orbite basse. Le véhicule spatial 10 est couplé en communication par au moins une liaison de connexion sans fil à au moins un terminal de passerelle 12 et par au moins une liaison d’utilisateur sans fil à une pluralité de terminaux d’abonnés (par ex., le terminal d’abonné 12) via un système d’antennes. Le terminal de passerelle 14 est connecté à Internet 20. Le système permet au satellite 10 de fournir une connectivité Internet à une pluralité de terminaux d’abonnés (par ex., le terminal d’abonné 12) via la passerelle 14. Le terminal de contrôle au sol 30 est utilisé pour surveiller et contrôler des opérations du véhicule spatial 10. Lorsqu’il est fait référence à un mode de réalisation spécifique pour le véhicule spatial 10, l’exemple d’un satellite d’imagerie ou optique sera souvent utilisé ci-après, bien que les techniques soient plus largement applicables, y compris d’autres charges utiles ou des charges utiles supplémentaires notamment pour un satellite de communication. La est un schéma fonctionnel d’un mode de réalisation du véhicule spatial 10, qui dans un exemple est un satellite. Dans un mode de réalisation, le véhicule spatial 10 comporte un bus 202 et une charge utile 204 transportée par le bus 202. Certains modes de réalisation du véhicule spatial 10 peuvent inclure plus d’une charge utile. La charge utile assure la fonctionnalité de la communication, des détecteurs et/ou des systèmes de traitement nécessaires à la mission du véhicule spatial 10. En général, le bus 202 est le véhicule spatial qui loge et transporte la charge utile 204, telle que les composants pour un fonctionnement en tant que satellite d’imagerie ou satellite de communication. Le bus 202 comporte un certain nombre de sous-systèmes ou modules fonctionnels différents, dont quelques exemples sont présentés. Chacun des sous-systèmes fonctionnels comporte généralement des systèmes électriques, ainsi que des composants mécaniques (par ex, des servocommandes, des actionneurs) contrôlés par les systèmes électriques. Ceux-ci incluent un sous-système de commande et de traitement de données (C&DH) 210, des systèmes de contrôle d’attitude 212, des systèmes de communication de mission 214, des sous-systèmes d’alimentation 216, une électronique de contrôle de cardan 218, un système de propulsion 220 (par ex., des propulseurs), du propergol 222 pour alimenter certains modes de réalisation du système de propulsion 220, et un sous-système de contrôle thermique 224, tous ceux-ci étant connectés par un réseau de communication interne 240, qui peut être un bus électrique (un « faisceau de vol ») ou d’autres moyens de communication électronique, optique ou RF lorsque le véhicule spatial 10 est en fonctionnement. Sont également représentées une antenne 243, qui est l’une d’une ou plusieurs antennes utilisées par les communications de mission 214 pour l’échange de communications pour le fonctionnement du véhicule spatial avec des terminaux au sol, et une antenne de charge utile 217, qui est l’une d’une ou plusieurs antennes utilisées par la charge utile 204 pour l’échange de communications avec les terminaux au sol, tels que les antennes utilisées par un mode de réalisation de satellite de communication. D’autres équipements peuvent également être inclus : par exemple, des systèmes d’imagerie de la charge utile 204 peuvent être utilisés conjointement avec d’autres systèmes de charge utile. Le module de commande et de traitement de données 210 inclut une unité de traitement quelconque ou des unités de gestion incluent des fonctions de contrôle de commande pour le véhicule spatial 10, telles que pour la fonctionnalité de contrôle d’attitude et la fonctionnalité de contrôle d’orbite. Les systèmes de contrôle d’attitude 212 peuvent inclure des dispositifs y compris des bielles de torsion, une électronique d’entraînement de roues et une électronique de contrôle de gyroscope inertiel de contrôle, par exemple, qui sont utilisés pour surveiller et contrôler le véhicule spatial. Les systèmes de communication de mission 214 incluent des équipements de traitement et de communication sans fil pour recevoir des données / commandes de télémétrie, d’autres commandes du terminal de contrôle au sol 30 au véhicule spatial et une télémétrie pour faire fonctionner le véhicule spatial. La capacité de traitement à l’intérieur du module de commande et de traitement de données 210 est utilisée pour contrôler et faire fonctionner le véhicule spatial 10. Un opérateur au sol peut contrôler le véhicule spatial 10 en envoyant des commandes via le terminal de contrôle au sol 30 aux systèmes de communication de mission 214 destinées à être exécutées par des processeurs à l’intérieur du module de commande et de traitement de données 210. Dans un mode de réalisation, le module de commande et de traitement de données 210 et le système de communication de mission 214 sont en communication avec la charge utile 204. Dans certains modes de réalisation donnés à titre d’exemple, le bus 202 comporte une ou plusieurs antennes comme indiqué à la référence 243 connectées au système de communication de mission 214 pour assurer une communication sans fil entre le terminal de contrôle au sol 30 et le système de communication de mission 214. Les sous-systèmes d’alimentation 216 peuvent inclure un ou plusieurs panneaux solaires et un stockage de charge (par ex., une ou plusieurs batteries) utilisés pour alimenter le véhicule spatial 10. Le système de propulsion 220 (par ex., des propulseurs) est utilisé pour modifier la position ou l’orientation du véhicule spatial 10 dans l’espace pour placer celui-ci en orbite, pour modifier l’orbite ou pour le déplacer vers un autre endroit dans l’espace. L’électronique de contrôle de cardan 218 peut être utilisée pour déplacer et aligner les antennes, les panneaux solaires, et d’autres extensions externes du véhicule spatial 10. Dans un mode de réalisation, la charge utile 204 est destinée à un système optique comportant des capacités d’imagerie et de traitement et peut comporter une lentille et un capteur d’image numérique 290 pour fournir des données d’image. La charge utile peut également inclure un système d’antennes (représenté par l’antenne 217) qui fournit un ensemble d’un ou de plusieurs faisceaux (par ex., des faisceaux étroits) comprenant un diagramme de faisceau utilisé pour recevoir des signaux sans fil provenant de stations au sol et/ou d’un autre véhicule spatial, et pour envoyer les signaux sans fil aux stations au sol et/ou à l’autre véhicule spatial. Dans certains modes de réalisation, le système de communication de mission 214 agit comme une interface qui utilise les antennes de la charge utile 204 pour communiquer sans fil avec le terminal de contrôle au sol 30. Les Figures 3A et 3B représentent une vue extérieure pour un mode de réalisation du véhicule spatial 10 de façon plus détaillée. Plus particulièrement, les Figures 3A et 3B représentent deux vues d’un mode de réalisation du véhicule spatial 10, où la représente le véhicule spatial pivoté de 90° autour de l’axe des générateurs solaires 265 par rapport à la . Un certain nombre de modes de réalisation différents sont possibles, mais l’exemple des Figures 3A et 3B peut être utilisé pour illustrer certains des éléments se rapportant à la présente discussion. Le véhicule spatial 10 comporte un corps de véhicule spatial 261 à partir duquel s’étendent, dans cet exemple, deux générateurs solaires déployés 265. Une ou un nombre supérieur d’antennes 217 et 243 tel que décrit ci-dessus, au moyen desquelles le satellite peut recevoir et transmettre des signaux, seront également fixées au corps. En fonction des détails du mode de réalisation, un satellite peut avoir un grand nombre d’antennes, mais une seule paire d’antennes pour échanger des signaux avec une station au sol sont représentées. Sont fixés au corps de satellite 261 un certain nombre de propulseurs, comme indiqué par 263 et 267, qui comportent généralement un ou plusieurs propulseurs principaux et un certain nombre de propulseurs de contrôle d’attitude et d’orbite, comme abordé plus en détail en référence à la . À l’intérieur du corps se trouvera le châssis du véhicule spatial (non illustré) à l’intérieur duquel les sous-systèmes fonctionnels peuvent être installés. Les générateurs déployés 265 peuvent comporter un panneau solaire, un panneau de rayonnement thermique, ou les deux et comporter un ou plusieurs panneaux respectivement coplanaires. Les générateurs déployés 265 peuvent être mis en rotation par le contrôle de cardan 218 autour de l’axe longitudinal (l’axe gauche-droite sur les Figures 3A et 3B), afin d’obtenir ou de maintenir une attitude souhaitée par rapport, par exemple, au soleil. Pour les modes de réalisation dans lesquels les générateurs déployés 265 comportent un générateur solaire, le générateur solaire peut être articulable de façon à faire sensiblement face au soleil. Le générateur solaire déployé 265 peut être dimensionné et positionné de façon à générer sensiblement plus de puissance à partir de la lumière du soleil que ce qu’il serait possible si le générateur solaire était disposé à demeure sur le corps 261 du véhicule spatial 10. Par exemple, dans certains modes de réalisation, l’orientation du générateur solaire peut tourner autour de l’axe longitudinal du véhicule spatial 10 de telle sorte que des surfaces de génération d’énergie photovoltaïque du générateur solaire restent sensiblement face au soleil. Est également représenté sur les Figures 3A et 3B un port optique de 290 situé sur une surface externe du véhicule spatial. Sur la le port optique 290 se trouve sur une surface orientée vers le bas et sur une surface orientée vers l’extérieur dans la vue pivotée de la . Comme abordé plus en détail ci-après, un port optique 290 comportant une lentille et un capteur d’image peut être dirigé vers le haut pour fournir des données d’image pour un suiveur stellaire. Les Figures 3A et 3B n’illustrent qu’un seul port optique, mais d’autres modes de réalisation peuvent inclure plusieurs de ces ports. Un satellite 10 peut être lancé depuis la Terre et placé sur une orbite souhaitée avec une orientation souhaitée pour accomplir sa fonction ou ses fonctions (par ex., pour assurer la couverture d’une ou de plusieurs zones désignées). Avec le temps, un satellite peut dériver de l’orbite et/ou de l’orientation souhaitées de telle sorte qu’il ne peut plus accomplir sa ou ses fonctions de manière satisfaisante. Un ou plusieurs propulseurs (par ex., les propulseurs 263, 267) peuvent être prévus pour ramener un tel satellite à l’orbite et/ou l’orientation souhaitées. De tels propulseurs peuvent être allumés en fonction d’un modèle d’allumage des propulseurs qui est calculé pour produire un mouvement spécifié pour ramener le satellite à l’orbite et/ou l’orientation souhaitées (maintien en position de station orbitale). Dans certains cas, l’orbite et/ou l’orientation souhaitées d’un satellite peuvent changer après le lancement de celui-ci (par ex., pour accomplir une nouvelle fonction ou pour orienter un ou plusieurs composants de satellite vers une nouvelle cible). Un tel changement peut nécessiter un mouvement du satellite et un mouvement spécifié correspondant peut être calculé et un modèle d’allumage des propulseurs correspondant sélectionné pour réaliser le mouvement spécifié (manœuvre orbitale). Dans certains cas, un satellite de service peut être utilisé pour entretenir un satellite cible afin d’assurer une certaine intervention externe. Par exemple, un satellite de service peut s’amarrer à un satellite cible de manière à pouvoir ravitailler le satellite cible (par ex., fournir du propergol et/ou un courant électrique) et/ou réaliser une réparation/un remplacement de composants du satellite cible. Dans certains cas, un satellite de service peut être relié à un satellite cible et peut déplacer le satellite cible d’une manière linéaire et/ou rotative. Afin de réussir l’amarrage d’un satellite de service et du satellite cible, un mouvement précis de l’un ou des deux peut être requis (par ex., pour éviter tout impact néfaste et/ou mauvais alignement, un mouvement relatif peut être contrôlé avec précision). Les exemples de mouvement de satellite ci-dessus (par ex., pour revenir à une orbite et/ou une orientation souhaitées, passer à une nouvelle orbite et/ou une nouvelle orientation, et faciliter l’amarrage de deux satellites ou plus) ne doivent pas être interprétés comme limitant et la présente technologie peut être appliquée à un système de propulseurs utilisé pour le mouvement d’un satellite ou d’un autre véhicule spatial à quelque fin que ce soit. La illustre un exemple d’un corps de véhicule spatial 261 (par ex., du satellite 10 ou de l’un quelconque de satellites) qui comporte une pluralité de propulseurs (par ex., les propulseurs 263, 267) pour faciliter le mouvement d’un satellite 10, y compris le mouvement linéaire et le mouvement de rotation. Le corps de véhicule spatial 261 est représenté sous la forme d’un cube pour plus de simplicité (la présente technologie n’est pas limitée à une forme ou configuration de satellite particulière ni n’est pas limitée à un satellite cubique ou « CubeSat »). Les propulseurs peuvent être physiquement fixés à un châssis, un logement ou un autre composant du corps de véhicule spatial 261 de sorte que la force générée par les propulseurs entraîne un mouvement du corps de véhicule spatial 261. Le corps de véhicule spatial 261 est représenté dans une vue en perspective avec la direction X s’étendant sur la vue présentée de droite à gauche (avec +X à gauche). La direction X se situe le long de la direction ouest-est dans cet exemple (par ex., parallèle à un parallèle terrestre). La direction Y s’étend vers le bas dans cette vue (avec +Y vers le bas). La direction Y se situe le long de la direction nord-sud dans cet exemple (par ex., parallèle à un méridien). La direction Z s’étend généralement de l’arrière vers l’avant dans cette vue (avec +Z vers l’avant). La direction Z se situe le long de la direction anti-Terre/Terre dans cet exemple (par ex., dirigée vers le centre de la Terre). Le mouvement le long d’une combinaison quelconque des directions X, Y et/ou Z (ouest-est, nord-sud, et/ou Terre/anti-Terre) peut être considéré comme un mouvement linéaire. Les flèches indiquant la direction X, la direction Y, et la direction Z se croisent au centre du corps de véhicule spatial 261 dans cet exemple et ces flèches correspondent également aux axes X, Y, et Z respectivement aux fins de la description du mouvement de rotation. Par exemple, la rotation autour de l’axe X peut être appelée « roulis », la rotation autour de l’axe Y peut être appelée « tangage », et la rotation autour de l’axe Z peut être appelée « lacet ». Le corps de véhicule spatial 261 peut connaître un mouvement linéaire dans une ou plusieurs des trois dimensions (le long des directions X, Y et Z) illustrées et un mouvement de rotation autour de l’un des trois axes illustrés (autour des axes X, Y, Z) de telle sorte que le satellite peut être considéré comme ayant six degrés de liberté (6 DOF). Douze propulseurs sont prévus pour mettre en œuvre un mouvement linéaire et de rotation du corps de véhicule spatial 261 (par ex., pour assurer un mouvement à six degrés de liberté) dans cet exemple. Dans d’autres exemples, des satellites peuvent utiliser des nombres différents de propulseurs et la présente technologie n’est pas limitée à des satellites avec un nombre ou une configuration quelconque de propulseurs. Quatre propulseurs sont situés à des sommets du corps de véhicule spatial 261 dans des coins d’un côté orienté vers la Terre, avec un propulseur orienté vers l’est 404 dans le coin sud-est, un propulseur orienté vers l’est 405 dans le coin nord-est, un propulseur orienté vers l’est 406 dans le coin nord-ouest, et un propulseur orienté vers l’ouest 407 dans un coin sud-ouest. En outre, un propulseur orienté vers le sud 408 est situé à mi-chemin le long de l’extrémité sud et un propulseur orienté vers le nord 409 est situé à mi-chemin le long de l’extrémité nord du côté orienté vers la Terre. Un agencement similaire est prévu sur le côté opposé (côté anti-Terre) avec un propulseur orienté vers l’est 410 dans le coin sud-est, un propulseur orienté vers l’est 411 dans le coin nord-est, un propulseur orienté vers l’est 412 dans le coin nord-ouest, et un propulseur orienté vers l’ouest 413 dans le coin sud-ouest. En outre, un propulseur orienté vers le sud 414 est situé à mi-chemin le long de l’extrémité sud et un propulseur orienté vers le nord 415 est situé à mi-chemin le long de l’extrémité nord du côté anti-Terre. Le nombre, les emplacements, et les orientations des propulseurs sur la sont donnés à titre d’exemple et il sera entendu qu’un nombre approprié quelconque de propulseurs pourra être agencé à des emplacements et orientations différents en fonction de la présente technologie. En outre, bien que le corps de véhicule spatial 261 soit représenté dans une orientation particulière, il sera entendu que le corps de véhicule spatial 261 pourra être pivoté afin qu’il ait une orientation différente, ce qui pourra fournir des orientations de propulseur différentes (par ex., un changement de tangage de 90 degrés pourra placer les propulseurs 406, 407, 412, 413, qui sont représentés orientés vers l’ouest, dans une orientation tournée vers la Terre). En fonction du mode de réalisation, les propulseurs de satellite (par ex., les propulseurs 404-415 de la ) peuvent être des propulseurs chimiques, des propulseurs électriques, ou des propulseurs à biergol. Par exemple, un carburant et un comburant peuvent être combinés (brûlés) dans un propulseur pour générer une poussée. Le carburant et le comburant peuvent être considérés comme des propergols. Dans certains cas, un seul propergol peut être utilisé. Par exemple, certains propulseurs ioniques utilisent un gaz noble, tel que le xénon ou le krypton en tant que propergol, des ions de xénon ou de krypton étant éjectés d’un propulseur à grande vitesse pour générer une poussée. Une quantité suffisante de propergol pour une durée de vie prévue prolongée peut être fournie dans un satellite avant le lancement et dans un certain mode de réalisation le satellite peut être ravitaillé en orbite. Les propulseurs 404-415 fonctionnent conjointement avec les systèmes de contrôle d’attitude 212 du satellite 10, où les propulseurs 404-415 créent un couple pour ajuster l’attitude du satellite, qui est surveillée par les systèmes de contrôle d’attitude pour fournir des données indiquant les perturbations réelles des variations d’attitude du satellite causées par les propulseurs. Après la mise en orbite du satellite, ces systèmes peuvent être utilisés pour maintenir une attitude prédéterminée qui peut avoir réglé sur un ordinateur de station au sol et reçue au niveau des communications de mission 214 ou générée sur le véhicule spatial 10 pour répondre aux exigences d’une mission particulière. En raison d’une variété d’influences présentes dans l’espace, l’orbite du satellite doit être ajustée à mesure que le satellite dérive au-delà du créneau orbital attribué. Un ou plusieurs des propulseurs 404-415 peuvent être allumés pour assurer la mission du véhicule spatial. Les incohérences inhérentes aux allumages des propulseurs et au mouvement de grands réseaux de flexion (par ex., les générateurs solaires 265, les antennes 263 et 267, et même des buses de propulseur) provoquent des perturbations de couple qui créent des erreurs d’attitude de véhicule spatial qui doivent être gérées. Les systèmes de contrôle d’attitude 212 peuvent inclure des dispositifs y compris des bielles de torsion, une électronique d’entraînement de roues et une électronique de contrôle de gyroscope inertiel de contrôle, par exemple, qui sont utilisés pour surveiller et contrôler le véhicule spatial. En particulier, l’approche habituelle en matière de contrôle d’attitude utilise des détecteurs de variation d’attitude, tels que ceux basés sur des gyroscopes, pour obtenir des dérivées (c’est-à-dire, des variations et des changements de variation) d’attitudes pour la stabilisation du véhicule spatial. La représente un mode de réalisation basé sur des gyroscopes pour le contrôle d’attitude. La est un schéma fonctionnel de certains éléments d’un mode de réalisation de système de contrôle d’attitude avec des détecteurs de variation d’attitude basés sur des gyroscopes. Les composants de la incluent un contrôle d’attitude 520 et un ordinateur embarqué 510. Les composants du contrôle d’attitude de bloc 520 incluent à la fois les éléments destinés à ajuster l’attitude des satellites, tels que les propulseurs de contrôle d’attitude 521 qui peuvent correspondre à l’ensemble de propulseurs 404-415 de la et à leurs éléments de contrôle, et les détecteurs d’attitude. Les détecteurs d’attitude incluent des détecteurs de variation d’attitude basés sur des gyroscopes 523 et peuvent également inclure d’autres détecteurs, tels que des détecteurs de position terrestre 525, par exemple. Un ordinateur embarqué 510 détermine les temps de fonctionnement pour les propulseurs de contrôle d’attitude 521 sur la base des données de variation et de position provenant des détecteurs de variation d’attitude 523 et d’autres détecteurs. La représente trois éléments de l’ordinateur embarqué 510 : un contrôleur 511, une comptabilité de propulseurs 513, et un observateur 515. Bien qu’ils soient représentés sous la forme d’éléments séparés sur la aux fins de la discussion, ils peuvent être mis en œuvre à l’aide de certains des mêmes composants, tels que des processeurs et une mémoire. Plus particulièrement, les composants de l’ordinateur embarqué 510 (ainsi que les modes de réalisation décrits ci-dessous en référence aux Figures 7 et 8) peuvent être mis en œuvre à l’aide d’un matériel, d’un micrologiciel, d’un logiciel, ou d’une combinaison de ceux-ci. En fonction du mode de réalisation, ces éléments des modes de réalisation décrits ci-dessus, et également des modes de réalisation ci-dessous, peuvent inclure uniquement un matériel ou une combinaison d’un matériel et d’un logiciel (y compris d’un micrologiciel). Par exemple, des éléments logiques programmés par un micrologiciel pour accomplir les fonctions décrites dans le présent document est un exemple d’éléments des systèmes décrits. Une unité centrale de traitement (UCT), un processeur graphique (GPU), ou un autre microprocesseur peut inclure un processeur, un réseau à grille flottante (FGA), un circuit intégré à application spécifique (ASIC), un circuit intégré ou un autre type de circuit. Le logiciel utilisé peut être stocké sur un ou plusieurs dispositifs de stockage lisibles par processeur pour programmer un ou plusieurs des processeurs pour qu’ils accomplissent les fonctions décrites dans le présent document. Les dispositifs de stockage lisibles par processeur peuvent inclure des supports lisibles par ordinateurs tels que des supports volatils et non volatils, des supports amovibles et non amovibles. À titre d’exemple, et sans limitation, les supports lisibles par ordinateur peuvent comprendre des supports de stockage lisibles par ordinateur et des supports de communication. Les supports de stockage lisibles par ordinateur peuvent être mis en œuvre dans un procédé ou une technologie de stockage d’informations quelconque tels que des instructions lisibles par ordinateurs, des structures de données, des modules de programme ou d’autres données. Des exemples de supports de stockage lisibles par ordinateur incluent une RAM, une ROM, une EEPROM, une mémoire flash ou une autre technologie de mémoire, un CD-ROM, des disques numériques polyvalents (DVD) ou un autre stockage sur disque optique, des cassettes magnétiques, une bande magnétique, un stockage sur disque magnétique ou d’autres dispositifs de stockage magnétiques, ou tout autre support qui peut être utilisé pour stocker les informations souhaitées et auquel on peut accéder au moyen d’un ordinateur. Un support ou des supports lisibles par ordinateur n’inclut (n’incluent) pas de signaux propagés, ni modulés, ni transitoires. L’ordinateur embarqué 510 analyse les données relatives à l’attitude réelle obtenues à partir des détecteurs embarqués 523, 525 et compare ces données à l’attitude souhaitée, qui peut être périodiquement mise à jour par un opérateur de contrôles de mission de station au sol (531) avant une manœuvre corrective orbitale. L’ordinateur embarqué 510 génère des signaux de temps de fonctionnement, allumant les propulseurs 521 pour corriger toute différence entre l’attitude de véhicule spatial et l’attitude de mission souhaitée. Les propulseurs sont allumés en réponse à un signal qui est calculé de manière à réduire l’erreur d’attitude dans des limites de performances prédéterminées. Par conséquent, l’attitude est détectée en continu, et analysée, et des données d’erreur sont générées. Les données de détecteur sont analysées par un ordinateur embarqué 510 ayant de multiples algorithmes programmés à l’intérieur de celui-ci pour accomplir les fonctions nécessaires pour générer les signaux de temps de fonctionnement des propulseurs et allumer les propulseurs. Dans le mode de réalisation de la , l’ordinateur embarqué 510 comporte un module contrôleur 511, un module de comptabilité de propulseurs 513 et un module observateur 515. L’opérateur de station au sol 531 fournit des informations concernant des exigences d’attitude de mission et de performance à l’ordinateur 510. Sur la base des informations provenant de l’opérateur de station au sol 531 et du module observateur 515, le module contrôleur 511 peut directement contrôler l’allumage des propulseurs de contrôle d’attitude 521 en générant des signaux de temps de fonctionnement appropriés. Le module de comptabilité de propulseurs 513 reçoit également les signaux de temps de fonctionnement fournis par le module contrôleur 511. Le module de comptabilité de propulseurs 513 peut contenir une table de performances de propulseurs individuels qu’il utilise pour estimer les changements d’attitude qui devraient se produire dès l’allumage des propulseurs de contrôle d’attitude 521 en réponse au signal de temps de fonctionnement. Les données, à partir desquelles les estimations du module de comptabilité de propulseurs 513 sont dérivées, sur la base de modèles de corps rigides (c’est-à-dire que de telles données supposent que le véhicule spatial n’a pas d’appendices flexibles, étant donné que le module de comptabilité 3 obtient ces estimations sur la base des modèles de corps rigides), mais peuvent être compliquées par des composantes flexibles. En raison des incohérences inhérentes aux forces générées par l’allumage des propulseurs et du mouvement des composants flexibles, les estimations de l’attitude résultante calculées par le module de comptage de propulseurs 513 contiennent des erreurs. Les données relatives à l’attitude provenant des détecteurs de variation d’attitude 523 et, dans certains modes de réalisation, des détecteurs supplémentaires tels que les détecteurs de position 525, sont utilisés pour affiner les estimations dans le module observateur 515. Le module observateur 515 peut être programmé avec des algorithmes qui génèrent des données pour contribuer à la génération de signaux de temps de fonctionnement par le module contrôleur 511. Le module observateur 515 reçoit l’attitude résultante estimée provenant du module de comptabilité 513 et compare ces données aux données indiquant l’attitude réelle provenant des détecteurs de variation d’attitude. La différence entre l’attitude résultante estimée et l’attitude détectée est calculée et un premier signal d’erreur est généré à partir de ces valeurs. La précision de l’attitude résultante estimée peut être améliorée par ajustement de la valeur estimée proportionnellement au premier signal d’erreur. Les estimations ajustées sont incorporées dans des cycles d’allumage des propulseurs ultérieurs. En réponse au signal d’attitude résultante estimée améliorée provenant du module observateur 515, le module contrôleur 511 calcule l’erreur entre l’attitude estimée/réelle indiquée par celui-ci par rapport à l’attitude de mission requise, et génère un signal d’ajustement proportionnel pour les propulseurs de contrôle d’attitude 521. Ce signal déclenche des impulsions de propulseur pour ajuster l’attitude. Bien que le système de contrôle d’attitude de la puisse être très efficace, il est souhaitable d’améliorer la précision de contrôle d’attitude, en particulier dans des situations plus complexes, par exemple lorsqu’un satellite comporte de grandes structures de flexion, telles que des générateurs solaires, et des propulseurs à biergol. En outre, il est important d’équilibrer des systèmes de contrôle d’attitude précis avec d’autres préoccupations importantes pour les satellites et le véhicule spatial, telles qu’une masse réduite, une fiabilité élevée et une simplicité accrue. Ce qui suit présente un système de contrôle d’attitude qui peut permettre de réaliser des économies et d’accroître la durée de vie utile en éliminant le besoin de recourir à des détecteurs de variation pour simplifier la conception de véhicule spatial en matière de matériel, de logiciel, d’électronique et d’opérations. Plus particulièrement, les modes de réalisation présentés ci-dessous présentent un système de contrôle d’attitude sans détecteurs de variation d’attitude basés sur des gyroscopes, utilisant à la place des suiveurs stellaires pour déterminer directement des ajustements d’attitude à l’aide d’un algorithme sans détecteurs de variation. Cela permet de réduire la masse, de réduire l’implémentation logicielle, de réduire l’aide aux opérations/commandes, peut réduire la taille de bus (c’est-à-dire le véhicule spatial), et peut accroître la durée de vie étant donné que les gyroscopes ont une durée de vie limitée. Par rapport au mode de réalisation de la , les modes de réalisation présentés ci-dessous n’utilisent pas de détecteurs de variation d’attitude 523 ni de détecteurs de position terrestre 525 pour le contrôle d’attitude, ni ne nécessitent un module observateur 515, mais utilisent à la place un suiveur stellaire pour déterminer l’attitude et l’ajustement d’attitude et également pour la variation d’attitude et l’ajustement de variation d’attitude. Un suiveur stellaire est un dispositif optique qui mesure les positions des étoiles à l’aide de cellules photoélectriques (telles qu’un dispositif à transfert de charge, ou CCD, ou un photodétecteur CMOS) ou un appareil de prise de vues. Les positions de nombreuses étoiles ont été mesurées par des astronomes avec un haut degré de précision et peuvent servir de référence, de sorte qu’un suiveur stellaire sur un satellite ou un véhicule spatial peut être utilisé pour déterminer l’attitude du véhicule spatial par rapport aux étoiles. Pour ce faire, le suiveur stellaire acquiert une image des étoiles, mesure leur position apparente dans le cadre de référence du véhicule spatial, et identifie les étoiles de sorte que leur position peut être comparée à leur position absolue connue à partir d’un catalogue d’étoiles. Un suiveur stellaire peut comporter un processeur pour identifier des étoiles en comparant le motif d’étoiles observées au motif connu d’étoiles dans le ciel. La illustre le concept d’un suiveur stellaire. Sur la , un satellite 10 est sur une orbite 601 autour de la Terre 603, bien que, plus généralement, il puisse s’agir d’un véhicule spatial non orbital. Le satellite 10 comporte un suiveur stellaire 607 configuré pour détecter des étoiles dans son champ de vision 605. Dans le champ de vision se trouvent un ensemble d’étoiles (cercles vides) à l’emplacement observé. Sont également illustrées dans le champ de vision 605 les positions prévues (cercles pleins) de l’ensemble d’étoiles. En comparant le déplacement 609 entre l’emplacement observé et l’emplacement prévu, le satellite 10 peut déterminer son attitude. Bien que des suiveurs stellaires soient utilisés pour contribuer à la détermination d’attitude, ils ne sont généralement qu’une entrée dans le calcul et ne sont pas utilisés pour des déterminations de variation, qui ont déjà été fournies par des détecteurs de variation d’attitude, tels que ceux basés sur des gyroscopes. Les sorties d’un suiveur stellaire et les emplacements d’étoiles de référence sont référencés dans un système de coordonnées d’inertie géocentrique commun, communément le système de coordonnées d’inertie géocentrique J2000, bien que d’autres systèmes de coordonnées puissent être utilisés. Un format pour la sortie d’un suiveur stellaire est un format quaternionique. Les quaternions sont une extension de nombres complexes et sont une notation mathématique pratique pour représenter une orientation spatiale et des rotations d’éléments dans un espace tridimensionnel par codage d’informations sur une rotation axe-angle autour d’un axe arbitraire. Mathématiquement, les quaternions sont une représentation de la double couverture SU(2) (groupe spécial unitaire d’ordre 2) du groupe de rotation à trois dimensions SO(3) (groupe spécial orthogonal d’ordre 3) et ont la forme générale suivante : q = c r + i c i + j c j + k c k , où i, j, k sont des nombres imaginaires unitaires et c r , c i , c j , c k sont des coefficients réels. Cela étend le nombre complexe le plus familier (de la forme c r + i c i ) à une algèbre non commutative avec les relations : i 2 = j 2 =k 2 = ijk = -1 ; i j = k, j k =i, k i = j ; et j i = -k, i k = -j, k j = -i. Pour une rotation pure sans translation, ou une transformation unitaire, c r 2 + c i 2 + c j 2 + c k 2 = 1. Une transformation de cadre de coordonnées d’un angle (à droite) Ө autour d’un vecteur unitaire λ peut alors être représentée par : q = cos(Ө/2) - q λ sin(Ө/2), où q λ = i λ x + j λ y + k λ z . Les calculs à base de quaternions étant difficiles à mettre en œuvre dans des algorithmes de traitement classiques, leur sortie est traditionnellement convertie en un autre format (tel que les angles de roulis, de tangage et de lacet) à des fins de traitement. Les modes de réalisation présentés dans les modes de réalisation suivants fonctionnent en revanche pour un traitement quaternionique pour la détermination d’un ajustement d’attitude et également de variations d’ajustement d’attitude à partir des sorties de suiveur stellaire. La est un schéma fonctionnel d’un système d’ajustement d’attitude sans détecteurs de variation qui détermine un ajustement d’attitude et une variation d’ajustement directement à partir de valeurs de suiveur stellaire à l’aide d’un traitement quaternionique. Le suiveur stellaire 701 reçoit des données d’image provenant d’un capteur d’image 721 tel qu’un CCD ou un photodétecteur CMOS, à partir desquelles il est déterminé une attitude correspondant à l’alignement réel du satellite. La sortie du suiveur stellaire est une valeur quaternionique dans un système de coordonnées d’inertie géocentrique, telle que des valeurs quaternioniques J2000 par exemple, bien que d’autres systèmes de coordonnées puissent être utilisés. Un générateur d’attitude de mission 703 peut fournir l’attitude souhaitée pour la mission actuelle du satellite, où celle-ci peut déjà avoir été fournie par un opérateur de station de commande, générée sur le satellite lui-même, ou une certaine combinaison de ces possibilités. Les valeurs d’attitude souhaitées peuvent être stockées en mémoire et consultées par le processeur si nécessaire et peuvent là encore être des valeurs quaternioniques J2000, par exemple. L’attitude mesurée est comparée à l’attitude prévue dans l’opérateur de division quaternionique 707, le résultat étant alors utilisé pour déterminer une valeur d’ajustement d’attitude correspondante dans le module d’ajustement d’attitude 705, où la sortie de l’opérateur de division quaternionique 707 et l’entrée dans le module d’ajustement d’attitude 705 correspond à la division quaternionique de la sortie de 701 par la sortie de 703. Outre la génération d’ajustements d’attitude sur la base d’une comparaison de l’attitude mesurée et de l’attitude de mission prévue, ces comparaisons peuvent également être utilisées pour déterminer des valeurs de variation d’ajustement directement à partir des données de suiveur stellaire, indépendamment de gyroscopes ou d’autres formes de détecteurs de variation d’attitude. À mesure que le suiveur stellaire surveille l’attitude du véhicule spatial, une séquence d’ajustements d’attitude sont générés. En comparant la valeur d’ajustement d’attitude actuelle à une valeur d’ajustement d’attitude précédente, le différentiel fournit une valeur de variation d’ajustement, où, en fonction du mode de réalisation, la valeur d’ajustement d’attitude précédente peut être la valeur d’ajustement d’attitude qui précède immédiatement ou du cycle antérieur. Pour en revenir au mode de réalisation de la , les valeurs d’ajustement d’attitude provenant du bloc d’ajustement d’attitude 705 sont fournies à un opérateur de division quaternionique 711 et également à un opérateur de retard d’unité de maintien d’ordre zéro (ZOH) 1/Z 709. La sortie de l’opérateur de retard d’unité de maintien d’ordre zéro 1/Z 709 est la sortie du bloc d’ajustement d’attitude 705 retardée d’un cycle : par exemple, si lors d’un cycle t i la sortie du bloc d’ajustement d’attitude 705 est 705(t i ), alors la sortie de 1/Z 709 à t i est 709(t i ) = 705(t i-1 ), ou la sortie du bloc d’ajustement d’attitude 705 du cycle précédent. Ensuite, lors du cycle t i , 705(t i ) et 709(t i ) (= 705(t i-1 )) sont fournis à l’opérateur de division quaternionique 711, où la sortie de l’opérateur de division quaternionique 711 et l’entrée du bloc de variation d’ajustement 731 correspond à la division quaternionique de la sortie de la sortie de 705 par la sortie de l’opérateur de retard de maintien d’ordre zéro 1/Z 709. Dans d’autres modes de réalisation, plus d’un réglage d’attitude précédent peut être utilisé pour générer des valeurs différentielles élevées pour l’ajustement d’attitude. Dans le mode de réalisation de la , le traitement commençant à partir de l’attitude mesurée à partir du suiveur stellaire par le biais de la détermination des valeurs d’ajustement d’attitude et des valeurs de variation d’ajustement d’attitude est entièrement réalisé à l’aide d’un traitement quaternionique, représenté par le bloc de ligne brisée du traitement quaternionique 700. Par exemple, les quatre composantes d’une valeur quaternionique peuvent être présentées sous la forme d’un vecteur, mais sont soumises aux relations quaternioniques décrites ci-dessus. Le bloc de variation d’ajustement 731 chevauche le domaine de traitement quaternionique car il convertit les valeurs de variation d’ajustement en valeurs de vitesse de roulis, de tangage et de lacet pour déterminer les temps de fonctionnement des propulseurs. Comme pour les composants de l’ordinateur embarqué 510, le traitement quaternionique 700 (ainsi que le contrôleur 733 et l’observateur de couple perturbateur 737 examinés ci-dessous) peut être mis en œuvre à l’aide d’un matériel, d’un micrologiciel, d’un logiciel, ou d’une combinaison de ceux-ci. Par exemple, les éléments logiques programmés par un micrologiciel peuvent réaliser le traitement quaternionique. Une UCT, un GPU, ou un autre microprocesseur peut inclure un processeur, un FGA, un ASIC, un circuit intégré ou un autre type de circuit et le logiciel utilisé peut être stocké sur un ou plusieurs dispositifs de stockage lisibles par processeur pour programmer un ou plusieurs des processeurs pour qu’ils accomplissent les fonctions décrites dans la présente invention. Dans l’un des modes de réalisation, le traitement quaternionique peut être exécuté par la même UCT. Les valeurs d’ajustement d’attitude provenant du module 705 et les valeurs de variation d’ajustement provenant du module 731 sont fournies au contrôleur d’ajustement d’attitude 733 pour déterminer les valeurs de temps de fonctionnement des propulseurs, qui peuvent alors être fournies aux propulseurs de contrôle d’attitude 735. Les temps de fonctionnement des propulseurs sont également fournis à l’observateur de couple perturbateur 737, qui reçoit également l’attitude mesurée provenant du suiveur stellaire 701, de manière à pouvoir déterminer des estimations de couple perturbateur à partir des valeurs de temps de fonctionnement des propulseurs précédemment commandées et des valeurs d’attitude actuelles provenant du suiveur stellaire 701 et fournir les estimations de couple perturbateur déterminées au contrôleur d’ajustement d’attitude 733 pour qu’elles soient utilisées lors de la détermination des valeurs de temps de fonctionnement des propulseurs. Les propulseurs de contrôle d’attitude 735 utilisent alors les temps de fonctionnement pour allumer les propulseurs et appliquer des couples au véhicule spatial, ce qui entraînera des changements d’attitude qui seront alors enregistrés dans l’attitude déterminée ultérieurement par le suiveur stellaire 701. Les éléments du bloc de traitement quaternionique 700 (y compris le module de variation d’ajustement 731), du contrôleur d’ajustement d’attitude 733, et de l’observateur de couple perturbateur 737 seront désignés dans le présent document comme un ou plusieurs circuits de contrôle configurés pour déterminer les temps de fonctionnement des propulseurs tels que décrits ci-dessus par rapport à l’organigramme de la . La est un organigramme d’un mode de réalisation pour le fonctionnement du système d’ajustement d’attitude de la . À partir de l’étape 801, des données d’attitude de mission sont reçues, celles-ci pouvant provenir d’un opérateur de station de commande, être préchargées, être générées par les systèmes de contrôle du satellite, ou une combinaison de ces possibilités. Ces valeurs peuvent être dans un format quaternionique et stockées en mémoire pour l’utilisation du générateur d’attitude de mission 703 où elles peuvent être consultées si nécessaire. Les données d’attitude de mission peuvent, par exemple, préciser une orbite, un changement d’orbite, ou une mission de véhicule spatial non orbital. À l’étape 803 le suiveur stellaire 701 reçoit des données d’image provenant d’un capteur d’image 721. À l’étape 803 le suiveur stellaire 701 compare les positions des étoiles dans les données d’image à des valeurs de référence pour déterminer l’attitude d’un satellite à l’étape 805, qui est fournie dans un format quaternionique. L’attitude mesurée par le suiveur stellaire 701 est comparée à l’attitude de mission spécifiée par le générateur d’attitude de mission 703 dans l’opérateur de division quaternionique 707 à l’étape 807. Sur la base de la comparaison de l’étape 807, à l’étape 809 le module d’ajustement d’attitude 705 du traitement quaternionique 700 génère des valeurs d’ajustement d’attitude. Alors que le capteur d’image 721 continue de fournir des données d’image, le suiveur stellaire fournit une série chronologique d’une séquence de valeurs d’attitude utilisées pour générer une séquence de valeurs d’ajustement d’attitude correspondante (lors du retour à l’étape 803 depuis l’étape 823 ou 825, abordé ci-dessous). À l’étape 811, la valeur d’ajustement d’attitude actuelle est comparée à la valeur d’ajustement d’attitude précédente dans l’opérateur de division quaternionique 711, le résultat de l’étape 811 étant utilisé par le module de détermination de variation d’ajustement 731 pour déterminer la variation d’ajustement d’attitude sur la base de la comparaison directe des données de suiveur stellaire indépendamment de gyroscopes ou d’un autre détecteur de variation. Les étapes 805, 807, 809, 811, et 813 sont toutes réalisées à l’aide du traitement quaternionique 700 pour générer les valeurs d’ajustement d’attitude et les valeurs de variation d’ajustement d’attitude, qui sont fournies au contrôleur d’ajustement d’attitude, aux fins duquel elles peuvent être converties en un format de roulis, de tangage et de lacet. L’étape 815 détermine des estimations de perturbateur de couple à partir des valeurs de temps de fonctionnement des propulseurs précédemment commandées et des valeurs d’attitude actuelles provenant du suiveur stellaire. Cela fournit des informations supplémentaires sur l’ampleur de la variation de l’attitude réelle du satellite due aux temps de fonctionnement précédents, de sorte que les temps de fonctionnement des propulseurs calculés à partir du contrôleur d’ajustement d’attitude 733 sont améliorés par les estimations de couple perturbateur. Le contrôleur d’ajustement d’attitude 733 génère des valeurs de temps de fonctionnement des propulseurs pour les propulseurs de contrôle d’attitude 735 à partir des valeurs d’ajustement d’attitude, des valeurs de variation d’ajustement et des estimations de couple perturbateur à l’étape 817. Les propulseurs de contrôle d’attitude s’allument alors à l’étape 819 sur la base des valeurs de temps de fonctionnement, appliquant un couple au véhicule spatial pour ajuster son attitude. Si l’attitude de mission est inchangée, le procédé revient à l’étape 803 pour poursuivre la surveillance et la détermination de la série d’ajustement d’attitude et de variations d’ajustement. Si, au lieu de cela, l’étape 821 détermine qu’une nouvelle attitude de mission (telle qu’un ajustement d’orbite) a été reçue ou générée, l’attitude de mission pour le générateur d’attitude de mission 703 est mise à jour à l’étape 823 avant de revenir à l’étape 803 pour poursuivre la génération de la séquence temporelle de valeurs de temps de fonctionnement. En éliminant le besoin de recourir à un détecteur de variation pour le contrôle d’attitude, les modes de réalisation présentés ci-dessus simplifient la conception de véhicule spatial en matière de matériel, de logiciel, d’électronique et d’opérations. Ces simplifications et l’absence de gyroscopes peuvent entraîner des économies globales pour la diffusion par satellite et une durée de vie utile accrue. Un mode de réalisation inclut un système de contrôle d’attitude comportant un suiveur stellaire configuré pour recevoir des données d’image provenant d’un capteur d’image monté sur un véhicule spatial et déterminer une séquence de valeurs d’attitude pour le véhicule spatial à partir des données d’image et un ou plusieurs circuits de contrôle connectés pour recevoir la séquence de valeurs d’attitude provenant du suiveur stellaire. Les un ou plusieurs circuits de contrôle sont configurés pour : comparer la séquence de valeurs d’attitude à un ensemble de valeurs d’attitude de mission ; déterminer une séquence de valeurs d’ajustement d’attitude pour le véhicule spatial à partir de la comparaison de la séquence de valeurs d’attitude à l’ensemble de valeurs d’attitude de mission ; comparer une première valeur de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude à une valeur précédente de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude ; déterminer une valeur de variation d’ajustement d’attitude pour le véhicule spatial à partir de la comparaison de la première valeur de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude à la valeur précédente de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude ; et déterminer un ensemble de valeurs de temps de fonctionnement pour un ensemble de propulseurs de contrôle d’attitude du véhicule spatial à partir des valeurs d’ajustement d’attitude et de la valeur de variation d’ajustement d’attitude. Un mode de réalisation inclut un procédé comprenant : la réception en provenance d’un suiveur stellaire d’une séquence de valeurs d’attitude pour un véhicule spatial ; la comparaison de la séquence de valeurs d’attitude à un ensemble de valeurs d’attitude de mission ; la détermination d’une séquence de valeurs d’ajustement d’attitude pour le véhicule spatial à partir de la comparaison de la séquence de valeurs d’attitude à l’ensemble de valeurs d’attitude de mission ; la comparaison d’une première valeur de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude à une valeur précédente de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude ; la détermination d’une valeur de variation d’ajustement d’attitude pour le véhicule spatial à partir de la comparaison de la première valeur de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude à la valeur précédente de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude ; et la détermination d’un ensemble de valeurs de temps de fonctionnement pour un ensemble de propulseurs de contrôle d’attitude du véhicule spatial à partir des valeurs d’ajustement d’attitude et de la valeur de variation d’ajustement d’attitude. Un mode de réalisation inclut un satellite comprenant : un ensemble de propulseurs de contrôle d’attitude sensibles à un ensemble de valeurs de temps de fonctionnement des propulseurs ; un capteur d’image monté sur un corps du satellite ; et un système de contrôle d’attitude configuré pour recevoir des données d’image à partir du capteur d’image et pour fournir l’ensemble de valeurs de temps de fonctionnement à l’ensemble de propulseurs de contrôle d’attitude. Le système de contrôle d’attitude comprend un suiveur stellaire configuré pour recevoir les données d’image et déterminer une séquence de valeurs d’attitude pour le satellite à partir des données d’image et un ou plusieurs circuits de contrôle connectés pour recevoir la séquence de valeurs d’attitude provenant du suiveur stellaire. Les un ou plusieurs circuits de contrôle sont configurés pour : comparer la séquence de valeurs d’attitude à un ensemble de valeurs d’attitude de mission ; déterminer une séquence de valeurs d’ajustement d’attitude pour le satellite à partir de la comparaison de la séquence de valeurs d’attitude à l’ensemble de valeurs d’attitude de mission ; comparer une première valeur de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude à une valeur précédente de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude ; déterminer une valeur de variation d’ajustement d’attitude pour le satellite à partir de la comparaison de la première valeur de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude à la valeur précédente de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude ; et déterminer l’ensemble de valeurs de temps de fonctionnement pour un ensemble de propulseurs de contrôle d’attitude du satellite à partir des valeurs d’ajustement d’attitude et de la valeur de variation d’ajustement d’attitude. Aux fins du présent document, il convient de noter que les dimensions des divers éléments représentés sur les figures ne sont pas nécessairement à l’échelle. Aux fins du présent document, la référence dans le mémoire à « un mode de réalisation », à « certains modes de réalisation », ou à « un autre mode de réalisation » peut être utilisée pour décrire des modes de réalisation différents ou le même mode de réalisation. Aux fins du présent document, une liaison peut être une liaison directe ou une liaison indirecte (par ex., via une ou plusieurs autres parties). Dans certains cas, lorsqu’un élément est désigné comme étant relié ou couplé à un autre élément, l’élément peut être relié directement à l’autre élément ou relié indirectement à l’autre élément via des éléments intermédiaires. Lorsqu’un élément est désigné comme étant relié directement à un autre élément, il n’y a aucun élément intermédiaire entre l’élément et l’autre élément. Deux dispositifs sont « en communication » s’ils sont reliés directement ou indirectement afin de pouvoir se transmettre des signaux électroniques l’un l’autre. Aux fins du présent document, le terme « sur la base de » peut être interprété comme « sur la base au moins en partie de. » Aux fins du présent document, sans autre contexte, l’utilisation de termes numériques tels qu’un « premier » objet, un « deuxième » objet, et un « troisième » objet n’implique pas nécessairement un ordre d’objets, mais ces termes peuvent plutôt être utilisés à des fins d’identification pour identifier des objets différents. Aux fins du présent document, le terme « ensemble » d’objets peut désigner un « ensemble » d’un ou de plusieurs des objets. La description détaillée ci-dessus a été présentée à des fins illustratives et descriptives. Elle n’est pas destinée à être exhaustive ni à limiter l’objet revendiqué dans le présent document à la ou aux formes précises divulguées. De nombreuses modifications et variations sont possibles à la lumière des enseignements ci-dessus. Les modes de réalisation décrits ont été choisis afin de mieux expliquer les principes de la technologie divulguée et son application pratique pour permettre ainsi à d’autres hommes du métier de mieux utiliser la technologie dans divers modes de réalisation et avec diverses modifications adaptées à l’utilisation particulière envisagée. Il est prévu que la portée de l’invention soit définie par les revendications ci-jointes. Système de contrôle d’attitude, comprenant : un suiveur stellaire configuré pour recevoir des données d’image provenant d’un capteur d’image monté sur un véhicule spatial et déterminer une séquence de valeurs d’attitude pour le véhicule spatial à partir des données d’image ; et un ou plusieurs circuits de contrôle connectés pour recevoir la séquence de valeurs d’attitude provenant du suiveur stellaire et configurés pour : comparer la séquence de valeurs d’attitude à un ensemble de valeurs d’attitude de mission ; déterminer une séquence de valeurs d’ajustement d’attitude pour le véhicule spatial à partir de la comparaison de la séquence de valeurs d’attitude à l’ensemble de valeurs d’attitude de mission ; comparer une première valeur de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude à une valeur précédente de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude ; déterminer une valeur de variation d’ajustement d’attitude pour le véhicule spatial à partir de la comparaison de la première valeur de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude à la valeur précédente de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude ; et déterminer un ensemble de valeurs de temps de fonctionnement pour un ensemble de propulseurs de contrôle d’attitude du véhicule spatial à partir des valeurs d’ajustement d’attitude et de la valeur de variation d’ajustement d’attitude. Système de contrôle d’attitude selon la revendication 1, dans lequel la séquence de valeurs d’attitude ont une valeur quaternionique. Système de contrôle d’attitude selon la revendication 2, où la comparaison de la séquence de valeurs d’attitude à l’ensemble de valeurs d’attitude de mission, la détermination de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude, la comparaison de la première valeur de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude à la valeur précédente de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude, et la détermination de la valeur de variation d’ajustement d’attitude sont réalisées à l’aide d’un traitement de valeur quarternionique. Système de contrôle d’attitude selon la revendication 3, dans lequel les un ou plusieurs circuits de contrôle sont en outre configurés pour : comparer la séquence de valeurs d’attitude à un ensemble de valeurs d’attitude de mission par une opération de division quaternionique ; et comparer une première valeur de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude à une valeur précédente de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude par une opération de division quaternionique. Système de contrôle d’attitude selon la revendication 3, dans lequel les un ou plusieurs circuits de contrôle sont en outre configurés pour : convertir la valeur de variation d’ajustement d’attitude d’un format de valeur quaternionique à un format de roulis, de tangage et de lacet, où l’ensemble de valeurs de temps de fonctionnement sont déterminées à l’aide de la valeur de variation d’ajustement d’attitude dans le format de roulis, de tangage et de lacet. Système de contrôle d’attitude selon la revendication 1, dans lequel les un ou plusieurs circuits de contrôle sont en outre configurés pour : recevoir l’ensemble de valeurs d’attitude de mission avant de comparer la séquence de valeurs d’attitude à l’ensemble de valeurs d’attitude de mission. Système de contrôle d’attitude selon la revendication 6, dans lequel les un ou plusieurs circuits de contrôle sont en outre configurés pour : mettre à jour l’ensemble de valeurs d’attitude de mission. Système de contrôle d’attitude selon la revendication 1, dans lequel les un ou plusieurs circuits de contrôle sont en outre configurés pour : estimer un degré de changement des valeurs d’attitude en réponse à l’allumage de l’ensemble de propulseurs de contrôle d’attitude en fonction des valeurs de temps de fonctionnement ; et déterminer ultérieurement l’ensemble de valeurs de temps de fonctionnement sur la base du degré de changement des valeurs d’attitude. Système de contrôle d’attitude selon la revendication 1, dans lequel les un ou plusieurs circuits de contrôle sont en outre configurés pour déterminer la valeur de variation d’ajustement d’attitude pour le véhicule spatial indépendamment d’un détecteur de variation d’attitude. Procédé, comprenant : la réception en provenance d’un suiveur stellaire d’une séquence de valeurs d’attitude pour un véhicule spatial ; la comparaison de la séquence de valeurs d’attitude à un ensemble de valeurs d’attitude de mission ; la détermination d’une séquence de valeurs d’ajustement d’attitude pour le véhicule spatial à partir de la comparaison de la séquence de valeurs d’attitude à l’ensemble de valeurs d’attitude de mission ; la comparaison d’une première valeur de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude à une valeur précédente de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude ; la détermination d’une valeur de variation d’ajustement d’attitude pour le véhicule spatial à partir de la comparaison de la première valeur de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude à la valeur précédente de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude ; et la détermination d’un ensemble de valeurs de temps de fonctionnement pour un ensemble de propulseurs de contrôle d’attitude du véhicule spatial à partir des valeurs d’ajustement d’attitude et de la valeur de variation d’ajustement d’attitude. Procédé selon la revendication 10, comprenant en outre : la réception au niveau du suiveur stellaire de données d’image provenant d’un capteur d’image monté sur le véhicule spatial ; et la génération par le suiveur stellaire de la séquence de valeurs d’attitude pour un véhicule spatial à partir des données d’image. Procédé selon la revendication 10, comprenant en outre : la fourniture de valeurs de temps de fonctionnement à l’ensemble de propulseurs de contrôle d’attitude ; et l’allumage de l’ensemble de propulseurs de contrôle d’attitude en fonction des valeurs de temps de fonctionnement. Procédé selon la revendication 10, comprenant en outre : l’estimation d’un degré de changement des valeurs d’attitude en réponse à l’allumage de l’ensemble de propulseurs de contrôle d’attitude en fonction des valeurs de temps de fonctionnement ; et la détermination ultérieure de l’ensemble de valeurs de temps de fonctionnement sur la base du degré de changement des valeurs d’attitude. Procédé selon la revendication 10, dans lequel la séquence de valeurs d’attitude ont une valeur quaternionique et la comparaison de la séquence de valeurs d’attitude à l’ensemble de valeurs d’attitude de mission, la détermination de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude, la comparaison de la première valeur de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude à la valeur précédente de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude, et la détermination des valeurs de variation d’ajustement d’attitude sont réalisées à l’aide d’un traitement de valeur quarternionique. Procédé selon la revendication 14, comprenant en outre : la conversion de la valeur de variation d’ajustement d’attitude d’un format de valeur quaternionique à un format de roulis, de tangage et de lacet, où l’ensemble de valeurs de temps de fonctionnement sont déterminées à l’aide de la valeur de variation d’ajustement d’attitude dans le format de roulis, de tangage et de lacet. Satellite, comprenant un ensemble de propulseurs de contrôle d’attitude sensibles à un ensemble de valeurs de temps de fonctionnement ; un capteur d’image monté sur un corps du satellite ; et un système de contrôle d’attitude configuré pour recevoir des données d’image à partir du capteur d’image et pour fournir l’ensemble de valeurs de temps de fonctionnement à l’ensemble de propulseurs de contrôle d’attitude, le système de contrôle d’attitude comprenant : un suiveur stellaire configuré pour recevoir les données d’image et déterminer une séquence de valeurs d’attitude pour le satellite à partir des données d’image ; et un ou plusieurs circuits de contrôle connectés pour recevoir la séquence de valeurs d’attitude provenant du suiveur stellaire et configurés pour : comparer la séquence de valeurs d’attitude à un ensemble de valeurs d’attitude de mission ; déterminer une séquence de valeurs d’ajustement d’attitude pour le satellite à partir de la comparaison de la séquence de valeurs d’attitude à l’ensemble de valeurs d’attitude de mission ; comparer une première valeur de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude à une valeur précédente de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude ; déterminer une valeur de variation d’ajustement d’attitude pour le satellite à partir de la comparaison de la première valeur de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude à la valeur précédente de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude ; et déterminer un ensemble de valeurs de temps de fonctionnement pour l’ensemble de propulseurs de contrôle d’attitude du satellite à partir des valeurs d’ajustement d’attitude et de la valeur de variation d’ajustement d’attitude. Satellite selon la revendication 16, dans lequel les un ou plusieurs circuits de contrôle sont en outre configurés pour : estimer un degré de changement des valeurs d’attitude en réponse à l’allumage de l’ensemble de propulseurs de contrôle d’attitude en fonction des valeurs de temps de fonctionnement ; et déterminer ultérieurement l’ensemble de valeurs de temps de fonctionnement sur la base du degré de changement des valeurs d’attitude. Satellite selon la revendication 16, dans lequel la séquence de valeurs d’attitude ont une valeur quaternionique. Satellite selon la revendication 18, où la comparaison de la séquence de valeurs d’attitude à l’ensemble de valeurs d’attitude de mission, la détermination de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude, la comparaison de la première valeur de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude à la valeur précédente de la séquence de valeurs d’ajustement d’attitude, et la détermination de la valeur de variation d’ajustement d’attitude sont réalisées à l’aide d’un traitement de valeur quarternionique. Satellite selon la revendication 19, dans lequel les un ou plusieurs circuits de contrôle sont en outre configurés pour : convertir la valeur de variation d’ajustement d’attitude d’un format de valeur quaternionique à un format de roulis, de tangage et de lacet, où l’ensemble de valeurs de temps de fonctionnement sont déterminées à l’aide de la valeur de variation d’ajustement d’attitude dans le format de roulis, de tangage et de lacet.