FR2742122A1 - Procede et dispositif de commande d'attitude de satellite a generateurs solaires - Google Patents
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Abstract
On commande l'attitude d'un satellite placé en orbite basse inclinée sur l'équateur, en maintenant un axe déterminé lié au corps du satellite suivant la verticale terrestre. Un générateur solaire est fixe par rapport au corps du satellite. On donne à l'orientation du corps du satellite une modification cyclique autour de l'axe de lacet (Zs) pour réduire la perte de puissance du générateur solaire par rapport à une orientation orthogonale à la direction du soleil.
Description
PROCEDE ET DISPOSITIF DE COMMANDE D'ATTITUDE DE SATELLITE A GENERATEURS SOLAIRES
La présente invention concerne les satellites destinés à être placés en- orbite basse et soumis à une seule contrainte d'attitude au cours du fonctionnement, à savoir qu'un axe déterminé lié au satellite doit être orienté en permanence suivant la verticale terrestre.
La présente invention concerne les satellites destinés à être placés en- orbite basse et soumis à une seule contrainte d'attitude au cours du fonctionnement, à savoir qu'un axe déterminé lié au satellite doit être orienté en permanence suivant la verticale terrestre.
L'énergie électrique nécessaire au fonctionnement de la charge utile d'un satellite est en règle générale fournie par des générateurs solaires constitués par un ou plusieurs panneaux déployables portant des cellules solaires, s'étendant dans une direction déterminée Ys par rapport au satellite.
Dans la plupart des cas, cette direction Ys est orthogonale à un axe Xs d'alignement avec le lanceur et un axe Zs qui doit être pointé vers la terre lorsque le satellite est sur une orbite circulaire et est alors confondu avec un axe de lacet Z dans un repère orbital. Ce cas est notamment celui des satellites dont la charge utile est constituée par des générateurs radioélectriques reliés à des antennes fixées au corps du satellite.
La figure 1 montre, à titre d'exemple, un tel satellite ayant un corps 34 portant des antennes 38 destinées à être pointées vers la terre et deux générateurs solaires 36. Xs,
Ys et Zs désignent respectivement la direction d'alignement avec le lanceur, l'axe suivant lequel s'étendent les panneaux constituant les générateurs solaires et la direction orthogonale aux deux précédentes, vers laquelle regardent les antennes 38.
Ys et Zs désignent respectivement la direction d'alignement avec le lanceur, l'axe suivant lequel s'étendent les panneaux constituant les générateurs solaires et la direction orthogonale aux deux précédentes, vers laquelle regardent les antennes 38.
Un tel satellite contient des volants d'inertie dont la vitesse est commandable, de façon notamment à permettre de donner au moment cinétique interne du satellite une orientation quelconque par rapport au repère XsYsZs et de commander l'attitude du satellite par échange de moment cinétique avec le corps.
L'orientation d'un tel satellite est en règle générale commandée, lors des périodes de fonctionnement, de façon à maintenir l'axe Zs pointé vers la terre, c'est-à-dire selon la normale à l'orbite dans le plan de l'orbite dans le cas fréquent d'une orbite sensiblement circulaire.
La puissance fournie par les générateurs solaires dépend de l'angle sous lequel ces générateurs voient le soleil.
Sauf sur des satellites en orbite polaire, cela conduit à l'heure actuelle à modifier périodiquement l'orientation des générateurs solaires autour d'au moins un axe, généralement l'axe Ys. Pour un satellite placé sur une orbite basse, donc dérivant par rapport à la terre, le maintien des générateurs solaires face au soleil avec une stabilisation trois axes du corps exige même de combiner une orientation des générateurs à une commande en lacet du corps, permanente ou par sauts périodiques espacés de quelques semaines.
L'orientation continue des générateurs solaires a des inconvénients. Elle provoque des interférences variables avec beaucoup de charges utiles. Elle oblige à recalculer périodiquement le centre de masse du satellite. Elle provoque des perturbations du moment d'inertie et du moment cinétique interne.
L'invention vise notamment à fournir un procédé de commande de satellite soumis uniquement à une contrainte d'orientation d'un axe lié au corps du satellite vers la terre, procédé permettant d'écarter ces inconvénients sans pour autant réduire de façon excessive la puissance moyenne fournie par les générateurs solaires.
Dans ce but, l'invention propose notamment un procédé de commande suivant lequel on maintient les générateurs solaires dans une orientation fixe par rapport au corps du satellite et on provoque une variation cyclique de l'orien- tation du corps du satellite autour de l'axe de lacet (par rapport à l'orbite) pour réduire la perte de puissance des générateurs solaires par rapport à une orientation qui resterait strictement orthogonale à la direction du soleil.
Le pilotage en lacet optimum du point de vue de la puissance fournie par les générateurs solaires impliquerait, pour certaines orbites, et notamment pour les orbites dont les noeuds sont proches de 0 et 12 h, des retournements brutaux autour de l'axe de lacet. Ces variations brutales sont incompatibles avec les caractéristiques des systèmes de commande d'attitude. Une solution avantageuse, bien que non exclusive, consiste à adopter une loi de variation sinusoidale à la période orbitale, avec une amplitude choisie pour chaque orbite de façon que la loi soit la plus proche de la loi optimale, au sens des moindres carrés des écarts.
L'approximation est d'autant meilleure que l'orbite est proche de celle ayant des noeuds à 6 h et 18 h. Mais le rendement utile reste proche de l'optimum dans tous les cas.
Les résultats obtenus dépendent du calage angulaire qui est donné aux générateurs solaires autour de l'axe Ys. Dans la pratique, on constate que, pour beaucoup d'orbites basses faisant avec le plan équatorial terrestre un angle de 50 à 70 , un angle de 300 environ entre le plan des générateurs solaires et le plan orthogonal à l'axe Xs donne des résultats satisfaisants.
L'invention est applicable aussi bien à un satellite dépourvu de moteurs d'orientation des générateurs solaires autour de l'axe Ys qu'à ceux qui comportent un moteur permettant une telle orientation, par exemple pour amener les générateurs solaires, après déploiement de ces derniers, dans une orientation optimale. L'invention conserve en effet alors son intérêt, du fait qu'aucune modification ultérieure du calage n'est nécessaire.
L'invention propose également un dispositif de commande d'attitude permettant de mettre en oeuvre le procédé défini ci-dessus, par modification de la vitesse des volants d'inertie placés dans le corps du satellite et/ou par action sur les magnéto-coupleurs interférant avec le champ magnétique terrestre.
Les caractéristiques ci-dessus ainsi que d'autres apparaîtront mieux à la lecture de la description qui suit d'un mode particulier de réalisation, donné à titre d'exemple non limitatif. La description se réfère aux dessins qui l'accompagnent, dans lesquels
- la figure 1, déjà mentionnée, montre schématiquement la constitution d'un satellite auquel est applicable l'invention ;;
- la figure 2 est un schéma destiné à faire apparaître les paramètres de l'orbite qui interviennent dans la mise en oeuvre de l'invention
- les figures 3 et 4 montrent respectivement la variation de l'angle d'aspect solaire et de l'efficacité des générateurs solaires, en fonction de l'heure locale, d'un satellite du type montré en figure 2, placé sur une orbite midi-minuit
- la figure 5 montre la variation d'efficacité des générateurs solaires sur l'orbite pour la même heure locale du noeud ascendant que dans le cas de la figure 5, avec différents calages angulaires des générateurs solaires
- la figure 6 montre la variation de l'angle optimal de pilotage en lacet d'un satellite, en fonction de la position sur l'orbite, pour différentes heures locales du noeud ascendant ; et
- la figure 7 montre une approximation possible.
- la figure 1, déjà mentionnée, montre schématiquement la constitution d'un satellite auquel est applicable l'invention ;;
- la figure 2 est un schéma destiné à faire apparaître les paramètres de l'orbite qui interviennent dans la mise en oeuvre de l'invention
- les figures 3 et 4 montrent respectivement la variation de l'angle d'aspect solaire et de l'efficacité des générateurs solaires, en fonction de l'heure locale, d'un satellite du type montré en figure 2, placé sur une orbite midi-minuit
- la figure 5 montre la variation d'efficacité des générateurs solaires sur l'orbite pour la même heure locale du noeud ascendant que dans le cas de la figure 5, avec différents calages angulaires des générateurs solaires
- la figure 6 montre la variation de l'angle optimal de pilotage en lacet d'un satellite, en fonction de la position sur l'orbite, pour différentes heures locales du noeud ascendant ; et
- la figure 7 montre une approximation possible.
Avant de décrire l'invention, on rappellera, en faisant référence à la figure 2, les notations habituelles qui seront utilisées par la suite
X : projection de la direction du soleil sur le plan
équatorial terrestre XY,
e : élévation solaire (angle entre la direction
solaire et X),
i : inclinaison de l'orbite sur le plan équatorial
terrestre,
H : heure locale du noeud ascendant de l'orbite,
compté à partir de X,
PSO : position angulaire du satellite sur son orbite,
mesurée à partir de H,
a : altitude du satellite.
X : projection de la direction du soleil sur le plan
équatorial terrestre XY,
e : élévation solaire (angle entre la direction
solaire et X),
i : inclinaison de l'orbite sur le plan équatorial
terrestre,
H : heure locale du noeud ascendant de l'orbite,
compté à partir de X,
PSO : position angulaire du satellite sur son orbite,
mesurée à partir de H,
a : altitude du satellite.
On fera surtout référence par la suite à un satellite pour lequel i = 660 et a = 1335 km, pour lequel e varie, selon la saison de e = - 23,50 en hiver à + 23,50 en été.
L'heure locale du noeud ascendant H dérive de 30 par jour et
PSO varie de 3600 par période de 112 mn.
PSO varie de 3600 par période de 112 mn.
On supposera par la suite que l'axe de lacet Zs du satellite doit rester pointé suivant la verticale locale. On considèrera également, par convention, que cette orientation correspond à des angles de consigne nuls en roulis et en tangage.
Pour de telles caractéristiques, on montrera par la suite que l'angle optimum o de calage des générateurs solaires par rapport au plan YsZs est d'environ 300, les cellules solaires étant placées sur la face orientée suivant la direction - Xs.
Sur un tel satellite, le pilotage s'effectuera en pointant la direction - Xs le plus possible vers le soleil, tout en conservant l'axe Ys pointé vers la terre.
Le cas le plus défavorable est celui d'une orbite ayant des noeuds à 0 h et 12 h, car c'est alors que la durée des éclipses est maximale. Dans ce cas le pointage optimal, avec o = 300, se traduit par la variation de l'angle entre normale au générateur et direction du soleil (aspect solaire) montrée en figure 3 et par la variation corrélative de l'efficacité des générateurs (proportionnelle au cosinus de langue) montrée en figure 4. Sur ces figures, les zones hachurées correspondent aux périodes d'éclipse.
On constate que le pilotage conduit, grâce au calage à 300 des générateurs, à faire passer ces derniers en face du soleil deux fois sur la demi-orbite éclairée et à obtenir une aire maximale sous les courbes de variation de la figure 4, c'est-à-dire une énergie délivrée maximale.
L'efficacité moyenne est de 56 %, c'est-à-dire proche de l'efficacité maximale de 69 % qui serait obtenue avec un générateur solaire pointé en permanence vers le soleil, par exemple grâce à un générateur solaire orienté en permanence par un moteur, avec pilotage en lacet du corps du satellite, ou même avec un générateur orienté suivant deux axes. La figure 3 montre que des calages 0 autres que 300 donnent des résultats moins favorables.
L'angle de consigne en lacet permettant de réaliser le pointage optimal varie en fonction de la position sur orbite du satellite. La courbe de variation de cet angle en fonction de la position sur orbite diffère selon l'heure locale du noeud ascendant, comme le fait apparaître la figure 6. L'angle de consigne évolue dans le temps à la période orbitale, mais sa forme évolue depuis deux segments de droite discontinus aux orbites midi-minuit (courbe A) vers une sinusoïde pour les orbites proches de 6 h-18 h (courbe B), cette dernière variation pouvant se limiter à une constante au solstice d'hiver.
Dans tous les cas, le pilotage en lacet permet aux cellules solaires de voir le soleil à tout instant en dehors des éclipses. Même sur l'orbite midi-minuit, qui constitue le pire cas pour l'éclairement, les générateurs solaires sont face au soleil une fois par quart d'orbite éclairé.
Le strict respect de la loi de variation illustrée en figure 6 est impossible lorsqu'vil imposerait un retournement brutal en lacet (courbe A). Une première solution consiste à limiter simplement la vitesse de basculement en lacet, et à amorcer le mouvement avant d'arriver à la PSO où il serait nécessaire. Une solution plus simple consiste à donner au corps du satellite un mouvement en lacet qui est sinusoidal.
Pour chaque orbite, l'amplitude du mouvement sinusoldal est définie de façon à correspondre au mieux à la courbe optimale du point de vue de l'éclairement. Pratiquement, on peut utiliser une sinusoide de consigne dont l'amplitude est telle que la sinusoide soit la plus proche possible de la courbe théorique, au sens de la somme des moindres carrés des écarts. La figure 7 montre, en traits pleins, la loi de variation qui pourra être adoptée pour simuler la loi théorique, montrée en tirets dans le cas d'une orbite midiminuit, c'est-à-dire dans le pire cas. L'efficacité solaire est peu dégradée, même dans ce cas, puisqu'elle passe simplement de 56 % à 52 t.
La commande en lacet pourra être réalisée en utilisant soit des magnéto-coupleurs, soit une commande de vitesse des volants. La mesure d'attitude du satellite peut s'effectuer en utilisant les capteurs dont est habituellement muni un satellite, et notamment un capteur solaire qui peut être grossier.
Claims (5)
1. Procédé de commande d'attitude d'un satellite placé en orbite basse inclinée sur l'équateur, en maintenant un axe déterminé lié au corps du satellite suivant la verticale terrestre,
caractérisé en ce qu'on maintient un générateur solaire (36) dans une orientation fixe par rapport au corps du satellite et on donne à l'orientation du corps du satellite une modification cyclique autour de l'axe de lacet (Zs) pour réduire la perte de puissance du générateur solaire par rapport à une orientation orthogonale à la direction du soleil.
2. Procédé suivant la revendication 1, caractérisé en ce qu'on modifie l'orientation du corps suivant une loi de variation sinusoidale à la période orbitale, avec une amplitude choisie pour que la loi soit la plus proche de la loi optimale, au sens des moindres carrés des écarts.
3. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'on limite la vitesse de basculement en lacet à une valeur déterminée.
4. Procédé selon la revendication 1, 2 ou 3, caractérisé en ce que, le satellite étant sur une orbite faisant avec le plan équatorial terrestre un angle de 50 à 700, on donne à l'angle entre le plan des générateurs solaires et le plan passant par l'axe de lacet et la direction dans laquelle s'étend le générateur une valeur de 300 environ.
5. Satellite permettant de mettre en oeuvre le procédé suivant la revendication 1, caractérisé en ce qu'il est dépourvu de moteurs d'orientation de générateurs solaires, et comporte des moyens de pilotage en lacet permettant de provoquer une variation cyclique de l'orientation du corps du satellite autour de l'axe de lacet, par rapport à l'orbite, pour réduire la perte de puissance des générateurs solaires, en laissant un axe déterminé lié au satellite pointé vers la terre.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9514416A FR2742122B1 (fr) | 1995-12-06 | 1995-12-06 | Procede et dispositif de commande d'attitude de satellite a generateurs solaires |
Applications Claiming Priority (1)
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| FR9514416A FR2742122B1 (fr) | 1995-12-06 | 1995-12-06 | Procede et dispositif de commande d'attitude de satellite a generateurs solaires |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2742122A1 true FR2742122A1 (fr) | 1997-06-13 |
| FR2742122B1 FR2742122B1 (fr) | 1998-02-06 |
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ID=9485193
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|---|---|---|---|
| FR9514416A Expired - Lifetime FR2742122B1 (fr) | 1995-12-06 | 1995-12-06 | Procede et dispositif de commande d'attitude de satellite a generateurs solaires |
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|---|---|
| FR (1) | FR2742122B1 (fr) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102700728A (zh) * | 2012-06-18 | 2012-10-03 | 上海卫星工程研究所 | 一种卫星太阳电池阵在轨被遮挡的确定方法及其应用 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3863870A (en) * | 1972-07-10 | 1975-02-04 | Hughes Aircraft Co | Spin stabilized vehicle and solar cell arrangement therefor |
| EP0341130A1 (fr) * | 1988-04-26 | 1989-11-08 | AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle | Procédé de basculement du moment d'inertie d'un corps rotatif libre dans l'espace jusqu'en une direction donnée |
| EP0372434A2 (fr) * | 1988-12-09 | 1990-06-13 | Hughes Aircraft Company | Dispositif de commande pour satellite |
| US5248118A (en) * | 1992-05-13 | 1993-09-28 | General Electric Co. | Spacecraft attitude control system with reaction wheel bearing protection |
-
1995
- 1995-12-06 FR FR9514416A patent/FR2742122B1/fr not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3863870A (en) * | 1972-07-10 | 1975-02-04 | Hughes Aircraft Co | Spin stabilized vehicle and solar cell arrangement therefor |
| EP0341130A1 (fr) * | 1988-04-26 | 1989-11-08 | AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle | Procédé de basculement du moment d'inertie d'un corps rotatif libre dans l'espace jusqu'en une direction donnée |
| EP0372434A2 (fr) * | 1988-12-09 | 1990-06-13 | Hughes Aircraft Company | Dispositif de commande pour satellite |
| US5248118A (en) * | 1992-05-13 | 1993-09-28 | General Electric Co. | Spacecraft attitude control system with reaction wheel bearing protection |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102700728A (zh) * | 2012-06-18 | 2012-10-03 | 上海卫星工程研究所 | 一种卫星太阳电池阵在轨被遮挡的确定方法及其应用 |
| CN102700728B (zh) * | 2012-06-18 | 2014-08-13 | 上海卫星工程研究所 | 一种卫星太阳电池阵在轨被遮挡的确定方法及其应用 |
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|---|---|
| FR2742122B1 (fr) | 1998-02-06 |
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