TITRE : Inclinomètre absolu 720° pouvant fonctionner en milli-gravité

La présente invention s'inscrit dans le domaine de l'exploration spatiale, et concerne un capteur opto-mécanique apte à être utilisé dans un environnement spatial à faible gravité, tel que celui présent à la surface d'un astéroïde ou d'une petite lune du système solaire.

Plus précisément, la présente invention a trait à un dispositif de reconnaissance d'attitude d'un objet, à un objet comportant un tel dispositif, à une sonde spatiale comportant un tel dispositif, à un atterrisseur comportant un tel dispositif et à un procédé de reconnaissance d'attitude d'un objet, mis en œuvre par un tel dispositif. Dans le domaine de l'exploration spatiale, l'utilisation de sondes d'exploration automatiques permet de réaliser des missions qui ne sont à ce jour pas envisageables pour des missions habitées.

Ces missions d'exploration automatiques sont menées par des sondes spatiales équipées d'instruments scientifiques qui sont lancées depuis la Terre à l'aide de fusées et envoyées vers les corps célestes à explorer pour les étudier de plus près.

Les sondes spatiales d'exploration tendent de plus en plus souvent à embarquer une ou plusieurs petites sondes filles larguées par une sonde mère vers la surface de l'objet céleste à explorer, lorsqu'elle arrive à proximité de ce dernier.

Dans ce contexte, les sondes filles sont des véhicules spatiaux automatiques, équipés eux aussi d'instruments scientifiques, qui vont donc se poser à la surface des corps célestes à explorer, contrairement aux sondes mères qui, elles, vont explorer à distance la plus grande surface possible du corps céleste. Cette approche permet de compléter les données scientifiques globales mesurées à distance par la sonde mère par des données scientifiques locales, mesurées in situ à la surface par la sonde fille.

On qualifie les sondes filles destinées à atterrir à la surface des corps célestes par le terme générique d'« atterrisseurs » ou bien par les termes en langue anglaise plus spécifiques « lander », « hopper » ou « rover » en fonction des capacités de mobilité de celles-ci.

Ainsi, les sondes désignées par le terme, en langue anglaise, « lander », pouvant être traduit par « atterrisseur » en langue française, ne sont pas pourvues de capacités de déplacement. Elles effectuent les mesures scientifiques à l'endroit de leur atterrissage. Les sondes désignées par le terme, en langue anglaise, « hopper », pouvant être traduit par « sauteur » en langue française, sont équipées d'un dispositif leur permettant d'effectuer des sauts afin de pouvoir visiter d'autres sites que le site d'atterrissage initial.

Les sondes désignées par le terme, en langue anglaise, « rover » , pouvant être traduit par « astromobile » en langue française, sont généralement équipées de roues afin de pouvoir rouler à la surface de l'objet à explorer en vue d'atteindre des sites cibles définis par les équipes au sol en fonction de leur intérêt scientifique potentiel et des risques encourus pour les atteindre.

En fonction du profil de la mission, l'atterrisseur est largué à une altitude variant entre plusieurs dizaines de mètres et plusieurs kilomètres au-dessus de la surface du corps céleste à explorer. L'atterrisseur tombe vers la surface du corps à explorer, par gravité. En fonction de l'altitude de largage, de la vitesse initiale et de l'intensité de la gravité, la durée du trajet vers la surface est comprise entre quelques secondes et plusieurs heures.

Du fait de sa vitesse d'impact et de la faible gravité à la surface des petits corps du système solaire, après être entré en contact avec le corps, l'atterrisseur rebondit généralement plusieurs fois à la surface, avant de se stabiliser à un endroit inconnu avec une attitude inconnue. La distance parcourue pendant les rebonds peut être importante.

Pour les atterrisseurs ayant des capacités de mobilité (sondes désignées, en langue anglaise, par « hoppers » et « rovers »), il convient de déterminer de façon précise l'attitude d'immobilisation à la surface du corps afin de prendre les bonnes décisions leur permettant de se redresser et de déployer des générateurs solaires le cas échéant. Cette étape de détermination de l'orientation de l'atterrisseur en contact avec le sol du corps à explorer est critique, car une information erronée sur l'attitude de l'atterrisseur peut avoir pour conséquences sa détérioration voire la perte de la mission (par exemple tentative de déploiement des générateurs solaires alors que l'atterrisseur est orienté « la tête en bas » et donc que les générateurs solaires se trouvent sous l'atterrisseur, en contact avec la surface du corps céleste). La détermination de l'attitude doit pouvoir se faire de manière autonome car la communication avec la Terre n'est pas possible si par exemple l'attitude de l'atterrisseur oriente son ou ses antenne(s) de manière défavorable pour assurer une communication.

On connaît de l'art antérieur plusieurs dispositifs permettant d'identifier l'orientation d'un objet, comme les accéléromètres, les gyroscopes ou encore un ensemble de photodiodes.

La plupart des accéléromètres « sur étagère » sont conçus pour être utilisés en gravité terrestre (par exemple les accéléromètres intégrés dans les terminaux mobiles de communication désignés par le terme, en langue anglaise, « smartphone »). Leur utilisation à la surface de petits corps du système solaire où la gravité peut être des milliers de fois plus faible que sur Terre est problématique car le signal de sortie serait noyé dans le bruit de mesure.

L'utilisation de gyroscopes présente plusieurs inconvénients. Tout d'abord, le coût d'un gyroscope spatialisé, c'est-à-dire qui peut être utilisé en environnement spatial (environnement hostile présentant de forts contrastes thermiques, où règne généralement le vide ainsi qu'une gravité inférieure à la gravité terrestre et où le niveau de radiations cosmiques est significativement supérieur à celui relevé à la surface de la Terre) est particulièrement élevé. Ensuite, un gyroscope utilise les conditions initiales de la sonde (attitude de la sonde par rapport au site d'atterrissage) pour en déduire une orientation angulaire de l'atterrisseur. La déduction de l'orientation angulaire de la sonde par rapport au sol se fait en intégrant dans le temps les valeurs d'angles mesurés entre la première attitude, juste avant le largage par la sonde mère, et l'attitude finale lorsque l'atterrisseur se trouve sur le sol, c'est-à-dire après avoir rebondi plusieurs fois avant de se stabiliser. Or un redémarrage du calculateur bord suite à un changement d'état inopiné dans l'électronique dû à un événement ionisant (« SEU » pour « Single Event Upset » en langue anglaise) ou un plantage de l'électronique du gyroscope suite à un évènement « SEU » pendant la phase de descente ou pendant les rebonds de l'atterrisseur pourrait entraîner une perte d'informations. De même, les chocs et les collisions de l'atterrisseur avec les éléments géologiques pouvant être présents à la surface lors des rebonds constituent des non-linéarités qui sont susceptibles de venir fausser les mesures. Finalement, la consommation électrique relativement importante des gyroscopes peut être très pénalisante pour des missions qui sont souvent très contraintes d'un point de vue énergétique.

Enfin, la solution utilisant des photodiodes consiste à analyser le signal en sortie de photodiodes placées à plusieurs endroits de l'atterrisseur pour en déduire l'attitude de celui-ci. Cependant, en fonction du relief du site où s'est immobilisé l'atterrisseur, des ombrages ou la proximité de structures géologiques sont susceptibles de venir induire en erreur l'algorithme de décision. Par ailleurs, le régolithe qui compose généralement la surface du corps à explorer peut recouvrir les diodes lors des rebonds, pouvant également fausser les mesures.

La présente invention vise à s'affranchir des inconvénients ci-dessus, et propose pour ce faire un dispositif de reconnaissance d'attitude d'un objet, remarquable en ce qu'il comporte : une sphère comportant une paroi apte à laisser passer au moins partiellement un flux lumineux ;

une bille, montée mobile à l'intérieur de ladite sphère ;

un dispositif d'acquisition d'images, agencé dans ledit dispositif de reconnaissance d'attitude pour acquérir une image bidimensionnelle de la bille et de la sphère ;

un dispositif d'émission d'un flux lumineux, agencé dans ledit dispositif de reconnaissance d'attitude pour émettre un flux lumineux en direction de ladite sphère ; un dispositif de traitement d'images, connecté au dispositif d'acquisition d'images, piloté par un algorithme de traitement d'images et conçu pour piloter le dispositif d'émission d'un flux lumineux, pour récupérer ladite image acquise par ledit dispositif d'acquisition d'images et pour déterminer à partir de ladite image un vecteur gravité ayant pour origine le centre de la sphère et pour extrémité le centre de la bille. Ainsi, grâce à la présente invention, en permettant d'identifier la direction et le sens du vecteur gravité au point de chute de l'atterrisseur, le dispositif de reconnaissance d'attitude peut déduire l'attitude de l'atterrisseur de manière autonome et sans aucune aide extérieure, et l'atterrisseur peut agir en conséquence.

La présente invention permet de constituer une solution, précise, robuste et totalement autonome par rapport aux solutions de l'art antérieur et plus économique qu'une solution issue de l'art antérieur offrant des performances similaires.

Aussi, en prévoyant de positionner la bille à l'intérieur d'une sphère, la mesure du vecteur gravité est obtenue sur 4 Pi stéradians, soit sur 720°, ce qui permet au dispositif de reconnaissance d'attitude selon l'invention d'être pleinement opérationnel quelle que soit l'attitude de l'atterrisseur à l'intérieur duquel est destiné à être monté le dispositif de reconnaissance d'attitude de l'invention.

Le dispositif effectue donc une mesure absolue, indépendante de tout état initial, robuste à toute défaillance transitoire due aux radiations pendant la phase de descente de l'atterrisseur vers la surface et indépendante de tout stress apporté par les chocs plus ou moins violents lors des rebonds et pouvant fonctionner même en très faible gravité si on laisse le temps à la bille de se stabiliser dans la sphère.

Cette mesure peut, par ailleurs, être renouvelée à tout moment de la mission à la surface lorsque l'atterrisseur est immobile et que le besoin de connaître l'attitude de l'atterrisseur se présente. Cette mesure à tout moment peut donc se faire sans avoir à intégrer les mouvements de l'atterrisseur lors de ses déplacements (cas « hopper » et « rover ») et donc sans consommer de l'énergie électrique pendant lesdits déplacements, le dispositif pouvant être maintenu hors tension en dehors des phases de mesure.

Le dispositif de traitement d'images embarqué dans le dispositif de reconnaissance d'attitude, pouvant contrôler le dispositif d'émission d'un flux lumineux et le dispositif d'acquisition d'images, et pouvant traiter les images acquises pour en déduire la direction et le sens du vecteur gravité, permet d'identifier l'attitude de l'atterrisseur en totale autonomie, sans nécessiter une quelconque intervention humaine et sans nécessiter de transmettre de données à un calculateur externe. Cela est particulièrement avantageux pour des missions spatiales dans le cas où aucune communication n'est possible avec un autre appareil et pour simplifier le logiciel de vol de l'atterrisseur et diminuer son coût de développement.

Le dispositif de traitement d'images peut également être appelé « dispositif de pilotage et de traitement ». le dispositif de traitement d'images intègre l'algorithme de traitement d'images.

Selon un aspect, le dispositif de reconnaissance d'attitude d'un objet est configuré pour être utilisé dans un environnement spatial.

Autrement dit, le dispositif de reconnaissance d'attitude d'un objet est configuré pour être utilisé dans l'espace.

On entend par « configuré pour être utilisé dans un environnement spatial », spécifiquement conçu pour une utilisation en milieu spatial et ayant subi des tests de qualification permettant de valider la tenue et le bon fonctionnement du dispositif de reconnaissance d'attitude à l'environnement spatial.

Le dispositif de reconnaissance d'attitude d'un objet est configuré pour être utilisé dans un environnement spatial lorsqu'il a été démontré qu'il est compatible notamment d'une utilisation dans des milieux présentant de forts niveaux de radiations, une très faible pression (vide spatial), des variations thermiques nombreuses et importantes (par exemple entre -50° et +70°C), des vibrations mécaniques et des chocs importants (dus notamment aux phases de lancement et d'atterrissage).

Des caractéristiques optionnelles du dispositif de reconnaissance d'attitude sont décrites ci-après.

Selon un aspect, le dispositif de reconnaissance d'attitude d'un objet comporte un boîtier à l'intérieur duquel sont montés :

o le dispositif d'acquisition d'images disposé dans une première zone du boîtier,

o le dispositif d'émission d'un flux lumineux, disposé dans la première zone du boîtier, o la sphère, à l'intérieur de laquelle est montée la bille, disposée dans une deuxième zone du boîtier.

Le dispositif d'émission d'un flux lumineux étant disposé dans la même zone du boîtier que le dispositif d'acquisition d'images, il est possible d'éclairer la sphère sans éblouir le dispositif d'acquisition d'images.

Selon un aspect, le dispositif de traitement d'images est monté à l'intérieur du boîtier ou est directement intégré au dispositif d'acquisition d'images.

Ainsi, le dispositif de traitement d'images est embarqué et totalement autonome vis-à- vis d'autres appareils.

Selon un aspect, le dispositif d'émission d'un flux lumineux comporte un premier ensemble de diodes électroluminescentes.

La robustesse, la masse et le rendement énergétique des diodes électroluminescentes sont adaptés à une utilisation dans l'espace.

Selon un aspect, le premier ensemble de diodes électroluminescentes est monté entre le dispositif d'acquisition d'images et la sphère.

Par exemple, le premier ensemble de diodes électroluminescentes est contenu dans au moins un plan normal à une direction d'acquisition d'image.

On comprend que la direction d'acquisition d'image est parallèle à une droite passant par l'axe du dispositif d'acquisition d'images et le centre de la sphère.

La direction d'acquisition d'image correspond à un plan longitudinal du boîtier.

On comprend que l'au moins un plan dans lequel est contenu le premier ensemble de diodes électroluminescentes est disposé entre le dispositif d'acquisition d'images et la sphère.

Selon un aspect, le dispositif de reconnaissance d'attitude comporte un diaphragme, qui s'étend depuis une face extérieure de la paroi de la sphère, ledit diaphragme contenant un plan de la sphère sensiblement orthogonal à un axe longitudinal du boîtier, ledit diaphragme définissant, d'une part, un premier compartiment du boîtier, à l'intérieur duquel sont montés le dispositif d'acquisition d'images et le premier ensemble de diodes électroluminescentes et, d'autre part, un deuxième compartiment, le dispositif d'émission d'un flux lumineux comportant en outre un deuxième ensemble de diodes électroluminescentes, monté dans le deuxième compartiment dudit boîtier. On comprend que le diaphragme s'étend depuis une face extérieure de la paroi de la sphère, sans nécessairement la toucher.

Le rôle du diaphragme est d'empêcher le deuxième ensemble de diodes électroluminescentes d'éclairer directement et d'éblouir le dispositif d'acquisition d'images. On comprend que le premier compartiment comprend la première zone du boîtier. On comprend que la deuxième zone du boîtier comprend le deuxième compartiment. On comprend que le premier compartiment comprend une première portion de la sphère. On comprend que le deuxième compartiment comprend une deuxième portion de la sphère.

Par exemple, la première portion de la sphère est plus petite que la deuxième portion de la sphère.

Grâce à ces dispositions, la sphère et la bille peuvent être éclairées de différentes manières. En effet, la sphère et la bille peuvent être éclairées par le premier ensemble de diodes électroluminescentes et/ou par le deuxième ensemble de diodes électroluminescentes. Ainsi, la surface éclairée de la bille peut avoir des aspects différents en fonction de l'éclairage. Cela permet de calculer de manière plus précise la position de la bille dans la sphère.

Selon un aspect, le deuxième ensemble de diodes électroluminescentes est similaire au premier ensemble de diodes électroluminescentes et est disposé dans au moins un plan normal à la direction d'acquisition d'image.

Selon un aspect, les premier et deuxième ensembles de diodes électroluminescentes peuvent être pilotés de manière indépendante l'un de l'autre par le dispositif de traitement d'images.

Selon un aspect, le deuxième ensemble de diodes électroluminescentes est monté sur le diaphragme ou à proximité du diaphragme. Ceci permet d'assurer au diaphragme une bonne occultation du flux lumineux produit par le deuxième ensemble de diodes électroluminescentes.

Selon un aspect, la bille aune couleur différente de celle des parois internes du boîtier. Ceci permet de mieux pouvoir la distinguer la bille dans l'image acquise par le dispositif d'acquisition d'images.

Selon un aspect, la bille est de couleur blanche et les parois internes du boîtier sont de couleur noire. Cette combinaison de couleurs permet de faire ressortir la bille dans l'image acquise par le dispositif d'acquisition d'images.

Selon un aspect, le dispositif d'acquisition d'images, le dispositif d'émission d'un flux lumineux et le dispositif de traitement d'images sont conçus pour être utilisés en environnement spatial.

Le présent exposé concerne également un objet comportant un dispositif de reconnaissance d'attitude selon l'une quelconque des caractéristiques susmentionnées. Le présent exposé concerne aussi une sonde spatiale comportant un dispositif de reconnaissance d'attitude selon l'une quelconque des caractéristiques susmentionnées.

L'invention a également trait à un atterrisseur, consistant en un véhicule spatial conçu pour se poser et/ou pour se poser et se déplacer à la surface d'un corps céleste à explorer, remarquable en ce qu'il comporte un dispositif de reconnaissance d'attitude selon l'une quelconque des caractéristiques susmentionnées.

L'invention concerne en outre un procédé de reconnaissance d'attitude d'un objet mis en œuvre par un dispositif de reconnaissance d'attitude selon l'une quelconque des caractéristiques susmentionnées, remarquable en ce qu'il comporte les étapes suivantes visant à :

définir un repère orthonormé direct tridimensionnel (O, X, Y, Z) ayant pour origine le centre de la sphère ;

allumer le dispositif d'émission d'un flux lumineux ;

acquérir une image sur laquelle la sphère et la bille sont visibles ;

rectifier ladite image acquise de façon à corriger les distorsions géométriques ;

identifier la bille dans ladite image acquise et rectifiée ;

définir, à partir du repère orthonormé direct tridimensionnel (O, X, Y, Z), sur l'image, un repère orthonormé direct bidimensionnel (Oi, X, Y) ayant pour origine l'image du centre de la sphère ;

identifier dans ladite image acquise et rectifiée les coordonnées (X _b , Y _b ) du centre de la bille dans ledit repère orthonormé direct bidimensionnel (Oi, X, Y) ;

calculer, à partir des coordonnées bidimensionnelles (X _b , Y _b ), le jeu de coordonnées (XB, YB, ZB) qui correspond à la position de la bille dans la sphère ;

dans le cas où l'étape consistant à calculer le jeu de coordonnées (XB, YB, ZB) qui correspond à la position de la bille dans la sphère permet d'identifier deux jeux de coordonnées possibles pouvant correspondre à la position de la bille dans la sphère,

o calculer deux jeux de coordonnées tridimensionnelles (XBI, YBI, ZBI) et (XB ₂ , Y B ₂ , ZB ₂ ) dans le repère orthonormé direct (O, X, Y, Z), pouvant correspondre à la position de la bille dans la sphère pour la position (X _b , Y _b ) du centre de la bille dans l'image ; o déterminer, à partir de l'aspect d'une surface éclairée de la bille, lequel des deux jeux de coordonnées tridimensionnelles (XBI, YBI, ZBI) et (XB2, YB2, ZB2) correspond à la position de la bille dans la sphère.

enfin, déduire le vecteur gravité, dont son origine est le centre de la sphère et son extrémité est donnée par les coordonnées (XB, YB, ZB) du centre (OB) de la bille dans le repère orthonormé direct (O, X, Y, Z).

Selon un aspect, l'étape consistant à déterminer, à partir de l'aspect d'une surface éclairée de la bille, lequel des deux jeux de coordonnées tridimensionnelles (XBI, YBI, ZBI) et (XB2, YB2, ZB2) correspond à la position de la bille dans la sphère comprend les étapes suivantes :

déterminer la position et/ou l'étendue de la surface apparente, ou éclairée, de la bille dans l'image acquise ;

comparer ladite position et/ou étendue de la surface apparente de la bille à des positions et/ou étendues de calibration préalablement obtenues lors d'une phase de calibration du dispositif de reconnaissance d'attitude. Selon une caractéristique optionnelle du procédé selon l'invention, l'étape visant à déterminer lequel des deux jeux de coordonnées (XBI, YBI, ZBI) OU (XB2, YB2, ZB2) est celui qui correspond à la position de la bille dans la sphère comporte une étape d'acquisition d'image de la sphère et de la bille par le dispositif d'acquisition d'images, dans laquelle au moins le deuxième ensemble de diodes électroluminescentes est allumé.

Autrement dit, lorsque deux ensembles de diodes électroluminescentes sont présents, l'étape visant à déterminer lequel des deux jeux de coordonnées (XBI, YBI, ZBI) OU (XB2, Y _B 2, Z _B 2) peut comporter deux acquisitions d'images de la sphère et de la bille selon deux conditions d'éclairage différentes. Ainsi par exemple la première acquisition d'image est faite avec uniquement le premier ensemble de diodes électroluminescentes allumé et la seconde acquisition est faite avec au moins le deuxième ensemble de diodes électroluminescentes allumé.

D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels :

[Fig. 1] illustre l'atterrisseur selon l'invention.

[Fig. 2] illustre un premier mode de réalisation du dispositif de reconnaissance d'attitude de l'invention.

[Fig. 3] représente l'atterrisseur selon une première attitude. [Fig. 4] montre le dispositif de reconnaissance d'attitude de l'atterrisseur selon l'attitude donnée à la figure 3.

[Fig. 5] représente l'image acquise lorsque l'atterrisseur se trouve dans l'attitude de la figure 3.

[Fig. 6] représente l'atterrisseur selon une deuxième attitude.

[Fig. 7] montre le dispositif de reconnaissance d'attitude de l'atterrisseur selon l'attitude donnée à la figure 6.

[Fig. 8] représente l'image acquise lorsque l'atterrisseur se trouve dans l'attitude de la figure 6.

[Fig. 9] représente l'atterrisseur selon une troisième attitude.

[Fig. 10] montre le dispositif de reconnaissance d'attitude de l'atterrisseur selon l'attitude donnée à la figure 9.

[Fig. 11] représente l'image acquise lorsque l'atterrisseur se trouve dans l'attitude de la figure 9.

[Fig. 12] représente une modélisation du dispositif de reconnaissance d'attitude.

[Fig. 13] représente en vue transversale le modèle de la figure 12 avec deux positions possibles de la bille pour une position donnée dans l'image.

[Fig. 14] est une vue similaire à celle de la figure 13, la bille étant positionnée dans la sphère à un emplacement distinct de celui de la figure 12.

[Fig. 15] illustre un deuxième mode de réalisation du dispositif de reconnaissance d'attitude de l'invention.

[Fig. 16] donne un exemple d'utilisation du dispositif de reconnaissance d'attitude selon le deuxième mode de réalisation.

[Fig. 17] donne un autre exemple d'utilisation du dispositif de reconnaissance d'attitude selon le deuxième mode de réalisation.

Sur l'ensemble des figures, des références identiques ou analogues représentent des organes ou ensembles d'organes identiques ou analogues.

Dans la description et dans les revendications, les termes « amont » et « aval » doivent s'entendre par rapport au dispositif de reconnaissance d'attitude, l'amont étant situé à gauche en référence à la figure 2 et l'aval étant situé à droite en référence à la figure 2. L'atterrisseur (« lander » ou « rover » ou « hopper » en langue anglaise), est une sonde fille d'exploration spatiale larguée depuis une sonde mère d'exploration spatiale (non représentée) en vue de se poser sur un corps céleste à explorer. La sonde mère se place le plus souvent en orbite autour du corps céleste à explorer et sert notamment de relais de communication entre l'atterrisseur et la Terre. On se réfère à la figure 1 illustrant un atterrisseur 1 selon l'invention au contact d'un sol 3 d'un corps céleste à explorer.

Dans l'ensemble des figures, l'atterrisseur 1 est une sonde fille, par exemple un véhicule spatial conçu pour se déplacer en roulant sur le sol 3 du corps céleste à explorer. Un tel atterrisseur est désigné par le terme, en langue anglaise, « rover ».

L'atterrisseur 1 désigne par ailleurs les sondes désignées par le terme, en langue anglaise, « landers », qui ne sont pas pourvues de capacités de déplacement, ainsi que les sondes désignées par le terme, en langue anglaise, « hoppers », qui sont équipées d'un dispositif leur permettant d'effectuer des sauts afin de pouvoir visiter d'autres sites que le site d'atterrissage initial.

Compte tenu de la distance élevée entre la Terre et les corps célestes susceptibles d'être explorés, la durée d'aller-retour des transmissions radio rend peu pratique le pilotage direct en mode télécommandé des opérations de l'atterrisseur depuis la Terre. Par conséquent, l'atterrisseur est souvent conçu pour avoir un certain degré d'autonomie dans l'exécution de ses activités et dans la prise de décisions. Dans le cas « rover », le déplacement de l'atterrisseur 1 sur le sol 3 est assuré grâce à un ensemble de roues 5 et un algorithme de navigation embarqué à bord lui permet de se déplacer de manière autonome et ce en toute sécurité vers la cible désignée par les équipes sur Terre.

Selon l'invention, l'atterrisseur 1 comporte un dispositif de reconnaissance d'attitude 7 de l'atterrisseur 1 qui a pour but de permettre au système de pilotage de l'atterrisseur

I de déterminer par lui-même son attitude relativement au sol 3 après qu'il se soit stabilisé à la surface du corps céleste à explorer ou à tout moment de la mission lorsque le système de pilotage veut connaître l'attitude de l'atterrisseur, par exemple pour quantifier la raideur d'une pente et donc sa franchissabilité (cas « rover »).

Pour des raisons de protection mécanique et de contrôle thermique, le dispositif de reconnaissance d'attitude 7 est de manière préférée monté à l'intérieur d'un carter 9 de l'atterrisseur 1.

On se réfère à la figure 2 illustrant le dispositif de reconnaissance d'attitude 7.

Le dispositif de reconnaissance d'attitude 7 comporte une sphère 11, creuse. La sphère

II comporte une paroi 13 apte à laisser passer au moins partiellement un flux lumineux à l'intérieur de son volume interne 15. A cet effet, la paroi 13 n'est donc pas opaque et est de préférence transparente. La paroi 13 de la sphère a préférentiellement reçu un traitement anti-reflets. A titre d'exemple, la sphère présente un rayon compris entre 2 et 6 cm, préférentiellement environ 4 cm.

Ici, la sphère est fixe relativement au dispositif de reconnaissance d'attitude 7. La sphère 11 comporte dans son volume interne une bille 17, mobile à l'intérieur de la sphère 11. Le mouvement de la bille 17 dans la sphère 11 résulte de l'accélération subie par le dispositif de reconnaissance 7 lorsque l'atterrisseur 1 est soumis à une force, notamment son poids sous l'effet de la pesanteur. Afin d'éviter qu'elle endommage la sphère 11 à cause des vibrations et des chocs auxquels l'atterrisseur 1 est soumis lors des phases de lancement, de croisière et d'atterrissage, la bille 17 est relativement légère, par exemple 10 grammes.

La bille 17 est préférentiellement réalisée dans un matériau non-électrostatique afin que les forces électrostatiques n'entravent pas ses mouvements à l'intérieur de la sphère 11.

Le dispositif de reconnaissance d'attitude 7 comporte par ailleurs un dispositif d'acquisition d'images 19, fixe par rapport au dispositif de reconnaissance d'attitude 7. Dans le cadre de l'utilisation du dispositif de reconnaissance d'attitude 7 pour une mission spatiale, le dispositif d'acquisition d'images 19 est spatialisé. On entend par « spatialisé » la caractéristique selon laquelle le dispositif est conçu pour être utilisé en environnement spatial. A cet effet, lorsqu'il est spatialisé, le dispositif d'acquisition d'images 19 est préférentiellement spécifiquement conçu pour une utilisation en milieu spatial et subit des tests de qualification permettant de valider sa tenue à l'environnement spatial. Le dispositif d'acquisition d'images 19 est ainsi qualifié de « spatialisé » lorsqu'il a été démontré qu'il est compatible notamment d'une utilisation en milieu présentant de forts niveaux de radiations, une très faible pression (vide spatial), des variations thermiques nombreuses et importantes (par exemple entre -50° et +70°C), des vibrations mécaniques et des chocs importants.

Lorsqu'il est spatialisé, le dispositif d'acquisition d'images 19 peut être obtenu par une caméra spatialisée numérique, ou par une caméra spatialisée analogique associée à un digitaliseur d'images (« frame grabber » en langue anglaise) également spatialisé. La caméra est associée à un objectif (optique) spatialisé dont les caractéristiques (focale, ouverture, tirage optique...) sont adaptées au besoin d'acquisition d'images nettes de l'intégralité de la sphère et de la bille.

Le dispositif d'acquisition d'images 19 est agencé dans le dispositif de reconnaissance d'attitude 7 pour acquérir une image bidimensionnelle 29 de la bille 17 et de la sphère 11, comme on va le voir dans la suite de la description illustrant l'atterrisseur 1 sur le sol 3 du corps à explorer dans différentes attitudes. A cet effet, la distance entre le dispositif d'acquisition d'images 19 et la sphère 11 est préférentiellement de l'ordre de quelques centimètres, de façon à obtenir une image nette de la bille 17, tout en optimisant la compacité du dispositif de reconnaissance d'attitude. A titre indicatif, le dispositif d'acquisition d'images 19 peut se présenter sous la forme d'un parallélépipède de 2 cm x 2 cm x 4 cm.

Afin d'améliorer la précision des mesures, une phase de calibration du dispositif d'acquisition d'images 19 suivant l'état de l'art est effectuée au préalable de son utilisation opérationnelle. La calibration permet de définir les paramètres intrinsèques et extrinsèques du dispositif d'acquisition d'images 19 en vue de rectifier les distorsions géométriques et d'alignement des images produites. Cette phase peut éventuellement être omise si la qualité du design et la réalisation du dispositif d'acquisition d'images le permet (très faible distorsion géométrique, excellents tolérancements et alignements opto-mécaniques...).

Afin de pouvoir faire des acquisitions d'images dans des conditions d'éclairage constantes et maîtrisées, le dispositif de reconnaissance d'attitude 7 comporte en outre un dispositif d'émission d'un flux lumineux 21.

Le dispositif d'émission d'un flux lumineux 21 est agencé dans le dispositif de reconnaissance d'attitude 7 de façon à émettre un flux lumineux en direction de la sphère 11. La puissance lumineuse du dispositif d'émission d'un flux lumineux 21 est calculée et choisie de sorte qu'elle permette au dispositif d'acquisition d'images 19 d'acquérir des images de la sphère 11 et de la bille 17 qui soient exploitables par un dispositif de traitement d'images décrit dans la suite de la description. Une image est dite « exploitable » lorsque la luminosité de l'image de la sphère 11 et de la bille 17 est telle que la sphère 11 et la bille 17 sont visibles dans l'image que le dispositif d'acquisition d'images 19 acquiert et que l'image n'est ni sous-exposée ni surexposée. Dans la suite de la description, on donne à titre non limitatif des exemples de réalisation du dispositif d'émission d'un flux lumineux 21 ainsi que des exemples de l'agencement du dispositif d'émission d'un flux lumineux 21 dans le dispositif de reconnaissance d'attitude 7.

Selon l'invention, le dispositif d'acquisition d'images 19 est relié à un dispositif de traitement d'images 23, pouvant également être appelé « dispositif de pilotage et de traitement ».

Le dispositif de traitement d'images 23 est piloté par un algorithme de traitement d'images et est conçu pour piloter le dispositif d'émission d'un flux lumineux 21, pour piloter le dispositif d'acquisition d'images 19, pour récupérer une image acquise par le dispositif d'acquisition d'images 19, pour rectifier ladite image et pour déterminer à partir de l'image rectifiée le vecteur gravité G ayant pour origine le centre Os de la sphère 11 et pour extrémité le centre O _B de la bille 17. L'ensemble formé par le dispositif d'acquisition d'images 19, la sphère 11, à l'intérieur de laquelle est montée la bille 17, le dispositif d'émission d'un flux lumineux 21 et le dispositif de traitement d'images peut être monté à l'intérieur d'un boîtier 25 du dispositif de reconnaissance d'attitude 7.

Dans ce cas le dispositif d'acquisitions d'images 19 et le dispositif d'émission d'un flux lumineux 21 sont montés dans le boîtier 25 en amont par rapport à la sphère 11. Autrement dit le dispositif d'acquisitions d'images 19 et le dispositif d'émission d'un flux lumineux 21 sont montés dans une première zone du boîtier et la sphère 11 est montée dans une deuxième zone du boîtier.

Le dispositif de traitement d'images 23 peut être monté indifféremment dans l'une ou l'autre des zones susmentionnées du boîtier 25.

Le dispositif d'émission d'un flux lumineux 21 comporte préférentiellement un premier ensemble de diodes électroluminescentes 27, dites « amont », en raison de leurs localisations dans le boîtier 25. Le premier ensemble de diodes électroluminescentes amont 27 est toutefois de préférence monté entre le dispositif d'acquisition d'images 19 et la sphère 11. Les diodes électroluminescentes amont 27 peuvent par exemple être réparties dans le boîtier de façon à former un cercle contenu dans un plan (XY) en référence au trièdre direct (X, Y, Z) représenté à la figure 2. D'autres sources lumineuses peuvent également être envisagées à la place des diodes électroluminescentes (par exemple ampoules à incandescence, sources fluorescentes...) mais leur robustesse, masse et rendement énergétique sont généralement moins bien adaptées à une mission spatiale.

Le boîtier 25 adopte par exemple une forme parallélépipédique. La bille 17 a de préférence une couleur différente de celle des parois internes du boîtier 25. De manière préférée, la bille 17 a une couleur relativement claire, telle que du blanc, de préférence mat. Les parois internes du boîtier 25 ont de préférence une couleur sombre telle que le noir, de préférence mat, ceci afin de rendre davantage exploitables les images acquises de la sphère 11 et de la bille 17. La bille et les parois peuvent si nécessaire être peintes pour obtenir les couleurs requises.

Le dispositif de traitement d'images 23 est préférentiellement monté à l'intérieur du boîtier 25 ce qui permet de rendre le dispositif de reconnaissance d'attitude 7 autonome. En variante, le dispositif de traitement d'images 23 peut être intégré au dispositif d'acquisition d'images 19. En variante, le dispositif de traitement d'images 23 peut être physiquement déporté du dispositif de reconnaissance d'attitude 7 auquel cas, il est par exemple intégré dans le calculateur bord de l'atterrisseur 1. Le dispositif de traitement d'images 23 est constitué au choix d'un microcontrôleur, d'un microprocesseur, d'un réseau de portes programmables in situ désigné par l'acronyme anglais « FPGA » pour « Field-Programmable Gâte Array » ou d'un circuit intégré propre à une application désigné par l'acronyme anglais « ASIC » pour « Application-Specific Integrated Circuit » ainsi que des composants électroniques associés et, le cas échéant, du logiciel nécessaires à son bon fonctionnement, au pilotage du dispositif d'émission d'un flux lumineux 21, au pilotage du dispositif d'acquisition d'images 19 et aux communications avec le calculateur bord de l'atterrisseur 1.

Dans le cadre de l'utilisation du dispositif de reconnaissance d'attitude 7 pour une mission spatiale, le dispositif de traitement d'images 23 est spatialisé, au même titre que le dispositif d'acquisition d'images 19 et le dispositif d'émission d'un flux lumineux 21.

Dans l'exemple donné aux figures 3 à 5, l'atterrisseur 1 (dans sa version « rover ») s'est stabilisé sur le sol 3 à l'endroit, c'est-à-dire que les roues 5 de l'atterrisseur 1 reposent sur le sol 3 qui, lui, est ici plat (le vecteur gravité est perpendiculaire au sol et dirigé vers le sol).

Lorsque l'atterrisseur 1 s'est stabilisé sur le corps à explorer, la bille 17 finit par se stabiliser au contact de la face interne de la paroi 13 de la sphère 11, sous l'effet de la gravité, comme visible à la figure 4 qui représente le dispositif de reconnaissance d'attitude 7 de manière simplifiée, le dispositif d'émission d'un flux lumineux 21 et le dispositif de traitement d'images 23 n'étant pas représentés.

La figure 5 illustre l'image 29 acquise par le dispositif d'acquisition d'images 19 lorsque l'atterrisseur 1 se trouve selon l'attitude représentée à la figure 3. On note que la bille 17 se trouve en bas de l'image 29, ce qui traduit le fait que l'atterrisseur 1 a son dos orienté vers le haut, que la bille se trouve sur l'axe Y, ce qui traduit le fait que l'atterrisseur n'est pas incliné vers sa droite ou sa gauche et enfin que la bille est en contact avec le cercle représentant l'image de la sphère 11, ce qui traduit le fait que l'atterrisseur 1 n'est pas non plus incliné vers l'avant ou l'arrière. De l'image on peut déduire que l'atterrisseur 1 est donc correctement posé sur ses roues et qu'il est bien à plat.

On se réfère maintenant aux figures 6 à 8 qui donnent un autre exemple d'attitude de l'atterrisseur 1, toujours dans sa version « rover ». L'attitude de l'atterrisseur 1 par rapport au sol est telle que l'atterrisseur 1 a atterri sur le dos, c'est-à-dire qu'il repose sur sa face supérieure 30, les roues 5 n'étant pas au contact du sol. Par ailleurs la face supérieure 30 de l'atterrisseur 1 n'est pas perpendiculaire au vecteur gravité, soit parce que le sol est localement en pente soit parce que l'atterrisseur n'est pas posé à plat sur le sol par exemple à cause de la présence de cailloux.

La figure 7 illustre (en vue simplifiée, seuls la sphère 11, la bille 17 et le dispositif d'acquisition d'images 19 étant représentés) le dispositif de reconnaissance d'attitude 7 lorsque l'atterrisseur 1 se trouve selon l'attitude représentée à la figure 6.

La figure 8 illustre l'image 29 acquise par le dispositif d'acquisition d'images 19 lorsque l'atterrisseur 1 se trouve selon l'attitude représentée à la figure 6. On note que la bille 17 se trouve en haut de l'image 29, ce qui traduit le fait que l'atterrisseur 1 est posé sur son dos, que la bille se trouve sur l'axe Y, ce qui traduit le fait que l'atterrisseur n'est pas incliné vers sa droite ou sa gauche, et enfin que la bille n'est pas en contact avec le cercle représentant la sphère 11 ce qui traduit le fait que l'atterrisseur 1 est par ailleurs incliné vers l'avant ou l'arrière.

On se réfère à présent aux figures 9 à 11 donnant un autre exemple d'attitude de l'atterrisseur 1, toujours dans sa version « rover ».

L'attitude de l'atterrisseur 1 par rapport au sol est telle que l'atterrisseur 1 a atterri sur son flanc gauche, c'est-à-dire qu'il repose sur sa face latérale gauche.

La figure 10 illustre (en vue simplifiée, seuls la sphère 11, la bille 17 et le dispositif d'acquisition d'images 19 étant représentés) le dispositif de reconnaissance d'attitude 7 lorsque l'atterrisseur 1 se trouve selon l'attitude représentée à la figure 9.

La figure 11 illustre l'image 29 acquise par le dispositif d'acquisition d'images 19 lorsque l'atterrisseur 1 se trouve selon l'attitude représentée à la figure 9. On note que la bille 17 se trouve à gauche de l'image 29, ce qui traduit le fait que l'atterrisseur 1 est incliné vers sa gauche, que la bille se trouve sur l'axe X, ce qui traduit le fait que l'atterrisseur n'est pas également incliné vers l'avant ou l'arrière, et enfin que la bille est en contact avec le cercle représentant la sphère 11, ce qui traduit le fait que le flanc gauche de l'atterrisseur est perpendiculaire au vecteur gravité.

Comme on le comprend des figures 3 à 11, l'identification de la direction du vecteur gravité peut être obtenue sur 4 Pi stéradians, c'est-à-dire sur 720°, ce qui permet donc au dispositif de reconnaissance d'attitude 7 de l'invention de déterminer la direction du vecteur gravité quelle que soit l'attitude de l'atterrisseur 1 par rapport au sol 3.

On se réfère aux figures 12 et 13 afin d'expliquer les étapes du procédé de reconnaissance d'attitude de l'atterrisseur 1 mis en œuvre par le dispositif de reconnaissance d'attitude 7 selon l'invention.

La figure 12 illustre une modélisation du système de reconnaissance d'attitude 7. Après calibration du dispositif d'acquisition d'images 19, celui-ci peut être modélisé par un centre de projection OL et un plan image 31 situé à la distance focale f en aval du centre de projection OL et en amont de la sphère 11.

Le rayon de lumière 33 reliant le centre de projection OL au centre de la sphère Os est l'axe principal du système. Il traverse le plan image 31 au point principal Oi.

Le rayon de lumière 35 reliant le centre de projection OL au centre OB de la bille 17 coupe le plan image 31 en un point PB. Le point PB est donc le point de l'image correspondant au centre de la bille 17.

On précise que le lieu géométrique décrit par l'ensemble des positions possibles du centre de la bille 17 lorsque celle-ci est en contact avec la sphère 11 est une sphère « virtuelle » 37 de centre Os identique à celui de la sphère 11 et de rayon R = (R _s - RB), avec R _s rayon de la sphère 11 et RB rayon de la bille 17.

L'ensemble des étapes ci-après visent à déterminer la direction du vecteur gravité (ou accélération) à partir de l'image de la bille 17 acquise par le dispositif d'acquisition d'images 19.

La première étape du procédé de reconnaissance d'attitude de l'atterrisseur 1 vise à définir un repère orthonormé direct tridimensionnel (O, X, Y, Z) ayant pour origine O le centre O _s de la sphère 11 et ayant le vecteur directeur de l'axe Z qui pointe vers le centre de projection OL.

Dans ce repère (O, X, Y, Z) : les coordonnées (XL, YL, ZL) du centre de projection OL sont (0, 0, ZL), ZL étant la distance entre OL, le centre de projection, et Os, le centre de la sphère 11. Le plan image 31 est parallèle au plan (O, X, Y) et sa coordonnée Z est égale à (ZL-Î), f étant la distance focale du dispositif d'acquisition d'images 19. Les coordonnées du centre OB de la bille 17 sont (XB, YB, ZB) et varient en fonction de la position de la bille dans la sphère.

Selon une deuxième étape du procédé de l'invention, on acquiert, grâce au dispositif d'acquisition d'images 19, une image 29 (représentée aux figures 5, 8 et 11) sur laquelle la sphère 11 et la bille 17 sont visibles. Le dispositif d'acquisition d'images 19 communique ensuite au dispositif de traitement d'images 23 l'image bidimensionnelle acquise.

Selon une troisième étape du procédé de l'invention, le dispositif de traitement d'images 23 effectue la rectification de l'image acquise. Cette étape vise à utiliser les résultats de la calibration du dispositif d'acquisition d'images 19 pour corriger les distorsions géométriques de l'image.

Selon une quatrième étape du procédé de l'invention, on identifie la bille 17 dans l'image 29 acquise et rectifiée. Pour ce faire, dans le cas où la bille 17 est de couleur blanche et les parois internes du boîtier 25 sont de couleur noire, l'algorithme de traitement d'images du dispositif de traitement d'images 23 peut avantageusement être conçu pour rechercher le groupe de pixels connexes le plus lumineux de l'image, correspondant à la bille 17.

Selon une cinquième étape du procédé de l'invention, l'algorithme de traitement d'images du dispositif de traitement d'images 23 identifie les coordonnées images (u _b , Vb), en pixels et fractions de pixels, du centre de la bille.

Pour ce faire, l'algorithme de traitement d'images du dispositif de traitement d'images 23 peut avantageusement être conçu pour calculer les coordonnées du barycentre des pixels identifiés comme appartenant à la bille 17 à la quatrième étape.

Selon une sixième étape du procédé de l'invention, on associe à l'image 29 acquise un repère orthonormé direct bidimensionnel (Oi, X, Y) à partir du repère orthonormé direct tridimensionnel (O, X, Y, Z). Le repère (Oi, X, Y) est défini de façon à former un repère orthonormé direct vu par le dispositif d'acquisition d'images 19 dont le centre Oi du repère (Oi, X, Y) correspond au centre O du repère (O, X, Y, Z), donc au centre O _s de la sphère 11. Les points OL, Oi et O sont donc tous les trois situés sur l'axe principal défini par le rayon de lumière 33.

Selon une septième étape du procédé de l'invention, on identifie, dans l'image 29 acquise et rectifiée, les coordonnées (X _b , Y _b ) du centre OB de la bille 17 dans le repère orthonormé direct bidimensionnel (Oi, X, Y) à partir des coordonnées images (ub, Vb), de la dimension physique des pixels de la caméra et des coordonnées images (u ₀ , v ₀ ) du point Oi.

On se réfère à la figure 13 qui illustre, sur une coupe longitudinale du modèle du dispositif de reconnaissance d'attitude 7, le fait que pour une position donnée de la bille 17 dans l'image 29, en général deux positions de la bille 17 dans la sphère 11 sont possibles. On note qu'il existe cependant un ensemble de positions de la bille 17 dans l'image 29 pour lesquelles seule une position de la bille 17 dans la sphère 11 est possible.

Selon une huitième étape du procédé de l'invention, on calcule dans le repère tridimensionnel (O, X, Y, Z) les coordonnées (XBI, YBI, ZBI) et (XB2, YB2, ZB2) des deux positions possibles de la bille correspondant aux coordonnées (X _b , Y _b ) du centre OB de la bille 17 dans le repère orthonormé direct bidimensionnel (Oi, X, Y).

Le calcul des coordonnées (XBI, YBI, ZBI) est par exemple obtenu en appliquant les formules suivantes :

[Math 1] [Math 2]

[Math 3]

Le calcul des coordonnées (XB2, YB2, ZB2) est par exemple obtenu en appliquant les formules suivantes :

[Math 4]

[Math 5]

[Math 6]

f étant la focale du système d'acquisition d'images 19,

ZL la distance entre Os, le centre de la sphère 11, et le centre de projection OL du système d'acquisitions d'images 19 et

R = (Rs - R _B ), différence entre le rayon de la sphère 11 et le rayon de la bille 17.

Le procédé de l'invention comporte une neuvième et une dixième étape selon lesquelles on détermine lequel des deux jeux de coordonnées tridimensionnelles (XBI, YBI, ZBI) et (XB2, YB2, ZB2) est celui qui correspond à la position réelle de la bille 17 dans la sphère 11.

Pour ce faire, selon la neuvième étape du procédé de l'invention, l'algorithme de traitement calcule la valeur de la surface apparente de la bille 17 dans l'image 29 acquise. Selon la dixième étape du procédé de l'invention, l'algorithme de traitement compare la valeur de la surface apparente de la bille 17 à une valeur ou un ensemble de valeurs de calibration préalablement obtenu(e) lors d'une phase d'étalonnage du dispositif de reconnaissance d'attitude 7.

Les deux positions tridimensionnelles possibles de la bille 17 se trouvant sur le rayon de lumière 35 passant par le centre de projection OL et le point PB, intersection entre le rayon de lumière 35 et le plan image 31, on obtient une position OBI pour laquelle la bille 17 est plus proche du centre de projection O L et une position OB2 pour laquelle la bille 17 est plus éloignée de OL. DU fait de la projection perspective, lorsque la bille 17 est plus rapprochée du centre de projection OL, la surface apparente de la bille 17 dans l'image 29 est supérieure à la surface apparente de la bille 17 dans l'image 29 que l'on obtient lorsque la bille 17 est plus éloignée du centre de projection OL.

Ainsi, l'étape selon laquelle on compare la valeur de la surface apparente de la bille 17 à une valeur ou à un ensemble de valeurs de calibration préalablement obtenu(e) lors de la phase de calibration du dispositif de reconnaissance d'attitude 7 permet de déterminer si la bille 17 est dans la position plus proche ou plus éloignée du centre de projection OL et ainsi de déterminer lequel des deux jeux de coordonnées tridimensionnelles calculés à la huitième étape est le bon (dixième étape du procédé selon l'invention).

Dans le cas particulier mentionné précédemment où seule une position de la bille correspond aux coordonnées (X _b , Y _b ) du centre OB de la bille 17 dans le repère orthonormé direct bidimensionnel (Oi, X, Y), on a XBI = XB2, YBI = YB2 et ZBI = ZB2 et les étapes 9 et 10 peuvent être omises.

Selon une onzième étape du procédé de l'invention, l'algorithme déduit le vecteur gravité G (ou accélération), dont l'origine est donnée par le centre Os de la sphère 11 et l'extrémité est donnée par les coordonnées (XB, YB, ZB) du centre OB de la bille 17 dans le repère orthonormé direct (O, X, Y, Z), déterminées à l'issue de la dixième étape du procédé ou à l'issue de la huitième étape du procédé dans le cas particulier où seule une position tridimensionnelle de la bille 17 dans la sphère 11 correspond à la position bidimensionnelle de la bille 17 dans l'image 29.

On se réfère à présent à la figure 14 qui illustre le fait que pour certaines attitudes du dispositif de reconnaissance d'attitude 7 les deux positions de la bille 17 dans la sphère 11 correspondant à la position de la bille 17 dans l'image 29 peuvent être très proches les unes des autres, rendant ainsi potentiellement difficile le choix entre les deux jeux de coordonnées tridimensionnelles possibles par analyse de la surface apparente de la bille dans l'image. Pour la plupart des missions, on peut avantageusement traiter ce cas en calculant le barycentre des deux positions. Cependant, pour les missions pour lesquelles on souhaite améliorer la précision des mesures lorsqu'une situation telle que celle illustrée dans la figure 14 se présente, le dispositif de reconnaissance d'attitude 7 peut être obtenu selon un deuxième mode de réalisation illustré à la figure 15 à laquelle on se réfère à présent, montrant le dispositif de reconnaissance d'attitude 7 en coupe longitudinale.

Dans ce deuxième mode réalisation, le dispositif de reconnaissance d'attitude 7 comporte en outre un diaphragme 39, fixe par rapport au dispositif de reconnaissance d'attitude 7 et le dispositif d'émission d'un flux lumineux 21 comporte en outre un deuxième ensemble de diodes électroluminescentes 47.

Le diaphragme 39 s'étend depuis une face intérieure du boîtier 25, selon un plan (XY) sensiblement orthogonal un axe longitudinal 41 du boîtier, correspondant à la direction d'acquisition d'image. Le diaphragme peut être en contact avec la surface extérieure de la sphère ou non. Le diaphragme 39 définit ainsi premier un compartiment, dit amont 43 du boîtier 25 et un deuxième compartiment, dit aval 45 du boîtier 25.

Le diaphragme est monté préférentiellement à une distance ZD du centre Os de la sphère telle que :

[Math 7]

ZL étant la distance entre Os _, le centre de la sphère 11, et OL, le centre de projection du dispositif d'acquisitions d'images 19 et

R = (Rs - RB), différence entre le rayon de la sphère 11 et le rayon de la bille 17.

A l'intérieur du compartiment amont 43 du boîtier 25 sont montés le dispositif d'acquisition d'images 19 et l'ensemble de diodes électroluminescentes 27, dit ensemble de diodes électroluminescentes amont, du dispositif d'émission d'un flux lumineux 21.

Selon ce deuxième mode de réalisation, le dispositif d'émission d'un flux lumineux 21 comporte un deuxième ensemble de diodes électroluminescentes, dit ensemble de diodes électroluminescentes aval 47, est monté dans le deuxième compartiment aval 45 du boîtier 25. L'ensemble de diodes électroluminescentes aval 47 est monté proche du diaphragme 39 ou sur le diaphragme 39.

Comme pour le premier ensemble de diodes électroluminescentes amont 27, le deuxième ensemble de diodes électroluminescentes aval 47 est agencé dans le dispositif de reconnaissance d'attitude 7 pour émettre un flux lumineux en direction de la sphère 11.

Afin de déterminer lequel des deux jeux de coordonnées tridimensionnelles (XBI, YBI, ZBI) OU (XB2, YB2, ZB2) est celui qui correspond à la position réelle de la bille 17 dans la sphère 11, le procédé mis en œuvre par le dispositif de reconnaissance d'attitude 7 obtenu selon le deuxième mode de réalisation de l'invention prévoit une étape supplémentaire comportant l'extinction du premier ensemble des diodes électroluminescentes amont 27 et l'allumage du deuxième ensemble de diodes électroluminescentes aval 47, montées dans le deuxième compartiment aval du boîtier 25, puis une étape d'acquisition d'image de la sphère 11 et de la bille 17, l'éclairage étant cette fois-ci assuré au moins par le deuxième ensemble de diodes électroluminescentes aval 47, ici uniquement par le deuxième ensemble de diodes électroluminescentes aval 47.

Ainsi, comme représenté à la figure 16, lorsque la bille 17 est en amont du diaphragme 39, la bille 17 apparaîtra éclairée par l'avant dans l'image acquise en éclairage amont et éclairée par l'arrière dans l'image acquise en éclairage aval.

De la même manière, comme représenté à la figure 17, lorsque la bille 17 est en aval du diaphragme 39, la bille 17 semblera éclairée par l'avant dans l'image acquise en éclairage amont et également éclairée par l'avant dans l'image acquise en éclairage aval.

Par conséquent, selon l'apparence de la bille 17 dans l'image en fonction de l'éclairage par l'amont ou par l'aval, le procédé selon l'invention détermine si la bille 17 se situe en amont ou en aval du diaphragme 39 et en déduit lequel est le bon jeu de coordonnées tridimensionnelles de la bille 17 dans le repère orthonormé direct (O, X, Y, Z).

Lorsque les coordonnées de la bille 17 sont déterminées, le procédé de l'invention déduit le vecteur gravité, dont l'origine est le centre Os de la sphère 11 et l'extrémité est donnée par les coordonnées (XB, YB, ZB) du centre de la bille 17 dans le repère orthonormé direct (O, X, Y, Z).

L'allumage des premier et deuxième ensembles de diodes électroluminescentes amont 27 et aval 47 au bon moment et l'enchaînement des étapes est piloté par le dispositif de traitement d'images 23 .

Comme il va de soi, la présente invention ne se limite pas aux seules formes de réalisation de ce dispositif de reconnaissance d'attitude, de cet objet comportant le dispositif de reconnaissance d'attitude de l'invention, de cet atterrisseur et de ce procédé de reconnaissance d'attitude, décrites ci-dessus uniquement à titre d'exemples illustratifs, mais elle embrasse au contraire toutes les variantes faisant intervenir les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention.

Ainsi, la présente invention peut être utilisée à bord de tout véhicule spatial ayant besoin de déterminer son attitude par rapport à un vecteur accélération sous réserve que ce vecteur ne varie pas rapidement dans le temps, afin de laisser le temps à la bille de se stabiliser.

De même, la présente invention peut parfaitement fonctionner également sur Terre, en gravité terrestre, dans toute application nécessitant une mesure d'attitude absolue sur 720°, sous réserve que l'attitude ne varie pas trop rapidement dans le temps afin de laisser le temps à la bille de se stabiliser. Dans ce cas, les différents éléments constitutifs de l'invention ne nécessitent évidemment pas d'être spatialisés. Ainsi, le dispositif de reconnaissance d'attitude peut être destiné à être intégré à un objet conçu pour fonctionner en milieu terrestre. Un tel objet peut être pourvu de capacités de déplacement, comme un aéronef, ou dépourvu de capacités de déplacement propres mais dont on veut par exemple connaître l'évolution de l'attitude lors de sa manutention ou de son transport, comme par exemple une caisse ou un container.