DOMAINE TECHNIQUE

La présente invention appartient au domaine du contrôle d'attitude et d'orbite d'engins spatiaux, tels que des satellites. Plus particulièrement, la présente invention concerne la détection et l'isolation de panne dans un système de contrôle d'attitude et d'orbite d'un engin spatial comportant un bras articulé portant un propulseur, dit « bras de propulsion ».

ÉTAT DE LA TECHNIQUE

De manière connue, un engin spatial, tel qu'un satellite, comporte un système de contrôle d'attitude et d'orbite mis en œuvre notamment pour effectuer la mise à poste dudit satellite sur son orbite de mission (par exemple pour effectuer un transfert d'une orbite GTO vers une orbite GEO) et pour contrôler l'attitude et la position dudit satellite sur son orbite de mission.

De tels systèmes comportent notamment des propulseurs, chimiques et/ou électriques, dont les directions de poussée sont généralement orientables. Par exemple, dans le cas d'un contrôle d'orbite d'un satellite préalablement mis à poste sur son orbite de mission, l'orientation d'un propulseur peut être contrôlée de sorte à aligner sensiblement la direction de poussée avec le centre de masse du satellite, afin d'éviter de former un couple perturbateur. Suivant un autre exemple, dans le cas où un dispositif de stockage de moment cinétique, tel qu'un ensemble de volants d'inertie (roues de réactions, actionneurs gyroscopiques, etc.), doit être dé-saturé, l'orientation d'un propulseur peut être contrôlée de sorte à délibérément désaligner la direction de poussée avec le centre de masse du satellite, afin de former un couple adapté à dé-saturer ledit dispositif de stockage de moment cinétique.

De nos jours, il est envisagé de monter certains propulseurs sur des bras articulés, dit « bras de propulsion » (voir par exemple la demande de brevet européen EP 2660154 A2). Un bras de propulsion comporte une extrémité de liaison, fixée à un corps du satellite, et une extrémité de propulsion, opposée à l'extrémité de liaison, portant un propulseur. Entre l'extrémité de liaison et l'extrémité de propulsion, le bras de propulsion comporte une ou plusieurs articulations, comportant chacune au moins un degré de liberté en rotation. Dans le cas de plusieurs articulations, elles sont séparées par un élément de liaison.

La mise en œuvre d'un bras articulé est avantageuse pour plusieurs raisons. Tout d'abord, étant donné que le propulseur peut être placé à distance du satellite, le bras de levier est augmenté et il est possible de former des couples plus importants, par exemple pour dé-saturer le dispositif de stockage de moment cinétique. En outre, la direction de poussée du propulseur, par rapport au centre de masse du satellite, peut être contrôlée avec une plus grande précision, par exemple pour éviter de former un couple perturbateur lors des opérations de contrôle d'orbite. Egalement, il peut être avantageux d'actionner les propulseurs à distance du corps du satellite pour éviter que ceux-ci n'interfèrent avec d'autres équipements du satellite (générateurs solaires, antennes, etc.).

Par contre, l'utilisation de tels bras de propulsion, comportant plusieurs articulations, augmente le nombre d'équipements susceptibles de subir une panne. L'utilisation de tels bras de propulsion rend donc plus difficile la détection de pannes des articulations ainsi que leur isolation (c'est-à-dire l'identification de l'articulation qui présente une panne), sauf à prévoir un capteur dédié au niveau de chaque articulation de chaque bras de propulsion.

EXPOSÉ DE L'INVENTION

La présente invention a pour objectif de remédier à tout ou partie des limitations des solutions de l'art antérieur, notamment celles exposées ci-avant, en proposant une solution qui permette de détecter et d'isoler des pannes d'un bras de propulsion tout en limitant le nombre de capteurs nécessaires pour le faire, voire en utilisant uniquement des capteurs préexistants.

A cet effet, et selon un premier aspect, l'invention concerne un procédé de détection de panne d'un système de contrôle d'attitude et d'orbite d'un engin spatial, ledit système comportant au moins un bras de propulsion, ledit bras de propulsion comportant au moins un propulseur et au moins une articulation, ledit bras de propulsion étant adapté à former un couple qui est relié à un état du bras de propulsion, ledit état du bras de propulsion correspondant à la position angulaire de ladite articulation et à la norme de la force de poussée dudit propulseur, par une fonction de formation de couple. Ledit procédé de détection de panne comporte :

- le calcul, en fonction du gradient de la fonction de formation de couple calculé pour un état de référence du bras de propulsion pour une opération de contrôle, d'un espace associé à l'articulation du bras de propulsion, dit « espace d'isolation de panne », dans lequel un couple parasite est formé par une panne de ladite articulation,

- l'estimation, au cours de ladite opération de contrôle, d'une vitesse de rotation de l'engin spatial,

- l'estimation d'un résidu de moment cinétique en fonction de la vitesse de rotation dudit engin spatial,

- le calcul d'un résidu articulaire, associé à l'articulation du bras de propulsion, par projection du résidu de moment cinétique sur l'espace d'isolation de panne,

- la recherche d'une panne d'articulation en fonction du résidu articulaire, une panne d'articulation étant détectée si ledit résidu articulaire vérifie un critère prédéfini de détection de panne d'articulation.

Ainsi, le procédé de détection de panne utilise principalement une estimation de la vitesse de rotation de l'engin spatial sur lui-même. La vitesse de rotation de l'engin spatial peut être estimée à partir de mesures fournies par des capteurs (gyroscopes, accéléromètres, etc.) qui sont généralement déjà présents dans les systèmes de contrôle d'attitude et d'orbite d'engins spatiaux, notamment pour effectuer le contrôle d'attitude, et qui n'ont en outre pas à être placés sur le bras de propulsion.

A partir de la vitesse de rotation de l'engin spatial, il est possible d'estimer le moment cinétique réel de l'engin spatial, et également d'estimer le résidu de moment cinétique, c'est-à-dire la différence entre le moment cinétique réel dudit engin spatial et un moment cinétique théorique que ledit engin spatial devrait avoir compte tenu notamment des couples formés par le système de contrôle d'attitude et d'orbite dudit engin spatial.

En outre, pour effectuer l'opération de contrôle considérée, le bras de propulsion est placé dans un état de référence, autour duquel les variations de la position angulaire de l'articulation sont en principe d'amplitude peu élevée pendant la durée de l'opération de contrôle considérée. Par conséquent, la fonction de formation de couple du bras de propulsion, qui est par nature non- linéaire, peut être linéarisée autour de cet état de référence en calculant le gradient de ladite fonction de formation de couple pour ledit état de référence.

Ce modèle linéaire permet de mieux appréhender les effets d'une panne articulaire. En effet, le gradient calculé comporte la dérivée partielle de la fonction de formation de couple par rapport à la position angulaire de ladite articulation. La dérivée partielle de ladite fonction de formation de couple par rapport à la position angulaire de l'articulation est représentative de la direction du couple parasite formé par une erreur sur la position angulaire de cette articulation, et permet donc de calculer un espace d'isolation de panne dans lequel un couple parasite est formé principalement par une panne de ladite articulation. Par conséquent, le résidu articulaire, obtenu par projection du résidu de moment cinétique sur l'espace d'isolation de panne, permet de détecter une panne de l'articulation.

Dans des modes particuliers de mise en œuvre, le procédé de détection de panne peut comporter en outre l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou selon toutes les combinaisons techniquement possibles.

Dans des modes particuliers de mise en œuvre, le bras de propulsion comportant au moins deux articulations, ledit procédé comporte :

- le calcul d'espaces d'isolation de panne associés respectivement aux différentes articulations du bras de propulsion,

- le calcul de résidus articulaires associés respectivement aux différentes articulations du bras de propulsion,

- la recherche d'une panne d'articulation en fonction desdits résidus articulaires, une panne d'articulation étant détectée si lesdits résidus articulaires vérifient un critère prédéfini de détection de panne d'articulation.

Ainsi, si le bras de propulsion comporte plusieurs articulations, on calcule un espace d'isolation de panne pour chaque articulation, en fonction du gradient de la fonction de formation de couple calculé pour l'état de référence. Le gradient calculé comporte notamment les dérivées partielles de la fonction de formation de couple par rapport aux positions angulaires des différentes articulations. La dérivée partielle de ladite fonction de formation de couple par rapport à la position angulaire d'une articulation est représentative de la direction du couple parasite formé par une erreur sur la position angulaire de cette articulation, et définit par conséquent un plan, orthogonal à ladite direction du couple parasite, dans lequel une erreur sur la position angulaire de cette articulation ne produit a contrario aucun couple perturbateur. Par conséquent, dans ce plan, seules des pannes des autres articulations du bras de propulsion sont susceptibles de former un couple parasite. Ainsi, les dérivées partielles permettent de calculer, pour chaque articulation, un espace d'isolation de panne dans lequel un couple parasite est formé principalement par une panne de ladite articulation. Par exemple, dans le cas de trois articulations, l'intersection des plans orthogonaux aux dérivées partielles associées à deux desdites articulations, qui correspond à une direction orthogonale au plan défini par lesdites deux dérivées partielles, définit un espace d'isolation de panne pour la troisième articulation, dans la mesure où seule une panne de cette troisième articulation est susceptible de former un couple perturbateur suivant cette direction.

Dans des modes particuliers de mise en œuvre, le critère de détection de panne d'articulation est vérifié, pour une articulation du bras de propulsion, lorsque le résidu articulaire associé à ladite articulation est au moins cinq fois supérieur, en valeur absolue, au résidu articulaire associé à chaque autre articulation du bras de propulsion.

Dans des modes particuliers de mise en œuvre, le procédé de détection de panne comporte le calcul d'un résidu de propulsion, associé au propulseur, en fonction de la norme du résidu de moment cinétique, et la recherche d'une panne de propulseur en fonction du résidu de propulsion, une panne de propulseur étant détectée si le résidu de propulsion vérifie un critère prédéfini de détection de panne de propulseur.

Dans un tel cas, le procédé de détection de panne permet donc de détecter et d'isoler les pannes d'articulations et de propulseur, l'isolation étant toutefois possible seulement lorsqu'un seul équipement (articulation ou propulseur) présente une panne.

Dans des modes particuliers de mise en œuvre, la recherche de panne d'articulation n'est effectuée que si aucune panne de propulseur n'est détectée.

Dans des modes particuliers de mise en œuvre, le critère de détection de panne de propulseur est vérifié lorsque le résidu de propulsion est supérieur, en valeur absolue, à une valeur seuil positive prédéfinie.

Dans des modes particuliers de mise en œuvre, le procédé de détection de panne comporte, lorsqu'une panne de propulseur est détectée, l'estimation, en fonction du résidu de propulsion, d'une erreur sur la norme de la force de poussée induite par ladite panne de propulseur.

Dans des modes particuliers de mise en œuvre, l'opération de contrôle est une opération d'une phase de mise à poste de l'engin spatial sur une orbite dé mission.

Dans des modes particuliers de mise en œuvre, le procédé de détection de panne comporte, lorsqu'une panne d'articulation est détectée, l'estimation, en fonction du résidu articulaire associé à ladite articulation pour laquelle une panne a été détectée, d'une erreur sur la position angulaire de ladite articulation induite par ladite panne d'articulation.

Selon un second aspect, la présente invention concerne un produit programme d'ordinateur comportant un ensemble d'instructions de code de programme qui, lorsqu'elles sont exécutées par un processeur, configurent ledit processeur pour mettre en œuvre un procédé de détection de panne selon l'un quelconque des modes de mise en œuvre de l'invention.

Selon un troisième aspect, la présente invention concerne un dispositif de détection de panne d'un système de contrôle d'attitude et d'orbite d'un engin spatial, comportant des moyens configurés pour mettre en œuvre un procédé de détection de panne selon l'un quelconque des modes de mise en œuvre de l'invention.

Selon un quatrième aspect, la présente invention concerne un système de contrôle d'attitude et d'orbite d'un engin spatial, tel qu'un satellite, comportant au moins un bras de propulsion de l'engin spatial, ledit bras de propulsion comportant au moins un propulseur et au moins une articulation, et un dispositif de détection de panne selon l'un quelconque des modes de réalisation de l'invention.

Dans des modes particuliers de réalisation, le système de contrôle d'attitude et d'orbite peut comporter en outre l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou selon toutes les combinaisons techniquement possibles.

Dans des modes particuliers de réalisation, le propulseur est un propulseur électrique.

Dans des modes particuliers de réalisation, le bras de propulsion comporte au moins deux propulseurs.

Dans des modes particuliers de réalisation, le système de contrôle d'attitude et d'orbite comporte au moins deux bras de propulsion.

PRÉSENTATION DES FIGURES

L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description suivante, donnée à titre d'exemple nullement limitatif, et faite en se référant aux figures qui représentent :

- Figure 1 : une représentation schématique d'un satellite comportant deux bras de propulsion,

- Figure 2 : un diagramme représentant les principales étapes d'un exemple de mise en œuvre d'un procédé de détection de panne,

- Figure 3 : des courbes représentant le comportement de résidus articulaires en présence d'une panne d'articulation,

- Figure 4 : un diagramme représentant les principales étapes d'un mode préféré de mise en œuvre d'un procédé de détection de panne.

Dans ces figures, des références identiques d'une figure à une autre désignent des éléments identiques ou analogues. Pour des raisons de clarté, les éléments représentés ne sont pas à l'échelle, sauf mention contraire.

DESCRIPTION DÉTAILLÉE DE MODES DE RÉALISATION

La présente invention concerne la détection de panne au niveau d'un bras de propulsion d'un engin spatial 10, le bras de propulsion étant mis en œuvre par un système de contrôle d'attitude et d'orbite dudit engin spatial. Dans la suite de la description, on se place de manière non limitative dans le cas d'un satellite 10 destiné à être mis à poste, pour les besoins de sa mission, sur une orbite GEO. Rien n'exclut cependant, suivant d'autres exemples, de considérer d'autres types d'engins spatiaux (navette spatiale, station orbitale, etc.), et/ou d'autres orbites terrestres, par exemple des orbites géosynchrones, des orbites moyennes (« Médium Earth Orbit » ou MEO), des orbites basses (« Low Earth Orbit » ou LEO), etc.

La figure 1 représente schématiquement un exemple non limitatif de réalisation d'un satellite 10 comportant deux bras de propulsion 20, 21 fixés à un corps 1 1 dudit satellite 10. Dans la suite de la description, on se place de manière non limitative dans le cas où le corps 1 1 du satellite 10 est sensiblement en forme de parallélépipède rectangle, c'est-à-dire qu'il comporte six faces deux à deux parallèles, et dans le cas où l'attitude du satellite 10 à poste en orbite GEO est contrôlée, pour les besoins de la mission dudit satellite 10, de sorte à être placé dans une attitude de consigne, dite « attitude de mission », dans laquelle :

- une face du corps 1 1 du satellite 10, désignée par « face +Z », portant par exemple un instrument d'une charge utile dudit satellite 10, est dirigée vers la Terre ; la face opposée à la face +Z, agencée du côté opposé à la Terre, est désignée par « face -Z » ;

- deux faces opposées du corps 1 1 du satellite 10, désignées par respectivement « face +Y » et « face -Y », sont sensiblement parallèles au plan de l'orbite GEO,

- les deux dernières faces opposées du corps 1 1 du satellite 10, non représentées sur les figures et désignées par respectivement

« face +X » et « face -X », sont sensiblement orthogonales à un vecteur vitesse du satellite 10 en orbite GEO.

Tel qu'illustré par la figure 1 , les deux bras de propulsion 20, 21 sont fixés respectivement à la face +Y et la face -Y du satellite 10. Rien n'exclut cependant, suivant d'autres exemples, de considérer d'autres positions l'un et/ou l'autre desdits bras de propulsion 20, 21 .

Dans l'exemple illustré par la figure 1 , chaque bras de propulsion 20, 21 comporte un propulseur 30, 31 . Dans la suite de la description, on se place dans le cas où les propulseurs 30, 31 sont des propulseurs électriques (électrothermique, électrostatique, plasma, etc.). Rien n'exclut cependant, suivant d'autres exemples, que l'un ou les deux propulseurs 30, 31 soient des propulseurs chimiques (gaz froid, ergols liquides, etc.).

En outre, chaque bras de propulsion 20, 21 comporte, dans l'exemple non limitatif illustré par la figure 1 , trois articulations 22, 23, 24, chaque articulation comportant un degré de liberté en rotation autour d'un axe de rotation. Les articulations 22 et 23 sont reliées entre elles par une liaison 25, tandis que les articulations 23 et 24 sont reliées entre elles par une liaison 26. Dans des modes préférés de réalisation, pour chaque bras articulé 20, 21 , les axes de rotation respectifs d'articulations 22, 23, 24 adjacentes ne sont pas parallèles pour chacune des deux paires d'articulations adjacentes.

Ainsi, dans l'exemple non limitatif illustré par la figure 1 , chaque bras de propulsion 20, 21 offre trois degrés de liberté pour modifier la direction de poussée et le point d'application de la force de poussée du propulseur 30, 31 . Les articulations 22, 23, 24 permettent de modifier la direction de poussée et le point d'application de la force de poussée du propulseur 30, 31 par rapport à un centre de masse O du satellite 10.

Par conséquent, chaque bras de propulsion 20, 21 est adapté à former un couple qui varie en fonction de l'état dudit bras de propulsion, c'est-à-dire en fonction des positions angulaires des articulations 22, 23, 24, désignés respectivement par Θ1 , Θ2 et Θ3, et en fonction de la norme F de la force de poussée dudit propulseur 30, 31 . Le couple formé par chaque bras de propulsion 20, 21 est relié à l'état dudit bras de propulsion 20, 21 par une fonction de formation de couple prédéfinie.

Pour les besoins du contrôle d'attitude, le satellite 10 peut comporter également un ou plusieurs actionneurs (non représentés sur les figures), tels que des roues de réaction, des actionneurs gyroscopiques, des magnéto- coupleurs, etc., adaptés à former des couples de contrôle d'attitude dudit satellite 10. Dans la suite de la description, on se place de manière non limitative dans le cas où le satellite 10 comporte au moins trois roues de réaction d'axes de rotation respectifs linéairement indépendants, qui peuvent en outre être mises en œuvre en tant que dispositif de stockage de moment cinétique. L'invention est cependant applicable à tout type d'actionneur permettant de former un couple de contrôle d'attitude dudit satellite 10.

Le système de contrôle d'attitude et d'orbite du satellite 10 comporte également un dispositif de commande (non représenté sur les figures) qui contrôle les articulations 22, 23, 24 et les propulseurs 30,31 des bras de propulsion 20, 21 , ainsi que les roues de réaction du satellite 10, en fonction de mesures effectuées par divers capteurs. Par exemple, le satellite 10 peut comporter un senseur stellaire (« startracker » dans la littérature anglo- saxonne) pour mesurer l'attitude dudit satellite 10, un ou plusieurs gyroscopes pour mesurer la vitesse de rotation dudit satellite 10 sur lui-même, des tachymètres pour mesurer les vitesses de rotation respectives des roues de réaction du satellite 10, etc.

Le système de contrôle d'attitude et d'orbite du satellite 10 comporte également un dispositif 40 de détection de panne des bras de propulsion 20, 21 . Dans l'exemple illustré par la figure 1 , le dispositif 40 de détection de panne est embarqué dans le satellite 10. Rien n'exclut cependant, suivant d'autres exemples, d'avoir le dispositif 40 de détection de panne intégré dans une station sol, ou encore distribué entre le satellite 10 et une station sol.

Le dispositif 40 de détection de panne comporte par exemple un ou plusieurs processeurs et des moyens de mémorisation (disque dur magnétique, mémoire électronique, disque optique, etc.) dans lesquels est mémorisé un produit programme d'ordinateur, sous la forme d'un ensemble d'instructions de code de programme à exécuter pour mettre en œuvre les différentes étapes d'un procédé 50 de détection de panne, qui sera décrit ci- après. Dans une variante, le dispositif 40 de détection de panne comporte un ou des circuits logiques programmables, de type FPGA, PLD, etc., et/ou circuits intégrés spécialisés (ASIC) adaptés à mettre en œuvre tout ou partie desdites étapes du procédé 50 de détection de panne.

En d'autres termes, le dispositif 40 de détection de panne comporte des moyens configurés de façon logicielle (produit programme d'ordinateur spécifique) et/ou matérielle (FPGA, PLD, ASIC, etc.) pour mettre en œuvre les différentes étapes du procédé 50 de détection de panne.

La figure 2 représente schématiquement les principales étapes d'un procédé 50 de détection de panne, lesquelles sont :

- 51 calcul d'espaces d'isolation de panne, associés respectivement aux différentes articulations 22, 23, 24 de chaque bras de propulsion 20, 21 , en fonction du gradient de la fonction de formation de couple calculé pour un état de référence dudit bras de propulsion 20, 21 pour une opération de contrôle,

- 52 estimation d'une vitesse de rotation du satellite 10 au cours de ladite opération de contrôle,

- 53 estimation d'un résidu de moment cinétique en fonction de la mesure de la vitesse de rotation dudit satellite 10,

- 54 calcul de résidus articulaires, associés respectivement aux différentes articulations 22, 23, 24 de chaque bras de propulsion 20, 21 , par projection du résidu de moment cinétique sur les différents espaces d'isolation de panne,

- 55 recherche d'une panne d'articulation en fonction des résidus articulaires, une panne d'articulation étant détectée si lesdits résidus articulaires vérifient un critère prédéfini de détection de panne d'articulation.

Dans l'exemple illustré par la figure 1 , les bras de propulsion 20, 21 sont placés dans un état de référence pour une opération de contrôle effectuée au cours d'une phase de transfert du satellite 10 d'une orbite de transfert GTO vers l'orbite GEO de mission dudit satellite 10. L'opération de contrôle réalisée par les bras de propulsion 20, 21 sur la figure 1 correspond par exemple à la manœuvre d'apogée dudit satellite 10, et l'état de référence desdits bras de propulsion 20, 21 consiste à former des forces de poussée F0 et F1 parallèles à un axe Z orthogonal aux faces +Z et -Z du corps 1 1 du satellite 10, orientées de la face -Z vers la face +Z. Les points d'application des forces de poussée F0 et F1 sont, dans l'état de référence, tels que les forces de poussée F0 et F1 sont désalignées par rapport au centre de masse O mais forment des couples opposés qui s'annulent. Dans la suite de la description, on désigne par S ₀ = (θο, F ₀ ) l'état de référence S ₀ dans lequel :

- θο correspond au vecteur (θ ₀ ,ι , θ ₀ ,2, θ ₀ ,3) constitué par les positions angulaires de référence des articulations 22, 23, 24, - F ₀ correspond à la norme de référence des forces de poussée F0 et F1 des propulseurs 30, 31 .

Pour chaque bras de propulsion 20, 21 , le couple T _D TMA formé est donné, en fonction de l'état dudit bras de propulsion, par une fonction de formation de couple B du type :

TDTMA = Β(θ-| , 02, θβ, F)

Au cours de l'opération de contrôle, les variations de la position angulaire de chaque articulation 22, 23, 24 sont en principe d'amplitude peu élevée, et la norme de la force de poussée est, par exemple, constante. Par conséquent, les positions angulaires θ-ι, θ ₂ , θ ₃ et la norme F de la force de poussée peuvent s'écrire sous la forme suivante :

θ, = θο,ί + 9 _c ,i + ΔΘ, avec i = 1 , 2, 3

F = F ₀ + AF

expressions dans lesquelles :

- 9c,i correspond à la variation commandée autour de la position angulaire de référence θ _0,ί , de sorte que la position angulaire souhaitée correspond à θ ₀ ,ί + Qc,\,

- Δθί correspond à une erreur sur la position angulaire θ,, induite par une éventuelle panne de l'articulation correspondante,

- AF correspond à une erreur sur la norme F de la force de poussée. Par conséquent, la fonction de formation de couple B de chaque bras de propulsion 20, 21 , qui est par nature non-linéaire, peut être linéarisée autour de l'état de référence S ₀ en calculant le gradient de ladite fonction de formation de couple pour ledit état de référence S ₀ : T _DTMA ~ T ₀ + T _C +

expression dans laquelle :

- Τ ₀ correspond au couple formé pour l'état de référence S ₀ ,

- T _C correspond au couple ajouté par les variations 9c,i commandées (i = 1 , 2, 3) autour de l'état de référence S ₀ ,

- δΒ/δθ-ι, δΒ/δθ ₂ et δΒ/δθ ₃ correspondent aux dérivées partielles de la fonction de formation de couple par rapport aux positions angulaires respectivement θ-ι, θ ₂ , θ ₃ ,

- δΒ/F correspond à la dérivée partielle de la fonction de formation de couple par rapport à la norme F de la force de poussée,

- ΔΤ correspond au couple perturbateur formé par les erreurs Δθ-ι,

Δθ ₂ , Δθ ₃ et AF.

Le modèle linéaire donné par l'expression ci-dessus permet de mieux appréhender les effets de chaque panne articulaire.

En effet, la dérivée partielle δΒ/δθ, calculée pour l'état de référence S ₀ , qui correspond à un vecteur, est représentative de la direction du couple parasite formé par une erreur sur la position angulaire Θ, (i = 1 , 2, 3), et définit par conséquent un plan, orthogonal à ladite direction du couple parasite, dans lequel une erreur sur la position angulaire Θ, ne produit a contrario aucun couple perturbateur. Par conséquent, dans ce plan, seules des pannes des autres articulations du bras de propulsion sont susceptibles de former un couple parasite. Ainsi, les dérivées partielles permettent de calculer, pour chaque articulation, un espace d'isolation de panne dans lequel un couple parasite est formé principalement par une panne de ladite articulation.

Par exemple, dans le cas où chaque bras de propulsion 20, 21 comporte trois articulations 22, 23, 24, l'espace d'isolation de panne de chaque articulation est un espace vectoriel de dimension un, qui peut être défini par un vecteur e, calculé selon l'expression suivante :

δΒ δΒ

®

δθ; δθ _κ δΒ δΒ

®

δθ _κ expression dans laquelle :

- i≠j≠k e (1 , 2, 3),

- ® correspond au produit vectoriel.

Par conséquent, pour chaque bras de propulsion 20, 21 , l'espace d'isolation de panne e, est orthogonal aux dérivées partielles ÔB/Ô9 _j et δΒ/δθκ (i ≠ j ≠ k), de sorte que seule une erreur ΔΘ, sur la position angulaire Θ, est susceptible de former un couple perturbateur selon le vecteur e,, sous réserve toutefois que la dérivée partielle δΒ/δθ, ne soit pas elle-même orthogonale au vecteur e,. Par conséquent, le vecteur e, permet de détecter et d'isoler une panne de l'articulation associée à la position angulaire Θ, uniquement si :

δΒ

IS(6 _0,i ) = e _i ≠0

5Θ;

So

L'expression ci-dessus fournit donc un ensemble de conditions pour que les pannes des différentes articulations puissent être détectées et isolées pour l'état de référence S ₀ . Par conséquent, il est possible de concevoir les bras de propulsion 20, 21 pour que ces conditions soient vérifiées pour un état de référence donné. Il est également possible d'identifier des états de référence, parmi plusieurs états de référence associés à différentes opérations de contrôle, pour lesquels ces conditions sont vérifiées et pour lesquels le procédé 50 de détection de panne selon l'invention peut être mis en œuvre.

Les espaces d'isolation de panne e, sont calculés pour chaque articulation 22 (position angulaire θ-ι), 23 (position angulaire θ ₂ ), 24 (position angulaire θ ₃ ) de chaque bras de propulsion 20, 21 . On obtient ainsi, dans le cas de deux bras de propulsion 20, 21 comportant chacun trois articulations 22, 23, 24, un total de six espaces d'isolation de panne, désignés par exemple par θϊ[ ₊ γ] (i = 1 , 2, 3) pour le bras de propulsion 20 fixé sur la face +Y, et par θί[_γ] (i = 1 , 2, 3) pour le bras de propulsion 21 fixé sur la face -Y. Il est à noter que les espaces d'isolation de panne e _i[+ Y] (i = 1 , 2, 3) sont différents des espaces d'isolation de panne ej _[ _ _Y] (i = 1 , 2, 3), de sorte qu'il est possible de distinguer les pannes d'articulation sur le bras de propulsion 20 de celles sur le bras de propulsion 21 .

II est à noter que les espaces d'isolation de panne e, ne dépendent que de la fonction de formation de couple B et de l'état de référence S ₀ considéré. Par conséquent, lesdits espaces d'isolation de panne e, peuvent être calculés a priori, et mémorisés dans les moyens de mémorisation du dispositif 40 de détection de panne, pour être utilisés ultérieurement.

Tel qu'indiqué précédemment, le procédé 50 de détection de panne comporte une étape 52 d'estimation de la vitesse de rotation du satellite 10 au cours de l'opération de contrôle. La vitesse de rotation du satellite 10 est par exemple estimée en fonction de mesures fournies par des gyroscopes, ou tout autre capteur adapté à fournir une grandeur représentative de ladite vitesse de rotation dudit satellite 10.

De manière connue, la vitesse de rotation du satellite 10 sur lui-même permet d'estimer le moment cinétique réel H _R du satellite 10, qui est par exemple donné par l'expression suivante :

H _R = ϋω

expression dans laquelle J correspond à la matrice d'inertie du satellite 10, et ω correspond à la vitesse de rotation dudit satellite 10.

Il est également possible d'estimer, de manière conventionnelle, les différents couples théoriquement formés par les différents actionneurs du satellite 10 (bras de propulsion, roues de réaction, etc.). A partir de ces couples théoriquement formés, il est possible d'estimer un moment cinétique théorique H _T que devrait avoir ledit satellite 10 en l'absence de panne sur les bras de propulsion 20, 21 . Le moment cinétique théorique H _T est par exemple estimé selon l'expression suivante en repère non inertiel :

H _T = J(T„ + T _c + T _RW - ω ® (H _RW + H _R ))dt expression dans laquelle :

- T _RW correspond au couple formé par les roues de réaction,

- H _RW correspond au moment cinétique des roues de réaction.

Il est également possible de prendre en compte, s'ils peuvent être estimés, les couples perturbateurs T _PE RT subis par ledit satellite 10. Le cas échéant, le moment cinétique théorique H _T que devrait avoir ledit satellite 10 en l'absence de panne sur les bras de propulsion 20, 21 est par exemple estimé selon l'expression suivante en repère non inertiel :

H _T = j (T ₀ + T _c + T _RW + T _PERT - ω ® (H _RW + H _R ))dt

On peut alors estimer, au cours de l'étape 53, un résidu de moment cinétique ΔΗ qui correspond à la différence entre le moment cinétique réel H _R dudit engin spatial et le moment cinétique théorique H _T , qui correspond alors au moment cinétique induit par le couple perturbateur ΔΤ : ΔΗ = H _R - H _T = j ATdt

Au cours de l'étape 54, on calcule, pour chaque bras de propulsion 20, 21 , des résidus articulaires rG, (i = 1 , 2, 3) en projetant le résidu de moment cinétique ΔΗ sur chaque espace d'isolation de panne e,.

Dans des modes préférés de mise en œuvre, le résidu articulaire rG, est en outre filtré au moyen d'un filtre pseudo-dérivateur, ce qui revient approximativement à estimer le couple perturbateur ΔΤ en dérivant le résidu de moment cinétique ΔΗ et à projeter ledit couple perturbateur ΔΤ sur l'espace d'isolation de panne e,. Le cas échéant, le résidu articulaire rG, est par exemple calculé selon l'expression suivante :

rGj = D _e (s)ei ^T AH

expression dans laquelle D _e (s) correspond à un filtre pseudo-dérivateur, et s correspond à la variable de Laplace.

Les résidus articulaires rG, sont calculés pour chaque articulation 22 (position angulaire θ-ι ), 23 (position angulaire θ ₂ ), 24 (position angulaire θ ₃ ) de chaque bras de propulsion 20, 21 . On obtient ainsi, dans le cas de deux bras de propulsion 20, 21 comportant chacun trois articulations 22, 23, 24, un total de six résidus articulaires, désignés par exemple par Γθ, γ] (i = 1 , 2, 3) pour le bras de propulsion 20 fixé sur la face +Y, et par Γθί[_γ] (i = 1 , 2, 3) pour le bras de propulsion 21 fixé sur la face -Y.

Ensuite, le procédé 50 de détection de panne comporte une étape 55 de recherche d'une panne d'articulation en fonction des résidus articulaires rG,, une panne d'articulation étant détectée si lesdits résidus articulaires vérifient un critère prédéfini de détection de panne d'articulation.

Tel qu'indiqué précédemment, les espaces d'isolation de panne e, sont tels que seule une erreur ΔΘ, sur la position angulaire Θ, est susceptible de former un couple perturbateur selon le vecteur e,. En outre une erreur ΔΘ, sur la position angulaire Θ, ne forme en principe pas de couple perturbateur suivant les espaces d'isolation de panne e _j et e _k (i≠ j≠ k).

Par conséquent, en cas d'erreur ΔΘ, sur la position angulaire Θ, induite par une panne de l'articulation associée, le résidu articulaire rG, sera en principe très supérieur, en valeur absolue, aux résidus articulaires rGj et r9k (i≠ j ≠ k). Ainsi, le critère de détection de panne d'articulation peut par exemple être considéré comme vérifié lorsque le résidu articulaire rG, est au moins cinq fois supérieur, en valeur absolue, à chacun des résidus articulaires rGj et r9k (i≠ j≠ k). Par exemple, une panne de l'articulation associée à la position angulaire Θ, est détectée si le résidu articulaire rG, vérifie les deux conditions suivantes :

expression dans laquelle i ≠ j≠ k et Τ _θ et Κ _θ sont des valeurs seuil positives prédéfinies.

Tel qu'indiqué précédemment, les espaces d'isolation de panne e _i[+ Y] (i = 1 , 2, 3) sont différents des espaces d'isolation de panne e, -y (i = 1 , 2, 3). Par conséquent, en cas de panne d'une articulation du bras de propulsion 20 fixé sur la face +Y, alors le critère de détection de panne articulaire sera vérifié par les résidus articulaires Γθί _[+Υ] (i = 1 , 2, 3), mais ne sera pas vérifié par les résidus articulaires Γθί[_γ] (i = 1 , 2, 3) calculés pour le bras de propulsion 21 fixé sur la face -Y du corps 1 1 du satellite 1 0.

La figure 3 représente schématiquement des résidus articulaires obtenus par simulation.

Plus particulièrement, la partie a) de la figure 3 représente les résidus articulaires Γθ,[ ₊ γ] (i = 1 , 2, 3) calculés pour les différentes articulations 22, 23, 24 du bras de propulsion 20 fixé sur la face +Y. La partie b) de la figure 3 représente les résidus articulaires Γθί[- _Υ] (i = 1 , 2, 3) calculés pour les différentes articulations 22, 23, 24 du bras de propulsion 21 fixé sur la face -Y.

Dans l'exemple illustré par la figure 3, une panne de l'articulation 24 (position angulaire θ ₃ ) du bras de propulsion 20 fixé sur la face +Y du satellite 1 0 intervient à un instant T1 .

Tel qu'illustré par les parties a) et b) les résidus articulaires Γθί _[+Υ] et r9i[-Y] (i = 1 , 2, 3) sont tous inférieurs à la valeur seuil Τ _θ avant l'instant T1 .

Tel qu'illustré par la partie a) de la figure 3, à partir de l'instant T1 , le résidu articulaire Γθ ₃ [ ₊ augmente progressivement en valeur absolue à cause de la panne de l'articulation 24 (position angulaire θ ₃ ), et dépasse la valeur seuil Τ _θ . Les résidus articulaires Γθΐ[ ₊ et ΓΘ ₂ [+Υ] restent eux inférieurs à la valeur seuil Τ _θ , du fait que l'erreur Δθ ₃ ne produit pas de couple perturbateur dans les espaces d'isolation de panne β _ΐ [ ₊ γ] et e ₂ [ ₊ Y]. En outre, le résidu articulaire ΓΘ ₃ [ ₊ Υ] vérifie le critère de détection de panne à partir d'un instant T2, de sorte qu'une panne articulaire est détectée sur l'articulation 24 (position angulaire θ ₃ ) du bras de propulsion 20 fixé sur la face +Y.

Tel qu'illustré par la partie b), à partir de l'instant T1 , les résidus articulaires ΓΘ _Ϊ [_Υ] (i = 1 , 2, 3) augmentent tous progressivement, du fait de l'augmentation du résidu de moment cinétique ΔΗ et du fait que les espaces d'isolation de panne ΘΪ[- _Υ] (i = 1 , 2, 3), calculés pour le bras de propulsion 21 fixé sur la face -Y, ne présentent pas de propriétés particulières par rapport aux couples perturbateurs formés par une panne d'articulation du bras de propulsion 20 fixé sur la face +Y.

On constate donc, à la lecture de la figure 3, que les résidus articulaires Γθ, et ΓΘ _Ϊ [_Υ] (i = 1 , 2, 3) permettent bien de détecter et d'isoler les pannes des articulations 22, 23, 24 des bras de propulsion 20, 21 .

En outre, il est à noter que les résidus articulaires rG, (i = 1 , 2, 3) peuvent également être utilisés pour estimer l'erreur ΔΘ, induite par une panne. Par exemple, si le résidu articulaire rG, vérifie le critère de détection de panne articulaire, alors l'erreur ΔΘ, peut être estimée selon l'expression suivante :

r0

Δθ: = ^^

is(e _{o i} )

La figure 4 représente schématiquement les principales étapes d'un mode préféré de mise en œuvre du procédé 50 de détection de panne. Outre les étapes décrites précédemment en référence à la figure 2, le procédé 50 de détection de la figure 4 comporte en outre des étapes de :

- 56 calcul d'un résidu de propulsion rF pour chaque propulseur 30,

31 , en fonction de la norme du résidu de moment cinétique ΔΗ, - 57 recherche d'une panne de propulseur en fonction du résidu rF de propulsion, une panne de propulseur étant détectée si le résidu de propulsion rF vérifie un critère prédéfini de détection de panne de propulseur.

Au cours de l'étape 56, on calcule des résidus de propulsion rF associés respectivement aux propulseurs 30, 31 . Dans des modes préférés de mise en œuvre, le résidu de propulsion rF est filtré au moyen d'un filtre dérivateur, et est par exemple calculé selon l'expression suivante :

rF = D _F (s)| |AH| |

expression dans laquelle D _F (s) correspond à un filtre pseudo-dérivateur, et s correspond à la variable de Laplace.

En pratique, une panne de propulseur 30, 31 entraînera généralement un résidu de moment cinétique ΔΗ important. En outre, une panne de propulseur 30, 31 n'agit que sur la norme du résidu de moment cinétique ΔΗ et n'agit pas sur la direction dudit résidu de moment cinétique ΔΗ. Par conséquent, le critère de détection de panne de propulseur est par exemple considéré comme étant vérifié lorsque le résidu de propulsion rF est supérieur, en valeur absolue, à une valeur seuil T _F positive prédéfinie.

Il est à noter que, dans le cas illustré par la figure 1 où le satellite 1 0 comporte deux bras de propulsion 20, 21 comportant chacun un propulseur 30, 31 , la norme du résidu de moment cinétique ΔΗ ne suffit pas à identifier le propulseur 30, 31 qui est en panne. Par contre, le signe du résidu de moment cinétique ΔΗ permet d'identifier le propulseur 30, 31 en panne.

En outre, il est à noter que le résidu de propulsion rF peut également être utilisé pour estimer l'erreur AF induite par une panne. Par exemple, si le résidu de propulsion rF vérifie le critère de détection de panne de propulsion, alors l'erreur AF peut être estimée selon l'expression suivante :

Dans des modes particuliers de mise en œuvre, et tel qu'illustré par la figure 4, la recherche de panne d'articulation n'est effectuée que si aucune panne de propulseur n'est détectée. En effet, tel qu'illustré par la figure 4, lorsqu'une panne de propulseur est détectée (référence 570 sur la figure 4), l'exécution du procédé 50 de détection de panne s'arrête. Par contre, si aucune panne de propulseur n'est détectée (référence 571 sur la figure 4) alors l'exécution du procédé 50 de détection de panne se poursuit avec l'étape 54 de calcul des résidus articulaires rG, (i = 1 , 2, 3). Ainsi, il est possible d'isoler les pannes de propulseur 30, 31 et les pannes d'articulations 22, 23, 24. Rien n'exclut cependant, suivant d'autres exemples, de poursuivre l'exécution du procédé 50 de détection de panne lorsqu'une panne de propulseur est détectée. Par exemple, il est également possible d'estimer l'erreur AF induite par cette panne et de prendre en compte cette erreur AF pour le calcul des résidus articulaires et la recherche de panne d'articulation.

De manière plus générale, il est à noter que les modes de mise en œuvre et de réalisation considérés ci-dessus ont été décrits à titre d'exemples non limitatifs, et que d'autres variantes sont par conséquent envisageables.

Notamment, l'invention a été décrite en considérant un satellite 1 0 comportant deux bras de propulsion 20, 21 . Toutefois, l'invention est applicable pour tout satellite comportant au moins un bras de propulsion.

En outre, l'invention a été décrite en considérant le cas d'une opération de contrôle effectuée au cours d'une phase de transfert, en l'occurrence une manœuvre d'apogée. Rien n'exclut cependant de considérer d'autres types d'opération de contrôle, y compris au cours d'une phase de maintien à poste du satellite 1 0 en orbite de mission, dès lors que les coefficients IS(G ₀ j) sont non nuls pour l'état de référence considéré.

En outre, l'invention a été décrite en considérant un bras de propulsion comportant trois articulations. Toutefois, l'invention est applicable dès lors que le bras de propulsion comporte au moins une articulation.

Dans le cas où ledit bras de propulsion comporte une seule articulation, l'espace d'isolation de panne est par exemple défini par la dérivée partielle de la fonction de formation de couple par rapport à la position angulaire de cette articulation.

Dans le cas où ledit bras de propulsion comporte deux articulations, les espaces d'isolation de panne correspondent par exemple aux plans orthogonaux aux dérivées partielles δΒ/δθ, (i = 1 , 2). Suivant un autre exemple, l'espace d'isolation de panne e, est un vecteur correspondant à la projection de la dérivée partielle δΒ/δθ, dans le plan orthogonal à la dérivée partielle δΒ/δθκ avec i≠ k.

En outre, l'invention est également applicable lorsque le bras de propulsion comporte un nombre d'articulations supérieur à trois. Si le bras de propulsion comporte quatre articulations, alors les espaces d'isolation de panne correspondent par exemple à quatre vecteurs différents. Dans un tel cas, les espaces d'isolation de panne ne peuvent pas être tous orthogonaux entre eux, mais peuvent néanmoins être calculés, en fonction des dérivées partielles, de sorte à maximiser la capacité d'isolation des pannes d'articulations. Par exemple, il est possible de calculer les espaces d'isolation de panne de sorte à limiter, pour chaque articulation, les couples perturbateurs formés dans les espaces d'isolation de panne des autres articulations.

Egalement, l'invention a été décrite en considérant un bras de propulsion comportant un seul propulseur. Rien n'exclut cependant, suivant d'autres exemples, d'avoir un bras de propulsion comportant au moins deux propulseur, par exemple à des fins de redondance. Les propulseurs d'un même bras de propulsion peuvent en outre être de même type (électrique ou chimique) ou de types différents.