On connaît déjà des procédés de pilotage solaire. En particulier, le document EP- A-0101333 décrit et revendique un procédé de commande d'attitude d'un satellite placé sur une orbite géostationnaire, dite GEO. Le satellite est muni de deux ailes portant des panneaux solaires, placées symétriquement de part et d'autre du corps du satellite et orientables indépendamment l'une de l'autre autour d'un axe nord-sud qui constitue l'axe de tangage du corps du satellite en orbite. Pour augmenter les moments créés par des écarts de pointage, chaque aile porte au moins une ailette latérale oblique.

On provoque l'apparition d'un moment autour d'un axe dit de déséquilibre) situé dans le plan des ailes et orthogonal à l'axe de rotation par dépointage simultané, dans le mme sens et de mme amplitude, des deux ailes, à partir de l'orientation nominale.

On créée un moment dit de moulin à vent autour d'un axe J perpendiculaire à un plan médian entre les panneaux dépointés en donnant aux ailes des dépointages de sens opposé. Par contre il n'est pas possible de créer un couple autour de l'axe commun de rotation des ailes.

Ce mode de pilotage sur une orbite géostationnaire où les perturbations d'origine solaire sont très prépondérantes, présente de nombreux avantages. II permet de fournir des couples externes compensant l'effet des perturbations et de désaturer les moyens d'échange de moments cinétiques internes (roues de réaction ou gyrodynes) prévus dans le corps du satellite sans consommer des ergols. La présence des ailettes permet d'obtenir des couples appréciables en dépit de la valeur très faible de la pression solaire, qui est de l'ordre de 4,6. 10-6N/m2.

Mais il est impossible de créer des couples externes autour de l'axe de rotation des ailes, aligné avec l'axe de tangage en orbite géostationnaire, puisque les axes) et

J restent dans un mme plan lors du parcours de l'orbite. Sur une orbite GEO il reste donc nécessaire d'utiliser des tuyères pour obtenir des moments externes.

Le pilotage solaire n'est pas utilisé à l'heure actuelle pour des satellites placés en orbite basse (dite LEO) ou intermédiaire (dit MEO). Diverses raisons ont amené à cette exclusion. Il faut notamment prendre en considération l'importance relative des couples perturbateurs qui agissent sur les satellites. II s'agit des couples d'origine magnétique, aérodynamique, de gradient de gravité et solaire. La dernière source est très prépondérante à l'altitude d'une orbite géosynchrone, ce qui rend le pilotage soliare attractif. En orbite basse, la proximité de la planète se traduit par un champ élevé qui rend le pilotage magnétique à l'aide de magnéto-coupleurs avantageux.

Sur les satellites actuels en orbite moyenne, en particulier à des altitudes de l'ordre de 20 000 km, on utilise en général aussi des magnéto-coupleurs, soit directement pour le pilotage, soit pour désaturer ou décharger des roues de réaction.

Cette solution est notamment utilisée sur les satellites de localisation terrestre (satellites GPS).

Mais le pilotage par forces électromagnétiques a des inconvénients aux orbites dites intermédiaires ou moyennes : le champ magnétique étant faible, des courants importants sont nécessaires pour créer des couples appréciables. Le champ électromagnétique produit par les coupleurs perturbe les horloges qui doivent tre extrmement précises pour ce type de mission. Aux altitudes intermédiaires, le champ magnétique est peu stable et sujet à des orages magnétiques.

Dans le plupart des cas les orbites intermédiaires présentent une forte inclinaison sur l'équateur de sorte que l'élévation du soleil présente de fortes variations et peut tre très élevées à certaines périodes. Ces variations rendent l'orientation des axes I et J des ailes par rapport à un repère inertiel très variable et permettent de créer des moments externes dans l'ensemble de l'espace 3 dimensions.

La présente invention vise notamment à fournir un procédé de pilotage utilisable notamment pour créer les moments externes requis pour compléter l'utilisation des moyens d'échange de moments cinétiques portés par le corps d'un satellite ou véhicule spatial et destinés à orienter le corps du satellite autour des trois axes d'un repère inertiel, notamment sur les satellites en orbite intermédiaire, tels que les satellites

utilisés pour des missions de navigation, exigeant des orbites très stables et prévisibles pour arriver à la précision nécessaire. Elle vise également, à titre secondaire, à permettre de compenser les couples perturbateurs qui s'accumulent pendant les intervalles de temps très longs, souvent de l'ordre de l'année, qui séparent les manoeuvres de maintien à poste. Elle vise également à permettre un pilotage solaire 3 axes sur un véhicule spatial sur un trajet interplanétaire.

Dans ce but, l'invention propose notamment un procédé de commande d'attitude d'un véhicule spatial, et notamment d'un satellite placé sur une orbite inclinée sur l'équateur, le corps du véhicule ou satellite étant muni d'au moins deux ailes placées symétriquement de part et d'autre du corps du véhicule ou du satellite et orientables indépendamment autour d'un axe commun.

Suivant un premier aspect, l'invention propose un procédé de pilotage d'un véhicule spatial présentant un corps équipé de moyens de création de moments cinétiques internes et portant deux ailes munies de panneaux solaires, placées symétriquement de part et d'autre du corps du véhicule, orientables indépendamment sur le corps autour d'un axe commun et munies d'éléments qui provoquent la création d'une force résultante de pression solaire décalée par rapport à l'axe de rotation sur une aile lorsque cette aile est dépointée autour du dit axe par rapport au soleil, suivant lequel : (a) pour créer un moment tendant à changer l'orientation du véhicule autour d'un axe de moulin à vent (J) orthogonal au plan moyen des ailes, on donne aux ailes des dépointages opposés, pour créer un moment tendant à changer l'orientation du véhicule autour d'un axe de déséquilibre (f) situé dans le plan nominal des ailes et orthogonal à l'axe de rotation des ailes sur le corps, on donne aux ailes des dépointages de mme sens, caractérisé en ce qu'on commande l'attitude du véhicule spatial pour faire varier dans le temps l'orientation des axes de moulin à vent et de déséquilibre pour permettre de créer temporairement un moment autour de n'importe quelle direction dans un repère inertiel.

Suivant un autre aspect, l'invention propose un procédé de pilotage d'un satellite placé sur une orbite non géosynchrone inclinée sur l'équateur, le satellite ayant un

corps équipé de moyens de création de moments cinétiques internes et muni de deux ailes munies de panneaux solaires, placées symétriquement de part et d'autre du corps du satellite, orientables indépendamment autour d'un axe commun et munies d'éléments tels que des ailettes qui provoquent la création d'une force de pression solaire décalée par rapport à l'axe de rotation sur une aile lorsque cette aile est dépointée autour du dit axe par rapport au soleil, suivant lequel : - on commande l'attitude du satellite en orbite de façon à donner aux deux ailes, en dehors de périodes de création de couples de désaturation, une orientation nominale qui, en chaque point de l'orbite, est telle qu'un axe orthogonal au plan des ailes soit dirigé sensiblement vers le soleil et telle qu'un axe orthogonal à la fois à la direction du soleil et à l'axe de rotation des ailes balaie un plan orthogonal à la direction du soleil, et - on crée des moments de pilotage du satellite en donnant aux deux ailes des écarts de pointage par rapport à leur orientation nominale sur le corps du satellite, dans le mme sens ou des sens opposés, lors d'emplacements sur l'orbite dépendant de l' orientation du moment à créer.

En général le type de pointage pour la mise en oeuvre de l'invention sur un satellite sera pointage Nadir solaire". Ce mode de pointage permet une désaturation des moyens de création de moment cinétique interne suivant les trois axes alors que le mode de pilotage dans le cas d'une orbite géostationnaire n'autorisait qu'une commande d'attitude suivant des axes du satellite orthogonaux à l'axe de rotation des ailes.

Dans le cas d'un véhicule spatial, au cours d'une mission interplanétaire, on peut utiliser les moyens de création de moment cinétique interne (plutôt que des tuyères, dont la fiabilité est moindre) pour créer un spin lent ou une orientation permettant, par pilotage solaire, de décharger les roues ou gyrodynes qui ont permis antérieurement de modifier le pointage autour de l'axe de rotation des ailes.

Bien que l'invention puisse tre mise en oeuvre avec des ailes à panneaux solaires simples, il est avantageux d'utiliser une configuration du genre décrit dans le document EP-A-0101333 déjà mentionné ou une autre configuration donnant un effet comparable.

Les caractéristiques ci-dessus ainsi que d'autres apparaîtront mieux à la lecture de la description qui suit d'un mode particulier de réalisation, donné à titre d'exemple non limitatif.

Le description se réfère aux dessins qui l'accompagnent dans lesquels : - la figure 1 est un schéma de principe montrant les paramètres qui interviennent dans la mise en oeuvre de l'invention dans le cas de sa mise en oeuvre sur un satellite ; - les figures 2A et 2B montrent le pointage nominal"Nadir solaire"d'un satellite sur orbite intermédiaire, dite MEO, respectivement pour des élévations haute et basse du soleil par rapport au plan de l'orbite, chaque fois pour deux positions du satellite ; Le satellite 10 schématisé sur la figure 1 présente un corps 12 portant deux ailes 16a et 16b pouvant tourner sur le corps autour du mme axe K. Des moteurs non représentés permettent de faire tourner les ailes 16a et 16b indépendamment l'une de l'autre autour de l'axe K, par exemple en réponse à des commandes provenant d'un système intégré au satellite ou provenant du sol. Le corps du satellite contient encore des moyens fournissant un moment cinétique de stabilisation et de commande. Ces moyens peuvent tre constitués notamment par des roues cinétiques d'axe fixe 14 et de vitesse commandable ou par des actionneurs gyroscopiques dont la roue est portée par un cardan orientable. Par échange de moments cinétiques internes, l'attitude du corps du satellite peut tre maintenue ou commandée. Elle peut tre évaluée à l'aide de capteurs 15, par exemple d'un capteur d'horizon terrestre dans le cas d'un satellite sur orbite intermédiaire lorsqu'on cherche à maintenir un axe lié au corps orienté vers la terre (axe de lacet).

Dans le mode avantageux de réalisation montré en figure 1, à chaque aile 16a ou 16b est fixée une ailette 18a ou 18b, dans une orientation par rapport à l'aile invariable.

Les deux ailettes sont symétriques par rapport au centre du satellite lorsque les ailes sont en position nominale. Le calcul permet de déterminer l'effet de faibles dépointages des ailes par rapport à une orientation nominale face au soleil. On pourra se reporter à ce sujet au document EP 010133 déjà mentionné.

La capacité de création de couples d'orientation par dépointage n'est pas la mme autour de tous les axes passant par le centre de gravité G du satellite. La

capacité de création d'un couple externe appréciable apparaît immédiatement autour de deux axes : - l'axe J, qu'on qualifie souvent de"moulin à vent", orthogonal au plan moyen des panneaux solaires ou des ailes, t'axe ! situé dans le plan moyen des panneaux solaires et orthogonal à l'axe y de rotation des panneaux solaires, souvent qualifié d'axe de déséquilibre.

Dans les satellites géostationnaires à pilotage solaire, la création de couples par des dépointages de mme sens ou de sens opposés des deux ailes est déjà utilisé pour produire des couples autour des axes J et K. En revanche, les couples parasites le long du troisième axe, qui constituent l'axe de tangage sur un satellite géostationnaire, sont accumulés par les moyens présentant un moment cinétique (roues ou gyrodynes) et la désaturation, lorsqu'elle est nécessaire, est effectuée à l'aide du système de propulsion. Mais la désaturation ou simplement le déchargement (unloading) des roues au moyen de tuyères, utilisable d'ailleurs pour n'importe quelle mission, perturbe l'orbite du satellite et consomme des ergols. Au surplus, les systèmes de propulsion sont loin de présenter une fiabilité à long terme absolue.

Comme indiqué plus haut, l'invention implique que, dans le cas d'un satellite, l'orbite soit inclinée sur l'équateur ou que l'on renonce, à certaines périodes de la mission, au pointage nominal du corps du satellite.

Dans le cas donné ici à titre d'exemple, le satellite est commandé suivant une loi de pointage"Nadir solaire"et on utilise des dépointages commandés, de mme sens ou de sens opposés, des ailes par rapport à l'orientation nominale"Nadir solaire"pour le pilotage. Sur des orbites fortement inclinées sur l'écliptique et sur l'équateur, l'angle d'élévation du soleil par rapport au plan de l'orbite peut par exemple prendre les positions extrmes montrées en figures 2A et 2B.

La figure 2A montre l'attitude prise par le satellite et par les ailes à deux positions sur l'orbite, lorsque l'élévation solaire e est maximale (c'est-à-dire lors des solstices).

L'axe J orthogonal au plan des ailes est dans tous les cas orienté vers le soleil. En revanche, l'orientation de l'axe K de rotation des panneaux solaires change cycliquement, à la période orbitale. L'axe de déséquilibre I balaie le plan orthogonal à la direction du soleil.

Grâce à ces variations cycliques qui se produisent au cours de la circulation sur l'orbite, il est possible, à certaines périodes, de décharger ou de désaturer les moyens de création de moments cinétiques et de réorienter le moment cinétique de façon qu'un pointage dans n'importe quelle direction d'un repère inertiel est possible. Plus précisément, le pilotage solaire sur une telle orbite permet de décharger les moyens de création de moment cinétique interne (voire mme de modifier directement l'orientation du satellite) autour des axes de moulin à vent J et de déséquilibre) et de plus de décharger les moyens de création de moment cinétique autour de l'axe K de rotation des ailes.

La figure 2B, sur laquelle sont représentées des orientations successives prises par le satellite sur son orbite alors que l'élévation du soleil est nulle (lors des équinoxes) montre que la mme possibilité subsiste. Dans tous les cas les axes « actifs » I et J balayent l'espace 3D.