FR3046686A1 - Dispositif de controle d'attitude d'un engin spatial - Google Patents
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Abstract
L'invention concerne un dispositif (20) de contrôle d'attitude d'un engin spatial (10) qui se déplace selon une orbite et définissant un repère composé d'un axe de pointage (Xsat), d'un premier axe (Ysat) et d'un deuxième axe (Zsat). L'engin (10) tourne autour de l'axe de pointage, le premier axe et le deuxième axe définissant un plan (P). Le dispositif (20) comporte trois roues à réaction, chacune définissant un axe de rotation et étant apte à être actionnée pour tourner autour de cet axe, la variation de la vitesse engendrant un couple appliqué à l'engin (10) et modifiant le moment cinétique résultant de l'engin (10). Le dispositif (20) est tel que les axes de rotation des roues sont disposés par rapport au plan de telle sorte que, lorsque les roues génèrent le même moment cinétique, le moment résultant de l'engin (10) soit orienté sensiblement selon l'axe de pointage.
Description
Dispositif de contrôle d’attitude d’un engin spatial
La présente invention concerne un dispositif de contrôle d’attitude d’un engin spatial. L’attitude de l’engin spatiale définit notamment son orientation dans l’espace par rapport à un repère fixe.
Lorsque l’engin spatial est mis sur une orbite définie par exemple par un corps spatial tel qu’une planète, il est souvent nécessaire de corriger son orientation par rapport à ce corps.
Ceci est particulièrement le cas d’un satellite mis sur une orbite terrestre. En effet, dans ce cas, il est généralement nécessaire de corriger l’attitude d’un tel satellite pour qu’il pointe dans un endroit souhaité sur la surface terrestre.
En particulier, chaque satellite définit un repère satellite. Ainsi, par l’orientation du satellite, on entend la position de ce repère par rapport à un repère inertiel tel que par exemple, le repère de la Terre.
Le repère du satellite est composé de trois axes orthogonaux. Lors de déplacement le long de l’orbite, le satellite tourne autour l’un de ces axes, dit par la suite axe de pointage.
Pour modifier l’orientation du satellite, il est connu d’utiliser un dispositif de contrôle d’attitude associé au satellite.
De manière générale, un tel dispositif comporte une pluralité d’actionneurs aptes à modifier le moment cinétique du satellite en faisant ainsi le tourner autour de son centre de masse. Le fonctionnement de ces actionneurs est commandé à partir d’une consigne de pilotage générée par un module de pilotage du satellite.
Parmi ces actionneurs, on peut notamment citer des roues à réaction, des magnéto-coupleurs (en anglais « magneto-torquer ») et des mini-tuyères.
Les coupleurs magnétiques permettent de modifier le moment cinétique du satellite en appliquant au satellite un couple d’origine magnétique. Ce couple est dû notamment à l’interaction du moment magnétique engendré par ces coupleurs avec le champ magnétique de la planète autour de laquelle le satellite tourne.
Les mini-tuyères présentent des mini-propulseurs du satellite alimentés par le carburant du satellite.
Les roues à réaction fonctionnent grâce à la conservation du moment cinétique dans le système du satellite.
En particulier, chaque roue à réaction est apte à tourner avec une vitesse déterminée autour d’un axe de rotation propre à cette roue. L’axe de rotation est relié à la structure du satellite.
Ainsi, lorsque la vitesse de rotation d’une roue à réaction est modifiée, le moment cinétique du satellite change et le satellite tourne dans le sens opposé autour de l’axe de rotation correspondant.
Le dispositif de contrôle d’attitude comporte généralement trois roues à réaction disposées de telle sorte que leurs axes de rotation sont perpendiculaires entre eux. Ceci permet alors de faire tourner le satellite autour de ces trois axes pour atteindre une orientation quelconque.
De manière conventionnelle, les axes de rotation des roues à réaction sont parallèles aux axes définis par le repère satellite ou coïncident avec ceux-ci. L’utilisation des roues à réaction dans les dispositifs de contrôle d’attitude existants présente toutefois un certain nombre d’inconvénients.
Il est connu, par exemple, que le comportement des roues à réaction tournant à faibles vitesses, n’est pas complètement stable.
En effet, les frottements qui se produisent à faibles vitesses sont à l’origine d’un couple de stiction qui s’oppose à la mise en mouvement de la roue en réaction.
De plus, le capteur tachymétrique chargé de mesurer la vitesse de rotation de la roue à réaction est moins efficace à faibles vitesses.
Dans le cas d’une configuration conventionnelle à trois roues à réaction où le pointage visé est inertiel, il est possible de commander les trois roues à réaction autour d’une vitesse non nulle. Néanmoins, si le pointage n’est pas inertiel, mais terrestre par exemple, la rotation du satellite nécessaire pour assurer le pointage génère un couplage avec la rotation de certaines des roues à réaction et force le passage par des vitesses nulles des roues à réaction concernées. Ce phénomène génère un comportement pas complètement stable.
La présente invention a pour but d’obtenir un dispositif de contrôle d’attitude d’un engin spatial comportant des roues à réaction dont le comportement est particulièrement stable pour des pointages pas nécessairement inertiels et ceci en utilisant des consignes de pilotage conventionnelles. À cet effet, l’invention a pour objet un dispositif de contrôle d’attitude d’un engin spatial, l’engin spatial effectuant des déplacements dans l’espace selon une orbite autour d’un corps spatial et définissant un repère composé d’un axe de pointage, d’un premier axe et d’un deuxième axe, l’engin spatial tournant autour de l’axe de pointage lors de son déplacement le long de l’orbite, le premier axe et le deuxième axe définissant un plan transversal perpendiculaire à l’axe de pointage ; le dispositif comportant trois roue à réaction, chaque roue à réaction définissant un axe de rotation et étant apte à être actionnée pour tourner autour de cet axe de rotation avec une vitesse de rotation variable, la variation de la vitesse engendrant un couple appliqué à l’engin spatial et modifiant le moment cinétique résultant de l’engin spatial dans le repère de l’engin spatial ; le dispositif est tel que les axes de rotation des roues à réaction sont disposés par rapport au plan transversal de telle sorte que, lorsque les roues à réaction génèrent le même moment cinétique dans le repère de l’engin spatial, le moment cinétique résultant de l’engin spatial dans le repère de l’engin spatial soit orienté sensiblement selon l’axe de pointage.
Suivant d’autres aspects avantageux de l’invention, le procédé comprend une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prise(s) isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles : - la norme de la somme des couples engendrés par la variation de la vitesse de rotation des roues à réaction pour modifier le moment cinétique résultant de l’engin spatial selon un axe, correspond à la capacité d’actuation du dispositif autour de cet axe, et les axes de rotation des roues à réaction sont également disposés par rapport au plan transversal de telle sorte que, les capacités d’actuation du dispositif autour de l’axe de pointage, du premier axe et du deuxième axe, soient sensiblement égales entre elles ; - les axes de rotation des roues à réaction sont inclinés par rapport au plan transversal selon sensiblement un même angle d’élévation ; - l’angle d’élévation est sensiblement égal à 27,4°; - l’angle formé entre la projection de chaque axe de rotation dans le plan transversal et le premier axe correspond à un angle d’azimut de cet axe de rotation, et la somme des cosinus des angles d’azimut des trois axes de rotation est sensiblement égale à zéro ; - l’angle formé entre la projection de chaque axe de rotation dans le plan transversal et le premier axe correspond à un angle d’azimut de cet axe de rotation, et la somme des sinus des angles d’azimut des trois axes de rotation est sensiblement égale à zéro ; - l’angle formé entre la projection de chaque axe de rotation dans le plan transversal et le premier axe correspond à un angle d’azimut de cet axe de rotation, et la somme des modules des sinus des angles d’azimut des trois axes de rotation est sensiblement égale à la somme des modules des cosinus des angles d’azimut des trois axes de rotation ; - l’angle formé entre la projection de chaque axe de rotation dans le plan transversal et le premier axe correspond à un angle d’azimut de cet axe de rotation, et les valeurs des angles d’azimut des trois axes de rotation forment un ensemble de valeurs, cet ensemble étant choisi dans le groupe consistant en : + {15°, 135°, 255°}; + {45°, 165°, 285°}; + {75°, 195°, 315°} , et + {105°, 225°, 345°}.
Les caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins annexés, sur lesquels : - la figure 1 est une vue schématique d’un engin spatial mis sur une orbite ; - la figure 2 est une vue schématique détaillée de l’engin spatial de la figure 1, l’engin spatial comportant notamment un dispositif de contrôle d’attitude selon l’invention ; et - la figure 3 est une vue schématique partielle du dispositif de contrôle de la figure 2.
Dans la suite, par l’expression « sensiblement égal », on comprend une relation d’équivalence avec une marge d’erreur inférieure à 10%. L’engin spatial de la figure 1 est un satellite 10. Le satellite 10 effectue des mouvements périodiques autour d’un corps spatial 12 en décrivant une orbite O.
Il est à noter que l’invention reste applicable à tout autre engin spatial décrivant une orbite autour d’un corps spatial quelconque.
Le corps spatial 12 est par exemple une planète telle que la Terre. L’orbite O est par exemple une orbite terrestre.
La planète 12 définit un repère inertiel composé de trois axes orthogonaux X,Y et Z. Lorsque la planète 12 est la Terre, le repère inertiel correspond par exemple au repère connu sous le nom « J2000 ».
En particulier, dans un tel repère inertiel, l’axe X pointe vers le point d’intersection entre le plan équatorial moyen et le plan de l’écliptique au 1er janvier 2000. L’axe Z est l’axe de rotation de la Terre et l’axe Y est orthogonal aux axes X et Z et complète un repère direct. L’origine de ce repère inertiel est le centre de la Terre.
La droite imaginaire D reliant le centre du repère inertiel et le satellite est désigné par la suite par le terme « droite de référence >>.
Le satellite 10 est illustré plus en détail sur la figure 2.
En référence à cette figure, le satellite 10 définit un repère satellite composé de trois axes orthogonaux Xsat>Ysat et zsat Les termes « axe de pointage », « premier axe » et « deuxième axe » sont utilisés par la suite pour désigner respectivement l’axe Xsat, l’axe Ysat et l’axe Zsat.
Le premier axe Ysat et le deuxième axe Zsat forment un plan transversal P qui est alors perpendiculaire à l’axe de pointage Xsat.
Le satellite 10 comporte un dispositif de contrôle d’attitude 20 et un module de pilotage 22.
Le dispositif de contrôle d’attitude 20 permet de modifier l’orientation du satellite 10 par rapport à la planète 12. Autrement dit, le dispositif de contrôle d’attitude 20 permet de modifier l’orientation du repère satellite par rapport au repère inertiel lors du déplacement du satellite 10 le long de l’orbite O.
Dans l’exemple décrit, le dispositif de contrôle d’attitude 20 est configuré pour maintenir le satellite dans une orientation prédéterminée par rapport au repère inertiel.
Une telle orientation du satellite 10 est illustrée sur la figure 1 et correspond à l’orientation du satellite dans laquelle le deuxième axe Zsat du satellite 10 coïncide avec la droite de référence D et sa direction inverse est orientée vers l’origine du repère inertiel.
Dans ce cas, lors de déplacement le long de l’orbite O, le satellite tourne autour de l’axe de pointage Xsat.
Le module de pilotage 22 permet de piloter le fonctionnement du dispositif de contrôle 20 en générant notamment une pluralité de consignes de pilotage destinées à ce dispositif.
Le module de pilotage 22 est par exemple un calculateur embarqué apte à mettre en oeuvre un logiciel de pilotage qui permet de générer des consignes de pilotage.
Pour contrôler l’attitude du satellite 10, le dispositif de contrôle 20 comporte une pluralité d’actionneurs.
Chaque actionneur est actionnable par le module de pilotage 22.
En particulier, chaque actionneur est apte à recevoir une consigne de pilotage générée par le module de pilotage 22 et à partir de cette consigne, appliquer un couple au satellite 10 pour le faire tourner autour d’un axe associé à cet actionneur.
Chaque actionneur est apte ainsi à modifier le moment cinétique résultant CR du satellite 10 dans le repère satellite.
Les actionneurs comprennent trois roues à réaction R1,R2 et R3 (illustrées sur la figure 3) et trois magnéto-coupleurs M1,M2 et M3 (non-illustrés).
Chaque magnéto-coupleur M1,M2 et M3 est apte à engendrer un moment magnétique qui, en interagissant avec le champ magnétique de la planète 12, est apte appliquer un couple au satellite 10.
En variante, au moins un magnéto-coupleur M1,M2 et M3 est remplacé par une mini-tuyère qui est apte à appliquer un couple au satellite 10 suite à la combustion du carburant du satellite 10.
En référence à la figure 3, chaque roue à réaction R1,R2 et R3 définit un axe de rotation A1,A2 et A3.
Chaque roue R1,R2 et R3 est apte à tourner autour de l’axe de rotation correspondant avec une vitesse de rotation déterminée et à modifier cette vitesse de rotation en fonction des consignes de pilotage générées par le module de pilotage 22 et destinées à cette roue.
Ainsi, en modifiant la vitesse de sa rotation, chaque roue RX,R2 et R3 applique un couple au satellite 10 en le faisant tourner autour de l’axe de rotation A1,A2 et A3 correspondant à cette roue et ceci dans le sens de rotation opposé à celui de cette roue.
La norme de la somme des couples engendrés par la variation de la vitesse de rotation des roues à réaction RX,R2,R3 pour modifier le moment cinétique résultant CR du satellite 10 selon un axe, correspond à la capacité d’actuation du dispositif (20) autour de cet axe.
La disposition de chaque roue RX,R2 et R3 est définie par la disposition de l’axe de rotation A1,A2 et A3 correspondant par rapport au plan transversal P.
La disposition de chaque axe de rotation AX,A2 et A3 par rapport au plan transversal P est définie par un angle d’élévation et,e2 et e3, et un angle d’azimut ax,a2 et a3.
Chaque angle d’élévation elre2 et e3 correspond à l’angle formé entre l’axe de rotation A1,A2 et A3 et le plan transversal P.
Chaque angle d’azimut ax,a2 et a3 correspond à l’angle formé entre la projection de l’axe de rotation AltA2 et A3 correspondant dans le plan transversal P et le premier axe
Xsat
Les roues à réaction Rt,R2 et R3 sont disposées par rapport au plan transversal P de sorte à former une configuration optimale. Cette configuration est définie par deux conditions expliquées ci-dessous.
Autrement dit, les valeurs des angles d’élévation elte2 et e3, et des angles d’azimut alra2 et a3 sont choisies pour que les roues à réaction Rt,R2 et R3 forment la configuration optimale.
Selon la première condition, dans la configuration optimale, les roues à réaction Rî,R2 et R3 sont disposées par rapport au plan transversal P de telle sorte que, lorsqu’elles génèrent le même moment cinétique, le moment cinétique résultant CR du satellite soit orienté sensiblement selon l’axe de pointage Xsat.
Lorsque les roues à réaction R1,R2 et R3 sont sensiblement identiques, la première condition signifie en particulier que les roues à réaction R1,R2 et R3 sont disposées par rapport au plan transversal P de telle sorte que, lorsqu’elles tournent à la même vitesse, le moment cinétique résultant CR du satellite soit orienté sensiblement selon l’axe de pointage Xsat.
Par « orienté sensiblement selon l’axe de pointage Xsat », il doit être compris que les composantes du vecteur CR selon les autres axes Ysat et Zsat sont égales à zéro avec une marge d’erreur inférieure par exemple à 10%.
Ceci signifie en particulier que le vecteur CR est sensiblement perpendiculaire au plan transversal P.
Selon la deuxième condition, dans la configuration optimale, les roues à réaction R1,R2 et R3 sont disposées par rapport au plan transversal P de telle sorte que les capacités d’actuation du dispositif 20 autour de l’axe de pointage Xsat, du premier axe Ysat et du deuxième axe Zsat, soient sensiblement égales entre elles.
Un exemple de réalisation d’une telle configuration optimale est décrit ci-dessous.
Dans l’exemple décrit, les angles d’élévation ex,e2 et e3 sont égaux à une même valeur dénotée par la suite par e.
Les valeurs des angles d’azimut alra2 et a3 sont choisies pour satisfaire les relations suivantes :
Les relations (1) et (2) permettent de satisfaire la première condition de la configuration optimale. De plus, la relation (3) assure que les capacités d’actuation autour du premier axe Ysat et du deuxième axe Zsat soient égales.
La deuxième condition de la configuration optimale est entièrement satisfaite lorsqu’en plus, la valeur e est égale sensiblement à 27,4°.
Les valeurs des angles d’azimut α1βα2 et a3 comprises entre 0° et 360°, et satisfaisant les relations (1) à (3), forment quatre ensembles {α1βα2,α3}. Chacun de ces ensembles {α1βα2,α3} est choisi dans le groupe consistant en : - {15°, 135°,255°} ; - {45°, 165°, 285°} ; - {75°, 195°, 315°} ; et - {105°,225°, 345°}.
Le fonctionnement du dispositif de contrôle d’attitude 20 du satellite 10 va désormais être expliqué.
Lors du déplacement du satellite 10 le long de l’orbite O, le module de pilotage 22 génère une pluralité de consignes de pilotage destinées aux magnéto-coupleurs MlrM2 et M3 et aux roues à réaction Rt,R2 et R3.
Les consignes destinées aux magnéto-coupleurs MlrM2 et M3 forment une loi de commande dans laquelle les consignes sont entièrement orientées selon l’axe de pointage Xsat. L’ensemble des consignes générées est transmis au dispositif de contrôle 20 qui envoie alors ces consignes aux actionneurs correspondants.
Selon ces consignes, les actionneurs génèrent des couples qui permettent de modifier l’orientation du satellite 10 au fur et à mesure de son déplacement de sorte à garder l’orientation constante par rapport à la planète 12.
Les roues génèrent des couples pour modifier l’orientation du satellite 10, et les magnéto-coupleurs génèrent des couples pour maintenir les moments cinétiques des roues à réaction autour d’une certaine valeur, non nulle.
On conçoit alors que la présente invention présente un certain nombre d’avantages.
En particulier, la disposition des roues selon la configuration optimale décrite permet de stabiliser leur rotation autour d’une valeur non nulle constante
Cet effet est atteint en adaptant notamment la disposition des roues pour que le moment cinétique du satellite soit entièrement orienté selon l’axe de pointage.
Ceci permet alors de minimiser l’influence de termes gyroscopiques engendrés par les roues selon le premier et le deuxième axes.
Ainsi, lors de la rotation des roues, le premier et le deuxième axes se trouvent découplés ce qui permet d’utiliser des commandes particulièrement simples pour les magnéto-coupleurs. Ces commandes correspondent par exemple à des commandes conventionnelles.
Par rapport à la disposition conventionnelle des roues selon les trois axes du repère satellite, la configuration optimale des roues à réaction permet d’augmenter la capacité d’actuation du dispositif autour d’un seul axe de ce repère d’environ 3sine fois, c’est-à-dire, d’environ 1,38 fois.
Claims (8)
- REVENDICATIONS1. - Dispositif (20) de contrôle d’attitude d’un engin spatial (10), l’engin spatial (10) effectuant des déplacements dans l’espace selon une orbite (O) autour d’un corps spatial (12) et définissant un repère composé d’un axe de pointage (Xsat), d’un premier axe (Ysat) et d’un deuxième axe (Zsat), l’engin spatial (10) tournant autour de l’axe de pointage (Xsat) lors de son déplacement le long de l’orbite (O), le premier axe (Ysat) et le deuxième axe {Zsat) définissant un plan transversal (P) perpendiculaire à l’axe de pointage (Xsat) ; le dispositif (20) comportant trois roue à réaction (R^R^R^, chaque roue à réaction (ff-^ff^ffg) définissant un axe de rotation (AlrA2,A3) et étant apte à être actionnée pour tourner autour de cet axe de rotation avec une vitesse de rotation variable, la variation de la vitesse engendrant un couple appliqué à l’engin spatial (10) et modifiant le moment cinétique résultant (CR) de l’engin spatial (10) dans le repère de l’engin spatial (10); le dispositif (20) étant caractérisé en ce que les axes de rotation (Α1βΑ2,Α3) des roues à réaction (ff1,ff2,ff3) sont disposés par rapport au plan transversal (P) de telle sorte que, lorsque les roues à réaction (ff1,ff2,ff3) génèrent le même moment cinétique dans le repère de l’engin spatial (10), le moment cinétique résultant (CR) de l’engin spatial (10) dans le repère de l’engin spatial (10) soit orienté sensiblement selon l’axe de pointage {Xsat).
- 2. - Dispositif (20) selon la revendication 1, dans lequel : - la norme de la somme des couples engendrés par la variation de la vitesse de rotation des roues à réaction {R^R^R^ pour modifier le moment cinétique résultant (CR) de l’engin spatial (10) selon un axe, correspond à la capacité d’actuation du dispositif (20) autour de cet axe ; - les axes de rotation {A^A^A?) des roues à réaction (f?1,f?2,f?3) sont également disposés par rapport au plan transversal (P) de telle sorte que, les capacités d’actuation du dispositif (20) autour de l’axe de pointage (Xsat), du premier axe (Ysat) et du deuxième axe {Zsat), soient sensiblement égales entre elles.
- 3. - Dispositif (20) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel les axes de rotation {A1,A2,A3) des roues à réaction (f?i,fi2,fi3) sont inclinés par rapport au plan transversal (P) selon sensiblement un même angle d’élévation (e).
- 4. - Dispositif (20) selon la revendication 3, dans lequel l’angle d’élévation (e) est sensiblement égal à 27,4°.
- 5. - Dispositif (20) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel : - l’angle formé entre la projection de chaque axe de rotation (AirA2,A3) dans le plan transversal (P) et le premier axe (Ysat) correspond à un angle d’azimut (alra2,a3) de cet axe de rotation (A^A^A^ ; et - la somme des cosinus des angles d’azimut (α^,α^, a3) des trois axes de rotation {A^A^Ars) est sensiblement égale à zéro.
- 6. - Dispositif (20) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel : - l’angle formé entre la projection de chaque axe de rotation (AlrA2,A3) dans le plan transversal (P) et le premier axe (Ysat) correspond à un angle d’azimut (alra2,a3) de cet axe de rotation {A^A^A?) ; et - la somme des sinus des angles d’azimut (α^,α^, a3) des trois axes de rotation (A1,A2,A3) est sensiblement égale à zéro.
- 7. - Dispositif (20) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel : - l’angle formé entre la projection de chaque axe de rotation (A1,A2,A3) dans le plan transversal (P) et le premier axe (Ysat) correspond à un angle d’azimut {ax,a2,a3) de cet axe de rotation {A1,A2,A3) ; et - la somme des modules des sinus des angles d’azimut (0^,0:2,0:3) des trois axes de rotation {A1,A2,A3) est sensiblement égale à la somme des modules des cosinus des angles d’azimut (0:^0:3,0:3) des trois axes de rotation {A1,A2,A3).
- 8. - Dispositif (20) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel : - l’angle formé entre la projection de chaque axe de rotation (4i,42,43) dans le plan transversal (P) et le premier axe (Ysat) correspond à un angle d’azimut (0^,0:3,0:3) de cet axe de rotation (41,42,43) ; et - les valeurs des angles d’azimut {ava2,a3) des trois axes de rotation {A1,A2,A3) forment un ensemble de valeurs ({0^,0^,0:3)), cet ensemble étant choisi dans le groupe consistant en : - {15°, 135°,255°} ; - {45°, 165°, 285°} ; - {75°, 195°, 315°} ; et - {105°, 225°, 345°}.
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| WO2021064350A1 (fr) * | 2019-10-03 | 2021-04-08 | Space Talos Limited | Système de commande d'attitude d'engin spatial et engin spatial comprenant ledit système de commande d'attitude |
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| US3999729A (en) * | 1975-03-20 | 1976-12-28 | Rca Corporation | Backup wheel for a three axis reaction wheel spacecraft |
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| EP0819997A2 (fr) * | 1996-07-15 | 1998-01-21 | Space Systems / Loral, Inc. | Système de contrÔle d'attitude d'un véhicule spatial |
| FR2861690A1 (fr) * | 2003-11-04 | 2005-05-06 | Eads Astrium Sas | Controle d'attitude de satellites en particulier agiles a nombre reduit de gyrodynes |
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2016
- 2016-01-08 FR FR1650150A patent/FR3046686B1/fr active Active
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|---|---|---|---|---|
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| WO2021064350A1 (fr) * | 2019-10-03 | 2021-04-08 | Space Talos Limited | Système de commande d'attitude d'engin spatial et engin spatial comprenant ledit système de commande d'attitude |
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| FR3046686B1 (fr) | 2019-10-18 |
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