WO2009065818A1 - Actionneur a transfert de moment cinetique pour le controle d'attitude d'un engin spatial - Google Patents

Actionneur a transfert de moment cinetique pour le controle d'attitude d'un engin spatial Download PDF

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ratio
actuator according
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Jean Sperandei
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Astrium Sas
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    • B64G1/283—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect using reaction wheels
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    • B64G1/285—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect using momentum wheels

Definitions

  • the present invention belongs to the fields of attitude control of spacecraft and in particular satellites to be oriented in variable directions in operation.
  • the invention relates to actuators for attitude control using kinetic energy accumulation means.
  • the kinetic energy of the actuator can be used as a source of stored energy.
  • a spacecraft in particular a satellite such as an observation satellite, must be able to be oriented and stabilized in particular specific directions.
  • This general problem is particularly critical for observation satellites for which the optical line of sight of an observation instrument must be able to switch quickly according to the directions of the centers of interest.
  • a first family corresponds to the reaction wheels.
  • a reaction wheel generally comprises a disk driven in rotation on demand around a fixed axis in a frame linked to the spacecraft on which it is installed.
  • Another family corresponds to the gyroscopic actuators.
  • a gyroscopic actuator comprises a kinetic wheel rotating at a constant speed about an axis whose orientation is able to be modified with respect to a reference system of the spacecraft.
  • the kinetic wheel is carried by a cardan device in position, the speed of rotation of the wheel being kept constant.
  • attitude control devices with gyroscopic actuators also have the defect of presenting singular points for which the attitude control can no longer be ensured normally, which leads to oversizing the actuator system, for example by using four actuators instead of three for the attitude control of the machine along its three axes.
  • the actuator of the invention combines the advantages of known actuators of the prior art, reaction wheel actuator and gyroscopic actuator, that is to say achieve significant torque by kinetic momentum transfer to constant kinetic energy as in the case of gyroscopic actuators, but in fixed axis relative to the spacecraft, as in the case of the reaction wheels.
  • the attitude control actuator of a spacecraft comprises a first kinetic wheel driven in rotation by at least one engine around the engine. an axis of rotation, fixed relative to a frame of reference related to the spacecraft, and comprises a second reaction wheel:
  • the ratio R is negative on the one hand and modifiable by the coupling means in response to a command on the other hand.
  • the first kinetic wheel and the second kinetic wheel have the same inertia.
  • the ratio R is modifiable in a substantially continuous manner between a first value, or minimum value, less than 1 and a second value, or maximum value, greater than -1.
  • the ratio R of the coupling means is between -3 and -1/3.
  • the coupling means comprise a toroidal speed variator in which at least one roller, integral with a fixed structure of the actuator, bears on rolling surfaces. reaction wheels.
  • the running surfaces in such a variator are determined by the surface of a circular torus of the same axis as the axis of rotation. reaction wheels and circular cross section.
  • an inclination ⁇ of the roller, inclination determining the ratio R of the toroidal variator is controlled by a geared motor.
  • the actuator comprises:
  • a measurement device which delivers at least one characteristic signal of the rotational speed of at least one of the kinetic wheels.
  • a measuring device comprises for example at least one tachometer for measuring the speed of rotation of one of the kinetic wheels;
  • a measurement device which delivers at least one characteristic signal of the ratio R, or of a derivative dR / dt with respect to the time of said ratio R, of coupling means.
  • a measuring device comprises, for example, means for measuring the inclination ⁇ of the roller when the coupling means comprises a toroidal variator provided with a control roller of the ratio R;
  • a servo-control device for the wheel drive motor kinetics that generates a torque command, or a current command, to achieve a set torque between a stator and a rotor of the motor; a device for controlling the coupling means, for modifying the value of the ratio R, which generates a torque control of a gear motor acting on the coupling means to modify the ratio R, or in inclination ⁇ of a roller of a toroidal reducer, or in speed of variation of an inclination angle ⁇ of a roller of a toroidal reducer.
  • the servo-control device of the motor preferably has a bandwidth of between one-tenth and one-time a bandwidth of a control system. attitude of the spacecraft.
  • the control generated by the servo device of the coupling means is calculated from a setpoint Rc or dRc / dt and measures for developing a measured value of Rm, dRm / dt respectively, of the ratio R, respectively dR / dt derived with respect to the time of said ratio R.
  • the servocontrol device of the coupling means has a bandwidth equal to at least twice a bandwidth of an attitude control system of the vehicle. spacecraft, and preferably between five times and twenty times a bandwidth of the attitude control system of the spacecraft.
  • the actuator preferably comprises integrated actuator means for calculating values that produce values. set of instructions for the motor servocontrol device and the servocontrol device of the coupling means as a function of setpoint values of a Cc pair and / or a total kinetic momentum Htc and / or total energy Etc.
  • the total kinetic energy Et of the two kinetic wheels is slaved to the total energy reference value Etc from a measurement of the speeds ⁇ 1, ⁇ 2 of rotation of the two kinetic wheels and the instruction Etc, by means of a torque or current command sent to the engine.
  • the output torque C of the actuator is slaved to a setpoint value Cc from a measurement of the speeds ⁇ 1, ⁇ 2 of rotation of the two kinetic wheels and the setpoint Cc, by means of a command Rc or dRc / dt sent to actuators coupling means acting on the ratio R.
  • the total kinetic moment Ht of the two kinetic wheels is slaved to a setpoint value Htc from a measurement of the rotational speeds. ⁇ 1, ⁇ 2 of the two kinetic wheels and the setpoint Htc, by means of a command Rc sent to the actuators of the coupling means acting on the ratio R.
  • at least one of the kinetic wheels of the actuator is coupled to a generator capable of delivering energy by braking the kinetic wheels.
  • the motor used to rotate the kinetic wheels operates as a generator for braking said kinetic wheels in the energy recovery mode.
  • the invention also relates to an attitude control system of a spacecraft comprising at least one actuator according to the invention for making pairs along the axis of the kinetic wheels of said actuator.
  • the actuator (s) according to the invention are used to produce torques along the axis of the kinetic wheels of the actuators and to store or restore electrical energy. stored in kinetic form.
  • a system for regulating and distributing the power of a power supply carries out the management of energy transfers between on-board and off-board energy sources. the actuator on the one hand and between energy consumers and the actuator on the other hand.
  • At least three actuators according to the invention are arranged fixed in a reference system of the spacecraft so that directions defined by the axes of rotation of the kinetic wheels of each of the actuators correspond to independent directions of attitude control of the spacecraft.
  • Figure 2 a section of the actuator of Figure 1 in a second position
  • Figure 3 a block diagram of an example of a control system for an actuator.
  • an actuator 9 with kinetic wheels comprises:
  • the kinetic wheels 1, 2 are rotatably mounted on a shaft 6 of axis 61 coincident with axes of rotation of each of said kinetic wheels.
  • each kinetic wheel 1, 2 has a general disc shape and is made of a material whose density and distribution on the disc provide the disc around its axis of rotation 61 a rotational inertia, respectively J1, J2, and the mechanical strength and rigidity required for the intended field of application.
  • the kinetic wheels 1, 2 are also mounted on the shaft 6 to limit the friction sources of energy and wear losses, for example by means of ball bearings 63 adapted to the speeds and forces involved during the rotation of the said wheels.
  • the two kinetic wheels 1, 2 of the actuator 9 are independent in rotation at the level of the shaft 6 and, because of the alignment of their axes of rotation, kinetic moments, respectively H1, H2, of said two wheels in rotation are also aligned.
  • the ratio R is on the one hand negative, that is to say that ⁇ 1 and ⁇ 2 are of opposite signs, that is to say that the two kinetic wheels 1, 2 turn about the axis 61 in opposite directions, and is also modifiable continuously, or in steps less than a desired resolution, by the coupling means 4 in response to a command.
  • the coupling means 4 essentially comprise a mechanical vahateur of a rotational ratio between two rotating shafts, for example a toroidal vahateur, a belt drive, or an epicyclic train hoist.
  • each kinetic wheel 1, 2 comprises a partial recessed impression 11, 21, on faces opposite said kinetic wheels, of the same volume in the form of a torus of circular section, section materialized on FIG. 1 by a dashed line 62, the torus being itself circular and of axis coincident with the axis 61 of rotation of the kinetic wheels 1, 2.
  • the indentations 11, 21 form rolling surfaces for at least a driving roller 41.
  • the drive roller 41 corresponds to a disk, in practice substantially a section of small thickness relative to the diameter of a sphere in an equatorial plane 43 of said sphere or plane of the roller, having an axis 42 of rotation perpendicular to the plane 43 of the roller, and held between the kinetic wheels 1, 2 so that:
  • the axis 42 of the driving roller 41 is perpendicular to a local tangent of a circle defined by the centers of the circles 62 corresponding to the straight sections of the torus.
  • the plane 43 of the driving roller 41 is furthermore, as illustrated in FIG. 2, capable of being inclined in an axial plane of the kinetic wheels 1, 2 so that the axis 42 of the roller forms an angle of inclination ⁇ relative to a plane 64 normal to the axis 61 of rotation of the kinetic wheels.
  • the coupling means 4 are held stationary between the kinetic wheels 1, 2 for example fixed to the shaft 6 and or to a cage 3 forming a structure in which the actuator 1 is integrated.
  • An actuator of the coupling means 4 for example a motor reducer, not shown, makes it possible to modify the angle of inclination ⁇ .
  • At least one of the two kinetic wheels, the first wheel 1 in the drawing, is further driven in rotation by a motor 5 such as an electric motor of which a stator 51 is integral with the cage 3 of the actuator 9 and a rotor 52 is integral with the driven wheel.
  • a motor 5 such as an electric motor of which a stator 51 is integral with the cage 3 of the actuator 9 and a rotor 52 is integral with the driven wheel.
  • the two kinetic wheels 1, 2 have the same moment of inertia:
  • the variation of the total kinetic moment Ht is obtained by transferring kinetic energy from one wheel to another by modifying the reduction ratio R of the coupling means 4.
  • the motor 5 also allows the wheels to rotate from a rest position in which the wheels do not rotate, for example during a launch phase of the spacecraft. In this case it is possible to perform this rotation without creating torque since the action on the coupling means 4 allow, for example by maintaining the angle ⁇ to zero if both wheels have the same rotational inertia OJ, to keep at all times the total kinetic momentum at zero during this operation.
  • Variations in kinetic moment obtained in the case of the actuator 9 of the invention by action on the coupling means 4, induce a torque C aligned with the axis 6 of the kinetic wheels 1, 2, torque C which is taken over by interfaces of the structure 3 of the actuator and transmitted to a structure of the spacecraft.
  • the torque C is produced practically without energy consumption (with close friction).
  • the speed with which such an actuator generates a controlled kinetic moment depends on the performance of the coupling means 4, in particular the actuator of the coupling means inclining the roller 41 in the case of the toroidal vahator.
  • Said actuator inclining the roller 41 is chosen so that the bandwidth of the coupling means 4 is greater than at least twice the bandwidth of the attitude control system of the spacecraft and preferably between 5 and 20 times the bandwidth of the attitude control system of the spacecraft.
  • the control of the inclination ⁇ of the roller 41 is carried out for example in position or speed or torque.
  • the actuator 9 of the invention notably has sensors, not shown, which make it possible to ensure its control and control members, not shown in the figures.
  • at least one wheel, and preferably each wheel 1, 2 is advantageously equipped with rotational speed sensors, for example tachometers (at least one), and the means 4 coupling of position sensors of the movable elements, for example sensors (at least one) of the inclination of the drive roller 41.
  • each kinetic wheel 1, 2 is equipped with an electric motor 5 for driving in rotation.
  • the combined action of the motors makes it possible to make the wheels rotate faster and to provide redundancy in the event of engine failure.
  • the coupling means 4 comprise two or more coupling rollers distributed around the axis of rotation 61 of the wheels, which makes it possible, if necessary, to ensure better contact of the rollers on the rolling surfaces 11, 21 without introducing any asymmetrical axial forces in the wheels.
  • such an actuator 9 is also used on board a spacecraft as a kinetic energy accumulator.
  • the kinetic wheels are braked by the same motor (s) 5 operating as generators when energy is taken from said wheels.
  • the engine-generator means used determine the dynamics of the operation of the actuator in a storage mode and energy restoration.
  • the energy management is advantageously carried out at first order by means of the generator motor (s) 5 and the management of the steering torque of the orientation of the spacecraft is advantageously ensured at first. order by means of the coupling means 4.
  • Such internal sensors of the actuator are determined to calculate the total kinetic moment Ht and the total energy And of the actuator, for example the measurement of the rotational speeds ⁇ 1, ⁇ 2 of the two kinetic wheels 1, 2, for example at means of tachometers, or the measurement of the speed of rotation ⁇ 1 or ⁇ 2 of one of the kinetic wheels and a characteristic value of the ratio R.
  • the actuator is equipped with integrated control systems that compensate for the cross-effects of one function, "attitude control” or “energy”, on the other, respectively “energy” or “attitude control”, of so that a high level command produces for the spacecraft only the expected effect.
  • FIG. 3 illustrates by block diagram an example of a control system 100 for an actuator according to the invention.
  • an actuator energy instruction Etc is produced from a supply voltage Ub and a setpoint voltage Uc, for example by a control system 102 and power distribution of a power supply of the spacecraft.
  • a torque setpoint Cc or in an equivalent manner a total kinetic momentum setpoint Htc, to be delivered by the actuator is produced by a control computer.
  • attitude 103 from a target state vector Xc and a measured state vector Xm of the attitude of the spacecraft.
  • Calculation means 101 of the control system 100 from the state information of the actuator, ie essentially the measured speeds ⁇ m1 and ⁇ m2 of rotation of the two kinetic wheels of the actuator, or equivalently velocities ⁇ m1 or ⁇ m2 and a reduction ratio of the measured coupling means Rm, developed from a behavior model of the actuator implemented in the calculation means 101 on the one hand setpoint values ⁇ c d a speed of rotation of a wheel, for example a set speed ⁇ d of the first wheel 1 and secondly a setpoint dRc / dt of derivative with respect to the time of the reduction ratio R.
  • the value of the reference speed ⁇ d is compared with a rotational speed ⁇ m1 measured by a measuring device 108 of the rotational speed ⁇ 1 of the wheel 1 to generate an error signal ⁇ d - ⁇ m1 received by a device 104.
  • servo-control of the speed of rotation of the wheels for example a device delivering a torque or current command enabling a set torque to be obtained between the stator 51 and the rotor 52 of the motor 5.
  • the value of the setpoint dRc / dt is compared with a dRm / dt value of the derivative with respect to the time of the measured reduction ratio Rm, measured by a measuring device 109, for generating a derivative error signal of the reduction ratio dRc / dt - dRm / dt.
  • the calculation means 101 produce a set-point reduction ratio Rc which is used to slave a measured value of the ratio Rm as a function of an error signal Rc-Rm.
  • the said error signal is received by a device 105 for controlling the coupling means 4 of the actuator.
  • the device 105 for controlling the coupling means generates, for example, a torque control of a gear motor acting on the coupling means to modify the ratio R, or an inclination control of the roller 41 in the case of a variator. toroidal or at a speed of variation of the angle of inclination of the roller 41.
  • the dynamic response 111 of the spacecraft to the operation of the actuator modifies the state vector of the attitude of the spacecraft whose measurement Xm is provided by a device 112 for measuring the attitudes of the spacecraft.
  • the internal measurement means and integrated control systems of the actuator according to the invention advantageously make it possible to use said actuator in the same way as a conventional reaction wheel with regard to the attitude control of a spacecraft.
  • the setpoint torque sent to the servo-control of said actuator according to the invention is the same as that sent to a reaction wheel, with the difference that the operating range of said actuator according to the invention goes well beyond beyond that of a conventional reaction wheel, as regards the achievable torque.
  • control and the management of a cluster of actuators according to the invention can be carried out according to the same principles as for a conventional cluster of reaction wheels according to the state of the art of the space domain, not only to achieve the fine pointing of the satellite, but also to perform rapid failover thereof, or to manage the desaturation of the cluster of actuators.
  • an actuator 9 adapted to the attitude control of a satellite of about 1000 Kg, flywheels from 4 to 8 Kg for a diameter of 500 to 350 mm, in practice a kinetic moment of 50 to 120 Nms, are driven by a motor delivering 20 to 5OW in steady state and delivers a torque C of attitude control that can reach 50 Nm.
  • a spacecraft is equipped with at least three actuators 9 according to the invention whose axes 61 are oriented in independent directions in the reference system of the spacecraft in order to allow the orientation of said spacecraft in all directions. .
  • actuators 9 are, if necessary, arranged to provide redundancy in the event of a failure of an actuator, the directions of said other actuators being determined so that each cluster of 3 actuators makes it possible to orient the spacecraft in all directions.
  • the actuator according to the invention thus makes it possible to produce an actuator which, in an actuator function acts directly on the controlled axes without significant energy consumption, thus combining the advantages of the reaction wheels for the direction of the axes and controlled and gyroscopic actuators for energy consumption, and which further provides a kinetic energy accumulator function without disturbing the attitude of the spacecraft.

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Abstract

Un actionneur pour le contrôle d'attitude d'un engin spatial comporte une première roue cinétique (1) entraînée en rotation par un moteur (5) et une seconde roue cinétique (2). Les deux roues cinétiques (1, 2) sont mobiles en rotation autour d'un axe (61) et sont couplées mécaniquement par des moyens de couplage (4) mécaniques imposant entre une vitesse de rotation ω1 de la première roue cinétique (1) et une vitesse de rotation ω2 de la seconde roue cinétique (2) un rapport R = ω2 / ω1 négatif d'une part et modifiable continûment par les moyens de couplage (4) en réponse à une commande d'autre part afin de modifier le moment cinétique total de l'actionneur à énergie cinétique totale constante des roues. Dans un mode réalisation, les deux roues cinétiques ont la même inertie et sont couplées au moyen d'un variateur toroïdal dont le rapport R varie entre -3 et -1/3. Pour stocker et restituer de l'énergie à moment cinétique constant le moteur (5) entraîne les roues cinétiques (1, 2) en rotation et fonctionne en générateur pour freiner les dites roues cinétiques.

Description

Actionneur à transfert de moment cinétique pour le contrôle d'attitude d'un engin spatial
La présente invention appartient aux domaines du contrôle d'attitude des engins spatiaux et notamment des satellites devant être orientés suivant des directions variables en opération.
En particulier l'invention concerne des actionneurs pour contrôle d'attitude utilisant des moyens d'accumulation d'énergie cinétique.
Accessoirement ou principalement, l'énergie cinétique de l'actionneur est utilisable comme source d'énergie stockée.
En fonction de ses missions un engin spatial, en particulier d'un satellite tel qu'un satellite d'observation, doit être en mesure d'être orienté et stabilisé dans des directions particulières précises.
Ce problème général est particulièrement critique pour les satellites d'observation pour lesquels la ligne de visée optique d'un instrument d'observation doit être en mesure de basculer rapidement en fonction des directions des centres d'intérêt.
Aujourd'hui pour ce type de contrôle d'attitude et de stabilisation deux familles principales d'actionneurs sont utilisées.
Une première famille correspond aux roues de réaction. Une roue de réaction comporte généralement un disque entraîné en rotation à la demande autour d'un axe fixe dans un référentiel lié à l'engin spatial à bord duquel il est installé.
Lorsque le disque, couplé à un moteur d'entraînement, est accéléré ou freiné la variation de moment cinétique du disque est transmise à l'engin spatial qui pivote alors autour de l'axe correspondant à la variation du moment cinétique du disque.
En couplant trois ou plus roues de réaction dont les axes de rotation ont des directions différentes dans le repère de l'engin spatial, il est possible d'orienter l'engin spatial dans toutes les directions. Un tel dispositif connu est réputé pour sa robustesse en raison en particulier du faible nombre de parties mobiles. D'autre part, il génère des couples suivant une direction fixe par rapport à l'engin spatial, ce qui simplifie les lois de contrôle d'attitude. Cependant, il présente l'inconvénient d'être consommateur d'énergie chaque fois que des vitesses de rotation de disques doivent être accélérées pour créer du moment cinétique, l'énergie étant en général dissipée lors des périodes de diminution des vitesses de rotation de disques pour détruire du moment cinétique. D'autre part, il est très limité en couple maximum réalisable, tout au plus quelques Nm pour des applications spatiales, du fait que son efficacité est dans le rapport des inerties roue / satellite et que la puissance nécessaire augmente avec la vitesse de la roue.
Une autre famille correspond aux actionneurs gyroscopiques.
Suivant le principe général, un actionneur gyroscopique comporte une roue cinétique en rotation à vitesse constante autour d'un axe dont l'orientation est en mesure d'être modifiée par rapport à un référentiel de l'engin spatial.
Pour cela la roue cinétique est portée par un dispositif à cardans asservi en position, la vitesse de rotation de la roue étant maintenue constante.
Lorsque l'orientation de l'axe de rotation de la roue, donc l'orientation du moment cinétique correspondant, est modifiée dans un référentiel de l'engin spatial par une action sur le dispositif à cardans, un couple est généré qui est transmis à l'engin spatial par les supports de l'actionneur.
En couplant plusieurs actionneurs gyroscopiques, il est possible d'orienter l'engin spatial dans toutes les directions. Ce type d'actionneur est avantageux car la création de couple se fait par transfert de moment cinétique, sans perte d'énergie mécanique de la roue (en dehors des frottements). Pour une puissance électrique donnée, l'actionneur gyroscopique pourra réaliser des couples beaucoup plus importants (typiquement une centaine de fois plus importants) qu'une roue de réaction. Cependant les systèmes utilisant des actionneurs gyroscopiques sont relativement complexes en raison de la complexité même des actionneurs pourvus des dispositifs à cardans et en raison du fait que les couples gyroscopiques générés par ce type d'actionneur sont tournants en axe satellite, ce qui nécessitent des lois de guidage et de contrôle complexes pour les mettre en oeuvre.
De tels dispositifs de contrôle d'attitude à actionneurs gyroscopiques ont également le défaut de présenter des points singuliers pour lesquels le contrôle de l'attitude ne peut plus être assuré normalement, ce qui conduit à surdimensionner le système d'actionneurs, par exemple en utilisant quatre actionneurs au lieu de trois pour le contrôle d'attitude de l'engin suivant ses trois axes.
En réponse à ces différents inconvénients, l'actionneur de l'invention combine les avantages des actionneurs connus de l'art antérieur, actionneur à roue de réaction et actionneur gyroscopique, c'est à dire réaliser des couples importants par transfert de moment cinétique à énergie cinétique constante comme dans le cas des actionneurs gyroscopiques, mais en axe fixe par rapport à l'engin spatial, comme dans le cas des roues de réaction.
Afin de pouvoir modifier rapidement le moment cinétique total Ht de l'actionneur sans apport ou prélèvement d'énergie, l'actionneur de contrôle d'attitude d'un engin spatial comporte une première roue cinétique entraînée en rotation par au moins un moteur autour d'un axe de rotation, fixe par rapport à un référentiel lié à l'engin spatial, et comporte une seconde roue de réaction :
- mobile en rotation autour d'un axe parallèle ou confondu avec l'axe de rotation de la première roue cinétique ;
- couplée mécaniquement à la première roue cinétique par des moyens de couplage mécaniques ; les dits moyens de couplage mécaniques imposant entre une vitesse de rotation ω1 de la première roue cinétique et une vitesse de rotation ω2 de la seconde roue cinétique un rapport R = ω2 / ω1 .
Le rapport R est négatif d'une part et modifiable par les moyens de couplage en réponse à une commande d'autre part.
Avantageusement pour travailler de manière symétrique autour d'une position neutre dans laquelle le moment cinétique total de l'actionneur est nul, la première roue cinétique et la seconde roue cinétique ont la même inertie. De préférence, pour disposer d'un point de fonctionnement de l'actionneur pour lequel un moment cinétique total Ht de l'actionneur est nul, le rapport R est modifiable de manière sensiblement continue entre une première valeur, ou valeur minimale, inférieure à -1 et une seconde valeur, ou valeur maximale, supérieure à -1.
Dans un exemple particulier de réalisation qui permet de limiter les situations de saturation de l'actionneur sans induire de complexité excessive de l'actionneur, le rapport R des moyens de couplage est compris entre -3 et -1/3
Dans une forme de réalisation, particulièrement avantageuse pour sa compacité, les moyens de couplage comportent un variateur toroïdal de vitesses de rotation dans lequel au moins un galet, solidaire d'une structure fixe de l'actionneur, est en appui sur des surfaces de roulement des roues de réactions.
Pour assurer un contact du ou des galets avec les surfaces de roulement pour les différentes positions du galet ou des galets, les surfaces de roulement dans un tel variateur sont déterminées par la surface d'un tore circulaire de même axe que l'axe de rotation des roues de réaction et de section droite circulaire.
Pour modifier les vitesses de rotation relatives des deux roues de réaction avantageusement une inclinaison δ du galet, inclinaison déterminant le rapport R du variateur toroïdal, est commandée par un moto-réducteur. Afin de permettre le contrôle du fonctionnement de l'actionneur et son asservissement sur des valeurs de consigne, l'actionneur comporte :
- un dispositif de mesure qui délivre au moins un signal caractéristique de la vitesse de rotation d'au moins une des roues cinétiques. Un tel dispositif de mesure comporte par exemple au moins un tachymètre de mesure de la vitesse de rotation d'une des roues cinétiques ;
- un dispositif de mesure qui délivre au moins un signal caractéristique du rapport R, ou d'une dérivée dR/dt par rapport au temps dudit rapport R, des moyens de couplage. Un tel dispositif de mesure comporte par exemple des moyens de mesure de l'inclinaison δ du galet lorsque les moyens de couplage comporte un variateur toroïdal pourvu d'un galet de contrôle du rapport R ;
- un dispositif d'asservissement du moteur d'entraînement des roues cinétiques qui génère une commande en couple, ou bien une commande en courant, permettant de réaliser un couple de consigne entre un stator et un rotor du moteur ; - un dispositif d'asservissement des moyens de couplage, pour modifier la valeur du rapport R, qui génère une commande en couple d'un moto-réducteur agissant sur les moyens de couplage pour modifier le rapport R, ou en inclinaison δ d'un galet d'un réducteur toroïdal, ou en vitesse de variation d'un angle d'inclinaison δ d'un galet d'un réducteur toroïdal. Compte tenu des exigences d'un asservissement pour un contrôle de l'énergie accumulée dans les roues cinétiques, le dispositif d'asservissement du moteur a de préférence une bande passante comprise entre un dixième et une fois une bande passante d'un système d'attitude de l'engin spatial.
Dans un mode préféré de réalisation de l'actionneur, la commande générée par le dispositif d'asservissement des moyens de couplage est calculée à partir d'une consigne Rc ou dRc/dt et de mesures permettant d'élaborer une valeur mesurée de Rm, respectivement dRm/dt, du rapport R, respectivement dR/dt dérivée par rapport au temps dudit rapport R.
Afin d'assurer un contrôle satisfaisant de l'attitude de l'engin spatial, le dispositif d'asservissement des moyens de couplage a une bande passante égale au moins à deux fois une bande passante d'un système de contrôle d'attitude de l'engin spatial, et de préférence comprise entre cinq fois et vingt fois une bande passante du système de contrôle d'attitude de l'engin spatial.
De préférence pour assurer une séparation des commandes de fonctions de stockage d'énergie et de couple de contrôle d'attitude de l'engin spatial, l'actionneur comporte, de préférence intégrés à l'actionneur, des moyens de calculs qui élaborent des valeurs de consignes destinées au dispositif d'asservissement du moteur et au dispositif d'asservissement des moyens de couplage en fonction de valeurs de consignes d'un couple Cc et ou d'un moment cinétique total Htc et ou d'une énergie totale Etc.
Dans un mode préféré de réalisation de l'actionneur, l'énergie cinétique totale Et des deux roues cinétiques est asservie à la valeur de consigne d'énergie totale Etc à partir d'une mesure des vitesses ω1, ω2 de rotation des deux roues cinétiques et de la consigne Etc, au moyen d'une commande en couple ou en courant envoyée au moteur.
Dans un mode de réalisation de l'actionneur dans lequel l'actionneur est commandé en couple de consigne, le couple de sortie C de l'actionneur est asservi à une valeur de consigne Cc à partir d'une mesure des vitesses ω1, ω2 de rotation des deux roues cinétiques et de la consigne Cc, au moyen d'une commande Rc ou dRc/dt envoyée à des actionneurs des moyens de couplage agissant sur le rapport R .
Dans un mode alternatif de réalisation de l'actionneur dans lequel l'actionneur est commandé en moment cinétique de consigne, le moment cinétique total Ht des deux roues cinétiques est asservi à une valeur de consigne Htc à partir d'une mesure des vitesses de rotation ω1, ω2 des deux roues cinétiques et de la consigne Htc, au moyen d'une commande Rc envoyée à des actionneurs des moyens de couplage agissant sur le rapport R. Afin d'être en mesure de restituer sous forme électrique une partie de l'énergie stockée sous forme cinétique dans les roues cinétiques, au moins une des roues cinétiques de l'actionneur est couplée à un générateur apte à délivrer une énergie par freinage des roues cinétiques.
Dans un mode préféré de réalisation le moteur mis en œuvre pour entraîner en rotation les roues cinétiques fonctionne en générateur pour freiner les dites roues cinétiques dans le mode de restitution d'énergie.
L'invention concerne également un système de contrôle d'attitude d'un engin spatial comportant au moins un actionneur suivant l'invention pour réaliser des couples suivant l'axe des roues cinétiques dudit actionneur.
Avantageusement dans un tel système de contrôle d'attitude d'un engin spatial le ou des actionneurs suivant l'invention sont mis en oeuvre pour réaliser des couples suivant l'axe des roues cinétiques des actionneurs et pour stocker ou restituer de l'énergie électrique stockée sous forme cinétique. Dans un mode de réalisation d'un tel système de contrôle d'attitude d'un engin spatial, un système de régulation et distribution de puissance d'une alimentation électrique réalise la gestion de transferts d'énergie entre des sources d'énergie embarquées et l'actionneur d'une part et entre des consommateurs d'énergie et l'actionneur d'autre part.
De préférence, pour les besoins de contrôle d'un engin spatial, au moins trois actionneurs suivant l'invention sont agencés fixes dans un référentiel de l'engin spatial de sorte que des directions définies par les axes de rotation des roues cinétiques de chacun des actionneurs correspondent à des directions indépendantes de contrôle en attitude de l'engin spatial.
La présentation détaillée d'un mode de réalisation de l'invention est faite en référence aux figures qui représentent schématiquement : - Figure 1 : une section d'un actionneur dans une première position ;
Figure 2 : une section de l'actionneur de la figure 1 dans une seconde position ;
Figure 3 : un schéma-bloc d'un exemple de système de contrôle pour un actionneur.
Suivant l'invention, comme illustré sur la figure 1 , un actionneur 9 à roues cinétiques comporte :
- une première roue cinétique 1 ;
- une seconde roue cinétique 2 ;
- des moyens de couplage 4 entre les roues cinétiques 1 et 2.
Les roues cinétiques 1 , 2 sont montées tournantes sur un arbre 6 d'axe 61 confondu avec des axes de rotation de chacune des dites roues cinétiques.
De façon connue chaque roue cinétique 1 , 2 a une forme générale de disque et est réalisée dans un matériau dont la densité et la répartition sur le disque procurent au disque autour de son axe de rotation 61 une inertie en rotation, respectivement J1 , J2, ainsi que la résistance et la rigidité mécaniques nécessaires au domaine d'application envisagé.
Les roues cinétiques 1 , 2 sont également montées sur l'arbre 6 pour limiter les frottements sources de pertes d'énergie et d'usures, par exemple au moyen de roulements à billes 63 adaptés aux vitesses et forces en jeu lors de la rotation des dites roues. Les deux roues cinétiques 1 , 2 de l'actionneur 9 sont indépendantes en rotation au niveau de l'arbre 6 et, du fait de l'alignement de leurs axes de rotation, des moments cinétiques, respectivement H1 , H2, des dites deux roues en rotation sont également alignés. Les moyens de couplage 4 entre les roues cinétiques 1 , 2 sont des moyens de couplage mécanique agencés de sorte que des vitesses de rotations ω1 , ω2 respectives des dites deux roues cinétiques ne sont pas indépendantes mais sont à tout instant dans un rapport déterminé ω2 / ω1 = R .
Le rapport R est d'une part négatif, c'est à dire que ω1 et ω2 sont de signes contraires, c'est à dire que les deux roues cinétiques 1 , 2 tournent autour de l'axe 61 dans des sens opposés, et est d'autre part modifiable de manière continue, ou par pas inférieurs à une résolution recherchée, par les moyens de couplage 4 en réponse à une commande.
Les moyens de couplage 4 comportent essentiellement un vahateur mécanique d'un rapport de rotation entre deux arbres tournants, par exemple un vahateur toroïdal, un variateur à courroies, ou un vahateur à train épicycloïdal.
Dans l'exemple de réalisation décrit et illustré sur les figures, un variateur toroïdal est utilisé en raison de la compacité que ce type de variateur permet d'obtenir pour l'actionneur de l'invention. Pour réaliser le variateur toroïdal, chaque roue cinétique 1 , 2 comporte une empreinte en creux partielle 11 , 21 , sur des faces en vis à vis des dites roues cinétiques, d'un même volume en forme de tore de section circulaire, section matérialisée sur la figure 1 par un trait discontinu 62, le tore étant lui-même circulaire et d'axe confondu avec l'axe 61 de rotation des roues cinétiques 1 , 2. Les empreintes en creux 11 , 21 forment des surfaces de roulement pour au moins un galet d'entraînement 41.
Le galet d'entraînement 41 correspond à un disque, en pratique sensiblement une section de faible épaisseur par rapport au diamètre d'une sphère suivant un plan équatorial 43 de ladite sphère ou plan du galet, comportant un axe 42 de rotation perpendiculaire au plan 43 du galet, et maintenu entre les roues cinétiques 1 , 2 de telle sorte que :
- le bord du galet d'entraînement 41 formant une bande de roulement est simultanément en contact 44a, 44b avec les surfaces de roulement 11 , 21 ;
- l'axe 42 du galet d'entraînement 41 est perpendiculaire à une tangente locale d'un cercle défini par les centres des cercles 62 correspondant aux sections droites du tore. Le plan 43 du galet d'entraînement 41 est en outre, comme illustré sur la figure 2, apte à être incliné dans un plan axial des roues cinétiques 1 , 2 de sorte que l'axe 42 du galet forme un angle d'inclinaison δ par rapport à un plan 64 normal à l'axe 61 de rotation des roues cinétiques.
Les moyens de couplage 4 sont maintenus fixes entre les roues cinétiques 1 , 2 par exemple fixé à l'arbre 6 et ou à une cage 3 formant une structure dans laquelle est intégré l'actionneur 1.
Un actionneur des moyens de couplage 4, par exemple un moto- réducteur, non représenté, permet de modifier l'angle d'inclinaison δ.
Au moins une des deux roues cinétiques, la première roue 1 sur le dessin, est en outre entraînée en rotation par un moteur 5 tel qu'un moteur électrique dont un stator 51 est solidaire de la cage 3 de l'actionneur 9 et un rotor 52 est solidaire de la roue entraînée.
En raison du moyen de couplage 4, la vitesse de rotation de l'autre roue, la deuxième roue 2 sur les dessins, est asservie mécaniquement à la vitesse de la première roue.
On comprend à la description qui vient d'être faite de l'actionneur 9 suivant l'invention que les deux roues cinétiques 1 , 2 sont entraînées en rotation dans des sens de rotation contraires et de manière dépendante par les moyens de couplage 4 qui relient les dites deux roues cinétiques.
Lorsqu'une première roue 1 tourne avec une première vitesse ω1 , la seconde roue 2 tourne avec une seconde vitesse ω2, les vitesses de rotation étant dans le rapport ω2 / ω1 = R, qui est déterminé dans le cas du vahateur toroïdal par l'angle δ du galet d'entraînement 41. Lorsque l'angle δ est modifié, des distances d1 et d2 des points de contact
44a, 44b du galet d'entraînement 41 à l'axe 61 de rotation des roues cinétiques sont également modifiées ce qui a pour effet de modifier, en absence de glissement du galet par rapport aux surfaces des empreintes en creux 1 1 , 21 , le rapport R des vitesses de rotation des roues cinétiques 1 , 2 dans le rapport des distances d1/d2.
Les caractéristiques géométriques de l'actionneur 9, en particulier des roues 1 , 2, du galet 41 et des valeurs possibles de l'inclinaison δ , déterminent les valeurs extrêmes qui peuvent être atteintes pour les distances d1 et d2 et donc pour le rapport R entre les vitesses de rotation des deux roues cinétiques.
Avantageusement ces caractéristiques de l'actionneur sont déterminées pour répondre à des performances opérationnelles déterminées, y compris en terme de saturation d'actionneur, par exemple pour que le rapport R puisse varier entre des valeurs extrêmes de Rmax = -3 à Rmin = -1/3
Pour un angle δ = 0, les distances d1 et d2 sont égales et le rapport R est égal à -1. Dans cette situation les vitesses de rotation des roues sont égales en valeur absolue et de signes opposés : ω1 = - ω2 = ωO.
Pour un angle δ ≠ 0 les distances d1 et d2 sont différentes et le rapport R n'est plus égal à -1. Dans cette situation les vitesses de rotation des roues sont différentes en valeur absolue et ω1 ≠ - ω2 .
Le moment cinétique de la première roue 1 s'exprime :
H1 = J1 x ω1 le moment cinétique de la seconde roue 2 s'exprime :
H2 = J2 x ω2 et le moment cinétique total de l'actionneur 1 est donc : Ht = H1 + H2 = J1 x ω1 + J2 x ω2 Ht = ω1 x (J1 + J2 x R ) R étant négatif, il existe une valeur de R, la valeur - J1 / J2 , pour laquelle
Ht = O.
En particulier dans un mode de réalisation préféré de l'actionneur, les deux roues cinétiques 1 , 2 ont le même moment d'inertie :
J1 = J2 = J0 et l'expression du moment cinétique total de l'actionneur est
Ht = JO x ( ω1 + ω2 )
Dans ce cas Ht = 0 lorsque ω1 = - ω2 = ωO, c'est à dire pour δ = 0, quelle que soit la vitesse de rotation des roues cinétiques Cette expression du moment cinétique total de l'actionneur 9 montre que, les roues cinétiques 1 , 2 étant en rotation, le moment cinétique total Ht dépend du rapport de réduction R et qu'il est possible de faire varier ledit moment cinétique total Ht sans aucun apport d'énergie ni prélèvement d'énergie sur les roues cinétiques 2, 3.
La variation du moment cinétique total Ht est obtenue en transférant de l'énergie cinétique d'une roue sur une autre par la modification du rapport de réduction R des moyens de couplage 4.
On comprend que pour fonctionner par variation du moment cinétique total Ht, un tel actionneur nécessite que les roues cinétiques soient maintenues en rotation.
Un tel transfert est réalisé en théorie à énergie totale Et constante : Et = E1 + E2 = V2 x J1 x ω12 + V2 x J2 x ω22= JO x ωθ2 E1 et E2 étant les énergies cinétiques de rotation des roues, respectivement 1 , 2.
En pratique la rotation des roues cinétiques 1 , 2 et les moyens de couplage 4 introduisent des frottements qui ne peuvent pas être totalement évités et qui ont pour effet de ralentir les rotations des dites roues cinétiques. Le moteur 5 permet de compenser ces pertes mais ne nécessite que peu de puissance, comparativement aux puissances nécessaires pour accélérer des roues de réaction conventionnelles lorsqu'une variation significative du moment cinétique est recherchée.
Le moteur 5 permet également de mettre les roues en rotation à partir d'une position de repos dans laquelle les roues ne tournent pas, par exemple pendant une phase de lancement de l'engin spatial. Dans ce cas il est possible de réaliser cette mise en rotation sans création de couple puisque l'action sur les moyens de couplage 4 permettent, par exemple en maintenant l'angle δ à zéro si les deux roues ont la même inertie en rotation JO, de conserver à tout instant le moment cinétique total à zéro pendant cette opération.
Du point de vue d'un système de contrôle d'attitude d'un engin spatial, le fonctionnement et l'utilisation d'un tel actionneur sont similaires à ceux d'un actionneur conventionnel à roue de réaction.
Des variations de moments cinétiques, obtenues dans le cas de l'actionneur 9 de l'invention par action sur les moyens de couplage 4, induisent un couple C aligné avec l'axe 6 des roues cinétiques 1 , 2, couple C qui est repris par des interfaces de la structure 3 de l'actionneur et transmis à une structure de l'engin spatial.
De façon connue C (t) = dHt (t) / dt expression dans laquelle la variable t représente le temps.
Dans le cas de l'actionneur 9 suivant l'invention, le couple C est réalisé pratiquement sans consommation d'énergie (aux frottements prés).
La rapidité avec laquelle un tel actionneur génère un moment cinétique commandé dépend des performances des moyens de couplage 4, en particulier de l'actionneur des moyens de couplage inclinant le galet 41 dans le cas du vahateur toroïdal. Ledit actionneur inclinant le galet 41 est choisi afin que la bande passante des moyens de couplage 4 soit supérieure à au moins deux fois la bande passante du système de contrôle d'attitude de l'engin spatial et de préférence comprise entre 5 et 20 fois la bande passante du système de contrôle d'attitude de l'engin spatial. La commande de l'inclinaison δ du galet 41 est réalisée par exemple en position ou en vitesse ou en couple.
Des variations de moment cinétique total Ht rapides et d'amplitudes importantes sont ainsi réalisables par la seule action sur les moyens de couplage 4, c'est à dire sans consommation significative d'énergie, alors que l'accélération d'une roue de réaction conventionnelle aurait exigé, pour obtenir une variation du moment cinétique équivalente, d'une part une énergie importante et d'autre part un moteur de puissance, et donc d'une taille et d'un poids, beaucoup plus importante que le moteur 5 de l'actionneur 9 de l'invention.
Pour son fonctionnement l'actionneur 9 de l'invention dispose notamment de capteurs, non représentés, qui permettent d'assurer son contrôle et d'organes de commande, non représentés sur les figures. En particulier au moins une roue, et de préférence chaque roue 1 , 2, est avantageusement équipée de capteurs de vitesses de rotation, par exemple de tachymètres (au moins un), et les moyens de couplage 4 de capteurs de position des éléments mobiles, par exemple de capteurs (au moins un) de l'inclinaison du galet d'entraînement 41.
D'autres formes de réalisation de l'actionneur suivant l'invention sont possibles.
Par exemple dans une variante de réalisation de l'actionneur 9 chaque roue cinétique 1 , 2 est équipée d'un moteur électrique 5 d'entraînement en rotation. Dans ce cas l'action conjuguée des moteurs permet de réaliser une mise en rotation initiale des roues plus rapide et ou assure une redondance en cas de défaillance d'un moteur.
Par exemple les moyens de couplage 4 comportent deux ou plusieurs galets de couplage répartis autour de l'axe de rotation 61 des roues ce qui permet le cas échéant d'assurer un meilleur contact des galets sur les surfaces de roulement 11 , 21 sans introduire d'efforts axiaux dissymétriques dans les roues.
Avantageusement un tel actionneur 9 est utilisé également à bord d'un engin spatial comme accumulateur cinétique d'énergie.
Alors qu'une roue de réaction conventionnelle n'est mise en rotation que pour les besoins de variation du moment cinétique dans le cadre du contrôle de l'attitude de l'engin spatial et qu'une rotation rapide permanente d'une telle roue aurait pour conséquence de générer des couples gyroscopiques perturbateurs lors des manœuvres de changement d'attitude de l'engin spatial, il est possible avec l'actionneur 9 de l'invention d'accélérer ou de ralentir les vitesses de rotation des roues cinétiques 1 , 2, jusqu'aux limites acceptables pour ces vitesses de rotation des roues et dans des limites imposées par les moyens de couplage 4 utilisés, sans créer de variation du moment cinétique de l'actionneur.
Il est donc possible et avantageux de stocker et de prélever de l'énergie en agissant sur les vitesses de rotation des roues 1 , 2 et, contrairement au cas des actionneurs à roues cinétiques conventionnels, ce prélèvement est en mesure d'être réalisé sans variation du moment cinétique total Ht de l'actionneur 9 et donc sans créer de couple non voulu susceptible de modifier l'orientation du satellite. Dans ce mode de fonctionnement les roues cinétiques 1 , 2 sont accélérées en rotation par le ou les moteurs 5 commandés par exemple en couple ou en courant et au moins un générateur couplé à l'une des roues cinétiques est mis en œuvre lorsque de l'énergie accumulée doit être prélevée en freinant lesdites roues cinétiques.
De préférence les roues cinétiques sont freinées par le ou les mêmes moteurs 5 fonctionnant en générateurs lorsque de l'énergie est prélevée sur les dites roues.
Les moyens moteurs-générateurs utilisés déterminent la dynamique du fonctionnement de l'actionneur dans un mode de stockage et de restitution d'énergie.
Les exigences d'un engin spatial sont généralement sur ce point peu contraignantes en comparaison d'un système de contrôle d'attitude et avantageusement la bande passante de la commande en énergie de l'actionneur est comprise entre 0,1 et 1 fois la bande passante du système de contrôle d'attitude mettant en œuvre l'actionneur 9.
Dans un actionneur 9 suivant l'invention la gestion de l'énergie est avantageusement assurée au premier ordre au moyen du ou des moteurs- générateurs 5 et la gestion des couples de pilotage de l'orientation de l'engin spatial est avantageusement assurée au premier ordre au moyen des moyens de couplage 4.
De préférence des moyens, internes ou externes à l'actionneur, élaborent des ordres envoyés aux moteurs-générateurs 5 et aux moyens de couplage 4 à partir de consignes de haut niveau, telles qu'une consigne de couple Cc et ou une consigne de moment cinétique total Htc à générer par l'actionneur 9 et ou une consigne d'énergie totale Etc à accumuler dans l'actionneur, et à partir de signaux reçus de capteurs internes de l'actionneur. De tels capteurs internes de l'actionneur sont déterminés pour calculer le moment cinétique totale Ht et l'énergie totale Et de l'actionneur, par exemple la mesure des vitesses de rotation ω1, ω2 des deux roues cinétiques 1 , 2, par exemple au moyen de tachymètres, ou la mesure de la vitesse de rotation ω1 ou ω2 d'une des roues cinétiques et d'une valeur caractéristique du rapport R.
Avantageusement l'actionneur est équipé de systèmes de contrôle intégrés qui compensent les effets croisés d'une fonction, « contrôle d'attitude » ou « énergie », sur l'autre, respectivement « énergie » ou « contrôle d'attitude », de sorte qu'une commande de haut niveau ne produise pour l'engin spatial que l'effet attendu.
La figure 3 illustre par un schéma-bloc un exemple d'un système de contrôle 100 pour un actionneur selon l'invention.
Pour des besoins en énergie électrique de l'engin spatial, une consigne en énergie Etc de l'actionneur est élaborée à partir d'une tension d'alimentation Ub et d'une tension de consigne Uc par exemple par un système 102 de régulation et de distribution de puissance d'une alimentation électrique de l'engin spatial.
Pour des besoins d'orientation et de contrôle d'attitude de l'engin spatial, une consigne de couple Cc, ou de manière équivalente une consigne de moment cinétique total Htc, à délivrer par l'actionneur est élaborée par un calculateur de contrôle d'attitude 103 à partir d'un vecteur d'état de consigne Xc et d'un vecteur d'état mesuré Xm de l'attitude de l'engin spatial.
Des moyens de calculs 101 du système de contrôle 100, à partir des informations d'état de l'actionneur, c'est à dire essentiellement des vitesses mesurées ωm1 et ωm2 de rotation des deux roues cinétiques de l'actionneur, ou de manière équivalente des vitesses ωm1 ou ωm2 et d'un rapport de réduction des moyens de couplage mesuré Rm, élabore à partir d'un modèle de comportement de l'actionneur implémenté dans les moyens de calculs 101 d'une part des valeurs de consigne ωc d'une vitesse de rotation d'une roue, par exemple une vitesse de consigne ωd de la première roue 1 et d'autre part une consigne dRc/dt de dérivée par rapport au temps du rapport de réduction R.
La valeur de la vitesse de consigne ωd est comparée à une vitesse de rotation ωm1 mesurée par un dispositif de mesure 108 de la vitesse de rotation ω1 de la roue 1 pour générer un signal d'erreur ωd - ωm1 reçu par un dispositif 104 d'asservissement de la vitesse de rotation des roues, par exemple un dispositif délivrant une commande en couple ou en courant permettant de réaliser un couple de consigne entre le stator 51 et le rotor 52 du moteur 5.
De manière similaire la valeur de la consigne dRc/dt est comparée à une valeur dRm/dt de la dérivée par rapport au temps du rapport de réduction mesuré Rm, mesurée par un dispositif de mesure 109, pour générer un signal d'erreur de dérivée du rapport de réduction dRc/dt - dRm/dt.
Dans une forme voisine de réalisation les moyens de calculs 101 élaborent un rapport de réduction de consigne Rc lequel est utilisé pour asservir une valeur mesurée du rapport Rm en fonction d'un signal d'erreur Rc - Rm.
Le dit signal d'erreur est reçu par un dispositif 105 d'asservissement des moyens de couplage 4 de l'actionneur.
Le dispositif 105 d'asservissement des moyens de couplage génère par exemple une commande en couple d'un moto-réducteur agissant sur les moyens de couplage pour modifier le rapport R, ou une commande en inclinaison du galet 41 dans le cas d'un variateur toroïdal ou encore en vitesse de variation de l'angle d'inclinaison du galet 41.
La réponse dynamique 111 de l'engin spatial au fonctionnement de l'actionneur modifie le vecteur d'état de l'attitude de l'engin spatial dont la mesure Xm est fournie par un dispositif 112 de mesure des attitudes de l'engin spatial.
Les moyens internes de mesures et systèmes de contrôle intégrés de l'actionneur selon l'invention permettent avantageusement d'utiliser ledit actionneur de la même façon qu'une roue de réaction conventionnelle en ce qui concerne le contrôle d'attitude d'un engin spatial, au sens où le couple de consigne envoyé à l'asservissement dudit actionneur selon l'invention est le même que celui envoyé à une roue de réaction, à la différence près que la plage de fonctionnement dudit actionneur selon l'invention va bien au-delà de celle d'une roue de réaction conventionnelle, en ce qui concerne le couple réalisable. En particulier, le contrôle et la gestion d'une grappe d'actionneurs selon l'invention peuvent s'effectuer suivant les mêmes principes que pour une grappe conventionnelle de roues de réaction suivant l'état de l'art du domaine spatial, non seulement pour réaliser le pointage fin du satellite, mais également pour réaliser des basculements rapides de celui-ci, ou pour gérer la désaturation de la grappe d'actionneurs.
Dans un exemple de réalisation d'un actionneur 9 suivant l'invention, adapté au contrôle d'attitude d'un satellite d'environ 1000 Kg, des roues d'inertie de 4 à 8 Kg pour un diamètre de 500 à 350 mm, soit en pratique un moment cinétique de 50 à 120 Nms, sont entraînées par un moteur délivrant 20 à 5OW en régime permanent et délivre un couple C de contrôle d'attitude pouvant atteindre 50 Nm. Avantageusement un engin spatial est équipé avec au moins trois actionneurs 9 suivant l'invention dont les axes 61 sont orientés dans des directions indépendantes dans le référentiel de l'engin spatial afin de permettre l'orientation dudit engin spatial dans toutes les directions.
D'autres actionneurs 9 sont au besoin agencés pour assurer des redondances en cas de panne d'un actionneur, les directions des dits autres actionneurs étant déterminées pour que chaque grappe de 3 actionneurs permette d'orienter l'engin spatial dans toutes les directions.
L'actionneur suivant l'invention permet donc de réaliser un actionneur qui, dans une fonction d'actionneur agit directement sur les axes contrôlés sans consommation significative d'énergie, combinant ainsi les avantages des roues de réaction pour la direction des axes et contrôlé et des actionneurs gyroscopiques pour la consommation d'énergie, et qui en outre assure une fonction d'accumulateur cinétique d'énergie sans effet perturbateur de l'attitude de l'engin spatial.

Claims

REVENDICATIONS
- Actionneur (9) de contrôle d'attitude d'un engin spatial comportant une première roue cinétique (1 ) entraînée en rotation et maintenue à une vitesse de rotation non nulle par au moins un moteur (5) autour d'un axe de rotation (61 ), fixe par rapport à un référentiel lié à l'engin spatial, caractérisé en ce qu'il comporte une seconde roue cinétique (2), ladite seconde roue étant :
- mobile en rotation autour d'un axe parallèle ou confondu avec l'axe (61 ) ;
- couplée mécaniquement à la première roue cinétique (1 ) par des moyens de couplage (4) mécaniques ; les dits moyens de couplage mécaniques imposant entre une vitesse de rotation ω1 de la première roue cinétique (1 ) et une vitesse de rotation ω2 de la seconde roue cinétique (2) un rapport R = ω2 / ω1 , ledit rapport R étant négatif d'une part et modifiable par les moyens de couplage (4) en réponse à une commande d'autre part.
- Actionneur suivant la revendication 1 dans lequel la première roue cinétique
(1 ) et la seconde roue cinétique (2) ont la même inertie.
- Actionneur suivant la revendication 1 ou la revendication 2 dans lequel le rapport R est modifiable de manière sensiblement continue entre une première valeur, ou valeur minimale, inférieure à -1 et une seconde valeur, ou valeur maximale, supérieure à -1.
- Actionneur suivant la revendication 3 dans lequel le rapport R des moyens de couplage est compris entre -3 et -1/3.
- Actionneur suivant l'une des revendications précédentes dans lequel les moyens de couplage (4) comportent un vahateur toroïdal de vitesses de rotation. - Actionneur suivant la revendication 5 dans lequel le variateur toroïdal comporte au moins un galet (41 ), solidaire d'une structure fixe (3) dudit actionneur, en appui sur des surfaces de roulement (11 , 21 ) des roues cinétiques (1 , 2), lesdites surfaces de roulement étant déterminées par la surface d'un tore circulaire de même axe que l'axe de rotation (61 ) des roues cinétiques et de section droite (62) circulaire.
- Actionneur suivant la revendication 6 dans lequel une inclinaison δ du au moins un galet (41 ) déterminant le rapport R du variateur toroïdal est commandée par un moto-réducteur.
- Actionneur suivant l'une des revendications précédentes dans lequel un dispositif (108) de mesure délivre au moins un signal caractéristique de la vitesse de rotation d'au moins une des roues cinétiques.
- Actionneur suivant la revendication 8 dans lequel le dispositif (108) de mesure délivrant un signal caractéristique de la vitesse de rotation d'une roue cinétique comporte au moins un tachymètre de mesure de la vitesse de rotation d'une des roues cinétiques.
- Actionneur suivant l'une des revendications précédentes dans lequel un dispositif (109) de mesure délivrent au moins un signal caractéristique du rapport R, ou d'une dérivée dR/dt par rapport au temps dudit rapport R, des moyens de couplage (4).
- Actionneur suivant la revendication 10 dans lequel le dispositif de mesure (109) élaborant le rapport R, ou la dérivée dR/dt dudit rapport R, comporte des moyens de mesure de l'inclinaison δ du au moins un galet (41 ) lorsque les moyens de couplage (4) comporte un variateur toroïdal pourvu d'un galet (41 ) de contrôle du rapport R.
- Actionneur suivant l'une des revendications précédentes dans lequel un dispositif (104) d'asservissement du moteur (5) d'entraînement des roues cinétiques génère une commande en couple, ou une commande en courant, permettant de réaliser un couple de consigne entre un stator (51 ) et un rotor (52) dudit moteur.
13 - Actionneur suivant la revendication 12 dans lequel le dispositif (104) de commande d'asservissement du moteur (5) d'entraînement des roues cinétiques (1 , 2) a une bande passante comprise entre un dixième et une fois une bande passante d'un système d'attitude de l'engin spatial.
14 - Actionneur suivant l'une des revendications précédentes dans lequel un dispositif (105) d'asservissement des moyens de couplage (4) génère une commande en couple d'un moto-réducteur agissant sur les dits moyens de couplage pour modifier le rapport R, ou en inclinaison δ d'un galet (41 ) d'un réducteur toroïdal, ou en vitesse de variation d'un angle d'inclinaison δ d'un galet (41 ) d'un réducteur toroïdal.
15 - Actionneur suivant la revendication 13 dans lequel la commande générée par le dispositif (105) d'asservissement des moyens de couplage (4) est calculée à partir d'une consigne Rc ou dRc/dt et de mesures permettant d'élaborer une valeur mesurée de Rm, respectivement dRm/dt, du rapport R, respectivement dR/dt dérivée par rapport au temps dudit rapport R.
16 - Actionneur suivant la revendication 14 ou la revendication 15 dans lequel le dispositif (105) d'asservissement des moyens de couplage (4) agissant sur le rapport R a une bande passante égale au moins à deux fois une bande passante d'un système de contrôle d'attitude de l'engin spatial.
17 - Actionneur suivant la revendication 16 dans lequel le dispositif (105) d'asservissement des moyens de couplage (4) agissant sur le rapport R a une bande passante comprise entre cinq fois et vingt fois une bande passante du système de contrôle d'attitude de l'engin spatial. - Actionneur suivant l'une des revendications précédentes dans lequel des moyens de calculs (101 ) élaborent des valeurs de consignes destinées au dispositif (104) d'asservissement du moteur (5) et au dispositif (105) d'asservissement des moyens de couplage (4) en fonction de valeurs de consignes d'un couple Cc et ou d'un moment cinétique total Htc et ou d'une énergie totale Etc.
- Actionneur suivant la revendication 18 dans lequel une énergie cinétique totale Et des deux roues cinétiques (1 , 2) est asservie à la valeur de consigne d'énergie totale Etc à partir d'une mesure des vitesses ω1, ω2 de rotation des deux roues cinétiques (1 , 2) et de ladite consigne Etc, au moyen d'une commande en couple ou en courant envoyée au moteur (5).
- Actionneur suivant la revendication 18 ou la revendication 19 dans lequel un couple de sortie C de l'actionneur est asservi à une valeur de consigne Cc à partir d'une mesure des vitesses ω1, ω2 de rotation des deux roues cinétiques (1 , 2) et de ladite consigne Cc, au moyen d'une commande Rc ou dRc/dt envoyée à des actionneurs des moyens de couplage (4) agissant sur le rapport R .
- Actionneur suivant la revendication 18 ou la revendication 19 dans lequel un moment cinétique total Ht des deux roues cinétiques (1 , 2) est asservi à une valeur de consigne Htc à partir d'une mesure des vitesses de rotation ω1, ω2 des deux roues cinétiques (1 , 2) et de ladite consigne Htc, au moyen d'une commande Rc envoyée à des actionneurs des moyens de couplage (4) agissant sur le rapport R .
- Actionneur suivant l'une des revendications précédentes dans lequel au moins une des roues cinétiques (1 , 2) est couplée à un générateur apte à délivrer une énergie par freinage des roues cinétiques.
- Actionneur suivant la revendication 22 dans lequel le moteur (5) mis en œuvre pour entraîner en rotation les roues cinétiques (1 , 2) fonctionne en générateur pour freiner les dites roues cinétiques.
- Système de contrôle d'attitude d'un engin spatial comportant au moins un actionneur conforme à l'une des revendications précédentes pour réaliser des couples suivant l'axe des roues cinétiques dudit actionneur.
- Système de contrôle d'attitude d'un engin spatial suivant la revendication 24 dans lequel le au moins un actionneur conforme à l'une des revendications précédentes est mis en oeuvre pour réaliser des couples suivant l'axe des roues cinétiques dudit actionneur et pour stocker ou restituer de l'énergie électrique stockée sous forme cinétique.
- Système de contrôle d'attitude d'un engin spatial suivant la revendication 25 comportant un système (102) de régulation et distribution de puissance d'une alimentation électrique réalisant la gestion de transferts d'énergie entre des sources d'énergie embarquées et l'actionneur d'une part et entre des consommateurs d'énergie et l'actionneur d'autre part.
- Système de contrôle d'attitude d'un engin spatial suivant la revendication 25 ou la revendication 26 dans lequel au moins trois actionneurs conformes à l'une des revendications précédentes sont agencés fixes dans un référentiel de l'engin spatial de sorte que des directions définies par les axes de rotation (61 ) des roues cinétiques de chacun des dits au moins trois actionneurs correspondent à des directions indépendantes de contrôle en attitude de l'engin spatial.
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