La présente invention concerne un procédé (50) de contrôle d’attitude d’un satellite (10) en orbite basse inclinée en mode survie, le satellite (10) comportant au moins un générateur solaire (12), au moins un senseur solaire (17a, 17b), des magnéto-coupleurs (15) adaptés à former des moments magnétiques internes dans un repère satellite comportant trois axes orthogonaux X, Y et Z, et des actionneurs inertiels (16) adaptés à former des moments cinétiques internes dans le repère satellite. L’au moins un senseur solaire présente un champ de vision de largeur au moins 180° dans le plan XZ autour de l’axe Z, le procédé comporte : - une étape (51) de contrôle d’attitude utilisant une première loi de contrôle, - une étape (52) de recherche du Soleil au moyen de l’au moins un senseur solaire (17a, 17b), - lorsqu’une première phase de visibilité du Soleil est détectée : une étape (53) de contrôle d’attitude utilisant une seconde loi de contrôle. Figure pour l’abrégé : Fig. 3
A method for attitude control of a satellite in inclined low orbit in survival mode is disclosed, the satellite including at least one solar generator, at least one solar sensor, magnetic torquers capable of forming internal magnetic moments in a satellite reference frame having three orthogonal axes X, Y, and Z, and inertial actuators capable of forming internal angular momentums in the satellite reference frame. The at least one solar sensor has a field of view at least 180° wide within the XZ plane around the Z axis, the method including a step of attitude control using a first control law, a step of searching for the sun by means of the at least one solar sensor, when a first phase of visibility of the sun is detected, and a step of attitude control using a second control law.
Procédé de contrôle d’attitude d’un satellite en mode survie sans connaissance a priori de l’heure locale de l’orbite du satellite
10.09.2021
Patent
Elektronische Ressource
Französisch
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