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RÉSUMÉ
Un rendez-vous orbital consiste à rejoindre une position et une vitesse cible à une date déterminée. Il peut s’agir d’un satellite à mettre à poste, d’un amarrage à une station ou de la capture d’un débris. Le scénario comporte une séquence de phasage, un transfert propulsé, puis l’approche finale. Les équations du mouvement relatif en orbite circulaire permettent l’évaluation rapide des manœuvres à réaliser. L’optimisation de l’approche finale est basée sur des lois simples compatibles avec un guidage embarqué. L’article présente les phases principales d’un scénario de rendez-vous, la modélisation dans le cas d’une cible en orbite circulaire et les lois de commande spécifiques utilisées de manière opérationnelle.
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An orbital rendezvous targets specified position and velocity conditions at a given date. It may be a satellite reaching its on-orbit location, a docking to an orbital station or a debris capture. The scenario comprises a phasing sequence, a propelled transfer and the final closing. The relative motion equations near a circular orbit allow a fast assessment of the required maneuvers. The optimization of the closing maneuvers is based on simplified command laws compliant with an on-board guidance. The paper presents the main phases of a rendez-vous scenario, the motion modelling for a target on a circular orbit and the specific command laws suited to an operational use.
Auteur(s)
-
Max CERF : Ingénieur en analyse de mission ArianeGroup, Les Mureaux, France
INTRODUCTION
Un rendez-vous spatial consiste à rejoindre des conditions de position et/ou de vitesse à une date déterminée. Ce type de problème se pose pour une grande variété de missions : transport d’équipage vers une station orbitale, approvisionnement en ergols ou maintenance de satellites opérationnels, mise à poste géostationnaire, héliosynchrone ou de constellations de satellites, capture de débris spatiaux, interception de menaces balistiques...
Le scénario de mission comporte un lancement vers une orbite stable, un phasage avec la position de la cible, un transfert propulsé vers l’orbite finale, puis le rendez-vous proprement dit. Le contrôle de ces opérations nécessite de respecter des conditions d’éclairement et de visibilité à partir de stations sol.
Lorsque la cible est en orbite circulaire, ce qui est le cas le plus fréquent, la dynamique relative est décrite par les équations de Hill-Clohessy-Wiltshire. Les solutions analytiques associées permettent de préparer de manière simple un scénario préliminaire et de définir la séquence de manœuvres à réaliser.
L’objectif prioritaire d’un rendez-vous est d’atteindre la cible avec une précision suffisante, en dépit des perturbations rencontrées en vol. Cet objectif requiert des commandes simplifiées compatibles avec un guidage embarqué. La formulation linéaire quadratique du problème de rendez-vous permet d’obtenir un compromis entre optimalité en consommation et simplicité de résolution.
Cet article présente les phases d’un scénario de rendez-vous avec leurs contraintes, la modélisation du rendez-vous dans le cas circulaire et les principales lois de commande utilisées de manière opérationnelle.
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MOTS-CLÉS
KEYWORDS
satellites | phasing | orbit | docking | closing
DOI (Digital Object Identifier)
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Cible en orbite circulaire
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1. Scénario de mission
Cette section décrit les phases préalables au rendez-vous proprement dit : lancement en orbite, phasage avec la cible, transfert vers l’orbite cible.
1.1 Orbite terrestre
Une orbite terrestre est une ellipse définie par ses paramètres orbitaux notés (a, e, i, Ω, ω, θ). Le plan orbital est défini par l’inclinaison i (angle avec l’Équateur) et la longitude du nœud ascendant Ω. Le nœud ascendant A est le point de survol de l’Équateur dans le sens sud-nord (figure 1 a). L’argument du périgée est l’angle entre le nœud A et le périgée P. La forme de l’ellipse est définie par le demi-grand axe a et l’excentricité e. L’anomalie vraie θ est l’angle entre le périgée et la position courante sur l’orbite. Dans le modèle képlérien, les paramètres orbitaux sont constants sauf l’anomalie qui évolue en fonction du temps.
Le rayon vecteur et la dérivée de l’anomalie sont exprimés par :
( 1 )
où μ = 3,986005 × 1014 m3/s2 est la constante gravitationnelle terrestre, h le moment cinétique et p le paramètre de l‘ellipse.
Dans...
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Scénario de mission
BIBLIOGRAPHIE
-
(1) - CNES - Mécanique spatiale. - Cépadues CNES (1995).
-
(2) - BATTIN (R.) - An introduction to the mathematics and methods of astrodynamics. - AIAA (1999).
-
(3) - BRYSON (A.E.), HO (Y.-C.) - Applied optimal control. - Hemisphere Publishing Corporation (1975).
-
(4) - CHOBOTOV (V.) - Orbital mechanics 3rd edition. - AIAA (2002).
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(5) - TRELAT (E.) - Contrôle optimal – Théorie et applications. - Vuibert (2005).
-
(6) - VALLADO (D.) - Fundamentals of astrodynamics and applications. - Microcosm Press, Springer (2007).
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