Auswahl der wissenschaftlichen Literatur zum Thema „Contrôle d'attitude de satellite“

Cette contribution présente deux méthodes de géoréférencement d'images hyperspectrales en se basant sur un jeu de données LiDAR acquises simultanément lors d'une campagne aéroportée en environnement côtier. La première méthode permet de géoréférencer des images VNIR (Visible Near Infra Red) en s'appuyant sur un calcul d'offsets d'angles d'attitude de l'avion basé sur des points de contrôle appariés à un Modèle Numérique d'Élévation (MNE). La seconde méthode a été mise en place dans le but de créer et géoréférencer des images VIR (Visible Infra Red) en fusionnant des images VNIR et SWIR (Short Wave Infra Red). La superposition avec le LiDAR se fait, dans ce cas, par transformation polynomiale de l'image hyperspectrale par saisie de points de contrôle, après géoréférencement. Ces deux méthodes montrent des résultats satisfaisant au vu des échelles d'observation et d'utilisation des données.

Cette étude s'inscrit dans le cadre du suivi de l'exploitation forestière à faible impact en forêt tropicale humide. L'importance des dégâts liés à l'exploitation forestière conditionne fortement la durabilité de cette activité et un contrôle efficace de la qualité des travaux forestiers s'impose donc au gestionnaire. Dans cette étude, l'imagerie satellitaire aide à suivre la progression des chantiers d'exploitation et à estimer les dégâts, par l'acquisition d'images en cours et en fin d'exploitation des parcelles. L'analyse d'images à haute résolution (10 m) permet de bien identifier les trouées d'abattage et certaines pistes de débusquage. Ainsi, on a une évaluation de l'ouverture de la canopée. Plusieurs parcelles ont été étudiées en Guyane française. Pour chacune d'entre elles, un diagnostic simple a été mis en place pour évaluer l'intensité d'exploitation, relever les pistes créées et les pertes de bois. L'outil satellite permet alors de mieux considérer la qualité de l'exploitation et d'en tirer les conséquences vis-à-vis de l'exploitant. Cette étude a permis de démontrer l'utilité de la télédétection pour identifier les concentrations de dégâts après exploitation forestière. Une validation de l'outil a été menée grâce à une base de données de suivi d'exploitation et par des missions de terrain. Cet outil de contrôle postexploitation peut désormais s'automatiser de façon à le rendre totalement opérationnel pour le gestionnaire forestier. (Résumé d'auteur)

L'ozone troposphérique est un gaz à effet de serre, nocif pour la santé humaine, les cultures et la productivité des écosystèmes. Il contrôle la capacité oxydante de la troposphère. Du fait de sa grande variabilité spatiale et temporelle et d'observations en nombre limité, il n'avait pas encore été possible de quantifier les tendances de l'ozone troposphérique dans l'hémisphère Nord sur des échelles de temps de deux décennies. Cette étude montre, grâce à l'infrastructure de recherche Iagos installée à bord d'avions commerciaux, que l'ozone troposphérique a augmenté au-dessus de onze régions de l'hémisphère Nord depuis le milieu des années 1990. Ces observations sont cohérentes avec les observations effectuées par l'instrument OMI/MLS embarqué sur satellite. La modification de la répartition spatiale des émissions anthropiques de précurseurs d'ozone, comme les oxydes d'azote (NOx), a conduit à une augmentation de l'ozone et du forçage radiatif associé au-dessus des 11 régions d'étude, malgré les réductions des émissions de NOx aux latitudes moyennes. Tropospheric ozone is an important greenhouse gas, is detrimental to human health and crop and ecosystem productivity, and controls the oxidizing capacity of the troposphere. Because of its high spatial and temporal variability and limited observations, quantifying net tropospheric ozone changes across the Northern Hemisphere on time scales of two decades had not been possible. Here, we show, using 2 decades of observations from the IAGOS Research Infrastructure using commercial aircraft, that tropospheric ozone has increased above 11 regions of the Northern Hemisphere since the mid-1990s, consistent with the OMI/MLS satellite product. The net result of shifting anthropogenic ozone precursor emissions has led to an increase of ozone and its radiative forcing above all 11 study regions of the Northern Hemisphere, despite nitrogen oxides emission reductions at midlatitudes.

La mission SMOS (Soil moisture and Ocean Salinity) a été lancée avec succès le 2 novembre 2009. Cette mission menée par l'ESA (Agence Spatiale Europénne) est dédiée à la mesure de l'humidité superficielle des sols sur les continents (avec une précision recherchée de 0,04m3/m3) et la salinité des océans (objectif 0.1psu). Ces deux quantités géophysiques sont très importantes car elle contrôle le budget énergétique à l'interface sol-atmosphère. Leur connaissance à l'échelle globale est utile pour les recherches sur le climat et la météorologie, en particulier pour les modèles de prévision numérique. Elles ont aussi un très grand potentiel un très grand nombre d'application, comme par exemple pour le suivi des ouragans ou la gestion des ressources en eau. Les six premiers mois ont été dédiés à la recette en vol qui a permis de vérifier le satellite le segment sol et l'étalonnage. Cette phase s'est achevée avec succès en mai 2010 et SMOS fonctionne de façon opérationnelle depuis, fournissant de données à la communauté internationale. Les performances de l'instrument sont globalement conformes aux spécifications. Cependant, les interférences radio sont présentes au-dessus de l'Europe, du Moyen-Orient et de l'Asie. Cesémissions parasites dans la bande protégée perturbent la mesure de façon significative. La génération des produits de niveau 2 et 3 est une activité en cours avec des améliorations régulières de sorties.

Le contrôle de la qualité de l'eau est fondé naturellement et traditionnellement sur des mesures et des prélèvements in situ. Des images satellites étalonnées à partir des données mesurées in situ fournissent une information quantitative et continue sur le milieu aquatique et peuvent être employées pour estimer, avec une approximation raisonnable, les facteurs affectant la qualité de l’eau L’objectif de cet article consiste à établir des corrélations entre les propriétés optiques de l’eau de mer et les paramètres physico-chimiques. Nous présentons des relations exprimant les variables indicatrices de la qualité des eaux du littoral d’Oran et la réflectance calculée de chaque pixel à partir d’un modèle physique de correction radiométrique. Les mesures in- situ sont effectuées pour des zones de différentes qualités d’eaux et leurs réflectances sont calculées à partir d’une image satellite à haute résolution IRS1-C. Les meilleures corrélations sont obtenues sur le deuxième et le troisième canal visible. Pour la demande chimique en oxygène, le coefficient de corrélation atteint 0.84, pour les matières en suspension r2 = 0.88, pour la demande biochimique de l’oxygène pendant cinq jours r2 = 0.62, pour l’oxygène dissous r2 = 0.77 et pour la turbidité r2 = 0.90. Finalement, des relations linéaires sont établies avec les réflectances. L’inversion de ces relations permet d’obtenir des images transformées à partir du logiciel de traitement d’image afin d’estimer pour chaque pixel le degré de pollution du milieu.

Localisé dans la zone d’extension pastorale au nord de la Côte d’Ivoire, le département de Dianra subit une recomposition des formes spatiales qui structurent son territoire. L’enjeu majeur de l’analyse des mutations socio-écologiques dans ce contexte est l’identification des différents types de conflits d’usage liés à la dynamique de l’occupation du sol obtenue à partir des techniques de la télédétection. L’étude s’est effectuée d’une part sur la base de l’analyse d’images satellite Landsat à 3 dates différentes 1986, 2001 et 2016 et d’autre part sur la mobilisation de données collectées à partir de la recherche bibliographique et d’enquêtes de terrain dans le cadre d’une approche visant à comprendre l’évolution des règles, des normes et des comportements liés à l’usage des ressources naturelles. Les données recueillies ont permis de séquencer cette évolution en deux périodes : la période de 1986 à 2001 qui est caractérisée par une abondance des ressources ligneuses : 70 % de savane (savane arbustive et savane arborée) en 1986 et 16 % de forêt dense sèche et de forêt-galerie. Cette phase est marquée par une gestion communautaire des ressources naturelles. Tandis que la deuxième période de 2001 à 2016 est caractérisée par la diminution des ressources ligneuses : 37 % de savane (savane arbustive et savane arborée) et 2 % de forêt dense sèche et de forêt- galerie. La dynamique de l’occupation du sol conduit au rétrécissement des pâtures naturelles et au morcellement de l’espace. Cela engendre des conflits d’usage, de plus en plus récurrents entre agriculteurs d’anacarde et éleveurs qui ont des visions antagonistes de l’usage de l’espace et des conflits hégémoniques entre des villages pour le contrôle des espaces.

Tous vecteurs confondus, ce sont les drones, notamment les multirotor, qui ont connu le plus fort développement pour l'acquisition d'images aériennes durant les cinq dernières années. L'imagerie accessible par ce type de plate-forme répond à un besoin de cartographie à une échelle intermédiaire entre l'imagerie submétrique (satellite à très haute résolution spatiale ou vecteurs aériens comme les ULM et certains drones) et l'imagerie acquise à très basse altitude à des résolutions parfois inférieures au centimètre. Par son prix élevé, l'imagerie submétrique aérienne et satellitaire laisse un grand nombre de besoins sans réponse acceptable. Parmi eux, citons l'imagerie à petit budget demandée par les collectivités locales ou les suivis denses (en particulier temporels). Finalement, la réglementation récente a encadré les vols drones de manière très contraignante, mettant virtuellement hors-la-loi tous les acteurs occasionnels d'imagerie par drone.L'objectif de cette communication est de présenter une méthode simple, opérationnelle et à bas coût pour la prise de vue aérienne. Il s'agit d'utiliser le cerf-volant comme vecteur alternatif aux aéronefs sans pilote. Le cerf-volant (avec le ballon) fait partie des premières plates-formes utilisées historiquement pour la photographie aérienne. Il a connu un regain d'intérêt depuis les années 70-80 avec de nombreuses applications en archéologie et la disponibilité depuis les années 2000 de capteurs et logiciels abordables et performants le rend plus attractif encore. La méthode proposée ici permet la cartographie de superficies dépassant le kilomètre carré à une résolution décimétrique. Elle présente un certain nombre d'atouts, comme le coût modique de la plate-forme et la capacité de voler sur une très large plage de vents (de 5 à 40km/h), un cerf-volant de six à dix mètres carrés ayant la même charge utile qu'un drone pour une autonomie supérieure. Enrevanche, la principale difficulté de mise en oeuvre opérationnelle du cerf-volant pour la cartographie par image aérienneest le manque de contrôle du vecteur, ce qui pose quelques verrous au niveau de l'acquisition et du traitement des données.Nous présentons dans cette communication les avancées méthodologiques réalisées afin de dépasser ces limites.Nous détaillons tout d'abord la méthode d'acquisition développée et le mode opératoire mis en oeuvre pour obtenir des jeux de données image permettant la cartographie opérationnelle de zones d'intérêt. Ensuite, nous présentons les traitements effectués à l'aide de logiciels désormais abordables qui permettent le calcul de l'aérotriangulation et de la corrélation dense sur plusieurs centaines d'images. Nous présentons enfin les résultats obtenus sur des exemples d'applications en conditions réelles afin de discuter du potentiel et des limitations de cette méthode, proposée comme alternative aux solutions existantes.

Cette thèse porte sur la commande adaptative directe robuste et son application au contrôle d’attitude des satellites de la filière Myriade du CNES. Après avoir présenté les différents types de commande variant dans le temps, nous rappelons les caractéristiques d’un contrôleur adaptatif direct, en particulier le fait que la seule connaissance d’un retour de sortie stabilisant le système à contrôler suffit pour concevoir un contrôleur adaptatif direct. Parallèlement, nous présentons la théorie des systèmes descripteurs. Modéliser un système sous forme descripteur est non conventionnel mais présente de nombreux avantages dans le contexte de la commande adaptative directe robuste. A l’aide des résultats existants sur la commande adaptative directe d’une part, et de la théorie des systèmes descripteurs d’autre part, nous fournissons une méthode permettant de calculer, connaissant un retour de sortie constant, les paramètres d’un contrôleur adaptatif direct robuste stabilisant. Cette méthode repose sur la résolution d’inégalités matricielles linéaires. Le contrôleur adpatatif est plus robuste que le contrôleur constant, mais on ne peut prouver que la stabilité globale que vers un voisinage du point d’équilibre. Nous présentons ensuite une méthode, également basée sur la résolution d’inégalités matricielles linéaires, permettant de concevoir un contrôleur adaptatif direct robuste de meilleur niveau de rejet des perturbations extérieures que le contrôleur constant à partir duquel il est construit. L’ensemble de ces résultats théoriques est ensuite appliqué au contrôle d’attitude des satellites de la filière Myriade du CNES. En particulier, nous concevons un contrôleur d’attitude stabilisant le satellite quelle que soit la valeur de son inertie. Ce contrôleur d’attitude est également capable d’éviter aux roues à réaction du satellite de saturer. Nous concevons ensuite un contrôleur d’attitude adaptatif, robuste, et qui rejette mieux les perturbations extérieures que le contrôleur constant à partir duquel il est construit. Ce contrôleur constant est d’ailleurs actuellement implémenté à bord des satellites de la filière Myriade du CNES. Enfin, nous validons l’ensemble des résultats de cette thèse à l’aide d’un simulateur SCAO du CNES, où nous simulons le déploiement des mâts d’un satellite, ainsi que des scénarii de sauts de guidage
This manuscript deals with robust direct adaptive control, and its application to CNES microsatellites attitude control. After listing the different types of time-varying controllers, we recall the characteristics of direct adaptive control. In particular, we recall that the knowledge of a stabilizing static output feedback is sufficient to design a direct adaptive controller. In parallel, we introduce the descriptor system theory. Modelizing a system into descriptor form is not usual but fits well with robust direct adaptive control. Starting from existing results about adaptive control and descriptor system theory, we provide an LMI based method which allows to compute, with the knowledge of a stabilizing static output feedback, the parameters of a stabilizing direct adaptive controller. A first result proves that the adaptive controller is at least as robust as the static output feedback. The second result allows to prove improved robustness at the expense of relaxing stability of the equilibrium point to practical stability, that is convergence to a neighborhood of the equilibrium. Then, we provide a method, LMI based as well, which allows to design a robust direct adaptive controller which has a better level of rejection of the perturbations than the static output feedback from which it is designed. All these theoretical results are applied to the attitude control of CNES microsatellites. We design a controller which stabilizes the attitude of the satellite whatever the value of its inertia. This attitude controller can also avoid the satellite reaction wheels to saturate. We design another robust adaptive attitude controller which has a better level of rejection of the perturbations than the static controller which is currently implemented aboard CNES satellites. Finally, we validate all the results of this manuscript by simulating on a AOCS CNES simulator the deployment of the satellite masts and some guiding jumps

Cette thèse porte sur la commande variant dans le temps avec comme fil directeur l’application au contrôle d’attitude de satellites. Nous avons étudié trois types de commande: une commande à commutation, une commande LPV et une commande adaptative directe. Pour cette dernière nous avons proposé des résultats théoriques nouveaux portant sur la structuration du gain et de l’adaptation. Les résultats ont été validés en simulation et sont testés à bord d’un satellite. En partant de la loi à commutation actuellement utilisée sur les satellites Myriade, une première partie de nos travaux est dédiée à la commande LPV. Notre approche, basée sur la spécification des objectifs de commande à travers un modèle de référence LPV, permet d'obtenir de nouveaux algorithmes exprimés dans ce formalisme. Testées en simulation, ces lois de commande répondent à la problématique de notre application. Toutefois, le choix du modèle de référence LPV s'avère délicat. Cette difficulté a été levée en utilisant la commande adaptative. Dans cette approche, les spécifications sur le comportement temps-variant sont traduites par des contraintes au niveau des lois d'adaptation des gains de commande. Nous introduisons ainsi une nouvelle méthode de synthèse de lois adaptatives structurées. Les preuves de stabilité établies s'appuient sur des outils de la théorie de Lyapunov. Les résultats obtenus sur un simulateur complet montrent l'intérêt de tels algorithmes adaptatifs. Ils permettent en particulier de modifier la dynamique du satellite selon les capacités disponibles des actionneurs. Sur la base de ces résultats, une campagne d’essai en vol sur le satellite PICARD est actuellement en cours
This manuscript considers time varying control, with a strong emphasis on a satellite attitude control application. Three types of control structures have been studied: a switch-based approach, LPV control and direct adaptive control. In this last field we have introduced new theoretical results which allow structuring the gain and the adaptation law. The results have been validated in simulation and are currently tested on board a satellite. Starting from the switch-based control law currently implemented on the Myriade satellites, a first part of our work isdedicated to LPV control. Based on the specification of the control objectives by using of an LPV reference model, our approach allows obtaining new control algorithms expressed within this framework. The simulations carried out with theLPV algorithms obtained by using this method show that they meet the needs of our application. Nonetheless, the choice of a reference model proves to be difficult. This obstacle has been surpassed by using direct adaptive control. In this approach, specifications regarding the timevarying behaviour are added through constraints on the laws defining the control gains adaptation. We thus introduce anew synthesis method, based on which structured adaptive control laws are obtained. Stability proofs are established based on tools of the Lyapunov theory.The results obtained on a complete simulator show the interest of using such adaptive algorithms, which allow in particular to modify the satellite dynamics depending on the available capacity of the actuators. Based on these positive results, a fight-test campaign on the PICARD satellite is underway

Dans le domaine de la commande par roues à réaction de l'attitude des satellites, la synthèse de correcteurs couvrant des plages de fonctionnement étendues reste un problème ouvert. En effet, les limitations des actionneurs font que l'utilisation d'une loi invariante sur tout le domaine considéré ne peut pas être envisagée. Apparait ainsi un besoin de mettre en place des stratégies de commande à temps variant. Ce besoin a motivé nos travaux de recherche, orientés vers la commande LPV et la commande adaptative directe. Après la présentation d'une solution de commande existante en début de nos travaux, nous nous orienterons, au cours de cette présentation, vers la commande adaptative. Ce domaine inclut la plupart des contributions, aussi bien théoriques que pratiques, apportées au cours de la thèse. Plus spécifiquement, les lois de commande auxquelles nous nous sommes intéressées s'expriment sous la forme d'un retour de sortie qui varie en fonction de signaux mesurés. A ce niveau, les outils que nous avons développés permettent de synthétiser des lois structurées, l'adaptation de chaque gain de commande étant réalisée de manière indépendante, en fonction des spécificités du procédé à contrôler. Les preuves de stabilité en boucle fermée se basent sur des outils de la théorie de Lyapunov, spécifiques à la commande adaptative, mais également à la commande robuste. Cette combinaison permet d'établir des preuves de stabilité asymptotique pour des lois d'adaptation structurées faisant apparaitre, entre autre, la sigma-modification. De nombreux degrés de liberté sont laissés à la disposition du concepteur de la loi de commande, la structure proposée présentant ainsi une grande flexibilité. D'autres paramètres sont déterminés de façon systématique pour garantir stabilité et robustesse. Au niveau de la commande du satellite nous avons obtenu, grâce à ces résultats, des correcteurs permettant d'adapter l'agilité de la structure en fonction des capacités disponibles du système d'actionnement à bord. Ces développements ont été récemment validés par la campagne d'essais en vol mise en place par le Cnes sur le satellite Picard. Ces essais, dont nous présenterons les résultats en avant-première lors de la soutenance, illustrent que les lois de commande proposées sont appropriées à une mise en œuvre pratique. Elles se montrent en effet robustes aux différentes non-linéarités du système ainsi qu'aux perturbations liées à l'environnement orbital.

Depuis les tous premiers jours de l'ère spatiale, les satellites artificiels ont été considérés comme un outil pour la résolution de problèmes scientifiques et pratiques, notamment dans l'astronomie, l'observation de la Terre et les télécommunications. Traditionnellement, les gros satellites artificiels, avec une masse allant de plusieurs centaines de kilogrammes jusqu'à plusieurs tonnes, ont été utilisés pour ces besoins. Un élément clef pour permettre le succès de ces missions spatiales est un contrôle précis de l'attitude du satellite. Afin d'assurer la haute précision de pointage, un système de contrôle d'attitude et d'orbite (SCAO) repose sur les données fournies par un instrument optoélectronique appelé un senseur stellaire (ou Star Tracker, ST). L'utilisation des étoiles éloignées comme points de repère permet la détermination de l'attitude du satellite avec une précision de l'ordre de la seconde d'arc. Beaucoup de travaux sur la miniaturisation des sous-systèmes des satellites artificiels ont été entrepris au court des vingt dernières années. Cela a permis à l'industrie et aux passionnés de développer et construire des satellites de quelques kilogrammes pouvant accomplir de véritables missions spatiales. Centaines de ces satellites appelés « nano-satellites » sont lancé chaque année et certains parmi eux peut être considéré comme un replacement des gros satellites. Cependant, dû à de grosses contraintes de masse et de volume définis par les standards na no-satellites, tel que lU-3U CubeSat Design Specification, l'intégration de senseur stellaire dans ces nano-satellites n'était jusqu'à présent pas possible, limitant l'application de ces plateformes. Dans ce travail, senseur stellaire est considéré comme un système composé par un module caméra et un module de traitement d'image. les solutions possibles pour chaque module sont analysées séparément dans un contexte de miniaturisation de ST par modélisation et simulation. Elles sont ensuite évaluées ensemble comme les prototypes fonctionnels dans un installation hardware-in-the-loop (Hll). Cette recherche aborde plusieurs problèmes liés à la miniaturisation d'optique de caméra et du capteur d'image à pixel actif (active pixel sensor, APS), tels que la sensibilité réduite à la lumière des étoiles et l'incertitude de position des centroïdes à cause de la distorsions et l'aberrations chromatique d'optique miniaturisée. L'évaluation dans l'installation Hll se concentre autour des performances du module de traitement et plus particulièrement sur les performances du logiciel ST dans le mode d'opération « perdu dans l'espace» ("Iost-in-space", LIS). Une contribution originale de cette recherche est un algorithme de reconnaissance d'étoiles (StarID) nommé « RING-O » développé et breveté par l'auteur. Par rapport aux autres algorithmes existants, RING-O peut facilement être adapté et ajusté à différentes caméras et plateformes de traitement. Des implémentations logicielles d'algorithme ont été effectuées sur deux prototypes, l'un basé sur smartphone et l'autre basé sur une plateforme Xilinx Zynq, afin de réaliser une analyse des goulets et d'extraire les performances du système. Optimisé pour les plateformes multi-coeurs, RING-O garantit les délais d'acquisition initiale d'attitude comparable et souvent plus petits que les délais d'acquisition déclaré par les autres développeurs de senseur stellaires européens
From the early days of the space age, satellites were considered as a solution for many scientific and practical tasks, notably astronomy, Earth observation and telecommunication. Traditionally and to the present day, mostly large satellites with a mass from several hundred kilograms to several tons are used for these purposes. The key success factor of such space missions is a fine control of satellite’s attitude. To ensure high pointing accuracy, satellite’s attitude determination and control subsystem (ADCS) relies on precise three-dimensional attitude data provided by an opto-electronic instrument called star tracker (ST). The use of stars as reference objects allows to determine the satellite’s attitude in real time with an arc-second precision.A significant work on miniaturization of satellite subsystems carried out in the past twenty years, allows us today to build a complete satellite with a mass of only a few kilograms. An increasing number of successful nano- and picosatellite missions demonstrates constantly improving capabilities of modern miniaturized satellite platforms. However, until recently, integration of a star tracker into a nanosatellite was not possible because of a large size of the device and relatively high power consumption, and that limited possible applications of the nanosatellites. In attempt to change the situation, in the last five years about a dozen of miniature star tracker prototypes, suitable for nanosatellite platforms, were proposed by various developers. Some were successfully tested in space, yet most prototypes, including the tiniest ones, are still at the development stage.A modern star tracker is a system, that can be represented as two modules, a digital camera module and a processing module. Use of a compact camera lens and a small-size image sensor allows to significantly reduce overall mass and size of the device, and at the same time, may cause significant image quality deterioration, due to increased distortion, uncompensated spherical and chromatic aberration, lower signal-to-noise ratio (SNR) and overall lower light sensitivity of the camera module. Thus, embedded software of the processing module, responsible for pre-processing, star identification and attitude calculation, should take into account the limitations imposed by the miniaturization of the camera module. At the same time, hardware architecture of the processing module should have the capacity to perform necessary correction of the digital image in real time, and to ensure stability and expected performance of the star identification and attitude calculation routines.The goal of hardware and software prototyping of a miniature star tracker system, carried out in this work, is to evaluate various design solutions, that could be brought into the camera or into the processing module, in order to help the miniaturization of the system. Another goal is to analyze the impact of every hardware and software component on the overall performance of a miniaturized star tracker system. Among the list of star tracker characteristics, the initial attitude estimation time and the attitude output rate became the focus of the research. Current work addresses possible performance bottlenecks, that may appear on any step of star tracker operation, from capturing starlight to calculation of components of the attitude quaternion, and proposes an original solution to speed-up the star identification routine

Après le lancement du premier satellite artificiel en 1957, l'évolution de diverses technologies a favorisé la miniaturisation des satellites. En 1999, le développement des nano-satellites modulaires appelés CubeSats, qui ont la forme d'un cube d'un décimètre de côté et une masse de 1 kg à 10 kg, a été initié par un effort commun de l'Université polytechnique de Californie et de l'Université de Stanford. Depuis lors, grâce à l’utilisation de composants électroniques standards à faible coût, les CubeSats se sont largement répandus.Au cours des dernières années, le nombre de CubeSats lancés a régulièrement augmenté, mais moins de la moitié des missions ont atteint leurs objectifs. L'analyse des défaillances des CubeSats montre que la cause la plus évidente est le manque d’essais adéquats des composants du système ou du système au complet. Parmi les tâches particulièrement difficiles, on compte les essais « hardware-in-the-loop » (HIL) du système de contrôle d'attitude et d'orbite (SCAO) d’un CubeSat. Un système dédié à ces essais doit permettre des simulations fiables de l'environnement spatial et des mouvements réalistes des CubeSats. La façon la plus appropriée d’obtenir de telles conditions d’essai repose sur l’utilisation d’un coussin d'air. Toutefois, les mouvements du satellite sont alors contraints par les limites géométriques, qui sont inhérentes aux coussins d'air. De plus, après 15 années de développements de CubeSats, la liste des systèmes proposés pour tester leur SCAO reste très limitée.Aussi, cette thèse est consacrée à l’étude et à la conception d’un système robotique innovant pour des essais HIL du SCAO d’un CubeSat. La nouveauté principale du système d'essai proposé est l’usage de quatre coussins d'air au lieu d'un seul et l’emploi d’un robot manipulateur. Ce système doit permettre des mouvements non contraints du CubeSat. Outre la conception du système d'essai, cette thèse porte sur les questions liées: (i) à la détermination de l'orientation d’un CubeSat au moyen de mesures sans contact; (ii) au comportement de l’assemblage des coussins d'air; (iii) à l'équilibrage des masses du système.Afin de vérifier la faisabilité de la conception proposée, un prototype du système d'essai a été développé et testé. Plusieurs modifications destinées à en simplifier la structure et à réduire le temps de fabrication ont été effectuées. Un robot Adept Viper s650 est notamment utilisé à la place d'un mécanisme sphérique spécifiquement conçu. Une stratégie de commande est proposée dans le but d’assurer un mouvement adéquat du robot qui doit suivre les rotations du CubeSat. Finalement, les résultats obtenus sont présentés et une évaluation globale du système d'essai est discutée
After the launch of the first artificial Earth satellite in 1957, the evolution of various technologies has fostered the miniaturization of satellites. In 1999, the development of standardized modular satellites with masses limited to a few kilograms, called CubeSats, was initiated by a joint effort of California Polytechnic State University and Stanford University. Since then, CubeSats became a widespread and significant trend, due to a number of available off-the-shelf low cost components.In last years, the number of launched CubeSats constantly grows, but less than half of all CubeSat missions achieved their goals (either partly or completely). The analysis of these failures shows that the most evident cause is a lack of proper component-level and system-level CubeSat testing. An especially challenging task is Hardware-In-the-Loop (HIL) tests of the Attitude Determination and Control System (ADCS). A system devoted to these tests shall offer reliable simulations of the space environment and allow realistic CubeSat motions. The most relevant approach to provide a satellite with such test conditions consists in using air bearing platforms. However, the possible satellite motions are strictly constrained because of geometrical limitations, which are inherent in the air bearing platforms. Despite 15 years of CubeSat history, the list of the air bearing platforms suitable for CubeSat ADCS test is very limited.This thesis is devoted to the design and development of an air bearing testbed for CubeSat ADCS HIL testing. The main novelty of the proposed testbed design consists in using four air bearings instead of one and in utilizing a robotic arm, which allows potentially unconstrained CubeSat motions. Besides the testbed design principle, this thesis deals with the related issues of the determination of the CubeSat orientation by means of contactless measurements, and of the behavior of the air bearings, as well as with the need of a mass balancing method.In order to verify the feasibility of the proposed design, a prototype of the testbed is developed and tested. Several modifications aimed at simplifying the structure and at shortening the fabrication timeline have been made. For this reason, the Adept Viper s650 robot is involved in place of a custom-designed 4DoF robotic arm. A control strategy is proposed in order to provide the robot with a proper motion to follow the CubeSat orientation. Finally, the obtained results are presented and the overall assessment of the proposed testbed is put into perspective

Dans un scénario de satellites géostationnaires hautement autonomes, dotés de capacités d'auto-assemblage et d'auto-maintenance, les perturbations des bras manipulateurs couplées à la dynamique de ballotement du carburant représentent un risque significatif de dégradation des performances du système de contrôle d'attitude et d'orbite du satellite. Bien que des solutions passives existent pour amortir le ballotement du carburant et compenser les perturbations des bras manipulateurs, il manque une solution de contrôle actif unique capable de compenser ces perturbations tout en évitant de manière optimale la saturation des actionneurs. Cette lacune suscite un grand intérêt dans l'industrie spatiale en raison de ses implications potentielles dans la réduction du poids, des coûts et de la complexité de la fabrication.Cette étude explore l'intégration de techniques de contrôle robuste basées sur la synthèse $H_{infty}$ et de techniques de contrôle adaptatif par modèle de référence avec des schémas de reference governor. L'objectif est de proposer une solution de contrôle unique garantissant un contrôle précis de l'attitude du satellite en présence de perturbations non modélisées et de contraintes des actionneurs. Les avancées théoriques de cette recherche s'étendent également à des scénarios tels que la gestion des défaillances de propulseur dans les quadricoptères sous contraintes d'état et d'entrée, ainsi qu'à l'optimisation de la conception des modes de guidage pour des missions satellitaires telles que la mission Microcarb du CNES
In a scenario of highly autonomous geostationary satellites, with self-assembly and self-maintenance capabilities, manipulator arms perturbations coupled with fuel slosh dynamics represents a significant risk of performance degradation for the satellite attitude and orbit control system. While passive fuel slosh damping solutions and manipulator arm disturbances compensators exist by their own, a unique active control solution capable of rejecting the perturbations while optimally preventing the actuators saturation is lacking and of great interest in the space industry for weight, cost and complexity of manufacturing reduction. This study explores the integration of $H_{infty}$-based robust control and model reference adaptive control techniques with reference governor schemes. The objective is to propose a unique control solution to guarantee precise satellite attitude control in the presence of unmodeled perturbations and actuator constraints. The theoretical advancements from this research also extend to scenarios such as handling propeller failures in quadrotors under state and input constraints and optimizing the design of the guidance modes for satellite missions like the CNES Microcarb mission

Dans cette thèse, on s'intéresse aux techniques de modulation d'impulsions dans le cadre du contrôle d'attitude de satellites. On se place dans un contexte particulier où le modulateur non-linéaire est volontairement réglé de manière à générer un cycle limite stable que l'on cherche à atteindre. Dans un premier volet du mémoire, on propose donc une méthode de synthèse permettant de modifier les caractéristiques du cycle limite afin de maîtriser la précision de pointage d'une part et la consommation d'ergols d'autre part. Cette méthode repose sur une formulation nouvelle de la méthode de Tsypkin et une extension originale d'outils habituellement utilisés en analyse de la robustesse. Dans un deuxième volet, on cherche à qualifier la robustesse du réglage en évaluant le domaine d'attraction du cycle limite obtenu. On met en œuvre une approche temporelle fondée sur la recherche de fonctions de Lyapunov définies sur des surfaces de commutation et dépendantes du temps de commutation.

Les travaux présentés dans ce mémoire constituent une contribution à la conception de méthodes systématiques pour l’analyse et la commande de systèmes périodiques et incertains. Une partie importante de cette thèse est également consacrée au contrôle d’attitude de satellites dont la dynamique se prête naturellement à une représentation sous forme de modèles périodiques soumis à des incertitudes. La première partie propose une présentation unifiée des résultats d’analyse et de synthèse de modèles périodiques et incertains à temps-discret via des méthodes basées sur des inégalités linéaires matricielles (LMI) et en s’appuyant sur la théorie de Lyapunov. Par la suite, l’accent est mis sur une nouvelle classe de correcteurs périodiques à mémoire pour lesquels l’entrée de commande est construite en utilisant l’historique des états du système conservés en mémoire. Des exemples numériques démontrent que ces nouveaux degrés de liberté permettent de repousser les limites des performances robustes. La seconde partie s’intéresse aux aspects de périodicité et de robustesse du contrôle d’attitude de satellite rencontrés notamment lors de l’utilisation des magnéto-coupleurs. Ces actionneurs s’appuient sur le champ géomagnétique variant périodiquement le long de l’orbite du satellite. Différentes stratégies de commande sont mises en œuvre et comparées entre elles avec le souci constant de tenir compte des principales limitations des actionneurs. Cette démarche conduit à une nouvelle loi de commande périodique régulant le moment cinétique des roues à réactions sans perturber le contrôle d’attitude dont l’effort de commande est réparti sur l’ensemble des actionneurs
This manuscript reviews contributions to the development of systematic methods for analysis and control of periodic uncertain systems. An important part of this thesis is also dedicated to the design of attitude control systems for satellites whose dynamics is naturally represented as a periodic model subject to uncertainties. The first part is devoted to the developpement of a unifying presentation of the analysis and synthesis results of periodic, uncertain and discrete-time models via methods relying on linear matrix inequalities (LMI) and based on Lyapunov theory. Subsequently, the focus is on a new class of periodic control laws with memory for which the control input is constructed using history of the states of the system kept in memory. Numerical experiments show that these new degrees of freedom can outperformed the existing results. The second part deals with periodic and robustness aspects of attitude control of a satellite using magnetorquers. These actuators use the geomagnetic field that varies periodically along the orbital trajectory. Different control strategies are implemented and compared with one another with the constant concern of taking the main limitations of the actuators into account. This approach leads to a new control law regulating the momentum of the reaction wheels without disturbing attitude control for which the control effort is shared by all actuators

Cette these se situe dans le cadre de la commande avec contrainte d'ordre de systemes decrits par des modeles presentant de fortes incertitudes. Elle a pour application principale le controle d'attitude d'une plate-forme d'observation de la terre de type spot. Sur le plan theorique, nous avons propose une vision unifiee des syntheses h-infini standard et par factorisations premieres, sans et avec contrainte d'ordre, basee sur le formalisme des inegalites matricielles. Nous avons vu en particulier que plusieurs heuristiques permettent d'aborder efficacement le probleme de synthese h-infini avec contrainte d'ordre, rendant ainsi caduque la correlation entre l'ordre du modele standard et l'ordre du correcteur. Pour obtenir des correcteurs d'ordre raisonnable, nous nous sommes egalement interesses aux principales methodes de reduction de modele, qui sont analysees et developpees a la lumiere des inegalites matricielles. L'analyse de robustesse en stabilite est ensuite abordee dans le cadre de la mu-analyse, avec puis sans echantillonnage en frequence. Apres avoir illustre certains points particuliers sur deux exemples non triviaux (bras manipulateur flexible et pilote automatique de missile), les resultats presentes sont appliques au controle d'attitude en mode pointage fin du satellite spot 5. Les lois de commande ont ete obtenues par synthese h-infini par factorisations premieres avec contrainte d'ordre, en utilisant l'algorithme de complementarite conique. Nous montrons que la methode adapte l'ordre du correcteur a la complexite du probleme, et que cet ordre est inferieur a celui obtenu par la plus performante des methodes de reduction a posteriori. Des analyses de robustesses ont permis de conclure a la stabilite du controle vis-a-vis d'incertitudes sur les frequences propres du generateur solaire, ainsi que par rapport a sa rotation au cours d'une orbite. Les lois de commande proposees ont ete validees sur le simulateur du cnes.