III.2.1 Contexte et motivation
La mission MSR est un programme spatial entrepris conjointement entre la NASA et l'ESA (European Space Agency). Le but de cette mission spatiale est de ramener des échantillons martiens sur Terre pour des analyses. Cinq engins spatiaux sont impliqués dans cette mission :
un véhicule de transfert Terre/Mars ; un orbiteur ;
un attérisseur (MDV : Mars Descent Vehicule) ; un module de montée (MAV : Mars Ascent vehicule) ;
III.2. Présentation générale de la mission MSR un véhicule de rentrée atmosphérique (ERC : Earth Reentry Container).
Fig. III.3 Déroulement de la mission MSR
Une vue d'ensemble de la mission MSR est donnée sur la gure III.3. La mission se déroule de la façon suivante :
1. La première phase de la mission concerne le voyage de la Terre vers Mars. Une fois en position d'altitude basse en orbite martienne, un attérisseur (MDV) est orienté vers le sol martien. Après un largage, suivi d'une phase de rentrée atmosphérique martienne et d'un attérissage, un second engin est chargé de collecter les échantillons. Une fois ce travail terminé, un module de montée (MAV), équipé de fusées, est utilisé pour placer le conteneur d'échantillons en orbite martienne.
2. La deuxième étape de la mission prévoit l'envoi d'un véhicule de transfert (conte-nant l'orbiteur) vers Mars. Une fois à destination, une séparation entre le système propulsif et l'orbiteur est eectuée et ce dernier se positionne en orbite martienne. 3. La troisième phase de la mission, appelé phase de rendez-vous, est une étape critique
de la mission. Elle concerne la rencontre entre l'orbiteur et le conteneur d'échan-tillons telle que l'orbiteur soit en mesure de "capturer" le conteneur.
4. La dernière phase de la mission consiste à ramener le conteneur d'échantillons sur Terre. Ce voyage interplanétaire est eectué au travers de l'orbiteur et une fois à destination, un véhicule de rentrée atmosphérique terrestre (ERC) est largué a n de ramener les échantillons sur Terre.
III.2.2 Problématique de la phase rendez-vous
La gure III.4 donne une vue d'artiste de la phase de rendez-vous de la mission MSR. Pour la réussite de cette phase, l'orbiteur est équipé d'une large panoplie de capteurs et d'actionneurs, notamment :
deux unités de mesure inertielles (IMU : Inertial Measurement Unit) constituées de gyroscopes et d'accéléromètres 3-axes ;
deux senseurs stellaires (STR : Star TRacker) ; deux capteurs solaires (CSS : Coarse Sun Sensor) ;
deux systèmes de navigation satellitaires (GNSS : Global Navigation Satellite Sys-tem) ;
deux capteurs par radio-fréquence (RFS : Radio Frequency Sensor) ; un LIDAR (LIght Detection and Ranging) ;
une caméra d'acquisition à angle réduit (NAC : Narrow Angle Camera)
un système de propulsion très précis composé de deux jeux de huit truyères (THR : THRuster) et de deux jeux de huit roues inertielles (RW : Reaction Wheel).
Fig. III.4 La phase rendez-vous de la mission MSR
Un système de contrôle GNC (Guidance, Navigation et Commande) permet à l'orbiteur de réaliser avec succès la phase de capture. La di culté posée par le mode de capture est le couplage entre l'attitude et le déplacement (le conteneur d'échantillons doit rester dans le champ de vision des capteurs de l'orbiteur et le système de capture doit être correc-tement positionné). La gure III.5 montre l'architecture complète du GNC de l'orbiteur. Ce dernier comprend deux boucles de commande :
1. Une boucle de position composée d'un régulateur de type PID et d'un bloc "THR management unit".
2. Une boucle d'attitude composée d'un régulateur de type PID et d'un bloc "RW management unit".
III.2. Présentation générale de la mission MSR
Fig. III.5 Architecture générale du GNC de l'orbiteur
Les blocs "THR/RW management unit" ont un rôle d'allocation (statique) dans chaque boucle de commande. Le travail de la première boucle de commande consiste à maintenir la position tridimensionnelle de l'orbiteur au travers des mouvements "ouvert-fermé" des tuyères tandis que la deuxième boucle de commande régule l'attitude de l'orbiteur à l'aide des roues inertielles. Dans la phase de rendez-vous que nous nous proposons d'étudier ici, les mesures de position sont obtenues à l'aide des capteurs RFS, NAC et LIDAR. Les mesures d'attitude sont réalisées au travers des unités de mesure inertielles (IMU) et des senseurs stellaires (STR).
Il est évident que la phase rendez-vous peut être en danger si une ou plusieurs défaillances apparaîssent sur ces capteurs dans la mesure où les lois de commande perdent leurs perfor-mances, ou pire encore, deviennent instables. De telles situations défaillantes ne peuvent évidemment pas être diagnostiquées par les opérateurs sol au travers des informations de télémétrie en raison d'un éventuel manque de communication entre le véhicule spatial et les stations terrestres ou d'un délai de communication trop important. Ce problème est particulièrement critique pendant les vingts derniers mètres de la phase rendez-vous où l'orbiteur doit être positionné de sorte à capturer le module de montée. Le succès (ou l'échec) de cette phase de capture peut être évalué selon les critères suivants :
• Maintien de l'orbiteur dans une enveloppe de performance acceptable
appelé le corridor de rendez-vous
La gure III.6 illustre le corridor de rendez-vous ainsi que la position (ou plus parti-culièrement la trajectoire) de l'orbiteur dans ce corridor en fonctionnement normal, c'est-à-dire aucun défaut présent dans la chaîne de mesure et dans les actionneurs. • Alignement (en position et en vitesse) de l'orbiteur avec le conteneur
selon l'axe X
La gure III.7 illustre ces alignements en fonctionnement normal. • Maintien d'attitude relative (en position et en vitesse)
Il est impératif que le système de capture soit correctement orienté pour permettre à l'orbiteur "d'attrapper" le conteneur. La gure III.8 illustre les attitudes relatives de l'orbiteur et du conteneur en fonctionnement normal. Comme le montre cette gure, le système de capture est correctement orienté.
Fig. III.6 Trajectoire nominal de l'orbiteur vers le conteneur d'échantillon dans le rendez-vous corridor
Fig. III.7 Alignement en position (gauche) et en vitesse (droite) du conteneur d'échan-tillon vis-à-vis de l'orbiteur sur la face X
Fig. III.8 Attitude (en haut) et écart d'attitude (en bas) des deux engins dans le repère local de Mars
III.3. Diagnostic des défauts capteurs sur la chaîne de mesure de l'orbiteur