Procédé de mesure de la stabilité d`une ligne de visée et senseur

Il est rappelé que: Dans un délai de neuf mois à compter de la publication de la mention de la délivrance du brevet
européen au Bulletin européen des brevets, toute personne peut faire opposition à ce brevet auprès de l'Office européen
des brevets, conformément au règlement d'exécution. L'opposition n'est réputée formée qu'après le paiement de la taxe
d'opposition. (Art. 99(1) Convention sur le brevet européen).
Printed by Jouve, 75001 PARIS (FR)
(19)
EP 2 495 531 B1
TEPZZ24955¥_B_T
(11) EP 2 495 531 B1
(12) FASCICULE DE BREVET EUROPEEN
(45) Date de publication et mention
de la délivrance du brevet:
14.05.2014 Bulletin 2014/20
(21) Numéro de dépôt: 12157918.9
(22) Date de dépôt: 02.03.2012
(51) Int Cl.:
G01C 21/24 (2006.01) B64G 1/36 (2006.01)
G05D 1/08 (2006.01)
(54) Procédé de mesure de la stabilité d’une ligne de visée et senseur stellaire correspondant
Verfahren zum Messen der Stabilität einer Sichtlinie und entsprechender Sternsensor
Method for measuring the stability of a line of sight and corresponding star sensor
(84) Etats contractants désignés:
AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB
GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO
PL PT RO RS SE SI SK SM TR
(30) Priorité: 03.03.2011 FR 1151734
(43) Date de publication de la demande:
05.09.2012 Bulletin 2012/36
(73) Titulaire: Centre National d’Etudes Spatiales
75001 Paris (FR)
(72) Inventeurs:
• Mignot, Jean
31520 RAMONVILLE (FR)
• Martinez, Pierre-Emmanuel
31240 SAINT-JEAN (FR)
(74) Mandataire: Regimbeau
20, rue de Chazelles
75847 Paris Cedex 17 (FR)
(56) Documents cités:
US-A- 5 223 702 US-A- 5 745 869
US-A- 6 102 338 US-A- 6 108 594

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Description
DOMAINE TECHNIQUE GENERAL
[0001] L’invention concerne un procédé de mesure de
la stabilité d’une ligne de visée d’un dispositif, par exem-
ple un dispositif d’imagerie, dans un satellite.
[0002] L’invention concerne également des applica-
tions de ce procédé : mesure des vibrations mécaniques,
traitement d’images prises par le dispositif, et contrôle
de l’attitude du satellite.
[0003] Enfin, l’invention concerne un senseur stellaire,
apte à mettre en oeuvre le procédé selon l’invention, et
un satellite comprenant un tel senseur stellaire.
ETAT DE L’ART
[0004] Dans le domaine spatial, il est connu de con-
trôler l’attitude des satellites, c’est-à-dire l’orientation des
axes du satellite par rapport à un trièdre de référence.
[0005] Ces satellites embarquent un dispositif, égale-
ment appelé charge utile, qui peut comprendre un dis-
positif optique de type dispositif d’imagerie, ou un dispo-
sitif de détection (radar, télédétection laser...).
[0006] Il s’agit par exemple de satellites d’observation
embarquant un dispositif d’imagerie pour la prise d’ima-
ges de la Terre. En fonction de la zone à observer, un
pilotage de l’attitude du satellite est opéré, afin de con-
trôler la ligne de visée du dispositif d’imagerie.
[0007] Actuellement, les satellites embarquent des
senseurs stellaires utilisés pour contrôler l’attitude du sa-
tellite, et donc la ligne de visée du dispositif d’imagerie
embarqué sur ledit satellite.
[0008] Les senseurs stellaires comprennent une ou
plusieurs têtes adaptées pour la prise d’images d’étoiles
à basse fréquence, généralement inférieure à 10 Hz. Les
images ainsi prises sont comparées avec un catalogue
d’étoiles embarqué, pour déterminer l’attitude du satelli-
te. Ces mesures sont alors traitées par le système de
contrôle d’attitude et d’orbite du satellite (SCAO), pour
contrôler l’attitude du satellite en temps réel.
[0009] Par ailleurs, les satellites sont soumis à des vi-
brations mécaniques dont l’amplification à haute fré-
quence affecte la ligne de visée du dispositif d’imagerie
lors des prises d’images et induisent donc un bruit de
mesure sur les images, qu’il faut mesurer, voire contrôler.
Les facteurs d’amplification dépendent directement de
la réponse harmonique de la structure du satellite.
[0010] La mesure des mouvements affectant la ligne
de visée se fait le plus souvent par l’utilisation de gyros-
copes, comme décrit par exemple dans le document US
6,108,594.
[0011] Les gyroscopes permettent de déterminer la vi-
tesse angulaire du dispositif d’imagerie, à une fréquence
située typiquement autour de 30 Hz.
[0012] Cette vitesse angulaire donne une indication
sur la stabilité de la ligne de visée, résultant de l’influence
des microvibrations.
[0013] Les images prises par le dispositif d’imagerie
sont alors transmises puis traitées par une station de
traitement au sol, qui recale les images bruitées en pre-
nant en compte la restitution d’attitude du satellite basée
sur l’utilisation des mesures gyroscopiques. Ainsi, la per-
turbation dynamique liée aux microvibrations peut être
réduite sur les images.
[0014] Les solutions actuelles présentent de nom-
breux inconvénients. D’une part, les gyroscopes sont très
coûteux.
[0015] De plus, ils sont difficiles à mettre en oeuvre,
puisqu’ils nécessitent un recalage périodique en raison
de leur dérive.
[0016] Enfin, la mesure et le contrôle de la direction et
de la stabilité de la ligne de visée nécessitent plusieurs
capteurs différents (gyroscope, senseur stellaire), ce qui
accroît la complexité et la masse de l’ensemble. La con-
sommation du satellite est également accrue.
PRESENTATION DE L’INVENTION
[0017] L’invention propose de pallier ces inconvé-
nients.
[0018] A cet effet, l’invention propose un procédé de
mesure de la stabilité d’une ligne de visée d’un dispositif
dans un satellite comprenant au moins un senseur stel-
laire, le senseur stellaire comprenant au moins une pre-
mière tête adaptée pour la prise d’image d’étoiles à une
première fréquence, pour la mesure d’une direction de
la ligne de visée par comparaison avec un catalogue
d’étoiles, et une deuxième tête adaptée pour la prise
d’image d’étoiles à une deuxième fréquence supérieure
à la première fréquence, ledit procédé comprenant les
étapes consistant à :
-prendre successivement une pluralité d’images
d’étoiles à partir de la deuxième tête à ladite deuxiè-
me fréquence, et
-déduire une information relative au déplacement an-
gulaire de la ligne de visée à partir du déplacement
relatif d’au moins une étoile dans ladite pluralité
d’images.
[0019] L’invention est avantageusement complétée
par les caractéristiques suivantes, prises seules ou en
une quelconque de leur combinaison techniquement
possible :
-la deuxième fréquence est supérieure à 30Hz ;
-ladite information est un déplacement angulaire
et/ou une vitesse angulaire de la ligne de visée ;
-l’étape consistant à déduire une information relative
au déplacement angulaire de la ligne de visée com-
prend une étape préalable de sélection d’au moins
une étoile d’intérêt à partir d’au moins une prise
d’image de la première tête, et une étape de déduc-
tion de ladite information à partir du déplacement
relatif de ladite étoile d’intérêt.
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[0020] L’invention concerne également un procédé de
mesure de vibrations mécaniques d’un dispositif dans un
satellite, comprenant l’étape consistant à déduire de l’in-
formation relative au déplacement angulaire de la ligne
de visée du dispositif et obtenue par le procédé de me-
sure précédemment décrit, des vibrations subies par le
dispositif à une fréquence inférieure à la deuxième fré-
quence.
[0021] L’invention concerne également un procédé de
traitement d’images, utilisant le procédé de mesure pré-
cédemment décrit dans lequel le dispositif est un dispo-
sitif d’imagerie, comprenant les étapes consistant à :
-fournir des images prises par le dispositif d’imagerie,
lesdites images comprenant un bruit lié au déplace-
ment angulaire de la ligne de visée dudit dispositif
d’imagerie,
-traiter lesdites images à partir de l’information rela-
tive au déplacement angulaire de la ligne de visée,
pour réduire ledit bruit.
[0022] L’invention concerne également un procédé de
contrôle d’attitude d’un satellite, comprenant l’étape con-
sistant à contrôler ladite attitude du satellite à partir de
l’information relative au déplacement angulaire de la li-
gne de visée du dispositif, déduite du procédé de mesure
précédemment décrit.
[0023] L’invention concerne également un senseur
stellaire, apte être monté sur un satellite, comprenant au
moins une première tête adaptée pour la prise d’image
d’étoiles à une première fréquence, une deuxième tête
adaptée pour la prise d’image d’étoiles à une deuxième
fréquence supérieure à la première fréquence, et une
unité de traitement apte à déduire des images prises par
la première tête une direction d’une ligne de visée d’un
dispositif dudit satellite, par comparaison avec un cata-
logue d’étoiles, et déduire des images prises par la
deuxième tête une information relative au déplacement
angulaire de la ligne de visée, à partir du déplacement
relatif d’au moins une étoile dans lesdites images.
[0024] Avantageusement, la deuxième fréquence est
supérieure à 30Hz.
[0025] L’invention concerne également un satellite
comprenant un senseur stellaire tel que décrit précédem-
ment, et un dispositif, l’unité de traitement du senseur
stellaire étant apte à déduire des images prises par la
première tête une direction d’une ligne de visée dudit
dispositif, et déduire des images prises par la deuxième
tête une information relative au déplacement angulaire
de la ligne de visée, à partir du déplacement relatif d’au
moins une étoile dans lesdites images.
[0026] Avantageusement, la deuxième tête du sen-
seur stellaire est positionnée à une distance du dispositif,
calculée pour qu’aucun mode de vibration mécanique
subi par le dispositif n’apparaisse dans ladite deuxième
tête à une fréquence inférieure à la deuxième fréquence.
[0027] Avantageusement, le senseur stellaire présen-
te une pluralité de deuxièmes têtes adaptées pour la prise
d’image d’étoiles à une fréquence supérieure à la pre-
mière fréquence, et orientées selon des directions de
prise d’image différentes.
[0028] Avantageusement, le dispositif est un dispositif
d’imagerie, ou un dispositif de détection, de type radar
ou télédétection laser.
[0029] L’invention présente de nombreux avantages.
[0030] Un avantage de l’invention est qu’elle présente
une solution moins coûteuse.
[0031] Un autre avantage de l’invention est de réduire
la masse et la consommation du satellite.
[0032] Un autre avantage encore de l’invention est de
simplifier l’architecture de traitement embarquée à bord
du satellite.
[0033] Un autre avantage encore de l’invention est
qu’elle permet une réduction du nombre de capteurs dif-
férents embarqués sur le satellite.
[0034] Un autre avantage encore de l’invention est
qu’elle permet une mesure et un contrôle en vol des mi-
crovibrations.
[0035] Enfin, un autre avantage de l’invention est qu’el-
le permet des mesures à plus haute fréquence, pour aug-
menter la bande passante de contrôle d’attitude du sa-
tellite.
PRESENTATION DES FIGURES
[0036] D’autres caractéristiques, buts et avantages de
l’invention ressortiront de la description qui suit, qui est
purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue
en regard des dessins annexés sur lesquels :
-la Figure 1 est une représentation schématique d’un
mode de réalisation d’un satellite selon l’invention ;
-la Figure 2 est une représentation schématique d’un
mode de réalisation d’un senseur stellaire selon
l’invention ;
-la Figure 3 est une représentation schématique de
modes de réalisation du procédé selon l’invention ;
-la Figure 4 est une représentation schématique
d’images d’étoiles prises par une des têtes du sen-
seur stellaire selon l’invention.
DESCRIPTION DETAILLEE
[0037] On a représenté en Figure 1 un satellite 3 selon
l’invention, comprenant un senseur 4 stellaire et un dis-
positif 2.
[0038] Le satellite est, par exemple, mais non limitati-
vement, un satellite géostationnaire, ou un satellite à or-
bite basse (satellite LEO, « Low Earth Orbit »).
[0039] Le dispositif 2 est placé sur la plateforme du
satellite 3, et est avantageusement un dispositif optique,
notamment un dispositif d’imagerie, ou un dispositif de
détection (radar, ou télédétection laser, par exemple de
type LIDAR, selon l’acronyme anglo-saxon « Light De-
tection and Ranging »). D’autres dispositifs optiques sont
bien sûr envisageables selon les applications.
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[0040] Le dispositif 2 présente une ligne 1 de visée,
correspondant à la direction 7 dans l’espace vers laquelle
le dispositif 2 pointe. Cette direction s’exprime dans un
repère qui dépend des conventions choisies (repère sa-
tellite, ou inertiel ou autre), et constitue une ligne de ré-
férence du dispositif 2, pour caractériser sa direction de
pointage.
[0041] La ligne 1 de visée est directement liée à l’atti-
tude du satellite 3, après changement de repère. L’atti-
tude est l’orientation des axes du satellite 3 par rapport
à un repère de référence.
[0042] Le satellite 3 comprend un senseur 4 stellaire,
également schématisé en Figure 2.
[0043] Le senseur 4 stellaire comprend au moins une
première tête 5 adaptée pour la prise d’image d’étoiles
10 à une première fréquence fattitude.
[0044] Le senseur 4 stellaire comprend en outre au
moins une deuxième tête 6 adaptée pour la prise d’image
d’étoiles 14 à une deuxième fréquence fstabilité supérieure
à la première fréquence fattitude
[0045] Les têtes du senseur 4 stellaire comprennent
par exemple des détecteurs de type APS (selon l’acro-
nyme anglo-saxon « Active-Pixel Sensor »). Ces détec-
teurs mesurent l’intensité lumineuse émise par des étoi-
les 10, 14 de la voûte céleste, et les représentent sur une
matrice de pixels.
[0046] La deuxième tête 6 est réglée pour effectuer
des prises d’image d’étoiles 14 à une deuxième fréquen-
ce fstabilité supérieure à la première fréquence fattitude de
la première tête.
[0047] A cet effet, la deuxième tête 6 présente une
optique adaptée pour des mesures à plus haute fréquen-
ce que la première tête 5.
[0048] Comme le comprendra l’homme du métier, di-
vers dimensionnements de l’optique de la deuxième tête
6 sont envisageables, en fonction des contraintes, des
performances, et de la fréquence de mesure exigées.
[0049] De manière générale, par rapport à la première
tête 5, le champ de vue de la deuxième tête 6 est réduit,
tandis que le diamètre de l’objectif est augmenté. On
cherchera pour cela un champ de vue de quelques de-
grés et des magnitudes mesurées permettant de conser-
ver plusieurs étoiles dans le champ de vue.
[0050] En effet, comme explicité par la suite, la deuxiè-
me tête 6 est utilisée pour mesurer la stabilité de la ligne
1 de visée, tandis que la première tête 5 est utilisée pour
mesurer la direction de la ligne 1 de visée, ce qui implique
des contraintes différentes.
[0051] A titre illustratif, on pourra utiliser une première
tête présentant un champ de vue d’une vingtaine de de-
grés, et une deuxième tête présentant un champ de vue
d’une dizaine de degrés. La focale et le rayon de la pupille
de la deuxième tête seront également adaptés pour des
mesures à haute fréquence, par exemple, mais non limi-
tativement, une focale de 75mm et un rayon de pupille
de 80mm.
[0052] Avantageusement, la deuxième tête 6 du sen-
seur stellaire est positionnée à une distance d du dispo-
sitif 2, calculée pour qu’aucun mode de vibration méca-
nique subi par le dispositif 2 n’apparaisse dans ladite
deuxième tête 6 à une fréquence inférieure à la deuxième
fréquence fstabilité. La distance d est par exemple de quel-
ques centimètres, cette valeur étant uniquement fournie
à titre d’exemple, et étant dépendante de la rigidité de la
structure.
[0053] Ce positionnement présente de nombreux
avantages, comme explicité par la suite, notamment
dans le cas de mesure de microvibrations subies par le
dispositif 2.
[0054] Alternativement, le senseur stellaire lui-même
est positionné à la distance d, et non plus uniquement la
deuxième tête 6.
[0055] On notera que ce positionnement d’une tête du
senseur 4 stellaire à proximité du dispositif 2 va à l’en-
contre des préjugés habituels de l’homme du métier, pour
qui le senseur stellaire, destiné auparavant uniquement
à mesurer une attitude, peut être positionné à tout endroit
du satellite 3, celle-ci étant identique en tout point du
satellite, contrairement aux microvibrations.
[0056] La tête du senseur 4 stellaire sera donc fixée à
proximité du dispositif 2 afin d’assurer un lien rigide entre
les deux systèmes.
[0057] Le senseur 4 stellaire comprend en outre une
unité 20 de traitement, qui est un calculateur permettant
de mettre en oeuvre des étapes de traitement des me-
sures effectuées par la première et la deuxième têtes 5,
6, comme explicité par la suite.
[0058] On décrira à présent un procédé de mesure de
la stabilité de la ligne 1 de visée du dispositif 2, illustré
en Figure 3.
[0059] La première tête 5 est adaptée pour la prise
d’image d’étoiles 10 à une première fréquence fattitude.
[0060] Cette mesure permet de déduire la direction 7
de la ligne 1 de visée par comparaison avec un catalogue
11 d’étoiles. Cette déduction est opérée par l’unité 20 de
traitement.
[0061] La comparaison des images prises par la pre-
mière tête 5, avec des étoiles connues et stockées dans
le catalogue 11 d’étoiles embarqué à bord du satellite 3,
en général dans une mémoire de l’unité 20 de traitement,
permet de déduire l’attitude du satellite 3 et/ou la direction
de la ligne 1 de visée. Comme on le comprend, les étoiles
constituent un point de repère fixe, dont on connaît la
position, ce qui permet de déduire la direction 7 de la
ligne 1 de visée.
[0062] Le plus souvent, une multitude d’étoiles est uti-
lisée pour déduire la direction de la ligne de visée, ce qui
explique que la première tête présente un champ de vue
plus grand que la deuxième tête.
[0063] En général, la première tête 5 est réglée pour
mesurer l’intensité lumineuse d’étoiles dont la magnitude
est supérieure à un seuil prédéterminé.
[0064] Le compromis entre la taille du champ de vue
et la résolution du pixel permet de garantir la robustesse
du senseur aux « trous d’étoiles ».
[0065] La première fréquence fattituae est typiquement
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comprise entre 0 et 10Hz, c’est-à-dire située à basse
fréquence.
[0066] La mesure de la direction de la ligne de visée
est en général utilisée par le système de contrôle d’atti-
tude et d’orbite (SCAO) du satellite, afin de piloter l’atti-
tude du satellite et donc la direction de la ligne de visée,
en fonction des zones à viser par le dispositif 2 du satellite
3.
[0067] Le procédé illustré en Figure 3 comprend une
étape E1 consistant à prendre successivement une plu-
ralité d’images lj d’étoiles à partir de la deuxième 6 tête
à ladite deuxième fréquence fstabilité.
[0068] Une étape ultérieure E2 consiste à déduire une
information Δθ, vθ relative au déplacement angulaire de
la ligne 1 de visée à partir du déplacement relatif d’au
moins une étoile 12 dans ladite pluralité d’images lj. L’in-
formation est par exemple un déplacement angulaire Δθ
et/ou une vitesse angulaire vθ de la ligne 1 de visée.
[0069] Cette étape E2 est également réalisée par l’uni-
té 20 de traitement. Elle est également réalisée à la
deuxième fréquence fstabilité.
[0070] Avantageusement, la deuxième fréquence
fstabilité est supérieure ou égale à l’une de ces valeurs :
30Hz, 50 Hz, 70 Hz, 100 Hz. Plus la deuxième fréquence
fstabilité est élevée, plus la mesure du déplacement
angulaire de la ligne 1 de visée sera utile pour la
détermination des mouvements haute fréquence
affectant la précision de mesure, par exemple d’un
imageur. En particulier, les diverses applications
évoquées par la suite (mesure des microvibrations,
traitement d’images bruitées etc.) seront d’autant plus
performantes que la deuxième fréquence fstabilité sera
élevée. On peut ainsi envisager de monter en fréquence
à 100 Hz. Toutefois, avec la montée en puissance des
unités de calcul et des têtes d’imagerie, on peut
idéalement envisager des fréquences autour de 500 Hz.
[0071] Ainsi, la deuxième fréquence est une haute fré-
quence, tandis que la première fréquence est une basse
fréquence.
[0072] Contrairement à la première tête, il suffit de dis-
poser d’images de quelques étoiles prises par la deuxiè-
me tête pour mesurer la stabilité de la ligne de visée.
[0073] Le principe de déduction de l’information Δθ, vθ
relative au déplacement angulaire de la ligne 1 de visée
à partir du déplacement relatif d’au moins une étoile 12
dans la pluralité d’images lj est illustré en Figure 4. En
général, l’information est un déplacement angulaire Δθ
et/ou une vitesse angulaire vθ de la ligne 1 de visée.
[0074] Une première image lj de l’étoile 12 est réalisée
par la deuxième tête 6. A un instant ultérieur, fonction de
la deuxième fréquence fstabilité et d’éventuels temps de
pause de la deuxième tête 6, une autre image lj+1 est
prise par la deuxième tête 6. Comme on peut le constater,
l’étoile 12 a subi un déplacement relatif d’une image à
l’autre.
[0075] Par suite, on déduit le déplacement angulaire
Δθ de l’étoile 12, qui correspond donc au déplacement
angulaire Δθ de la ligne 1 de visée, ce déplacement étant
notamment causé par des vibrations mécaniques subies
par le dispositif 2.
[0076] En divisant le déplacement angulaire Δθ par le
temps qui sépare la prise de deux images successives
par la deuxième tête 6, on obtient la vitesse angulaire vθ
de la ligne 1 de visée. D’autres informations sont bien
sûr calculables, comme l’accélération ou autre.
[0077] Le choix des étoiles à observer par la deuxième
tête 6 peut s’opérer de diverses manières.
[0078] Dans un mode de réalisation avantageux, l’éta-
pe E2 comprend une étape préalable E21 de sélection
d’au moins une étoile d’intérêt à partir d’une prise d’image
de la première tête 5.
[0079] Il s’ensuit alors l’étape E2 de déduction de ladite
information Δθ, vθ à partir du déplacement relatif de ladite
étoile 13 d’intérêt.
[0080] Dans ce mode de réalisation, la première tête
5 est porteuse d’informations sur les étoiles vues par le
senseur 4 stellaire, étant donné que l’unité 20 de traite-
ment identifie les étoiles prises par la première tête 5 en
comparant les images avec un catalogue 11 d’étoiles
embarqué. Ainsi, la deuxième tête 6 reçoit une informa-
tion sur les étoiles pertinentes à observer.
[0081] En pratique, ceci revient à choisir une zone d’in-
térêt de l’image prise par la deuxième tête 6, ladite zone
comprenant une ou plusieurs étoiles d’intérêt identifiées
par la première tête 5 en coopération avec l’unité 20 de
traitement.
[0082] Ceci permet notamment d’accélérer et de faci-
liter l’étape E2, et donc les performances générales du
procédé. On notera que les technologies APS (Active
Pixel Sensor) facilitent cette étape de fenêtrage.
[0083] Alternativement, les étoiles d’intérêt sont sélec-
tionnées à partir de connaissances de la position du sa-
tellite 3. Avantageusement, le système SCAO fournit l’in-
formation de sélection à la deuxième tête 6.
[0084] Le procédé de mesure de la stabilité de la ligne
de visée connaît de nombreuses applications.
[0085] Il est ainsi possible de mesurer les vibrations
mécaniques subies par le dispositif 2 à haute fréquence,
également appelées microvibrations. Le résultat des me-
sures est alors utilisé à bord du satellite, via l’unité 20 de
traitement, soit dans une station de traitement au sol.
[0086] Ce procédé comprend l’étape E50 consistant à
déduire de l’information Δθ, vθ relative au déplacement
angulaire de ladite ligne 1 de visée dudit dispositif 2, ob-
tenue via le procédé précédemment décrit, les vibrations
subies par le dispositif 2 à une fréquence fm inférieure à
la deuxième fréquence fstabilité. En particulier, selon le
théorème de Shannon, les vibrations inférieures ou éga-
les à la moitié de la deuxième fréquence fstabilité seront
avantageusement déduites.
[0087] En effet, comme énoncé précédemment, le dis-
positif 2 subit des vibrations mécaniques à haute fré-
quence, du fait que la structure du satellite est souple.
Or, l’information Δθ, vθ relative au déplacement angulaire
de la ligne 1 de visée dudit dispositif 2 est représentative
des vibrations mécaniques subies par le dispositif 3.
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