ES2311664T3 - Metodo de control dinamico de guiñada para naves espaciales. - Google Patents
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Abstract
Método para controlar la guiñada de un ángulo de guiñada de una nave espacial, que comprende los pasos de determinar un ángulo de elevación (Beta) del sol (S) con respecto al plano de órbita de la nave espacial, determinar un ángulo de movimiento (eta) de la nave espacial en el plano de órbita, para |Beta|>_Beta 0, siendo Beta 0 una elevación del sol definida: determinar un ángulo de guiñada de referencia (Psi) de la nave espacial utilizando el ángulo de elevación (Beta) y el ángulo de movimiento (Eta) mediante la aplicación de una ley de control de guiñada estándar: Psi=atan2(tanBeta, senEta), para |Beta|<Beta0: determinar un ángulo de guiñada (Psi) de referencia de la nave espacial utilizando un ángulo de elevación alisado (Betad) y el ángulo de movimiento (Eta) mediante la aplicación de una ley de control de guiñada modificado: Psi=atan2 (tanBetad, senEta), determinar el ángulo de elevación alisado (Betad) utilizando el ángulo de elevación (Beta) y el ángulo de movimiento (Eta), de tal modo que: para Beta=Beta 0 se obtiene de una manera continua el transitorio entre la solución estándar y la solución de control de guiñada modificado, para |Beta|<Beta 0 y en un cierto rango alrededor de ángulos críticos del ángulo de movimiento (Eta), en el que habrían ocurrido altas velocidades rotacionales (Psi') y aceleraciones (Psi'') cuando se aplica la ley de control de guiñada estándar, el ángulo de elevación alisado (Betad) tiende hacia el ángulo límite ñ(Beta0), de modo que el movimiento de control de guiñada se alisa hasta un comportamiento similar al de la elevación del sol definida ñ(Beta0), y para |Beta|<Beta0 y en el periodo de reposo dinámicamente no crítico a lo largo del ángulo de movimiento (Eta), el movimiento de control de guiñada se realiza como para el ángulo de elevación alisado (Betad) y tiende hacia el ángulo de elevación (Beta) que está próximo a la solución de control de guiñada estándar, de tal modo que el movimiento de control de guiñada en total es liso, evitando cualquier discontinuidad para el ángulo de control de guiñada (Psi), así como para la velocidad (Psi') y la aceleración angular (Psi'').
Description
Método de control dinámico de guiñada para naves
espaciales.
La siguiente invención se refiere a un método
para el control de guiñada de una nave espacial, es decir, para
satélites, estaciones espaciales y similares. Los métodos del estado
de la técnica proporcionan únicamente un control de guiñada para
ángulos de elevación de sol alto y no proporcionan en absoluto
ningún control de guiñada para ángulos de elevación bajos o cero o
bien muestran un comportamiento temporal discontinuo de la
aceleración alrededor del eje de guiñada. El ángulo de elevación del
sol se define como el ángulo del sol por encima de un plano orbital
de la nave espacial, según se muestra en la figura
3.1-1.
El documento "Sirius satellite design: The
challenges of the Tundra orbit in commercial spacecraft design"
de Lee Barker y Jeffrey Stoen, GUIDANCE AND CONTROL 2001,
PROCEEDINGS OF THE ANNUAL AAS ROCKY MOUNTAIN CONFERENCE, 31 de
enero de 2001, páginas 575-596, BRECKENRIDGE, CO,
USA, parece ser la técnica anterior más próxima, ya que describe un
método para control de guiñada de una nave espacial, en el que se
aplica una ley de control de situación que está diseñada de tal
modo que se eviten algunas discontinuidades en la aceleración
angular para todos los ángulos de elevación del sol, pero se tenga
que aceptar una pequeña pérdida del coseno de potencia de la
agrupación solar.
Este problema se resuelve con el método para
control de guiñada de la reivindicación 1.
Preferiblemente, al menos parte de la ley de
control de situación se basa en una función de alisado que es una
función de un parámetro de posición orbital de la nave espacial, en
donde la posición orbital puede expresarse, por ejemplo, como un
ángulo, según se muestra en la figura 3.1-1.
Puede preverse que, dado que se aplica una
primera parte de la ley de control de situación para todos los
ángulos de elevación del sol mayores o iguales que un ángulo
definido de elevación del sol, esta primera parte de la ley de
control es independiente de una función de alisado, y dado que una
segunda parte de la ley de control de situación se aplica para
todos los ángulos de elevación del sol menores que un ángulo
definido de elevación del sol, esta segunda parte de la ley de
control se basa en una función de alisado. Así, se proporcionan dos
partes para la ley de control que pueden optimizarse por separado y
diseñarse específicamente para los rangos respectivos de ángulos
incidentes.
Puede preverse además que la función de alisado
comprenda un parámetro de diseño que pueda adaptarse a fin de
optimizar el efecto de alisado de la función de alisado. Este
parámetro de diseño puede adaptarse una vez antes de lanzar la ley
de control o incluso puede adaptarse dinámicamente para lograr una
optimización dinámica.
Puede preverse además que la ley de control de
situación esté diseñada de tal modo que un primer panel de la
estructura del cuerpo del satélite se dirija siempre hacia fuera del
sol. En particular, el plano definido por el primer panel puede
orientarse de forma paralela al eje de guiñada del satélite. Así,
por ejemplo, este panel puede ser el panel mostrado en la figura
3.1-1 con el que el eje x positivo forma la
normal.
Puede preverse además que la ley de control de
situación esté diseñada de tal modo que un segundo y un tercer
panel de la estructura del cuerpo del satélite tengan siempre un
ángulo de sol incidente más pequeño que un ángulo definido. Estos
paneles pueden ser, en particular, los paneles que son más o menos
perpendiculares al eje y, como se muestra en la figura
3.1-1.
La siguiente descripción detallada y las figuras
correspondientes muestran una realización específica de la
invención que concierne a un método de control de guiñada para
satélites.
\vskip1.000000\baselineskip
\vskip1.000000\baselineskip
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(Tabla pasa a página
siguiente)
\newpage
\global\parskip0.970000\baselineskip
Esta nota técnica presenta la Ley de Guiado de
Control de Guiñada especial aplicable para GSTB-V2,
donde
- \bullet
- El apuntamiento continuo de la nave espacial al nadir se realiza con un eje seleccionado (eje z).
- \bullet
- La rotación de la nave espacial se realiza alrededor del eje apuntado al nadir con el fin de orientar la normal a la agrupación solar S/C de una forma óptima hacia el sol, basándose en un mecanismo de accionamiento de agrupación solar de un eje del estado de la técnica.
- \bullet
- Un panel seleccionado de la aeronave (panel +x) perpendicular a la línea del nadir y al eje de la agrupación solar es orientado de tal modo que se evite la incidencia del sol (con la excepción de la incidencia deslizante).
- \bullet
- Los dos paneles de la nave espacial (paneles y), cuya normal a ellos es paralela a los ejes de la agrupación solar, son iluminados por el sol con un ángulo de incidencia menor que un ángulo crítico predefinido.
Se proporciona una breve visión general del
principio de control de guiñada, las soluciones del estado de la
técnica y la ley especial aplicada a GSTB-V2,
incluyendo algunos resultados de análisis y experimentos de
referencia.
Con el fin de optimizar la generación de
potencia eléctrica a partir de agrupaciones solares, el plano activo
de la agrupación solar tiene que ser orientado perpendicularmente a
la línea del sol. En caso contrario, la potencia disponible se
reduciría aproximadamente con el coseno del ángulo de incidencia del
sol. Basándose en una plataforma apuntada a la tierra, el
apuntamiento de la agrupación solar requiere dos rotaciones
independientes en general. Con el fin de evitar mecanismos de
accionamiento bastante complejos de una agrupación solar de dos
(SADM) se establecen dos tipos de funcionamiento bien conocidos
dependiendo de la elevación del sol con respecto al plano de
órbita:
- \bullet
- Inclinación cero (o al menos casi cero) - aplicable para todas las naves espaciales GEO - en donde la elevación del sol con respecto al plano de órbita es \leq 23,44º: Únicamente se realiza una rotación con una pérdida de potencia máxima de aproximadamente 8,3%. La nave espacial se hace funcionar a un ángulo de guiñada constante (0º, 180º) ("guiñada constante") con el eje de la agrupación solar orientado en dirección paralela a la normal a la órbita. Únicamente se hace girar el panel solar alrededor de su eje longitudinal utilizando un SADM de un eje.
- \bullet
- Inclinación no cero - aplicable para la mayoría de los satélites LEO y MEO - donde la elevación del sol con respecto al plano de órbita cambia dentro de un amplio rango |\beta|\leq23,44º+i (i=inclinación): La primera rotación se realiza por la propia nave espacial y en ella se hace girar el satélite alrededor de un eje de guiñada de apuntamiento a la tierra (eje z, "control de guiñada"), orientando el plano x/z de la nave espacial en dirección paralela a la línea del sol (es decir, el eje de la agrupación solar y el eje y de la nave espacial perpendiculares a la línea del sol). Para la segunda rotación se usa de nuevo un SADM de un eje existente en el almacén, haciendo girar el panel solar alrededor de su eje longitudinal.
Esta nota se concentrará en el último
objeto.
La ley de control de guiñada se deriva de
relaciones geométricas puras como se indica en la figura
3.1-1:
Figura 3.1-1: Geometría de
control de guiñada
Según la figura anterior, la siguiente ley de
control de guiñada "cinemático" puede derivarse (Nota:
arctan(x, y) en la notación aquí empleada (similar a MAPLE)
corresponde a la función bien conocida atan2(x,y) usada en
lenguajes de ordenador de nivel superior, por ejemplo FORTRAN,
Matlab, ...)
donde(según la figura
anterior):
\eta=\eta(t) describe el movimiento
en el plano de órbita (\eta=0 se obtiene a partir de la proyección
de la línea del sol sobre el plano de órbita)
\global\parskip1.000000\baselineskip
\beta=\beta(t) es la elevación del
sol con respecto al plano de órbita
\psi(t) es el ángulo de guiñada de
referencia de la nave espacial con respecto al sistema de
coordenadas LVLH (eje z apuntando hacia el centro de la tierra)
\sigma(t) es el ángulo de rotación del
mecanismo de accionamiento de la agrupación solar (SADM) (para
\sigma=0 la normal al panel solar apunta en dirección paralela al
eje z de la nave espacial).
Se da a continuación la transformación al
parámetro usual de órbita y sol (por ejemplo, en un cuadro inercial
centrado en la tierra, X apuntando hacia el equinoccio vernal
\gamma, Z apuntando al norte e Y aumentando hacia un sistema a
mano derecha).
Figura 3.1-2: Parámetro de
órbita (modificado por J.R. Wertz)
donde
\Omega - Ascensión correcta del nodo
ascendente (RAAN)
i - Ángulo de inclinación de órbita
u - Argumento de latitud
\varepsilon = 23,44º - Oblicuidad del plano
eclíptico
\lambda - Ángulo estacional del sol (ángulo
\lambda determinado en el plano eclíptico, \lambda=0 en
equinoccio vernal, véase la siguiente figura)
Figura 3.1-3: Parámetro del
sol
Los ángulos de control de guiñada relevantes
\beta y \eta pueden calcularse a partir de:
donde "sin" equivale a
"sen".
Dejando la variación estacional y el movimiento
del plano de órbita durante un cierto período de tiempo, tenemos
aproximadamente para una órbita circular con velocidad orbital
\omega_{0}:
El elemento clave concerniente a la dinámica de
control de guiñada es el ángulo de elevación \beta. Para
GSTB-V2 y GalileoSat (inclinación de órbita i=56,0º)
la variación total es 0º\leq|\beta|\leq79,44º. Si la ley
de control de guiñada cinemático se aplicara para el rango completo
de \beta, ocurriría un singularidad para \beta=0º y \eta=0º,
180º, requiriendo velocidades rotacionales y aceleraciones
rotacionales indefinidas de la aeronave y del SADM o al menos altas
velocidades y aceleraciones para \beta\approx0º. Así, tienen
que aplicarse medidas especiales en una banda predefinida
|\beta|\leq\beta_{0}, suponiendo esta banda centrada
alrededor de aproximadamente \beta=0º.
Si sólo se consideran restricciones de potencia,
para \beta=0º los planos de la agrupación solar pueden orientarse
perpendiculares al sol por solamente una rotación (SADM), si el eje
y del satélite está apuntado (constantemente) en dirección
perpendicular al plano de órbita (como una nave espacial
"estándar", por ejemplo aplicaciones de inclinación cero GEO).
Si el ángulo de elevación \beta está en la banda predefinida
\pm\beta_{0}, esta situación "estándar" se mantendrá
("Guiñada Constante", \psi=0º), pero a costa de una ligera
pérdida de potencia, como se indica anteriormente para las
aplicaciones GEO proporcionales a
1-cos(\beta). Valores típicos son
\beta_{0}=10º, dando como resultado una degradación de potencia
tolerable de aproximadamente 1,5% y unos requisitos moderados de
agilidad y movimiento SADM de la nave espacial.
\global\parskip0.900000\baselineskip
Sobre la base de requisitos térmicos (explicados
con más detalle en el siguiente capítulo), para el
GSTB-V2 y el Galileo se reduce el ángulo crítico de
elevación del sol a \beta_{0}=2º. En las siguientes figuras se
presentan situaciones seleccionadas para un ángulo de elevación del
sol de magnitud máxima, crítica
\pm\varepsilon(\varepsilon - "pequeño valor
arbitrario") y mínima para las órbitas GalileoSat y
GSTB-V2, separadas para \beta\geq0, así como
para \beta\leq0. Sin embargo, se menciona que estas figuras se
han bosquejado aquí solamente como ejemplo. A la elevación positiva
crítica, donde \beta=\beta_{0}, obtenemos \psi_{max}=178º
y \sigma_{max}=0,007º/s. Para el "ángulo de órbita crítico"
\eta=0º, 180º, 360º, ..., obtenemos \dot{\psi}_{max}=0,2º/s,
\ddot{\psi}_{max}=7,8 \murad/s. Es obvio que los perfiles de
control de guiñada para \beta\geq0 y \beta\leq0 proporcionan
formas diferentes, pero simétricas, con respecto a la línea
\psi=0, denominadas aquí como la "forma de control de guiñada
positiva" y la "forma de control de guiñada negativa". La
transición entre ambos tipos puede realizarse fácilmente, por
ejemplo en una cierta área próxima a \eta=90º, comenzando a partir
de una guiñada constante.
Figura 3.2-1: Movimiento de la
nave espacial para opción de control de guiñada constante
(\beta\geq0)
Figura 3.2-2: Movimiento SADM
para opción de control de guiñada constante (\beta\geq0)
Figura 3.2-3: Movimiento de la
nave espacial para opción de control de guiñada constante
(\beta\leq0)
Figura 3.2-4: Movimiento SADM
para opción de control de guiñada constante (\beta\leq0)
\vskip1.000000\baselineskip
Debido a restricciones térmicas para
GSTB-V2 y para GalileoSat tienen que considerarse
requisitos adicionales principales que influyen significativamente
en el escenario de control de guiñada:
- \bullet
- No ocurrirá incidencia del sol sobre el panel +x de la nave espacial (con la excepción de la incidencia deslizante).
- \bullet
- La incidencia del sol sobre el panel \pmy deberá ser menor que 2º.
Puede concluirse del primer requisito que el
control de guiñada - aunque se modifique y aunque se tengan en
cuenta las capacidades de actuación del sistema - tiene que
realizarse en cualquier momento, con independencia de la elevación
del sol. El segundo requisito pone restricciones al ángulo crítico
\beta_{0}, donde la transición de la ley de control de guiñada
cinemático a la ley de control de guiñada modificado deberá tener
lugar en la banda |\beta|\leq\beta_{0}.
El siguiente capítulo proporcionará información
detallada de la forma en que pueden combinarse los dos requisitos
anteriores junto con las capacidades de actuación de la nave
espacial por una ley de control de guiñada conformado
dinámicamente, referenciada aquí brevemente como "control de
guiñada dinámico".
La idea básica concerniente al control de
guiñada en la banda crítica |\beta|\leq\beta_{0} es
limitar los requisitos de movimiento angular S/C en ángulos de
órbita \eta=0º, 180º, 360º, ... (véanse las figuras posteriores).
Para \beta=0º, en un caso ideal, se requeriría un salto S/C de
\Delta\psi=180º dentro de un pequeño instante de tiempo
infinitesimal, lo que significa que ocurriría una velocidad y
aceleración S/C indefinidas. Por supuesto, en realidad, solamente
son factibles una velocidad y aceleración angular S/C muy limitadas
debido a las limitadas capacidades del sistema de actuación, es
decir, a los límites del par y del momento angular de las ruedas de
reacción.
Podrían aplicarse diversas opciones, tales como
una simple aceleración máxima de tipo
"bang-bang" (con límites de par predefinidos)
y con velocidad angular máxima limitada. Sin embargo, deberán
evitarse la excitación de oscilación de la agrupación solar y el
movimiento de bailoteo del combustible. Además, para el
funcionamiento en modo normal sin giroscopio es preferible también
una actuación de tipo liso.
Entre un lote de leyes de control de guiñada
dinámicamente liso se ha seleccionado básicamente la siguiente para
la banda crítica |\beta|\leq\beta_{0}. Sin embargo,
tiene que aplicarse un procedimiento especial que aproxime
\beta=0 (según un cambio de signo para \beta), donde ha de
aplicarse un transitorio liso entre las formas de control de
guiñada positiva y negativa (lógica de conmutación para \delta,
véase el capítulo adicional para más detalles).
donde
\global\parskip0.980000\baselineskip
"sin" = "sen"
"design parameter" = parámetro de
diseño.
Deberá mencionarse que la ley de control SADM
permanece inalterada en comparación con la ley cinemática presentada
en la ecuación 3.1-1.
La función de alisado f=f(\eta) está
bosquejada en la siguiente figura, incluyendo valores típicos para
d como parámetro:
Figura 3.3-1: Función de alisado
f=f(\eta) para control de guiñada dinámico.
La idea básica del perfil de control de guiñada
dinámico puede explicarse con la figura anterior junto con la
ecuación 3.3.1-1.
- \bullet
- Para \beta=\beta_{0} el transitorio entre las soluciones de control de guiñada cinemático y dinámico se obtiene de una manera continua.
- \bullet
- Para |\beta|\leq\beta_{0} y en un cierto rango alrededor del ángulo de órbita crítico \eta=0º, 180º, 360º, ..., obtenemos \beta_{d}\rightarrow\beta_{0}. Así, el movimiento de control de guiñada se alisa hasta el comportamiento similar al del ángulo crítico de elevación del sol \beta_{0}, que es el límite "inferior" del perfil de control de guiñada cinemático, que está por definición en línea con las capacidades del sistema de actuación S/C.
- \bullet
- Para |\beta|<\beta_{0} y en el periodo de reposo dinámicamente no crítico a lo largo del ángulo de órbita, se realiza el movimiento de control de guiñada como para \beta_{d}\rightarrow\beta, lo que está próximo a la solución cinemática estándar.
Tal solución proporciona la ventaja de un
movimiento de control de guiñada liso, evitando cualquier
discontinuidad para el ángulo de control de guiñada, así como para
la velocidad y la aceleración angular y, por tanto, también para
los pares de actuación.
\vskip1.000000\baselineskip
Para la órbita de misión dada tiene que
optimizarse un parámetro de diseño principal que es el parámetro d
en la ecuación 3.3.1-1. La idea básica es no exceder
los requisitos de actuación del control de guiñada cinemático en
sus límites para \beta=\beta_{0}. En lugar de una forma
analítica, se presenta aquí una solución bastante pragmática para
la determinación del parámetro óptimo:
- \bullet
- Determinación de requisitos de dimensionamiento (si bien factible) del movimiento rotacional de control de guiñada cinemático en términos de máxima velocidad angular \dot{\psi}_{max} y aceleración angular \ddot{\psi}_{max} por evaluación numérica de \dot{\psi} = \dot{\psi} (\eta) y \ddot{\psi} = \ddot{\psi} (\eta) para \beta=\beta_{0} (véase el capítulo 3.2.1).
- \bullet
- Determinación de requisitos de dimensionamiento del movimiento rotacional de control de guiñada dinámico en términos de máxima velocidad angular \dot{\psi}_{max,d} y aceleración angular \ddot{\psi}_{max,d} por evaluación numérica de \dot{\psi} = \dot{\psi} (\eta) y \ddot{\psi} = \ddot{\psi} (\eta) para \beta=0 y el parámetro dado d.
- \bullet
- Realización de una variación apropiada de d y selección del parámetro óptimo de manera tal que \dot{\psi}_{max,d} \leq \ddot{\psi}_{max}, así como \dot{\psi}_{max,d} \leq \ddot{\psi}_{max}, donde al menos una restricción deberá desempeñar la función de una igualdad.
Las siguientes figuras indican el procedimiento
en el que se toman los resultados del capítulo 3.2.1 para los
requisitos de dimensionamiento. El parámetro d se ha seleccionado
como d=10, d=500 y después de algunas iteraciones se obtuvo el
óptimo d=258 para la órbita dada:
Figura 3.3-2: Control de guiñada
dinámico para d=10: \dot{\psi}_{max,d} < \dot{\psi}_{max} y
\dot{\psi}_{max,d} < \ddot{\psi}_{max}
Figura 3.3-3: Control de guiñada
dinámico para d=500: \dot{\psi}_{max,d} > \dot{\psi}_{max}
y \dot{\psi}_{max,d} > \ddot{\psi}_{max}
Figura 3.3-4: Control de guiñada
dinámico para d=258: \dot{\psi}_{max,d} \leq \dot{\psi}_{max}
y \dot{\psi}_{max,d} \leq \ddot{\psi}_{max}
\vskip1.000000\baselineskip
Puede concluirse fácilmente de los resultados
anteriores que el ángulo de órbita óptimo \eta_{t} para el
transitorio de la forma de control de guiñada positiva
(\beta>0, 0\leq\psi\leq+180º) a la negativa
(\beta<0, -180º\leq\psi\leq0) (y viceversa), sería para
\beta\cong0 y \eta_{t1}=90º o \eta_{t2}=270º (en
principio). Con el fin de mantener el ángulo de control de guiñada
numéricamente siempre en la banda de -180º\leq\psi\leq+180º
(evitando complicadas operaciones de módulo 360º a bordo), se
prefiere \eta_{t1}.
\global\parskip1.000000\baselineskip
Así, cualquier transitorio entre las formas de
control de guiñada positiva y negativa se realizará simplemente
para \eta_{t}=90º. Sin embargo, en realidad, \beta=0 y
\eta_{t}=90º no ocurrirán simultáneamente. Para superar este
problema, podría aplicarse el simple procedimiento siguiente:
- \bullet
- Cuando se aproxima el punto \eta_{t}=90º, se calcula la elevación real del sol \beta_{1}=\beta(\eta_{t}).
- \bullet
- A continuación, se calcula la elevación futura del sol \beta_{2}=\beta(\eta_{t}+360º) para una órbita adicional a partir de elementos orbitales y de la propagación del movimiento del sol.
- \bullet
- Si no ocurre ningún cambio de signo entre ambos valores \beta_{1} y \beta_{2} (\beta_{1} \cdot \beta_{2} <0), se mantiene la forma de control de guiñada real basándose en el ángulo de elevación real del sol \beta, es decir, \delta=signo(\beta_{1}).
- \bullet
- Si tiene lugar un cambio de signo entre ambos valores \beta_{1}, \beta_{2} (\beta_{1} \cdot \beta_{2} <0), se aplica el siguiente procedimiento:
- \circ
- Si |\beta_{1}|\geq|\beta_{2}|, se mantiene la forma de control de guiñada real, es decir \delta=signo(\beta_{1}) y la conmutación a la forma complementaria se pospone a la siguiente órbita.
- \circ
- Si |\beta_{1}|<|\beta_{2}|, se conmuta instantáneamente la forma real a la complementaria, es decir, \delta=signo(\beta_{2}).
Nota:
Si \beta_{1} o \beta_{2}=0 - lo que es
bastante improbable - deberá seleccionarse un valor numéricamente
pequeño \neq 0.
\vskip1.000000\baselineskip
El conocimiento de la velocidad angular y la
aceleración angular de control de guiñada se requiere para
- \bullet
- Fines de ingeniería
- \bullet
- Uso como comandos de alimentación directa en los bucles de control de a bordo para la mejora del control de seguimiento dinámico.
Para evitar una diferenciación numérica - en
particular, para el cálculo de comandos de alimentación directa en
órbita - este capítulo proporciona las ecuaciones analíticas para la
velocidad y aceleración angular. El procedimiento de diferenciación
es bastante elemental y se realiza aquí con algunas sustituciones en
una forma consecutiva basada en la ecuación 3.3.1-1
y la ecuación 3.1-3, introduciendo algunas
conversiones matemáticas básicas con el fin de evitar expresiones
numéricas indefinidas. Para una exposición completa, se recuerdan
las ecuaciones básicas junto con los algoritmos de control del
accionamiento de la agrupación solar:
donde "sin" equivale a
"sen".
Transitorio cero de elevación del sol junto con
un valor correspondientemente seleccionado para \delta como se
describe anteriormente.
donde "sin" equivale a
"sen".
Con el fin de evitar discontinuidades en el
ángulo de guiñada \psi en el caso en que \delta \cdot \beta
<0, el ángulo de guiñada tiene que modificarse según
\psi_{i}:=\psi_{i}-signo(\psi_{i}-\psi_{i-1})\cdot2\pi
si
|\psi_{i}-\psi_{i-1}|>\pi,
donde i denota el ángulo de guiñada instantáneamente determinado e
i-1 el ángulo de guiñada un periodo de muestreo
antes.
El ángulo y la velocidad SADM se determinan a
partir de las expresiones siguientes:
Si
1-cos^{2}\beta\cdotcos^{2}\eta se aproxima
a cero, el valor límite para viene dado por \dot{\sigma} =
\omega_{0} \cdot signo(sen\eta).
Así, junto con el transitorio cero de elevación
del sol - como se describe en el capítulo anterior - es visible el
conjunto total de ecuaciones para su implementación.
La nota técnica a mano describe una sencilla ley
de control de guiñada como suplemento al control de guiñada
cinemático conocido para su aplicación a satélites* apuntados a la
tierra, combinando las siguientes características:
- \bullet
- La nave espacial es apuntada continuamente al nadir con un eje seleccionado.
- \bullet
- La nave espacial realiza una rotación alrededor del eje apuntado al nadir con el fin de orientar la normal a la agrupación solar S/C de una manera óptima hacia el sol, basándose en un mecanismo de accionamiento de agrupación solar de un eje del estado de la técnica.
- \bullet
- Un panel seleccionado de la nave espacial perpendicular a la línea del nadir y al eje de la agrupación solar está orientado de tal modo que se evite cualquier incidencia del sol (con la excepción de la incidencia deslizante).
- \bullet
- Los dos paneles de la nave espacial, la normal a los cuales es paralela a los ejes de la agrupación solar, son iluminados por el sol con un ángulo de incidencia menor que un ángulo crítico predefinido.
- \bullet
- En el área crítica de pequeños ángulos de elevación del sol con respecto al plano de órbita (singularidad del ángulo de guiñada, salto de guiñada) el movimiento de control de guiñada se continúa con la aplicación de un alisado dinámico de la rotación (control de guiñada dinámico) que no excede de las capacidades del sistema de actuación de la nave espacial y que evita cualquier discontinuidad en el ángulo de guiñada, la velocidad angular y la aceleración angular.
- \bullet
- Se deriva un procedimiento para la transición de la ley de control de guiñada positiva a la negativa, evitando cualquier discontinuidad en el ángulo de guiñada.
- \bullet
- Para la mejora de las capacidades de seguimiento de dinámica de control de situación de bucle cerrado, junto con el perfil del ángulo de referencia de control de guiñada pueden derivarse fácilmente la velocidad angular de referencia y el perfil de aceleración angular.
- \bullet
- Las leyes de control del mecanismo de accionamiento de la agrupación solar permanecen inalteradas con respecto al perfil de referencia de control de guiñada cinemático conocido.
- \bullet
- Los requisitos de incidencia del sol con respecto a los paneles S/P pueden satisfacerse con un error de guiñada de 2º (resultante, por ejemplo, del control de situación), según se demuestra en el capítulo de gráficos de referencia.
*) Se supone un cuerpo central cúbico con
paneles exteriores del cuerpo central perpendicularmente
ensamblados.
\vskip1.000000\baselineskip
Las siguientes figuras demuestran el
comportamiento típico para casos individuales, en donde un gráfico
proporciona la información para
- \bullet
- Elevación mínima del sol |\beta_{min}|=0º
- \bullet
- Elevación crítica |\beta_{0}|=2º+0º
- \bullet
- Elevación crítica |\beta_{0}|=2º-0º
- \bullet
- Elevación máxima |\beta_{max}|=79,44º
\vskip1.000000\baselineskip
en una secuencia de 5 figuras para
- \bullet
- Control de guiñada
- \circ
- Ángulo
- \circ
- Velocidad
- \circ
- Aceleración angular
- \bullet
- Control SADM
- \circ
- Ángulo
- \circ
- Velocidad
- \bullet
- Incidencia del sol sobre
- \circ
- Panel +X
- \circ
- Panel -X
- \bullet
- Incidencia del sol sobre
- \circ
- Panel +y
- \circ
- Panel -y
- \bullet
- Incidencia del sol sobre
- \circ
- Panel + de la agrupación solar
- \circ
- Panel - de la agrupación solar
y para \beta\geq0º,
\beta\leq0º y para el transitorio de \beta\geq0º a
\beta\leq0º.
Como puede demostrarse, la ley de guiñada
proporciona un margen significativo respecto del requisito de
incidencia del sol <2º sobre los paneles \pmy de la nave
espacial.
\newpage
La última secuencia de figuras demuestra los
resultados de incidencia si se incluye un error de guiñada constante
adicional de +2º o -2º (por ejemplo, llegando a un "caso
extremadamente peor" respecto del control de situación). Pueden
satisfacerse de nuevo los requisitos para la envolvente del error
total del control de situación de guiñada.
\vskip1.000000\baselineskip
Figura 5.1-1:
GSTB-V2, ángulo de control de guiñada, velocidad y
aceleración angular para \beta\geq0
Figura 5.1-2:
GSTB-V2, ángulo y velocidad SADM para
\beta\geq0
Figura 5.1-3:
GSTB-V2, incidencia del sol sobre panel +/-x para
\beta\geq0
Figura 5.1-4:
GSTB-V2, incidencia del sol sobre panel +/-y para
\beta\geq0
Figura 5.1-5:
GSTB-V2, incidencia del sol sobre panel +/- de la
agrupación solar para \beta\geq0
\vskip1.000000\baselineskip
Figura 5.2-1:
GSTB-V2, ángulo de control de guiñada, velocidad y
aceleración angular para \beta\leq0
Figura 5.2-2:
GSTB-V2, ángulo y velocidad SADM para
\beta\leq0
Figura 5.2-3:
GSTB-V2, incidencia del sol sobre panel +/-x para
\beta\leq0
Figura 5.2-4:
GSTB-V2 incidencia del sol sobre panel +/-y para
\beta\leq0
Figura 5.2-5:
GSTB-V2, incidencia del sol sobre panel +/- de la
agrupación solar para \beta\leq0
\vskip1.000000\baselineskip
Figura 5.3-1:
GSTB-V2, ángulo de control de guiñada, velocidad y
aceleración angular para transitorio \beta
Figura 5.3-2:
GSTB-V2, ángulo y velocidad SADM para transitorio
\beta
Figura 5.3-3:
GSTB-V2, incidencia del sol sobre panel +/-x para
transitorio \beta
Figura 5.3-4:
GSTB-V2, incidencia del sol sobre panel +/-y para
transitorio \beta
Figura 5.3-5:
GSTB-V2, incidencia del sol sobre panel +/- de la
agrupación solar para transitorio \beta
\vskip1.000000\baselineskip
Figura 5.4-1:
GSTB-V2, incidencia del sol sobre panel +/-x para
\beta\geq0 y error de desviación de +2º
Figura 5.4-2:
GSTB-V2, incidencia del sol sobre panel +/-x para
\beta\geq0 y error de desviación de -2º
Figura 5.4-3:
GSTB-V2, incidencia del sol sobre panel +/-y para
\beta\geq0 y error de desviación de +2º
Figura 5.4-4:
GSTB-V2, incidencia del sol sobre panel +/-y para
\beta\geq0 y error de desviación de -2º
Figura 5.4-5:
GSTB-V2, incidencia del sol sobre panel +/- de la
agrupación solar para \beta\geq0 & error de desviación de
+2º
Figura 5.4-6:
GSTB-V2, incidencia del sol sobre panel +/- de la
agrupación solar para \beta\geq0 & error de desviación de
-2º
Claims (9)
-
\global\parskip0.930000\baselineskip
1. Método para controlar la guiñada de un ángulo de guiñada de una nave espacial, que comprende los pasos dedeterminar un ángulo de elevación (\beta) del sol (S) con respecto al plano de órbita de la nave espacial,determinar un ángulo de movimiento (\eta) de la nave espacial en el plano de órbita,para |\beta|\geq\beta_{0}, siendo \beta_{0} una elevación del sol definida: determinar un ángulo de guiñada de referencia (\psi) de la nave espacial utilizando el ángulo de elevación (\beta) y el ángulo de movimiento (\eta) mediante la aplicación de una ley de control de guiñada estándar: \psi=atan2(tan\beta, sen\eta),para |\beta|<\beta_{0}: determinar un ángulo de guiñada (\psi) de referencia de la nave espacial utilizando un ángulo de elevación alisado (\beta_{d}) y el ángulo de movimiento (\eta) mediante la aplicación de una ley de control de guiñada modificado: \psi=atan2(tan\beta_{d}, sen\eta),determinar el ángulo de elevación alisado (\beta_{d}) utilizando el ángulo de elevación (\beta) y el ángulo de movimiento (\eta), de tal modo que:para \beta=\beta_{0} se obtiene de una manera continua el transitorio entre la solución estándar y la solución de control de guiñada modificado,para |\beta|<\beta_{0} y en un cierto rango alrededor de ángulos críticos del ángulo de movimiento (\eta), en el que habrían ocurrido altas velocidades rotacionales (\psi') y aceleraciones (\psi'') cuando se aplica la ley de control de guiñada estándar, el ángulo de elevación alisado (\beta_{d}) tiende hacia el ángulo límite \pm(\beta_{0}), de modo que el movimiento de control de guiñada se alisa hasta un comportamiento similar al de la elevación del sol definida \pm(\beta_{0}), ypara |\beta|<\beta_{0} y en el periodo de reposo dinámicamente no crítico a lo largo del ángulo de movimiento (\eta), el movimiento de control de guiñada se realiza como para el ángulo de elevación alisado (\beta_{d}) y tiende hacia el ángulo de elevación (\beta) que está próximo a la solución de control de guiñada estándar, de tal modo que el movimiento de control de guiñada en total es liso, evitando cualquier discontinuidad para el ángulo de control de guiñada (\psi), así como para la velocidad (\psi') y la aceleración angular (\psi''). - 2. Método según la reivindicación 1, caracterizado porque el movimiento de control de guiñada se alisa con una función de alisado (f) que es una función del ángulo de movimiento (\eta) en el plano de órbita.
- 3. Método según la reivindicación 2, caracterizado porque la función de alisado (f) comprende un parámetro de diseño (d) que puede adaptarse con el fin de optimizar el efecto de alisado de la función de alisado (f).
- 4. Método según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque se realiza un transitorio liso entre una forma de control de guiñada positiva para \beta>0 y una forma de control de guiñada negativa para \beta<0 a un ángulo de elevación del sol \beta \cong 0 y a un ángulo de órbita \eta=90º o 270º.
- 5. Método según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque el control de guiñada se realiza de tal modo que un primer panel de la estructura del cuerpo del satélite se dirija siempre hacia fuera del sol.
- 6. Método según la reivindicación 5, caracterizado porque el plano definido por el primer panel está orientado en paralelo al eje de guiñada del satélite.
- 7. Método según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque el control de guiñada se realiza de tal modo que un segundo y un tercer panel de la estructura del cuerpo del satélite tengan siempre un ángulo de sol incidente menor que un ángulo definido.
- 8. Método según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque la función de alisado (f) se define como:
110 - 9. Método según la reivindicación 8, caracterizado porque la ley de guiado se basa en las siguientes funciones:para|\beta|\geq\beta_{0}:
- (1)
- f=0
\global\parskip1.000000\baselineskip
y para|\beta|<\beta_{0}:111 112 - (4)
- \psi=atan2(tan\beta_{d},sen\eta).
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