ES2328925T3 - Satelite provisto de medios para contrarrestar la presion solar. - Google Patents
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Abstract
Satélites (3) destinados a viajar, entre una constelación de satélites (2, 3), en una porción del espacio donde las fuerzas y los pares perturbadores preponderantes son mayoritariamente debidos a la presión solar diferencial entre dichos satélites de la constelación, entre los cuales al menos un satélite (3) comprende una estructura (5) de satélite y un escudo solar (6) apto para evitar que al menos una parte de la estructura del satélite no sea iluminada por los rayos solares por medio de superficies reflectoras, el satélite (3) comprendiendo medios (7) de ajuste de la reflectividad de la superficies reflectoras del escudo solar en función del ángulo de incidencia de los rayos solares caracterizados porque los medios de ajuste de la reflectividad de las superficies reflectoras del escudo solar proceden de manera de igualar al relación Presión solar/Masa del satélite (S/M) para cada uno de los satélites.
Description
Satélite provisto de medios para contrarrestar
la presión solar.
La presente invención concierne al campo
espacial y, más particularmente, a una o varias máquinas espaciales
aptas para efectuar un control por velo solar de la presión solar
que estas sufren.
Es conocido, en el estado de la técnica,
estudios para satélites destinados a vuelos en formación para la
detección de planetas extra-solares. Esos vuelos en
formación necesitan varios satélites (típicamente 6) con exigencias
de posicionamiento relativo extremadamente precisas. Otros tipos de
constelaciones son considerados en el campo de la astronomía para
efectuar la imaginería por síntesis de abertura, simulando un espejo
donde las dimensiones máximas corresponden a la distancia máxima
entre dos satélites (típicamente del orden de varias centenas de
metros). Tales dimensiones no son evidentemente compatibles con los
diámetros disponibles bajo la cofia de los lanzadores actuales
(típicamente algunos metros) y aportan así un mayor enlace
tecnológico. La órbita para ese tipo de aplicación es generalmente
escogida entre los puntos de Lagrange (L2 típicamente) por el
carácter extremadamente estable de las condiciones que reinan ahí
(térmica, gravitacional, radiaciones) que permiten implantar cargas
útiles muy sensibles y frías. Esto implica al nivel de las
ejecuciones del vuelo en formación precisiones y estabilidades
micrométricas incluso nanométricas y esto en períodos de tiempos
relativamente largos (que pueden ir hasta algunos días).
En efecto, el control del vuelo en formación y
el desplazamiento de estructuras complejas en la órbita debe poder
suministrar medios de propulsión (accionadores)
inter-satélites muy precisos (algunos
micro-newtons a algunos
mili-newtons) reduciendo completamente las
exigencias de alojamiento (sin obstrucción de campos de vista,
plumas, masa, sin polución de los ópticos, confiabilidad, etc.). En
las órbitas de tipo puntos de Lagrange o suficientemente alejadas
de la tierra (típicamente superiores a 100 000 km), las fuerzas y
pares perturbadores preponderantes son debidos a la presión solar
diferencial entre los satélites de la constelación así como los
pares generados en cada satélite. Esta exigencia puede igualmente
ser válida en el caso de un satélite único en condiciones
similares.
Para satisfacer las necesidades citadas aquí
arriba, la constelación debe comprender un cierto número de
satélites, sub-sistemas de metrología muy precisos
y sub-sistemas de propulsión extremadamente precisos
y con ruido muy reducido para contrarrestar esta presión solar.
Los conceptos clásicamente retenidos para
responder a este tipo de necesidades están basados en n satélites
idénticos y autónomos, donde la propulsión está basada en un sistema
de toberas repartida sobre toda la constelación. El tipo de tobera
utilizada se entiende de la gama estándar química para las toberas
iónicas o aquellas llamadas FEEP (del inglés "Field Electrical
Effect Propulsion"), esta última técnica utilizando la aplicación
de altas tensiones sobre las moléculas de Cesio o Indio para
generar una velocidad muy grande que permite así propulsar la
máquina.
Sin embargo, los sistemas de control de
propulsión por toberas sufren de un cierto número de problemas,
específicamente la polución de los ópticos, ruido y defecto de
precisión de las toberas, generación de plumas, alojamientos sobre
el satélite y de masa acumulada por la presencia de las toberas.
Por otra parte, los sistemas de control de
propulsión por bobinas y ruedas sufren de problemas complementarios,
específicamente de micro-vibración de las ruedas,
de ruido engendrado por las ruedas durante las fases de operación
de duración de vida de las ruedas, de corrección inercial imposible
de efectuar en función de la distancia
inter-satélite de la constelación.
Un satélite destinado a viajar, entre una
constelación de satélites, en una porción del espacio donde las
fuerzas y pares perturbadores preponderantes son mayoritariamente
debidos a la presión solar diferencial entre dichos satélites de la
constelación puede estar apto para controlar su actitud, durante el
vuelo en formación, sin tobera ni rueda y de manera muy precisa
minimizando los ruidos inducidos.
US 2004/0140402 A1 es considerado como el arte
anterior más próximo.
Siendo dado que las fuerzas y pares
perturbadores sobre las órbitas de tipo de puntos de Lagrange o
equivalentes son mayoritariamente (varias órdenes de magnitud)
debidas a la presión solar, la idea es contrarrestar esta fuerza
solar en su origen: por el control de la reflectividad de las
superficies reflectoras.
En lo que concierne a los satélites en vuelo en
formación, es necesario, para controlar los satélites en vuelo en
formación, ajustar las fuerzas diferenciales que se ejercen entre
los satélites.
A este efecto, la invención tiene por objeto
satélites tales como los reivindicados en la reivindicación 1.
Por lo tanto, según ese modo de realización del
satélite en el seno de una constelación de satélites en vuelo en
formación, la fuerza predominante siendo la presión solar, los
medios de ajuste de la reflectividad de las superficies reflectoras
del escudo solar proceden de manera de igualar la relación Presión
solar/Masa satélite (S/M) para cada uno de los satélites. Una vez
que se hace esta igualdad, ningún control es necesario, y las
fuerzas diferenciales perturbadoras residuales son varias ordenes de
magnitudes inferiores (típicamente < 0.1 microN) permitiendo
dejar derivar el satélite durante la toma de vista.
Las principales ventajas residen en la supresión
de las poluciones de los ópticos generadas por las toberas, la
supresión de los ruidos de las ruedas, la utilización de las toberas
químicas clásicas (ya presentes para la puesta a punto) para la
corrección de la órbita solamente y no durante el control de la
operación de la formación en vuelo, la insensibilidad frente a la
distancia inter-satélite particularmente para
misiones de tipo astronómicas en L2 donde las distancias
inter-satélites pueden ir hasta el kilómetro.
De acuerdo con un modo de realización, para
compensar los pares perturbadores preponderantes debidos a la
presión solar diferencial entre dichos satélites de la constelación,
las superficies reflectoras cuya reflectividad es ajustada por
dichos medios de ajuste son dispuestas simétricamente con relación
al centro de impulso del satélite, de manera de poder efectuar un
control de acuerdo con los tres ejes del satélite.
De acuerdo con un modo de realización, los
medios de ajuste de la reflectividad de las superficies reflectoras
del escudo solar en función del ángulo de incidencia de los rayos
solares consisten en cruces de Malta.
De acuerdo con un modo de realización, los
medios de ajuste de la reflectividad de las superficies reflectoras
del escudo solar en función del ángulo de incidencia de los rayos
solares consisten en películas con reflectividad variable cuya
variabilidad es controlada eléctricamente.
Otras características y ventajas de la invención
aparecerán con el examen de la descripción detallada a continuación,
y de los dibujos anexos, en los que:
\bullet la figura 1 representa un ejemplo de
aplicación en la cual la invención podría ser puesta en
práctica,
\bullet la figura 2 representa, de forma
esquemática, un modo de realización de un satélite de acuerdo con la
invención y una vista de frente al sol.
\vskip1.000000\baselineskip
En lo que sigue, los elementos que cumplen
funciones idénticas o similares llevarán las mismas referencias.
La figura 1 representa una constelación 1 que
comprende un satélite principal 2 y satélites secundarios 3.
En lo que sigue, se hará referencia igualmente a
la figura 2 ilustrando, de forma esquemática, el satélite 3.
El ejemplo de aplicación escogido para la
descripción de la invención es la flota "Darwin" salida del
proyecto de la Agencia Espacial Europea que lleva el mismo nombre.
Se puede distinguir por una parte el satélite principal 2 que lleva
la "inteligencia" de la constelación (de ahí su denominación
"hub" en inglés) y por otra parte n satélites idénticos (n=6
en la figura 1), que apuntan inercialmente en una dirección fija
durante una duración muy larga, típicamente de algunos días.
El satélite 3 comprende, en la cara opuesta a la
recepción de los rayos solares, una carga útil 4 que puede
reducirse a un espejo plano (pero que podría tener una forma
cualquiera) montada en una estructura 5 simple, recubierta de
células solares (no ilustradas). Por otra parte, sobre la cara que
recibe los rayos solares, el satélite comprende un escudo solar
6.
El interior de la estructura 5 es reducido a lo
mínimo estricto, a saber específicamente un visor de estrellas, no
representado (en inglés "startracker").
La órbita tipo (punto de Lagrange) L2 tiene, en
la misión "Darwin", como fuerza perturbadora principal la
fuerza de presión solar de un valor de alrededor de 5
microN/m^{2}. Considerando a groso modo escudos solares de 100
m^{2}, y una dispersión de fabricación de 2% sobre cada uno, una
fuerza diferencial inter-satélite del orden de 20
microN se va a aplicar.
De acuerdo con un primer modo de realización
ilustrado en la figura 2, los escudos que comprenden cruces de
Malta 7 conocidos en sí.
De acuerdo con una variante ingeniosa (no
representada), los escudos comprenden una película con reflectividad
variable donde la variabilidad es controlada eléctricamente, ese
tipo de película siendo conocido en sí.
Las cruces de Malta 7, o la película con
reflectividad variable, son dispuestas y determinadas de manera de
hacer variar la reflectividad de 0.3 a 0.8, una superficie sobre
cada satélite del orden de 4 a 5 m^{2} por satélite siendo
entonces ampliamente suficiente para contrarrestar la fuerza solar.
Las fuerzas residuales de tipo presión Infra-Rojo,
pueden, también, ser anuladas de la misma manera.
Solo quedarán entonces fuerzas de tipo
residuales magnéticas y presión RF, que implican residuales
inferiores a 0.1 microN, que pueden ser controladas directamente
por emisiones RF dedicadas si es necesario, o simplemente
ignoradas.
\newpage
Con respecto a los pares que corresponden a las
presiones solares, es necesario separar los pares según los
diferentes ejes. Considerando ante todo los pares sobre los ejes
perpendiculares al normal al escudo 6, colocando las superficies 7
con reflectividad variable simétricamente en cuatro puntos con
relación al centro de impulso del escudo. Es evidente que esos dos
ejes son controlables directamente. Con respecto al tercer eje
calificable de eje de rotación del escudo (perpendicular al plano
del escudo), es necesario replegar en un cierto ángulo el extremo
del escudo de forma diferencial entre los extremos de forma de
hacerlo jugar el papel de un "molino de viento solar", jugando
con la variación de la reflectividad de sus extremos se puede
regular o anular el efecto de molino de viento solar. Es necesario,
además, recordar que, en este eje, los pares engendrados por la
presión solar son muy bajos.
Claims (4)
1. Satélites (3) destinados a viajar, entre una
constelación de satélites (2, 3), en una porción del espacio donde
las fuerzas y los pares perturbadores preponderantes son
mayoritariamente debidos a la presión solar diferencial entre
dichos satélites de la constelación, entre los cuales al menos un
satélite (3) comprende una estructura (5) de satélite y un escudo
solar (6) apto para evitar que al menos una parte de la estructura
del satélite no sea iluminada por los rayos solares por medio de
superficies reflectoras, el satélite (3) comprendiendo medios (7)
de ajuste de la reflectividad de la superficies reflectoras del
escudo solar en función del ángulo de incidencia de los rayos
solares caracterizados porque los medios de ajuste de la
reflectividad de las superficies reflectoras del escudo solar
proceden de manera de igualar al relación Presión solar/Masa del
satélite (S/M) para cada uno de los satélites.
2. Satélites de acuerdo con la reivindicación 1,
caracterizados porque las superficies reflectoras donde la
reflectividad es ajustada por dichos medios de ajuste son dispuestos
simétricamente con relación al centro de impulso del satélite, de
manera de poder efectuar un control de acuerdo con los tres ejes
del satélite.
3. Satélites de acuerdo con una de las
reivindicaciones 1 ó 2, caracterizados porque los medios de
ajuste de la reflectividad de las superficies reflectoras del
escudo solar en función del ángulo de incidencia de los rayos
solares consisten en cruces de Malta (7).
4. Satélites de acuerdo con una de las
reivindicaciones 1 ó 2, caracterizados porque los medios de
ajuste de la reflectividad de las superficies reflectoras del
escudo solar en función del ángulo de incidencia de los rayos
solares consisten en películas con reflectividad variable donde la
variabilidad es controlada eléctricamente.
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