ES2611495T3 - Procedimiento y dispositivo de optimización de la masa de un satélite - Google Patents

Procedimiento y dispositivo de optimización de la masa de un satélite Download PDF

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ES2611495T3 ES10196228.0T ES10196228T ES2611495T3 ES 2611495 T3 ES2611495 T3 ES 2611495T3 ES 10196228 T ES10196228 T ES 10196228T ES 2611495 T3 ES2611495 T3 ES 2611495T3
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Abstract

Procedimiento para la optimización de la masa de un satélite (101) destinado a una misión que consta de una fase de órbita alrededor de un cuerpo (102) macizo a lo largo de una primera órbita (103) elíptica cuya forma y cuya orientación están limitadas por otra fase de la misión, constando la primera órbita (103) de un primer punto llamado periápside (104) y de un segundo punto llamado apoápside (105), y estando asociada a una primera duración (D1) de eclipse máximo que necesita una primera masa (Mb1) de batería que permita mantener al satélite en funcionamiento durante dicha primera duración (D1) de eclipse máximo, caracterizándose dicho procedimiento porque consta de: - una etapa (201) de cálculo de una segunda órbita (107) elíptica obtenida mediante la rotación de la primera órbita (103) alrededor de un eje (106) que une la periápside (104) con la apoápside (105), estando la segunda órbita (107) elíptica asociada a una segunda duración (D2) de eclipse máximo inferior a la primera duración (D1) de eclipse máximo; - una etapa (202) de determinación de una maniobra que permita al satélite unirse a la segunda órbita (107); y - una etapa (203) de cálculo de una segunda masa (Mb2) de batería que permita mantener al satélite en funcionamiento durante la segunda duración (D2) de eclipse máximo, y de cálculo de una masa (Mc) de carburante necesaria para llevar a cabo la maniobra; - la adición de la masa (Mc) de carburante al satélite y la retirada de una masa de batería equivalente a la diferencia entre la primera masa (Mb1) y la segunda masa (Mb2) de batería, siendo la suma de la masa (Mc) de carburante y de la segunda masa (Mb2) de batería inferior a la primera masa (Mb1) de batería.

Description

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DESCRIPCION
Procedimiento y dispositivo de optimizacion de la masa de un satelite
La invencion se refiere al campo de las misiones espaciales y, de manera mas particular, a la optimizacion de la masa de satelites destinados a misiones que constan de unas fases de orbita alrededor de cuerpos macizos.
Los futuros programas espaciales preven enviar satelites en unas orbitas muy eKpticas como orbita de captura eventualmente para liberar un modulo de aterrizaje inmediatamente despues de la captura o tras un cierto tiempo pasado en esta orbita de captura. En dichas orbitas, puesto que se dan ciertas condiciones geometricas, pueden producirse eclipses de larga duracion. Durante estos eclipses, el satelite se ve privado de la energfa solar. Los subsistemas que garantizan la alimentacion y la regulacion termica del satelite deben estar por lo tanto suficientemente dimensionados para poder funcionar mientras duren estos eclipses.
Por lo general, las trayectorias de insercion que conducen a largos eclipses no se utilizan porque llevan a un aumento del peso de los subsistemas que garantizan la alimentacion y la regulacion termica. Sin embargo, en el caso de que se inicie un aterrizaje desde la orbita de captura, esto puede impedir un aterrizaje en buenas condiciones (por ejemplo, iluminado por el Sol) para una latitud dada. Este problema es aun mas probable cuando el aterrizaje no se realiza inmediatamente sino despues de un cierto tiempo pasado en la orbita de captura para evitar unas condiciones de aterrizaje desfavorables (por ejemplo los periodos de tormentas de arena en Marte o las conjunciones entre el planeta y la Tierra).
En un contexto de limitacion de no modificacion de la forma de la orbita (con el fin, por ejemplo, de mantener unas reducidas maniobras de desorbitacion), la solucion de moverse en una orbita circular a baja altura no es una opcion. Sin embargo, una solucion posible consiste en aumentar la capacidad y, por lo tanto, el tamano y el peso de las batenas instaladas a bordo del vehnculo espacial. Esta solucion no es plenamente satisfactoria ya que las batenas representan por tanto una masa importante que compite con la masa de la carga util y/o ocupan por tanto un espacio excesivo a bordo del vetnculo. Ademas, para los eclipses especialmente largos, esta solucion puede no ser suficiente.
Se conoce ya por el documento JP 04349097 un satelite artificial que permite evitar unas zonas de eclipse solar sin tener que recurrir a un mecanismo de rotacion complejo.
Tambien se conoce por el documento US 6 464 174 un metodo para controlar un vetnculo espacial que permite transferir este vetnculo desde una primera orbita hacia una segunda orbita, estando la segunda orbita a una altitud diferente de la primera orbita.
La invencion pretende en particular resolver el problema citado con anterioridad ofreciendo un procedimiento y un dispositivo para la optimizacion de la masa de un satelite destinado a una mision que consta de una fase de orbita alrededor de un cuerpo macizo que tiene en cuenta el problema de los eclipses de larga duracion.
Para ello, la invencion tiene por objeto un procedimiento para la optimizacion de la masa de un satelite destinado a una mision que consta de una fase de orbita alrededor de un cuerpo macizo a lo largo de una primera orbita elfptica cuya forma y cuya orientacion estan limitadas por otra fase de la mision, constando la primera orbita de un primer punto llamado periapside y de un segundo punto llamado apoapside, y estando asociada a una primera duracion de eclipse maximo, que necesita una primera masa de batena que permite mantener al satelite en funcionamiento durante la primera duracion de eclipse maximo, caracterizandose dicho procedimiento porque consta de:
- una etapa de calculo de una segunda orbita elfptica obtenida mediante la rotacion de la primera orbita alrededor de un eje que une la periapside con la apoapside, estando la segunda orbita elfptica asociada a una segunda duracion de eclipse maximo inferior a la primera duracion de eclipse maximo;
- una etapa de determinacion de una maniobra que permite al satelite unirse a la segunda orbita; y
- una etapa de calculo de una segunda masa de batena que permite mantener al satelite en funcionamiento durante la segunda duracion de eclipse maximo, y de calculo de una masa de carburante necesaria para llevar a cabo la maniobra;
- la adicion de la masa de carburante al satelite y la retirada de una masa de batena equivalente a la diferencia entre la primera masa y la segunda masa de batena, siendo la suma de la masa de carburante y de la segunda masa de batena inferior a la primera masa de batena.
La invencion tiene como ventaja evitar sobredimensionar los subsistemas que garantizan la alimentacion y la regulacion termica del satelite para un largo eclipse que solo tiene lugar durante una fase relativamente corta de la mision, durando la mision varios meses y durando el eclipse algunas horas.
Esto permite optimizar el diseno del satelite intercambiando la masa necesaria para la supervivencia del satelite durante un largo eclipse por la masa de carburante necesaria para llevar a cabo una maniobra de cambio de orbita. De este modo, la masa asf economizada se puede utilizar por ejemplo para otras aplicaciones cientfficas.
De manera ventajosa, la etapa de implementacion de la maniobra se realiza en los bordes de la apoapside. Al estar
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la velocidad del satelite limitada en esta parte de la orbita, la masa de carburante necesaria para llevar a cabo esta maniobra se ve de este modo sustancialmente reducida.
La invencion se refiere tambien a un dispositivo para la optimizacion de la masa de un satelite destinado a una mision que consta de una fase de orbita alrededor de un cuerpo macizo a lo largo de una primera orbita elfptica cuya forma y cuya orientacion estan limitadas por otra fase de la mision, constando la primera orbita de un primer punto llamado periapside y de un segundo punto llamado apoapside, y estando asociada a una primera duracion de eclipse maximo, que necesita una primera masa de batena que permite mantener al satelite en funcionamiento durante dicha primera duracion de eclipse maximo, caracterizandose dicho dispositivo porque consta de:
- unos medios para el calculo de una segunda orbita elfptica obtenida mediante la rotacion de la primera orbita alrededor de un eje que une la periapside con la apoapside, estando la segunda orbita elfptica asociada a una segunda duracion de eclipse maximo inferior a la primera duracion de eclipse maximo;
- unos medios para la determinacion de una maniobra que permite al satelite unirse a la segunda orbita; y
- unos medios para el calculo de una segunda masa de batena que permite mantener al satelite en funcionamiento durante la segunda duracion de eclipse maximo, y de calculo de una masa de carburante necesaria para llevar a cabo la maniobra, anadiendose la masa de carburante al satelite y retirandose del satelite una masa de batena equivalente a la diferencia entre la primera masa y la segunda masa de batena, siendo la suma de la masa de carburante y de la segunda masa de batena inferior a la primera masa de batena.
Se entendera mejor la invencion y se mostraran otras ventajas en la lectura de la descripcion detallada, dada a modo de ejemplo no limitativo, y por medio de las figuras, en las que:
La figura 1 representa un vetnculo espacial en orbita alrededor de un cuerpo macizo.
La figura 2 representa un diagrama del procedimiento segun la invencion.
La figura 3 representa un ejemplo de implementacion del dispositivo segun la invencion.
La figura 4 representa un ejemplo de un eclipse de larga duracion.
La figura 1 presenta un vetnculo 101 espacial en orbita alrededor de un cuerpo 102 macizo. El cuerpo macizo es, por ejemplo, un planeta o una luna. El vetnculo espacial es, por ejemplo, un satelite o un vetnculo destinado a soltar un modulo de aterrizaje. El vetnculo espacial sigue una orbita 103 inicial que es elfptica. Se recuerda que una orbita elfptica consta de dos puntos destacables llamados apsides: el primero, la periapside 104, es el punto de la orbita 103 en el que la distancia es minima con respecto al cuerpo 102 macizo; el segundo, la apoapside 105, es el punto de la orbita 103 en el que la distancia es maxima con respecto al cuerpo 102 macizo. El eje 106 que une la periapside 104 con la apoapside 105 se llama eje de las apsides.
El vetnculo espacial al seguir la orbita inicial va a encontrar un eclipse de larga duracion debido a unas condiciones geometricas desfavorables que son el resultado de la rotacion aparente del Sol alrededor del cuerpo macizo y eventualmente de perturbaciones orbitales (perturbaciones gravitacionales del cuerpo macizo o de otros cuerpos).
La solucion de la invencion consiste en llevar a cabo una maniobra antes de que estas condiciones geometricas se cumplan. Esta maniobra tiene como objetivo realizar una rotacion del plano orbital (el plano de la elipse) alrededor del eje de las apsides 106. La velocidad del vetnculo en la orbita inicial viene definida por un primer vector v1 velocidad. La maniobra no modifica el valor del primer vector v-i. Por el contrario, modifica su direccion en un plano perpendicular al eje de las apsides 106 de forma que se obtenga un segundo vector v2 velocidad. La primera orbita 103 elfptica esta asociada a una primera duracion D1 de eclipse maximo.
La figura 2 representa un diagrama del procedimiento segun la invencion. El procedimiento consta de:
- una etapa 201 de calculo de una segunda orbita 107 elfptica obtenida mediante la rotacion de la primera orbita 103 alrededor de un eje 106 que une la periapside 104 con la apoapside 105, estando la segunda orbita 107 elfptica asociada a una segunda duracion D2 de eclipse maximo inferior a la primera duracion D1 de eclipse maximo;
- una etapa 202 de determinacion de una maniobra que permite al satelite unirse a la segunda orbita 107; y
- una etapa 203 de calculo de una segunda masa Mb2 de batena que permite mantener al satelite en funcionamiento durante la segunda duracion D2 de eclipse maximo, y de calculo de una masa Mc de carburante necesaria para llevar a cabo la maniobra;
- la adicion de la masa Mc de carburante al satelite y la retirada de una masa de batena equivalente a la diferencia entre la primera masa Mb1 y la segunda masa Mb2 de batena, siendo la suma de la masa Mc de carburante y de la segunda masa Mb2 de batena inferior a la primera masa Mb1 de batena.
La segunda orbita 107 elfptica se determina de forma que cumpla las siguientes condiciones: (i) la segunda orbita 103 elfptica tiene la misma apoapside 105 y la misma periapside 104 que la primera orbita, (ii) la duracion D2 de eclipse maximo de la segunda orbita (es decir la duracion maxima durante la cual el satelite que recorre esta orbita no recibe la luz del Sol) es inferior a la duracion D1 de eclipse maximo de la primera orbita. La diferencia D entre la primera duracion D1 de eclipse maximo y la segunda duracion D2 de eclipse maximo permite calcular una masa Mb de batena. Esta masa Mb de batena representa la cantidad de batena necesaria para mantener al satelite en
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funcionamiento durante la diferencia D de duracion.
Por otra parte, se puede determinar una masa Mc de carburante necesaria para la realizacion de la maniobra que permite al satelite unirse a la segunda orbita 107.
La masa Mc de carburante es inferior a la masa Mb de batena.
Esta solucion resuelve el problema de los eclipses de larga duracion y tiene como ventaja reducir la masa del satelite.
De manera ventajosa, la maniobra se realiza en el borde la apoapside 105. En una orbita elfptica, la apoapside es el punto en el que el satelite tiene la velocidad mas baja. Es en este lugar en el que la maniobra consume menos carburante. Es, por lo tanto, preferible iniciar el cambio de orbita cuando el satelite esta cerca de este punto, por ejemplo, algunos grados antes o despues de este punto.
De manera ventajosa, el procedimiento consta, ademas, de una etapa de determinacion de una maniobra que permite al satelite 101 volver a la primera orbita 103, comprendiendo el satelite una reserva de carburante adicional destinada a llevar a cabo la maniobra que permite la vuelta a la primera orbita 103.
Segun una caractenstica de la invencion, al venir la velocidad del satelite en la orbita inicial definida por un primer vector velocidad que consta de una direccion, la maniobra que permite al satelite unirse a la segunda orbita 107 modifica la direccion en un plano perpendicular al eje de las apsides 106.
La figura 3 representa un ejemplo de implementacion del dispositivo segun la invencion. El dispositivo 300 para la optimizacion de la masa de un satelite 101 destinado a una mision, que consta de una fase de orbita alrededor de un cuerpo 102 macizo a lo largo de una primera orbita 103 elfptica cuya forma y cuya orientacion estan limitadas por otra fase de la mision, constando la primera orbita 103 de un primer punto llamado periapside 104 y de un segundo punto llamado apoapside 105, y estando asociada a una primera duracion D1 de eclipse maximo, que necesita una primera masa Mb1 de batena que permite mantener al satelite en funcionamiento durante dicha primera duracion D1 de eclipse maximo, consta de:
- unos medios 301 para el calculo de una segunda orbita 107 elfptica obtenida mediante la rotacion de la primera orbita 103 alrededor de un eje 106 que une la periapside 104 con la apoapside 105, estando la segunda orbita 107 elfptica asociada a una segunda duracion D2 de eclipse maximo inferior a la primera duracion D1 de eclipse maximo;
- unos medios 302 para la determinacion de una maniobra que permite al satelite unirse a la segunda orbita 107; y
- unos medios 303 para el calculo de una segunda masa Mb2 de batena que permiten mantener al satelite en funcionamiento durante la segunda duracion D2 de eclipse maximo, y de calculo de una masa Mc de carburante necesaria para llevar a cabo la maniobra, anadiendose la masa Mc de carburante al satelite y retirandose del satelite una masa de batena equivalente a la diferencia entre la primera masa Mb1 y la segunda masa Mb2 de batena, siendo la suma de la masa Mc de carburante y de la segunda masa Mb2 de batena inferior a la primera masa Mb1 de batena.
De manera ventajosa, el dispositivo segun la invencion comprende, ademas, unos medios para la determinacion de una maniobra que permite al satelite 101 volver a la primera orbita 103, comprendiendo el satelite una reserva de carburante adicional destinada a llevar a cabo la maniobra que permite la vuelta a la primera orbita 103.
Segun una variante de la invencion, los medios 301 para el calculo de una segunda orbita 107 estan situados en el suelo.
Segun otra variante de la invencion, los medios 301 para el calculo de una segunda orbita 107 estan instalados a bordo del satelite.
La figura 4 representa un ejemplo de un eclipse de larga duracion. Los niveles de gris representan la duracion de los eclipses en horas en una orbita elfptica alrededor de un planeta en funcion de la geometna de insercion alrededor del planeta en grados (B-plano angulo, en el eje de abscisas) y la duracion pasada en la orbita en dfas (en el eje de ordenadas).

Claims (8)

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    REIVINDICACIONES
    1. Procedimiento para la optimizacion de la masa de un satelite (101) destinado a una mision que consta de una fase de orbita alrededor de un cuerpo (102) macizo a lo largo de una primera orbita (103) elfptica cuya forma y cuya orientacion estan limitadas por otra fase de la mision, constando la primera orbita (103) de un primer punto llamado periapside (104) y de un segundo punto llamado apoapside (105), y estando asociada a una primera duracion (D1) de eclipse maximo que necesita una primera masa (Mb1) de batena que permita mantener al satelite en funcionamiento durante dicha primera duracion (D1) de eclipse maximo, caracterizandose dicho procedimiento porque consta de:
    - una etapa (201) de calculo de una segunda orbita (107) elfptica obtenida mediante la rotacion de la primera orbita (103) alrededor de un eje (106) que une la periapside (104) con la apoapside (105), estando la segunda orbita (107) elfptica asociada a una segunda duracion (D2) de eclipse maximo inferior a la primera duracion (D1) de eclipse maximo;
    - una etapa (202) de determinacion de una maniobra que permita al satelite unirse a la segunda orbita (107);
    y
    - una etapa (203) de calculo de una segunda masa (Mb2) de batena que permita mantener al satelite en funcionamiento durante la segunda duracion (D2) de eclipse maximo, y de calculo de una masa (Mc) de carburante necesaria para llevar a cabo la maniobra;
    - la adicion de la masa (Mc) de carburante al satelite y la retirada de una masa de batena equivalente a la diferencia entre la primera masa (Mb1) y la segunda masa (Mb2) de batena, siendo la suma de la masa (Mc) de carburante y de la segunda masa (Mb2) de batena inferior a la primera masa (Mb1) de batena.
  2. 2. Procedimiento para la optimizacion de la masa de un satelite (101) segun la reivindicacion 1, caracterizado porque la maniobra se realiza en los bordes de la apoapside (105).
  3. 3. Procedimiento para la optimizacion de la masa de un satelite (101) segun una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque comprende, ademas, una etapa de determinacion de una maniobra que permita al satelite (101) volver a la primera orbita (103), comprendiendo el satelite una reserva de carburante adicional destinada a llevar a cabo la maniobra que permita la vuelta a la primera orbita (103).
  4. 4. Procedimiento para la optimizacion de la masa de un satelite (101) segun una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque la velocidad del satelite en la orbita inicial estando definida por un vector velocidad que consta de una direccion, la maniobra que permita al satelite unirse a la segunda orbita (107) modifica la direccion del vector en un plano perpendicular al eje de las apsides (106).
  5. 5. Dispositivo para la optimizacion de la masa de un satelite (101) destinado a una mision que consta de una fase de orbita alrededor de un cuerpo (102) macizo a lo largo de una primera orbita (103) elfptica cuya forma y cuya orientacion estan limitadas por otra fase de la mision, constando la primera orbita (103) de un primer punto llamado periapside (104) y de un segundo punto llamado apoapside (105), y estando asociada a una primera duracion (D1) de eclipse maximo, que necesita una primera masa (Mb1) de batena que permita mantener al satelite en funcionamiento durante dicha primera duracion (D1) de eclipse maximo, caracterizandose dicho dispositivo (300) porque consta de:
    - unos medios (301) adaptados para el calculo de una segunda orbita (107) elfptica obtenida mediante la rotacion de la primera orbita (103) alrededor de un eje (106) que une la periapside (104) con la apoapside (105), estando la segunda orbita (107) elfptica asociada a una segunda duracion (D2) de eclipse maximo inferior a la primera duracion (D1) de eclipse maximo;
    - unos medios (302) adaptados para la determinacion de una maniobra que permita al satelite unirse a la segunda orbita (107); y
    - unos medios (303) adaptados para el calculo de una segunda masa (Mb2) de batena que permiten mantener al satelite en funcionamiento durante la segunda duracion (D2) de eclipse maximo, y de calculo de una masa (Mc) de carburante necesaria para llevar a cabo la maniobra, anadiendose la masa (Mc) de carburante al satelite y retirandose del satelite una masa de batena equivalente a la diferencia entre la primera masa (Mb1) y la segunda masa (Mb2) de batena, siendo la suma de la masa (Mc) de carburante y de la segunda masa (Mb2) de batena inferior a la primera masa (Mb1) de batena.
  6. 6. Dispositivo para la optimizacion de la masa de un satelite (101) segun la reivindicacion 5, caracterizado porque comprende, ademas, unos medios adaptados para la determinacion de una maniobra que permite al satelite (101) volver a la primera orbita (103), comprendiendo el satelite una reserva de carburante adicional destinada a llevar a cabo la maniobra que permita la vuelta a la primera orbita (103).
  7. 7. Dispositivo para la optimizacion de la masa de un satelite (101) segun una de las reivindicaciones 5 o 6, caracterizado porque los medios (301) adaptados para el calculo de una segunda orbita (107) estan situados en el suelo.
  8. 8. Dispositivo para la optimizacion de la masa de un satelite (101) segun una de las reivindicaciones 5 o 6, caracterizado porque los medios (301) adaptados para el calculo de una segunda orbita (107) estan instalados en el satelite.
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