ES2625420T3 - Un método para mantener una nave espacial en posición geoestacionaria, y un sistema para llevarlo a cabo - Google Patents

Un método para mantener una nave espacial en posición geoestacionaria, y un sistema para llevarlo a cabo Download PDF

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ES2625420T3 ES13797430.9T ES13797430T ES2625420T3 ES 2625420 T3 ES2625420 T3 ES 2625420T3 ES 13797430 T ES13797430 T ES 13797430T ES 2625420 T3 ES2625420 T3 ES 2625420T3
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Abstract

Un método para mantener en posición una nave espacial (101) en un slot definido de una órbita geoestacionaria (302), comprendiendo la nave espacial: al menos dos unidades de propulsión que tienen fuerzas con componentes en una dirección este, oeste, sur y norte en un sistema de coordenadas fijado a la nave espacial, en donde el método comprende los pasos de: situar la nave espacial en dicho slot definido de la órbita geoestacionaria, controlar una dirección de un vector del apogeo (304) que tiene su origen en el centro de la Tierra (102) y apunta hacia un apogeo (303) de la órbita geoestacionaria de la nave espacial para apuntar en una dirección con un ángulo dentro del intervalo de -90 a 90 grados desde una dirección de un vector del Sol (305) que tiene su origen en el centro de la Tierra y que apunta hacia el Sol (103) y controlando simultáneamente la excentricidad e inclinación de la órbita geoestacionaria para estar dentro del slot definido.

Description

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DESCRIPCION
Un metodo para mantener una nave espacial en posicion geoestacionaria, y un sistema para llevarlo a cabo Campo tecnico
La invencion presente se refiere en general al campo del control de orbita de una nave espacial y mas especlficamente a un metodo para mantener una nave espacial en posicion geoestacionaria y un sistema para llevarlo a cabo.
Antecedentes
Al situar una nave espacial en una orbita geoestacionaria alrededor de la Tierra, la nave espacial permanece casi fija respecto a la Tierra. La posicion geoestacionaria ideal se encuentra en el plano ecuatorial con una distancia a la superficie de la Tierra de 35.786,4 kilometros. Por consiguiente, la orbita geoestacionaria constituye una region muy limitada del espacio. La orbita geoestacionaria esta dividida en un numero de slots (sectores) con una extension radial, una extension en latitud y una extension en longitud. Cada slot es asignado a diferentes operadores por las World Administrative Radio Conferences, WARC, que son organizadas por la International Telecommunication Union, ITU. El slot esta bien definido y el operador debe tener el maximo cuidado para asegurar que la nave espacial se mantenga dentro de los llmites del slot. Este control de la posicion de las naves espaciales se conoce en la tecnica como mantenimiento de la posicion (“station-keeping”).
El bucle de control del mantenimiento de la posicion debe contrarrestar varias fuerzas exteriores que actuan sobre la nave espacial. Estas fuerzas pueden ser, por ejemplo, las fuerzas gravitatorias de otros cuerpos celestes tales como la Luna y el Sol. Otras fuerzas tales como la presion de radiacion del Sol deben, por supuesto, ser tenidas en consideracion.
Debido al aumento de demanda por parte de los operadores para situar cada vez mas naves espaciales en la orbita geoestacionaria algunos operadores desean situar conjuntamente varias naves espaciales dentro del mismo slot. Tales estrategias de situacion conjunta pertenecen usualmente a un grupo o a combinaciones de los siguientes grupos:
no se toman medidas para evitar colisiones, ignorando el riesgo de colision.
situacion conjunta no coordinada con comprobacion de colision, manteniendo una distancia minima de seguridad entre las naves espaciales situadas conjuntamente.
colocacion conjunta por separacion, cada nave espacial tiene su region propia dedicada dentro del slot permanentemente asignado.
mantenimiento de la posicion, declarando a una de las naves espaciales como maestra para que realice su mantenimiento de la posicion independientemente y con relacion a la que maniobran las otras naves espaciales situadas conjuntamente.
Un ejemplo comun de una estrategia de situacion conjunta perteneciente al grupo de separacion es la estrategia de apuntamiento del perigeo hacia el Sol. En resumen, esta estrategia pretende usar las perturbaciones naturales del Sol como medio de separacion para la longitud. En primer lugar las naves espaciales son insertadas en orbitas con los perigeos desplazados entre si. La estrategia de apuntamiento del perigeo hacia el Sol usa la perturbacion natural del Sol sobre la nave espacial, causando que el perigeo de esta siga al Sol. Con el fin de separar la latitud de las naves espaciales, el angulo de inclinacion es ajustado en cada una de las naves espaciales situadas conjuntamente.
Sin embargo, la estrategia de apuntamiento del perigeo hacia el Sol impone un llmite en el numero maximo de satelites situados conjuntamente en un slot si se debe mantener una distancia minima entre las naves espaciales. Por tanto, existe una gran demanda de un metodo de mantenimiento de la posicion que puede aumentar este numero maximo de naves espaciales situadas conjuntamente.
Un ejemplo de dicho metodo se describe en la patente de los EE.UU. US5855341. En esta patente se describe un metodo para situar conjuntamente varios satelites en los que el incremento de la velocidad este-oeste durante la ejecucion del control de la orbita norte-sur no es despreciable. Sin embargo, este metodo resulta dificil de usar para fines de situacion conjunta junto con naves espaciales que usan la estrategia de apuntamiento del perigeo hacia el Sol.
Compendio
A la vista de lo que antecede, un objeto de la invencion presente es proporcionar un metodo para mantener en posicion geoestacionaria una nave espacial y un sistema para llevarlo a cabo. En particular, un objetivo de la invencion es proporcionar un metodo para mantener en posicion geoestacionaria una nave espacial, lo que permite la situacion conjunta de al menos una nave espacial mas utilizando la estrategia de apuntamiento del perigeo hacia el Sol.
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Los objetivos de la invention se consiguen mediante el metodo y el sistema definidos en las reivindicaciones independientes.
El metodo esta destinado a mantener en position una nave espacial en un slot definido de una orbita geoestacionaria segun la invencion, en donde la nave espacial comprende al menos dos unidades de propulsion que tienen fuerzas con componentes en una direction este, oeste, sur y norte en un sistema de coordenadas fijado a la nave espacial. El metodo comprende los pasos de situar la nave espacial en dicho slot definido de la orbita geoestacionaria; seguido por los pasos de controlar una direccion de un vector del apogeo. El vector del apogeo tiene su origen en el centro de la Tierra y apunta hacia un apogeo de la orbita geoestacionaria de la nave espacial. El vector del apogeo esta controlado para que apunte en una direccion con un angulo dentro del intervalo de -90 a 90 grados desde una direccion de un vector del Sol. El vector del Sol tiene su origen en el centro de la Tierra y apunta hacia el Sol. El metodo controla simultaneamente la excentricidad y la inclination de la orbita geoestacionaria para que este dentro del slot definido.
Una ventaja del metodo segun la invencion es que solamente se usa una pequena cantidad adicional de propelente para el mantenimiento de la posicion, solo se usan las fuerzas que surgen del mantenimiento de la posicion norte- sur para el mantenimiento de la posicion este-oeste.
Otra ventaja del metodo segun la invencion es que el metodo permite la situation conjunta de al menos un vehlculo espacial adicional.
Otra ventaja adicional del metodo segun la invencion es que el metodo permite la situacion conjunta de al menos un vehlculo espacial adicional que utiliza una estrategia de apuntamiento del perigeo hacia el Sol. Por tanto, permite que mas satelites sean situados conjuntamente dentro del slot.
Otras ventajas y caracterlsticas adicionales de las realizaciones de la invencion presente se haran evidentes al leer la description detallada siguiente junto con los dibujos.
Descripcion breve de los dibujos
Se describen a continuation realizaciones preferidas de la invencion haciendo referencia a los dibujos que se acompanan, en los que:
La Figura 1 es una Figura esquematica de un metodo de tecnica anterior para el mantenimiento de la posicion;
La Figura 2 es una Figura esquematica de una estrategia de apuntamiento del perigeo hacia el Sol para situar conjuntamente naves espaciales;
La Figura 3 es una Figura esquematica que ilustra una nave espacial en orbita geoestacionaria que utiliza el inventivo metodo;
La Figura 4 es un diagrama de flujo que ilustra el inventivo metodo para el mantenimiento de la posicion;
La Figura 5 es una Figura esquematica de una estrategia de apuntamiento del perigeo hacia el Sol para situar conjuntamente naves espaciales situadas conjuntamente con una nave espacial segun la invencion; y
La Figura 6 es una Figura esquematica de un sistema para mantener en posicion naves espaciales geoestacionarias.
Descripcion detallada
La invencion presente se describe mas completamente a continuacion haciendo referencia a los dibujos que se acompanan, en los que se muestran diferentes ejemplos de realizaciones. Estas realizaciones ejemplares se proporcionan para que esta descripcion sea exhaustiva y completa y no con el proposito de limitarla.
La Figura 1 es una Figura esquematica que ilustra una estrategia comun para mantener en posicion una nave espacial 101 en una orbita ellptica geoestacionaria 105 alrededor de la Tierra 102. El perigeo 106 es el punto de la orbita ellptica 105 a lo largo del eje mayor 108 de la orbita ellptica 105 que esta mas cerca de la Tierra 102. El apogeo 107 es el punto de la orbita ellptica 105 a lo largo del eje mayor 108 de la orbita ellptica geoestacionaria 105 que esta mas alejado de la Tierra 102. Un vector de la excentricidad 104 es un vector con el origen en el centro de la Tierra 102 que tiene una magnitud igual a la excentricidad de la orbita ellptica 105 y esta dirigido a lo largo del eje mayor 108 de la orbita ellptica 105 en el sentido del perigeo 106.
En esta estrategia, el vector de la excentricidad 104 es dirigido hacia el Sol 103 por medio de ajustar la orbita 105. Asl, en esta estrategia, el vector de la excentricidad 104 apunta siempre directamente o con una desviacion hacia el Sol 103. Esta estrategia se denomina usualmente la estrategia de apuntamiento del perigeo hacia el Sol.
El mayor beneficio de la estrategia de apuntamiento del perigeo hacia el Sol para la situacion conjunta de al menos dos naves espaciales es que se pueden seleccionar los parametros orbitales para cada una de las al menos dos
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naves espaciales de tal manera que las naves espaciales con masa, area superficial y constante de reflexion similares son perturbadas de la misma manera. De este modo, el control de un vector de la excentricidad relativo entre las al menos dos naves espaciales es esencialmente constante y, junto con una separation de la inclination, garantiza una distancia minima definida entre naves espaciales. Por tanto, el Sol y la presion de la radiation que proviene de el afectan al menos a dos naves espaciales de una manera similar.
La Figura 2 ilustra una situation conjunta convencional de cuatro naves espaciales que usan la estrategia de apuntamiento hacia el Sol. Se define un sistema de coordenadas cartesiano con la Tierra en el centro y un par de ejes X1 y X2 mutuamente ortogonales. En el ejemplo ilustrado, cuatro naves espaciales geoestacionarias A, B, C y D estan situadas dentro del mismo slot. Los vectores de excentricidad de las naves geoestacionarias A, B, C y D estan indicados respectivamente por eA, eB, eC y eD. Dado que las cuatro naves espaciales tienen excentricidades e inclinaciones respectivas diferentes, se mueven a lo largo de trayectorias separadas entre si. Las naves espaciales estan separadas por su excentricidad, por lo que el metodo se llama de separacion por excentricidad. Los vectores de excentricidad estan fuertemente influidos por la presion de radiacion del Sol, y sus puntos describen los clrculos a, b, c y d con o sin la ayuda de maniobras de mantenimiento de la position este-oeste, respectivamente, durante un ano. Las maniobras de mantenimiento de la posicion este-oeste son usadas para contrarrestar la deriva longitudinal natural dentro del slot as! como en el caso en que el clrculo de excentricidad natural (resultante de las perturbaciones del Sol) de la nave espacial no se corresponde con el clrculo de excentricidad deseado usado en la estrategia de situacion conjunta. Aunque los clrculos a, b, c y d se cortan entre si en varios puntos, los puntos de los vectores de excentricidad giran sincronicamente durante la circulation: por tanto en combination con una estrategia de separacion inclinacion, las distancias entre los puntos de los vectores estan siempre aseguradas y las naves espaciales no colisionan entre si. Por tanto, la estrategia de apuntamiento del perigeo hacia el Sol utiliza la rotation sincronizada con el Sol de la excentricidad. Un clrculo exterior R representa un intervalo permisible de la excentricidad para conservar el mantenimiento de la posicion dentro del slot asignado. Un vector del Sol 201 que apunta hacia el Sol esta ilustrado junto con las cuatro naves espaciales A, B, C y D en el sistema de coordenadas cartesianas.
Para una description mas exhaustiva de la estrategia de apuntamiento del perigeo hacia el Sol se puede hacer referencia al excelente libro "Handbook of Geostationary orbits " de E.M. Soop. Un problema de la estrategia de apuntamiento del perigeo hacia el Sol descrita anteriormente, es que el espacio dentro del slot geoestacionario no es completamente explotado por el proposito de situacion conjunta. Esto se debe al hecho de que las naves espaciales situadas conjuntamente se mueven en clrculos coordinados sincronizados con el Sol a, b, c y d, dentro del slot con una periodicidad de un ano. El radio de los circulos coordinados viene dado por la masa, el area superficial y el coeficiente de reflexion de las naves espaciales. Esto significa que el slot solo se usa parcialmente en cada instante.
La Figura 3 describe un metodo para mantener en posicion la nave espacial 101 en un slot definido 301 de una orbita geoestacionaria 302 alrededor de la Tierra 102. Un vector del apogeo 304 tiene su origen en el centro de la Tierra 102 apuntando hacia el apogeo 303 de la orbita 302. El vector del Sol 305 tiene su origen en el centro de la Tierra 102 y apunta hacia el Sol 103. El vector del apogeo 304 y el vector del Sol 305 forman un angulo 306 entre si. El metodo implica ajustar los parametros orbitales de la orbita 302 de tal manera que el angulo 306 este dentro del intervalo de -90 a 90 grados. Este ajuste de los parametros orbitales puede realizarse teniendo al menos dos unidades de propulsion que tienen fuerzas con componentes en direction este, oeste, sur y norte en un sistema de coordenadas fijado a la nave espacial. Ya que las unidades de propulsion son usadas para el control de la inclinacion, es decir, unidades de propulsion dirigidas hacia el norte y hacia el sur, no es infrecuente que una activation de estas unidades de propulsion exhiba fuerzas en las direcciones este y oeste. Por tanto, estas fuerzas pueden ser usadas para ajustar los parametros orbitales de la orbita 302 para implementar el metodo inventivo descrito anteriormente con un pequeno coste de propelente adicional. Sin embargo, en una realization preferida, las unidades de propulsion estan configuradas con bajos niveles de empuje para largos tiempos de activacion, con el fin de contrarrestar la presion de radiacion solar que actua sobre la nave espacial.
La Figura 4 muestra un diagrama de flujo que ilustra el metodo de la invention descrito anteriormente. El primer paso 401 del inventivo metodo es situar la nave espacial en el slot asignado de la orbita geoestacionaria, este paso puede ser realizado usando metodos estandar conocidos en la tecnica. El segundo paso 402 implica controlar una direccion del vector del apogeo que tiene su origen en el centro de la Tierra y que apunta hacia el apogeo de la orbita geoestacionaria de la nave espacial para apuntar en una direccion con el angulo 306 dentro del intervalo de - 90 a 90 grados desde la direccion del vector del Sol. El vector del Sol tiene su origen en el centro de la Tierra y apunta hacia el Sol. El metodo tambien implica el control simultaneo de la excentricidad de la orbita geoestacionaria para que este dentro del intervalo definido dado por el tamano del slot asignado.
En una realizacion del inventivo metodo, el angulo 306 entre el vector del apogeo y el vector del Sol es cero grados. Por tanto, el vector del apogeo y el vector del Sol son paralelos.
En otra realizacion del inventivo metodo el angulo 306 esta dentro del intervalo de - 90 a 90 grados.
En otra realizacion mas, al menos dos naves espaciales han sido situadas conjuntamente usando el metodo de la invencion pero con angulos diferentes 306.
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La Figura 5 muestra el inventivo metodo para mantener en posicion una nave espacial Q en un slot definido de una orbita geoestacionaria junto con cuatro naves espaciales A, B, C y D, en donde A, B, C y D han sido situadas conjuntamente usando la estrategia de apuntamiento del perigeo hacia el Sol descrita anteriormente. El inventivo metodo causa que un vector de la excentricidad eQ del vehlculo espacial Q apunte en un sentido contrario al Sol. Resulta evidente a partir de esta Figura que la separacion en excentricidad desde la nave espacial Q al grupo de naves espaciales que consiste en A, B, C y D es constante si la velocidad de rotacion del vector de la excentricidad eQ sigue la rotacion sincronizada con el Sol de los otros vectores de excentricidad eA, eB, eC y eD. Por tanto, el inventivo metodo puede ser usado junto con una separacion de la inclination para situar conjuntamente al menos un vehlculo espacial adicional en un grupo de naves espaciales usando la estrategia convencional de apuntamiento del perigeo hacia el Sol con un pequeno o nulo coste de propelente adicional.
En una realization de la invention, la velocidad de giro sincronizada con el Sol sigue la velocidad de giro del vector de la excentricidad eQ con el fin de mantener bajo control la distancia entre las naves espaciales.
Una ventaja de algunas realizaciones de la invencion es que no es necesario ningun cambio en la estrategia de situation conjunta existente con el fin de situar conjuntamente una nave espacial adicional usando el inventivo metodo.
Otra ventaja de algunas realizaciones de la invencion es que usando el metodo de la invencion se obtiene una mayor distancia entre las naves espaciales situadas conjuntamente de manera convencional y la nave espacial.
Otra ventaja adicional de algunas realizaciones de la invencion es que tiene lugar un aumento pequeno o nulo de consumo de propelente debido al inventivo metodo.
En la Figura 6 se muestra un sistema 600 para el mantenimiento de naves espaciales en posicion geoestacionaria. El sistema 600 comprende:
una nave espacial 601 que comprende al menos dos unidades de propulsion que tienen fuerzas con componentes en una direction este, oeste, sur y norte en un sistema de coordenadas fijado a la nave espacial. La nave espacial 601 comprende ademas una unidad de control para controlar dichas al menos dos unidades de propulsion. La unidad de control esta configurada para recibir senales de control remoto 602.
una estacion de control remoto 603 para el control remoto de una orbita geoestacionaria de la nave espacial 601 por medio de dichas senales de control remoto 602. La estacion de control remoto 603 esta configurada para situar la nave espacial 601 en un slot definido de la orbita geoestacionaria. La estacion de control remoto 603 esta configurada ademas para controlar una direccion del vector del apogeo que tiene su origen en el centro de la Tierra y que apunta hacia el apogeo de la orbita geoestacionaria de la nave espacial para apuntar en una direccion con un angulo dentro del intervalo de -90 a 90 grados de una direccion del vector del Sol que tiene su origen en el centro de la Tierra y que apunta hacia el Sol. La estacion de control remoto 603 esta configurada para controlar simultaneamente la excentricidad e inclinacion de la orbita geoestacionaria para que este dentro del slot definido.
En algunas realizaciones, la estacion de control remoto 603 recibe datos sobre la posicion y la velocidad de la nave espacial. Estos datos son usados para calcular los cambios necesarios de la magnitud y la direccion de la velocidad de la nave espacial con el fin de propagar su posicion a la posicion deseada en un momento futuro.
En alguna realizacion del sistema anteriormente descrito, el sistema es responsable de mantener en posicion al menos un vehlculo espacial adicional.
En alguna realizacion del sistema descrito anteriormente, el sistema es responsable de mantener la posicion y la situacion conjunta de al menos una nave espacial adicional usando la estrategia de apuntamiento del perigeo hacia el Sol.

Claims (5)

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    REIVINDICACIONES
    1. Un metodo para mantener en posicion una nave espacial (101) en un slot definido de una orbita geoestacionaria (302), comprendiendo la nave espacial:
    al menos dos unidades de propulsion que tienen fuerzas con componentes en una direccion este, oeste, sur y norte en un sistema de coordenadas fijado a la nave espacial, en donde el metodo comprende los pasos de:
    situar la nave espacial en dicho slot definido de la orbita geoestacionaria,
    controlar una direccion de un vector del apogeo (304) que tiene su origen en el centro de la Tierra (102) y apunta hacia un apogeo (303) de la orbita geoestacionaria de la nave espacial para apuntar en una direccion con un angulo dentro del intervalo de -90 a 90 grados desde una direccion de un vector del Sol (305) que tiene su origen en el centro de la Tierra y que apunta hacia el Sol (103) y controlando simultaneamente la excentricidad e inclinacion de la orbita geoestacionaria para estar dentro del slot definido.
  2. 2. Un metodo segun la reivindicacion 1, en donde un vector del apogeo de la orbita de dicha nave espacial gira con una revolucion al ano.
  3. 3. Un metodo segun la reivindicacion 1 o 2, en donde el vector del apogeo y el vector del Sol son paralelos.
  4. 4. Un metodo para mantener en posicion una primera nave espacial para situar conjuntamente al menos una segunda nave espacial que es controlada segun una estrategia de apuntamiento del perigeo hacia el Sol en un slot geoestacionario definido, en donde:
    el primer vehlculo espacial esta controlado por el metodo segun cualquier reivindicacion precedente.
  5. 5. Un sistema para mantener en posicion una nave espacial geoestacionaria (600), comprendiendo:
    una nave espacial (601) comprendiendo al menos dos unidades de propulsion que tienen fuerzas con componentes en una direccion este, oeste, sur y norte en un sistema de coordenadas fijado a la nave espacial, comprendiendo ademas la nave espacial una unidad de control para controlar dichas al menos dos unidades de propulsion, la unidad de control esta configurada para recibir senales de control remoto (602),
    una estacion de control remoto (603) para controlar remotamente una orbita geoestacionaria (302) de la nave espacial por medio de dichas senales de control remoto, estando configurada la estacion de control remoto para situar la nave espacial en un slot definido de la orbita geoestacionaria y controlando una direccion de un vector del apogeo (304) que tiene su origen en el centro de la Tierra (102) y apuntando hacia un apogeo (303) de la orbita geoestacionaria de la nave espacial para apuntar en una direccion con un angulo dentro del intervalo de -90 a 90 grados desde una direccion de un vector del Sol (305) que tiene su origen en el centro de la Tierra y que apunta hacia el Sol (103), y que controla simultaneamente la excentricidad y la inclinacion de la orbita geoestacionaria para estar dentro del slot definido.
    imagen1
    imagen2
    Figura 2 (tecnica anterior)
    imagen3
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