ES2855948T3 - Sistema de toberas y procedimiento de control de la órbita y la actitud de satélites geoestacionarios - Google Patents
Sistema de toberas y procedimiento de control de la órbita y la actitud de satélites geoestacionarios Download PDFInfo
- Publication number
- ES2855948T3 ES2855948T3 ES14194874T ES14194874T ES2855948T3 ES 2855948 T3 ES2855948 T3 ES 2855948T3 ES 14194874 T ES14194874 T ES 14194874T ES 14194874 T ES14194874 T ES 14194874T ES 2855948 T3 ES2855948 T3 ES 2855948T3
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- nozzles
- satellite
- nozzle
- nozzle system
- axis
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 20
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 claims abstract description 41
- 239000013598 vector Substances 0.000 claims description 34
- 238000012937 correction Methods 0.000 claims description 10
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 8
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims description 4
- 230000003213 activating effect Effects 0.000 claims description 2
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 12
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 10
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 9
- 230000008569 process Effects 0.000 description 7
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 6
- 230000008859 change Effects 0.000 description 5
- 230000006870 function Effects 0.000 description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 4
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 3
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 3
- 238000003780 insertion Methods 0.000 description 3
- 230000037431 insertion Effects 0.000 description 3
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 3
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 2
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 2
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 2
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 2
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 2
- PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N Glycerine Chemical compound OCC(O)CO PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 1
- 230000009849 deactivation Effects 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 1
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 239000000843 powder Substances 0.000 description 1
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 description 1
- 230000003442 weekly effect Effects 0.000 description 1
- 229910052724 xenon Inorganic materials 0.000 description 1
- FHNFHKCVQCLJFQ-UHFFFAOYSA-N xenon atom Chemical compound [Xe] FHNFHKCVQCLJFQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/26—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using jets
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/405—Ion or plasma engines
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Plasma & Fusion (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Sistema de toberas (100) para un satélite destinado a estabilizarse en autorrotación en una órbita geoestacionaria, comprendiendo dicho satélite tres ejes de referencia X, Y y Z, el eje Y representa el eje norte/sur y el eje Z corresponde a una dirección que apunta a la tierra, que comprende un primer conjunto de toberas (101) configuradas para llevar a cabo el mantenimiento en estación del satélite, comprendiendo el primer conjunto un número par de toberas de propulsión eléctrica, con orientación preestablecida, siendo dicho número par al menos igual a 4, comprendiendo dicho primer conjunto de toberas un par de toberas a cada lado del plano XZ, caracterizado porque dichas toberas están orientadas según tres componentes espaciales, teniendo las dos toberas de cada par diferentes signos de componentes X y componentes Y del mismo signo, teniendo dos toberas pertenecientes a dos pares diferentes componentes Y de signo diferente.
Description
DESCRIPCIÓN
Sistema de toberas y procedimiento de control de la órbita y la actitud de satélites geoestacionarios
Área técnica
La presente invención se refiere en general a los sistemas de propulsión para satélites geoestacionarios y, en particular, a un sistema de toberas y un procedimiento de control de la órbita y la actitud de los satélites geoestacionarios.
Técnica anterior
Para el control de su órbita y actitud, los satélites utilizan un conjunto de actuadores, en particular un conjunto de toberas.
El sistema de toberas puede incluir toberas de propulsión eléctrica o toberas de propulsión química.
En realizaciones conocidas, el satélite comprende un sistema de toberas híbridas, incluyendo toberas de propulsión eléctrica y química. Estas toberas se utilizan por separado para el mantenimiento en estación del satélite. En particular, las toberas de propulsión eléctrica se utilizan para el control fuera del plano orbital (generalmente denominado "control Norte-Sur"), mientras que las toberas de propulsión química se utilizan para el control en el plano orbital (denominado "control Este-Oeste"), y para las maniobras de control del vector momento angular (desaturación de los volantes de inercia). Sin embargo, ese sistema híbrido tiene una relación entre la masa del satélite lanzado por vía húmeda y la masa de la carga útil para la carga útil y/o la vida útil del satélite que no es favorable.
En la nueva generación de satélites, hay una tendencia creciente hacia soluciones "totalmente eléctricas" para todos los componentes de los satélites. Este enfoque "totalmente eléctrico" puede lograr suficientes ganancias de masa para que un solo vehículo de lanzamiento pueda llevar dos satélites. Esto resulta en menores costos de lanzamiento de satélites. Por lo tanto, se han propuesto sistemas de toberas que comprenden sólo toberas de propulsión eléctrica. Las toberas eléctricas tienen un mejor impulso específico que las toberas de propulsión química. Sin embargo, estos sistemas de toberas "totalmente eléctricos" requieren mecanismos adicionales de orientación del empuje con baja desviación angular (por ejemplo, un mecanismo de orientación de toberas de 2 ejes) o mecanismos de orientación del empuje con alta desviación angular (por ejemplo, un brazo articulado de 2 ejes, de 3 ejes o más) que deben proporcionarse en el satélite. Sin embargo, estos mecanismos de gran desplazamiento pueden generar una mayor complejidad de desarrollo, lo que conduce a defectos de paralelismo y/u ortogonalidad y plantea problemas de fiabilidad. El resultado es una operación muy degradada en caso de pérdida funcional de un mecanismo de orientación. Además, aumentan la masa total del satélite, la complejidad del software de a bordo y el costo del equipo de a bordo.
El documento WO 92/09479 que describe todas las características técnicas del preámbulo de la reivindicación 1 se considera el documento más cercano del estado de la técnica.
Definición general de la invención
La invención mejora la situación al proporcionar un sistema de toberas para un satélite destinado a estabilizarse en autorrotación en una órbita geoestacionaria según la reivindicación 1 y un procedimiento de control de órbita y actitud para un satélite geoestacionario según la reivindicación 19, teniendo el satélite tres ejes de referencia X, Y y Z, el eje Y representa el eje Norte/Sur y el eje Z corresponde a una dirección de apuntamiento a la tierra. Ventajosamente, el sistema comprende un primer conjunto de toberas configuradas para llevar a cabo el mantenimiento en estación del satélite, el primer conjunto comprende un número par de toberas propulsadas eléctricamente con una orientación preestablecida, siendo dicho número par al menos igual a 4, las toberas están orientadas de acuerdo a tres componentes espaciales, y tienen dos por dos de los signos de diferentes componentes X e Y.
Según una característica de la invención, la posición de las toberas fijas puede elegirse de manera que las toberas pasen en las proximidades del centro de gravedad del satélite, manteniendo un par limitado en relación con la capacidad de los volantes de inercia del satélite.
La posición de las toberas también puede ser seleccionada para tener en cuenta el desplazamiento del centro de gravedad del satélite durante la vida útil del mismo.
Otra característica de la invención es que el sistema de toberas puede comprender un segundo conjunto de toberas que comprende al menos dos toberas accionadas eléctricamente, estando el segundo conjunto de toberas configurado para realizar al menos el posicionamiento del satélite, y estando las toberas del segundo conjunto orientadas sustancialmente a lo largo del mismo eje del satélite.
En una forma de realización de la invención, cada tobera del primer conjunto puede formar un ángulo de inclinación 0 seleccionado con respecto al eje Y.
En otra forma de realización de la invención, las toberas del primer conjunto tienen ángulos de inclinación 0 con respecto al eje Y sustancialmente idénticos.
Alternativamente, las toberas del primer conjunto pueden tener diferentes ángulos de inclinación 0 con respecto al eje Y.
El primer conjunto de toberas puede incluir:
• una tobera dispuesta en el borde delimitado por las caras norte y este del cuerpo del satélite; y/o
• una tobera dispuesta en el borde delimitado por las caras sur y este del cuerpo del satélite; y/o
• una tobera dispuesta en la cara norte en las proximidades del borde delimitado por las caras norte y oeste;
y/o
• una tobera dispuesta en la cara sur en las proximidades del borde delimitado por las caras sur y este del cuerpo del satélite; y/o
• una tobera dispuesta en la cara este del cuerpo del satélite, en las proximidades del borde delimitado por las caras sur y este del cuerpo del satélite; y/o
• una tobera dispuesta en la cara oeste del cuerpo del satélite, cerca del borde delimitado por las caras sur y oeste del cuerpo del satélite.
De acuerdo con otra característica de la invención, las toberas del primer conjunto son no-coplanares.
En un modo de realización de la invención, al menos una de las toberas del primer conjunto forma un ángulo de pivote a con respecto al plano YZ.
En particular, las toberas del primer conjunto pueden tener diferentes ángulos de pivote a con respecto al plano YZ.
De acuerdo con una característica de la invención, el primer conjunto de toberas puede comprender al menos una tobera dispuesta en las proximidades de una esquina exterior del cuerpo del satélite.
Según otro aspecto de la invención, el satélite puede comprender volantes de inercia mientras que el primer conjunto de toberas se utiliza para realizar el control del vector momento angular en caso de desaturación de los volantes de inercia.
La invención proporciona además un procedimiento de control de la órbita y la actitud para un satélite geoestacionario, que comprende un sistema de toberas de acuerdo con una de las características anteriores, comprendiendo el procedimiento el encendido de las toberas del primer conjunto independientemente unas con otras durante el mantenimiento en estación.
El mantenimiento en estación puede realizarse a lo largo de un número determinado de días de control, y para cada día de control el proceso puede implicar la colocación de una tobera del primer conjunto de toberas en una posición orbital determinada, aplicando una duración de empuje seleccionada de manera que la corrección neta de los elementos orbitales al final del día sea igual a un vector de corrección objetivo.
El proceso también puede incluir la activación de las toberas del segundo conjunto de toberas en al menos una de las siguientes fases de la vida del satélite: reposicionamiento del satélite y posicionamiento en órbita estable al final de la vida del satélite.
Según una característica de la invención, el proceso puede incluir el encendido simultáneo de las toberas del segundo conjunto de toberas.
El sistema de toberas de acuerdo con los modos de realización de la invención permite así superar las desventajas de los sistemas de toberas híbridos. En particular, no requiere el uso de un subsistema de propulsión química o de propelentes químicos en el satélite, y el control combinado norte/sur y este/oeste es más eficiente y más económico en propelentes.
Además, a diferencia de los sistemas de toberas "totalmente eléctricos" convencionales, el sistema de toberas según los modos de realización de la invención permite prescindir de los mecanismos de orientación de empuje convencionalmente previstos en el satélite. Además, en caso de pérdida de una tobera de propulsión eléctrica, el estacionamiento y el mantenimiento en estación siguen siendo factibles.
Otras características y ventajas de la invención serán evidentes en la siguiente descripción y en las figuras de los dibujos adjuntos en los que:
• La figura 1 es un esquema de un satélite en órbita;
• La figura 2 es un esquema que representa el sistema de toberas según un primer modo de realización de la invención ;
• La figura 3 es un esquema que representa el sistema de toberas según un segundo modo de realización de la invención; y
• La figura 4 es un organigrama que representa un procedimiento de control del sistema de toberas para el mantenimiento en estación y el control del vector momento angular, según una forma de realización de la invención.
El Anexo A contiene un conjunto de fórmulas utilizadas en la descripción de ciertos modos de realización de la invención.
Los dibujos y los anexos de la descripción contienen, en su mayoría, elementos de cierto carácter. Por lo tanto, pueden servir no sólo para mejorar la comprensión de la descripción, sino también para contribuir a la definición de la invención, llegado el caso.
La figura 1 muestra un ejemplo de un satélite geoestacionario 10, con una plataforma equipada con paneles solares 12 y una carga útil con antenas de transmisión y recepción. Para cualquier satélite 10 en órbita 5 alrededor de la tierra 11, se define un marco de referencia 7 vinculado al satélite. Este marco de referencia consiste en el triedro ortonormal directo formado por los ejes X, Y y Z. En la figura 1, el eje X corresponde a una dirección de vuelo en una órbita alrededor de la Tierra, el eje Y está orientado norte/sur, y el eje de guiñada Z es ortogonal al plano formado por los ejes X e Y y corresponde a una dirección que apunta a la Tierra. El satélite también puede incluir hardware y software dedicado a su funcionamiento, como volantes de inercia integrados en el cuerpo del satélite (actuadores para el control de la actitud), y un sistema de control de la actitud y la órbita.
Cuando el satélite está estabilizado en 3 ejes, el eje Z, llamado eje de guiñada, apunta hacia la Tierra, el eje Y, llamado eje de cabeceo, es perpendicular al plano de la órbita, y el eje X, llamado eje de balanceo, es perpendicular a los ejes Z e Y y en la misma dirección que la velocidad lineal instantánea del satélite en su órbita, siendo la dirección del eje Y tal que la referencia (X, Y, Z) es directa.
La figura 2 representa esquemáticamente un sistema de toberas 100 de acuerdo a un modo de realización de la invención. La figura 2 muestra esquemáticamente el cuerpo del satélite 20 en forma de paralelepípedo rectangular. Los puntos de unión de los paneles solares en su eje de rotación están representados en forma de rectángulo, para los paneles solares norte 120 y sur 121.
Según un aspecto de la invención, el sistema de 100 toberas según la invención comprende un número par de toberas accionadas eléctricamente que tienen una orientación preestablecida antes del lanzamiento del satélite. En la figura 2, el satélite se representa como lo ve un observador en la línea ecuatorial de la Tierra cerca del punto subsatelital (el punto de intersección entre la superficie de la Tierra y la línea que pasa por el centro de la Tierra y el satélite).
En particular, el sistema de toberas 100 según la invención puede comprender un primer conjunto de toberas 101, que comprende un número par de toberas al menos igual a 4 (por ejemplo, 4, 6 u 8). Las toberas 101 del primer conjunto tienen una orientación preestablecida y están generalmente orientadas en una posición cercana al centro de masa del satélite. En una realización preferente de la invención las toberas del conjunto 101 son no coplanares. El resto de la descripción se hará con referencia a un primer conjunto de toberas que comprende 4 toberas como lista no exhaustiva. Las 4 toberas del primer conjunto se denominarán en adelante N1, N2, S1 y S2. Las toberas 101 del primer conjunto comprenden dos pares de toberas a cada lado del plano XZ: el primer par de toberas (N1, N2) está generalmente dirigido hacia el norte (eje -Y) y el segundo par de toberas (S1, S2) está generalmente dirigido hacia el sur (eje Y). Además, las toberas del mismo par (por ejemplo N1 y N2) tienen componentes a lo largo del eje Y del mismo signo y componentes a lo largo del eje X de signos opuestos. En particular, cada tobera forma un ángulo de inclinación 0 particular elegido en relación con el eje Y. Así, las toberas del primer conjunto de toberas tienen dos por dos de los componentes a lo largo del eje X de signos opuestos, lo que permite la corrección de todos los elementos orbitales, y también tener brazo de palanca o capacidad de torsión en los diferentes ejes del satélite. Las 4 toberas del primer conjunto de toberas 101 según la invención se utilizan en particular para el mantenimiento en estación, o alternativamente en una manera combinada para el mantenimiento en estación y el control del vector momento angular. Cada tobera del primer conjunto de toberas puede encenderse independientemente unas de otras.
De acuerdo con un aspecto de la invención, la posición de las toberas 101 puede ser seleccionada de manera que las toberas pasen en las cercanías del centro de gravedad del satélite mientras se mantiene un par limitado en relación a la capacidad de los volantes de inercia del satélite. La posición de las toberas se puede seleccionar más adelante para tener en cuenta el desplazamiento del centro de gravedad del satélite durante la vida del mismo.
Así, la necesidad de un mecanismo de desviación para controlar el vector momento angular es reemplazada por un proceso de preajuste en tierra para evitar la necesidad de llevar el mecanismo de desviación de las toberas a bordo
del satélite. Específicamente, el preajuste en tierra se realiza para que no haya más desviación a bordo durante las operaciones de mantenimiento en estación del satélite y para el control del vector momento angular.
Las toberas 101 del primer conjunto de toberas están ventajosamente preestablecidas antes del lanzamiento del satélite, y tienen una orientación fija con respecto al cuerpo del satélite 20.
En caso de fallo de una de las toberas del primer conjunto de toberas 101, es posible, según la invención, utilizar todas las toberas del primer conjunto de toberas (3 en el modo de realización ilustrado) para el mantenimiento en estación, o sólo algunas de ellas en caso de fallo de una tobera, basándose en una estrategia alternativa de mantenimiento en estación y una evaluación de la pérdida de eficiencia.
El sistema de toberas 100 puede incluir también un segundo conjunto de toberas 102 con al menos dos toberas fijas para otras fases del ciclo de vida del satélite (por ejemplo, 2, 3 ó 4 toberas fijas), en particular la puesta en órbita, la inserción en la órbita final, el reposicionamiento en longitud y la puesta en la órbita cementerio al final de la vida útil. Las toberas del segundo conjunto de toberas 102 están orientadas sustancialmente a lo largo del mismo eje del satélite, por ejemplo, el eje de guiñada Z. El resto de la descripción se hará con referencia a un segundo conjunto toberas 102 que comprende dos toberas, denominadas R1 y R2, como ejemplo no limitativo. Según otra característica de la invención, todas las toberas del segundo conjunto de toberas pueden ser encendidas simultáneamente.
El sistema de toberas 100 según la invención está adaptado para todas las fases de la vida del satélite, y en particular:
• la fase de estacionamiento, que corresponde al período que va desde la inyección por parte del lanzador hasta que se alcanza la posición final del satélite;
• la fase de mantenimiento en estación, que corresponde a la fase de operación nominal del satélite;
• la fase de emergencia, si la hay, que corresponde a una falla y durante la cual se puede cambiar la altitud del satélite; y
• la fase de desactivación o desorbitación, durante la cual el satélite es enviado a la llamada órbita cementerio.
Para la puesta en órbita, el vector de empuje resultante asociado a las toberas 102 del segundo conjunto (las toberas del segundo conjunto de toberas se encienden ventajosamente de forma simultánea) se alinea con la dirección deseada del vector de empuje, según lo calculado por un dispositivo de optimización de la trayectoria de bajo empuje, implementado en tierra o a bordo. En este caso se utiliza un sistema de guía de actitud de tres ejes y un control de paneles solares giratorios.
Para la inserción en la órbita final, el reposicionamiento en longitud, la puesta en la órbita cementerio, el vector de empuje resultante asociado con las toberas 102 del segundo conjunto se alinea a lo largo de la trayectoria, es decir, sustancialmente en paralelo al vector de velocidad del satélite en la dirección tangencial deseada (+/- S). Puede ser necesaria una maniobra de de guiñada (“yaw slew” en inglés) de /- 90 grados para alcanzar una actitud relativa al apuntamiento en el modo normal, y una maniobra de rotación en sentido opuesto de -/+ 90 grados para volver al apuntamiento en el modo normal.
Si una de las toberas electro-propulsadas del segundo conjunto de toberas 102 falla, las toberas restantes se encienden. El impacto de primer orden en el tiempo de empuje es el doble, mientras que el impacto en el consumo de propelente (o equivalente en el incremento de velocidad de la Delta-V) es entonces insignificante.
Los ángulos de inclinación 0 y de pivote o de las toberas coplanares del primer conjunto de toberas 101, así como el número total de toberas 101 y 102 pueden ser ajustados antes del lanzamiento del satélite, por ejemplo mediante un simulador, de manera que:
• el primer conjunto de toberas 101 se utilice para el mantenimiento en estación, incluyendo el control de la órbita y el control del vector momento angular ;
• el segundo conjunto de toberas 102 se utiliza para la puesta en estación y otras fases de la vida del satélite.
Después de que el satélite ha sido lanzado, las toberas pueden entonces mantener la orientación fijada inicialmente. Así, con el sistema de toberas 100 según la invención, no es necesario proporcionar un mecanismo de ajuste adicional para reajustar la orientación de las toberas durante el vuelo. Esto resulta en una ganancia de masa significativa en el satélite y una reducción del costo total del satélite.
Para un funcionamiento eficiente, las toberas de propulsión eléctrica deben estar sustancialmente alineadas con el centro de masa del satélite en momentos predefinidos durante la vida útil (por ejemplo, alineamiento de cuarto de vida, alineamiento de medio de vida, alineamiento de tercero de vida). Además, las toberas del sistema 10 según la invención pueden ser ajustadas para que estén sustancialmente alineadas con el centro de masa del satélite antes del lanzamiento del mismo. Esta disposición de las toberas 101 del primer conjunto y su utilización para la fase de mantenimiento en estación permite, por tanto, reducir al mínimo los pares durante la vida útil del satélite.
Ventajosamente, la misma tecnología de toberas de propulsión eléctrica puede ser usada para ambos conjuntos de toberas 101 y 102, pero en diferentes puntos de uso.
En particular, las toberas 102 del segundo conjunto (R1 y R2) pueden ser seleccionadas en puntos de operación diferentes de la energía eléctrica suministrada al cátodo de las toberas electro-propulsadas, y de manera compatible con el balance de potencia del satélite. Esto da como resultado un mayor empuje con un menor impulso específico para el primer conjunto de toberas 101 que para el segundo conjunto de toberas 102.
Alternativamente, las toberas 101 del primer conjunto (N1, N2, S1, S2) pueden ser seleccionadas para tener un empuje más bajo con un impulso específico más alto que las toberas 102 del segundo conjunto.
Sin embargo, es posible, sin apartarse del ámbito de la presente invención, utilizar toberas para el primer conjunto de toberas 101 que tengan una tecnología diferente de las del segundo conjunto de toberas 102, por ejemplo una tecnología basada en el uso de un motor de polvo eyectable.
La elección de estas proporciones relativas de los parámetros específicos de empuje/impulso para cada conjunto de toberas 101 y 102 puede tener un efecto diferente dependiendo de la fase de vida del satélite. En particular:
• Para una puesta en órbita, el número de toberas instaladas y la energía eléctrica suministrada pueden permitir obtener un tiempo de transferencia razonable, normalmente de 2 a 6 meses (dependiendo del cliente y del vehículo de lanzamiento elegido), al precio del combustible adicional;
• Para la inserción en la órbita final, el reposicionamiento en longitud y el posicionamiento al final de la vida útil, las proporciones elegidas permiten obtener una aceleración de empuje suficiente para asegurar el área utilizada alrededor del anillo GEO sin entrar en la ventana vecina Este/Oeste (considerando una separación radial de /- 40 km, y una ventana longitudinal y latitudinal de /- 70 km o /- 0,05 grados); y
• Para el mantenimiento en estación, las proporciones elegidas pueden permitir obtener un impulso específico suficiente y limitar el consumo de combustible para un coste determinado en Delta-V.
Como se conoce de por sí, el impulso específico (normalmente denominado Isp) es representativo de la eficiencia de un sistema de propulsión. Se define como un cociente de dos cantidades, una que representa el empuje de un propulsor y la otra que representa el producto del caudal másico del propulsor y el valor normal de la aceleración de la gravedad (o caudal en peso del propulsor expulsado). El impulso específico indica el tiempo durante el cual un kilogramo de propulsor produce un empuje para mover una masa de un kilogramo (es decir, una fuerza de aproximadamente 9,81 N) en el campo gravitatorio de la Tierra.
El parámetro Delta-V es la medida del cambio (Delta o A) en la velocidad del satélite. Se expresa en distancia recorrida por unidad de tiempo (metro por segundo) y se calcula restando la velocidad antes del cambio de la velocidad después del cambio, o integrando el módulo de la aceleración debida al empuje durante la duración de la maniobra. El Delta-V puede ser usado para estimar la cantidad de propulsor que se necesita para realizar una maniobra, un cambio de trayectoria, para llegar a un destino remoto
La ventaja del sistema de 100 toberas es que no se requiere ningún subsistema adicional de propulsión química. Aunque no se requiere un subsistema de este tipo, la invención es compatible con el uso de dicho subsistema: por ejemplo, el propulsor de Xenón podría utilizarse como gas frío (con un impulso específico muy bajo) para eventos muy raros durante la vida del satélite, como un evento FDIR (acrónimo para la expresión anglosajona “Failure Detection Isolation and Recovery” que significa “Detección y Corrección de anomalías en vuelo), que requiere un Delta-V bajo (de un orden de magnitud de uno a unos pocos m/s).
Las toberas N1, N2, S1 y S2 del primer conjunto de toberas 101 según el primer modo de realización de la invención pueden disponerse en las caras norte (210), Sur (212), este (214) y oeste (216) del satélite de varias maneras, en particular:
• En el borde delimitado por las caras norte 210 y este 214 (tobera N1) y/o en el borde delimitado por las caras sur 212 y este 214 (tobera S2),
• En la cara norte 210 en las proximidades del borde delimitado por las caras norte 210 y oeste 216 (tobera N2), y/o en la cara sur 212 en las proximidades del borde delimitado por las caras sur 212 y este 214 (tobera S1).
También pueden colocarse en la cara este 214 en las proximidades del borde delimitado por las caras sur 212 y este 216 (para la tobera S1), y/o en la cara oeste 216 en las proximidades del borde delimitado por las caras sur 212 y oeste 216 (tobera S2).
Tal configuración se encuentra aproximadamente en el plano fijo YZ del cuerpo del satélite. Además, se pueden añadir componentes /- X en cada tobera de de propulsión eléctrica para proporcionar una capacidad de control de actitud según los tres ejes. En el caso de componentes adicionales /- X, las 4 toberas de propulsión eléctrica del conjunto
101 que se utilizan para el mantenimiento en estación pueden disponerse cerca de las esquinas del cuerpo del satélite 20, en una configuración "transversal" de acuerdo con un segundo modo de realización de la invención como se muestra en la figura 3.
El sistema de coordenadas usado convencionalmente en la mecánica orbital para las ecuaciones de movimiento es el sistema RSW donde:
• R es la dirección radial desde el centro de la Tierra hasta el satélite,
• S = W x R es la dirección tangencial cercana a la dirección de la velocidad del satélite, y
• W designa la dirección del vector de momento orbital (fuera del plano).
La estabilización de un satélite 10 según tres ejes (el satélite se denomina entonces "estabilizado en 3 ejes") consiste en mantener el punto de referencia (X, Y, Z) unido al satélite en la proximidad más cercana al punto de referencia (R, W, S), seleccionando X=+S, Y=-W, y Z=-R.
En la órbita operacional (GEO), el satélite se encuentra en el llamado modo normal (estabilizado en 3 ejes), de modo que la dirección de empuje de las toberas electro-propulsadas de cuerpo fijo está fijada en el sistema de coordenadas orbitales locales.
La dirección del eje de las toberas electro-propulsadas viene dada por su Azimut "Azzx/y" y su Elevación "EIzx/y" en el sistema de coordenadas del cuerpo fijo del satélite, medido Z a X según Y.
La dirección del vector de empuje de las toberas de propulsión eléctrica viene dada por el siguiente vector, por un lado en el sistema de coordenadas del cuerpo fijo del satélite, XYZ, y por otro lado en el sistema de coordenadas orbitales locales RSW:
- eos El eos Az
■ COS El sen Az
En el resto de la descripción, se pueden utilizar las siguientes anotaciones para designar las toberas 101 del primer conjunto:
NE para la tobera N1;
NW para designar la tobera N2,
SE para designar la tobera S1, y
SW para designar la tobera S2.
El experto en la materia entenderá que las notaciones (NE, NW, SE, SW) para las toberas 101 del primer conjunto no son limitativas y se utilizan sólo por convención para facilitar la descripción de ciertos modos de realización de la invención.
La matriz de configuración Csk de dimensiones 3 por 4 representa la dirección del vector de empuje de las cuatro toberas electro-propulsadas (EP) en el sistema de coordenadas orbitales locales, RSW:
En la siguiente descripción, la matriz de configuración y su firma se describirán en detalle para tres modos preferentes de realización de la invención.
El sistema de toberas de propulsión eléctrica 100 de la figura 2 corresponde a una configuración mínima que es simétrica en un plano.
En esta configuración, las cuatro toberas de propulsión eléctrica tienen dos por dos de los signos de componentes opuestos y presentan un ángulo de inclinación 0 sustancialmente idéntico con respecto al eje norte/sur. Las cuatro toberas no tienen ningún componente radial según el eje Z:
La elevación EIzx/y y el acimut Azzx/y para cada una de las toberas en este primer modo de realización de la invención están dados por la matriz siguiente:
NE NW SE .YW
El/xn. - (90° - 8) -(90° - 0 ) + (90° - 8) +(90° - 6 )
AZzxiy 90o 270° 90° 270°
Las toberas se enumeran aquí en un orden elegido sólo por convención (NE, NW, SE y SW) y que será utilizado en la siguiente descripción. El experto comprenderá que esta orden no es en absoluto limitativa, sino que se ha elegido para facilitar la descripción que figura a continuación.
La matriz de configuración Csk correspondiente a este sistema de toberas es entonces:
Esto resulta en la siguiente firma:
La matriz de configuración da las orientaciones de los vectores de empuje de las diferentes toberas en el punto de referencia del satélite. Su firma da las señales de los componentes del vector de empuje para cada tobera ("0" para el componente cero, "+" para el componente positivo, "-" para el componente negativo).
La figura 3 representa el sistema de toberas 100 de acuerdo con un segundo modo de realización de la invención. En este segundo modo de llevar a cabo la invención, el conjunto de toberas 101 tiene una configuración tetraédrica regular.
En este segundo modo de realización, el primer conjunto de toberas N1, N2, S1 y S2 (respectivamente designadas en esta figura como NE, NW, SE y SW) comprende cuatro toberas de propulsión eléctrica no coplanarias (eje Norte/Sur) que forman cada una un ángulo de inclinación 0 sustancialmente igual con respecto al eje Y y un ángulo de pivote o con respecto al plano XY. Las toberas tienen dos por dos signos de componentes opuestos, permitiendo el control de todos los elementos orbitales y teniendo capacidad de acoplamiento.
En particular, el ángulo de inclinación 0 con respecto al eje Y puede estar comprendido entre 40 y 45 grados mientras que el ángulo de pivote o con respecto al plano XY puede estar comprendido entre 10 y 20 grados.
La elevación EIzx/y y el azimut del Azzx/y para cada una de las toberas del primer conjunto de toberas 101 están dados por la siguiente matriz de acuerdo con este segundo modo de realización de la invención:
NE NW SE SW
El/xn - (90° - 9) - (90° - 9) +(90° - 0 ) +(9O °-0)
Az„„. 90° (7 270°-(7 90° - a 270° + er
La correspondiente matriz de configuración Csk es entonces:
La firma correspondiente en la etiqueta RSW es para esta matriz de configuración:
El experto en la materia comprenderá fácilmente que el primer modo de realización de la invención corresponde a una aplicación del segundo modo de realización con o=0.
La figura 4 muestra el sistema de toberas 100 de acuerdo con un tercer modo de realización de la invención. En este tercer modo de llevar a cabo la invención, el sistema de toberas tiene una configuración tetraédrica no regular.
En esta configuración, el primer conjunto de toberas 101 comprende cuatro toberas de propulsión eléctrica N1, N2, S1 y S2 (respectivamente designadas en esta figura como NE, NW, SE y SW) de dos en dos simétricas respecto al eje Y (eje norte/sur) que forman cada una de ellas respectivos ángulos de inclinación 0i respecto al eje Y y respectivos ángulos de pivote ai respecto al plano XY. El ángulo ai representa el ángulo de rotación girando alrededor de Y de X a Z. En la figura 3, el ángulo ai es, por ejemplo, positivo para la tobera N1.
De acuerdo con este tercer modo de realización, las cuatro toberas NE, NW, SE y SW del primer conjunto de toberas 101 tienen diferentes ángulos de inclinación respectivos 0ne, 0nw, 0se, 0sw y diferentes ángulos de pivote respectivos aNE, aNW, asE, asW.
La elevación EIzx/y y el azimut Azzx/y para cada una de las toberas del primer conjunto de toberas 101 están dados por la siguiente matriz de acuerdo con este tercer modo de realización de la invención:
NE NW SE SW
El¿x /r -(90° - éU -(9 0 ° - ^ . , ) (90 °-f? J (90°- 0 vl,) A-ZV;1 90° <JNt 270° - <jNW 90° - ost 270° ffsu,
La matriz de configuración Csk correspondiente a este tercer modo de implementación es entonces:
sen#VF sen <rw. + sen Bm sen a m. —sen sencrv/. -sen 9SW sen(Tslt - sen 6y t eos o NE + sen 6m , eos (JA,W, -sen 9st eos <7st +sen dsw eos crVM
La firma resultante es la siguiente:
El experto en la materia comprenderá fácilmente que el primer modo de realización de la invención corresponde a una aplicación particular del segundo modo de realización con 0ne=0nw=0se= 0sw=0 y ángulos de pivote aNE=aNW=a=W=a.
El satélite en órbita está sujeto a varias fuerzas perturbadoras que pueden alterar las características de su órbita, como la fricción atmosférica, causada por la atmósfera residual de la Tierra a la altura del satélite, que induce el frenado del mismo, o las atracciones combinadas del Sol y la Luna, que tienen el efecto de disminuir la inclinación del plano orbital sobre el ecuador.
El propósito del mantenimiento en estación es mantener las características de la órbita para permitir al satélite llevar a cabo su misión adecuadamente.
Típicamente, el mantenimiento en estación se lleva a cabo 4 o 5 días a la semana mediante maniobras de mantenimiento en estación. Si es necesario, las toberas de propulsión eléctrica también se pueden poner en funcionamiento diariamente (7 días a la semana). El experto entenderá fácilmente que estas frecuencias relativas al mantenimiento en estación se dan como un ejemplo no limitativo.
El siguiente vector Arese utiliza para designar las correcciones objetivo de las perturbaciones naturales que actúan en las correcciones de fin de día de la órbita geoestacionaria expresadas en elementos orbitales equinocciales (elementos no singulares para la órbita circular y ecuatorial):
Los elementos orbitales equinocciales incluyen:
• elemento a representa el Semieje Mayor;
• los elementos ex y ey representan los vectores de excentricidad; y
• los elementos ix y iy representan los vectores de inclinación.
Los parámetros Aa, Aex, Aey, Aix y Aiy designan las correcciones objetivo de los elementos orbitales equinocciales a, ex, ey, ix y iy respectivamente, al final del ciclo semanal de mantenimiento en estación.
El vector AV denota el costo de controlar los elementos orbitales equinocciales en incrementos de velocidad independientemente uno de otro:
Donde V es la velocidad de la órbita geoestacionaria.
En la estrategia de mantenimiento en estación según la invención, se prevé, para cada uno de los 4 o 5 días de control, encender cada tobera entre las toberas del primer conjunto 101 una vez para el mantenimiento en estación, en diferentes posiciones orbitales, y aplicando diferentes duraciones de empuje para que la corrección neta de los elementos orbitales al final del día sea igual al vector Are.
La aplicación de la estrategia de mantenimiento en estación según la invención, sin considerar posibles errores, da el siguiente costo anual AVsk para el control del mantenimiento en estación en términos de incremento de velocidad:
JA 17, A\7
AVsa. = A------ ------- — _
eos 9
En esta expresión, "cos 0" se refiere a la pérdida media de coseno debida a los ángulos de inclinación 0 de las cuatro toberas del primer conjunto 101 utilizadas para el mantenimiento en estación.
El conjunto de toberas 101 según los modos de realización de la invención permite corregir los 5 elementos orbitales equinocciales si se cumple la siguiente condición relativa a los ángulos de inclinación 0 de las 4 toberas N1, N2, S1 y S2:
El valor de @min puede ser de 5-10 grados.
J aví^+AV í 2
El valor máximo de ’ - puede ser de 52 m/s por año de control. Este valor representa el costo de corregir la deriva secular debido al efecto lunar-solar.
Es bien sabido que los satélites, cualquiera que sea su trayectoria u órbita, deben mantener una actitud muy precisa para asegurar, de acuerdo a su misión, la correcta orientación de sus antenas, sus paneles solares y los instrumentos científicos colocados a bordo. La actitud, por lo tanto, se refiere a la orientación angular del satélite. La actitud del satélite está generalmente controlada por actuadores internos como los volantes de inercia que aplican un par interno a la nave espacial y hacen que gire alrededor de uno de sus ejes X, Y, Z, los ejes X, Y, Z referidos al triedro de referencia ligado a la nave espacial. Sin embargo, la nave espacial tiene una tendencia a desorientarse bajo la acción de pares perturbadores producidos por el medio ambiente, como la presión solar, las fuerzas de fricción aerodinámica, los pares electromagnéticos y los pares debidos al gradiente de gravedad. Por lo tanto, la orientación angular de la nave espacial debe ser controlada activamente y la estabilidad de esta orientación a lo largo de sus tres ejes debe ser asegurada. El control de la actitud es proporcionado continuamente por un bucle de servidumbre que comprende sensores que miden la orientación de la nave espacial, una computadora de a bordo que procesa estas mediciones y establece comandos que son ejecutados por uno o más actuadores para contrarrestar las derivas y mantener una orientación en una dirección elegida. Sin embargo, cada vez que los volantes proporcionan un par interno, su velocidad aumenta hasta alcanzar una velocidad máxima llamada velocidad de saturación. Cuando se alcanza la velocidad máxima, los volantes de inercia ya no pueden compensar la deriva y el ordenador de a bordo inicia entonces una operación de desaturación de los volantes (llamada "wheels unloading" en inglés). A gran altitud o en órbita terrestre geoestacionaria GEO(acrónimo para la correspondiente expresión inglesa “Geosynchronus Earth Orbit”), el encendido de las toberas de propulsión eléctrica del conjunto 101, que se prevé en el contexto del mantenimiento en estación según la invención, también puede utilizarse para controlar el vector momento angular, y así lograr la desaturación de los volantes de inercia. También permite diseñar un plano de maniobra orbital que garantiza permanecer dentro del dominio de los volantes de inercia.
En esta forma de realización según la invención, las toberas del conjunto 101 se utilizan así conjuntamente para el mantenimiento en estación y el control del vector momento angular.
La figura 4 es un organigrama que representa las diversas etapas involucradas en el mantenimiento en estación y control del vector momento angular de acuerdo con una forma de realización de la invención.
En la etapa 400, se calculan las propiedades de las cuatro maniobras diarias de mantenimiento en estación sin tener en cuenta el control del vector momento angular. Este cálculo se puede implementar según las ecuaciones A1 y A2 del apéndice A, en el ejemplo de configuración de las toberas de la figura 3. La configuración de la figura 3 es una configuración de toberas simétrica dispuestas en un solo plano (el mismo ángulo de inclinación para las 4 toberas y sin componente radial a lo largo del eje Z).
En concreto, para calcular las propiedades de las 4 maniobras de impulsos, se puede resolver el sistema de ecuaciones del apéndice A1 (conocido como las ecuaciones de Gauss para los elementos de la órbita equinoccial).
El sistema de ecuaciones puede escribirse en la forma de la matriz A2 del anexo A con dimensiones 4 por 5 donde V denota la velocidad de la órbita geoestacionaria.
Tal sistema de ecuaciones puede ser resuelto numéricamente usando un solucionador de optimización no lineal. Las variables de decisión representan la amplitud de las 4 maniobras de impulsos (AVne,AVnw,AVse ,AVsw) y la posición de las 4 maniobras de impulsos (Lne,Lnw ,Lse,lSW) expresadas en la ascensión recta del satélite, es decir, el 6° elemento orbital equinoccial.
El experto en la materia debe tener en cuenta que en las ecuaciones A1 y la matriz A2 del apéndice A se consideran las maniobras de impulsos. Sin embargo, como alternativa, pueden considerarse para este cálculo las maniobras de propagación de empuje, utilizando la relación A4 del apéndice A, que da la duración finita Atburn del intervalo de empuje (“burn” en idioma anglosajón) de los cuatro empujes en función del impulso de velocidad AVbum del intervalo de empuje, la masa m del satélite y el empuje F de la nave de propulsión eléctrica. El proceso prevé calcular la duración de cada maniobra basándose en el conocimiento del Delta-V y la masa del satélite, en forma de una realización en la que se consideran las maniobras de impulso. Las maniobras de impulso se refieren a empujes de muy corta duración que entregan un impulso de velocidad AV proporcionado durante un tiempo muy corto. El empuje correspondiente tiene lugar durante un tiempo insignificante denle comparación con el período de la órbita.
La etapa 402, se calculan las propiedades de un empuje adicional para el control del vector momento angular, sin superponerse a los cuatro intervalos de empuje previamente planificados.
La etapa 402 introduce así un empuje adicional para controlar el vector momento angular.
Las etapas 400 y 402 se iteran entonces para tener en cuenta el efecto de la introducción de empuje adicional (etapa 402) y el cambio de las características de la maniobra en la corrección de los elementos orbitales.
En la etapa 404, se actualizan las propiedades de las 4 maniobras de mantenimiento en estación y el empuje adicional (por ejemplo, cambiando los tiempos de empuje inicial y final) para satisfacer ambos objetivos. El experto comprenderá fácilmente que la maniobra adicional no es necesaria en cada día de maniobras.
Tal proceso converge hacia una solución "factible" del control combinado (mantenimiento en estación y vector momento angular). Cuando se compara con la solución de mantenimiento en estación solamente, la solución de control combinada (mantenimiento en estación y control del vector momento angular) se caracteriza por el empuje adicional y el costo adicional del Delta-V. También es posible, según la invención, resolver directamente en una sola etapa el problema combinado de los dos objetivos (como se explica en el apéndice A). El número total de variables de decisión es entonces:
5 (elementos orbitales) 3 (componentes del vector momento angular) =8.
El número total de incógnitas es por lo tanto 8 (posiciones y delta-V de cada maniobra diaria). El problema combinado puede entonces calificarse como cuadrado, es decir, no indeterminado y no sobre-determinado. Se pueden encontrar varias soluciones para el problema de mantenimiento en estación.
Tal problema puede ser resuelto usando una rutina de mínimos cuadrados no lineales.
Si se añade un empuje adicional, el número total de incógnitas se convierte en 10 (5*2). El problema entonces se vuelve indeterminado. Entre las posibles soluciones, se prefieren las que tienen un coste mínimo de Delta-V. Tal problema puede entonces ser resuelto usando una rutina de optimización numérica, siendo la función objetiva a ser minimizada la masa de propelente consumida o equivalentemente a la suma de los módulos Delta-V. La función objetiva para minimizar la suma de las amplitudes de los 4 empujes viene dada por la ecuación A3 del apéndice A:
AVsa. = AVne + AVW A VSf AVW (A3)
La duración finita del intervalo de empuje (“burn” en idioma inglés) de los cuatro empujes se calcula utilizando la siguiente aproximación (A4), donde m es la masa del satélite y F es el empuje del vehículo de propulsión eléctrica:
^ um = ^ ^ ( A 4 )
t
Así pues, la invención proporciona un sistema de toberas de propulsión eléctrica cuyo pre-ajuste permite llevar a cabo eficazmente todas las funciones de la vida de un satélite, sin necesidad de un mecanismo adicional en el satélite. Esto da como resultado un beneficio de masa significativo y una reducción de los costos.
Por supuesto, la presente invención no se limita a los ejemplos y modos de realización descritos y representados, y es susceptible de numerosas variantes accesibles al experto en la materia. En particular, la invención ha sido descrita con referencia a un sistema de 6 toberas pero puede incluir un mayor número de toberas según las necesidades inherentes al satélite.
Se pueden aplicar diferentes criterios para seleccionar el número de toberas en cada conjunto 101 o 102. Por ejemplo, si se desea reducir el tiempo de transferencia, es posible aumentar el número de toberas en el conjunto 102 (por ejemplo, 4). Además, para definir la estrategia de sustitución en caso de anomalía de una tobera del conjunto de toberas 101, se puede elegir un número mayor de toberas que 4 para el conjunto de toberas 101.
Aunque la descripción anterior se ha hecho en relación con un conjunto de toberas 100 que comprende el primer conjunto 101 y el segundo conjunto 102, en ciertas formas de realización de la invención, el sistema de toberas puede comprender sólo las toberas N1, N2, S1 y S2 del primer conjunto, por ejemplo en el caso de la inyección directa por un lanzador comercial en la órbita geoestacionaria que no requiere mantenimiento en estación.
En las formas de realización en las que el conjunto de toberas 100 incluye tanto el primer conjunto 101 como el segundo conjunto 102, el experto observará que la dirección de empuje resultante del conjunto 102 puede estar en otros ejes del satélite dependiendo de las restricciones de diseño existentes en el satélite.
Además, en la descripción anterior, se han dado ejemplos de valores para los ángulos de inclinación 0 y o. Sin embargo, la invención se aplica a otros valores.
Apéndice A
Resolución del problema de mantenimiento en estación para el ejemplo de configuración de la figura 3
(A1)
(A2)
(A3)
Función objetivo para minimizar la suma de las amplitudes de los 4 empujes:
A V,K = Al',. Al , , AV. Al',.
(A4) Duración finita del intervalo de empuje ("burn" en inglés) de los cuatro empujes:
A t ~ m A V burn
^ burn ~ , ,
Claims (22)
1. Sistema de toberas (100) para un satélite destinado a estabilizarse en autorrotación en una órbita geoestacionaria, comprendiendo dicho satélite tres ejes de referencia X, Y y Z, el eje Y representa el eje norte/sur y el eje Z corresponde a una dirección que apunta a la tierra, que comprende un primer conjunto de toberas (101) configuradas para llevar a cabo el mantenimiento en estación del satélite, comprendiendo el primer conjunto un número par de toberas de propulsión eléctrica, con orientación preestablecida, siendo dicho número par al menos igual a 4, comprendiendo dicho primer conjunto de toberas un par de toberas a cada lado del plano XZ, caracterizado porque dichas toberas están orientadas según tres componentes espaciales, teniendo las dos toberas de cada par diferentes signos de componentes X y componentes Y del mismo signo, teniendo dos toberas pertenecientes a dos pares diferentes componentes Y de signo diferente.
2. Sistema de toberas según la reivindicación 1, caracterizado porque la posición de las toberas del primer conjunto se selecciona de manera que las toberas pasen en las proximidades del centro de gravedad del satélite, manteniendo un par limitado en relación con la capacidad de los volantes de inercia del satélite.
3. Sistema de toberas según la reivindicación 2, caracterizado porque la posición de las toberas se selecciona adicionalmente para tener en cuenta el desplazamiento del centro de gravedad del satélite durante su vida útil.
4. Sistema de toberas según una de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque comprende un segundo conjunto de toberas (102) que comprende al menos dos toberas de propulsión eléctrica, estando dicho segundo conjunto de toberas configurado para llevar a cabo al menos el posicionamiento del satélite, estando las toberas del segundo conjunto orientadas sustancialmente según el mismo eje del satélite.
5. Sistema de toberas (100) según una de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque cada tobera del primer conjunto (101) forma un ángulo de inclinación 0 seleccionado con respecto al eje Y.
6. Sistema de toberas según la reivindicación 5, caracterizado porque las toberas del primer conjunto (101) tienen ángulos de inclinación 0 sustancialmente idénticos con respecto al eje Y.
7. Sistema de toberas según la reivindicación 1 a 5, caracterizado porque las toberas del primer conjunto (101) tienen diferentes ángulos de inclinación 0 con respecto al eje Y.
8. Sistema de toberas según una de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque el primer conjunto de toberas (101) comprende una tobera dispuesta en el borde delimitado por las caras norte (210) y este (214) del cuerpo del satélite (20).
9. Sistema de toberas según una de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque el primer conjunto de toberas (101) comprende una tobera dispuesta en el borde delimitado por las caras sur (212) y este (214) del cuerpo del satélite (20).
10. Sistema de toberas según una de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque el primer conjunto de toberas (101) comprende una tobera dispuesta en la cara norte (210) en las proximidades del borde delimitado por la cara norte 210 y la cara oeste 216.
11. Sistema de toberas según una de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque el primer conjunto de toberas (101) comprende una tobera dispuesta en la cara sur (212) en las proximidades del borde delimitado por las caras sur (212) y este (214) del cuerpo del satélite (20).
12. Sistema de toberas según una de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque el primer conjunto de toberas (101) comprende una tobera dispuesta en la cara este (214) del cuerpo del satélite en las proximidades del borde delimitado por las caras sur (212) y este (214) del cuerpo del satélite.
13. Sistema de toberas según una de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque el primer conjunto de toberas (101) comprende una tobera dispuesta en la cara oeste del cuerpo del satélite (216) en las proximidades del borde delimitado por las caras sur (212) y oeste (216) del cuerpo del satélite.
14. Sistema de toberas según una de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque las toberas del primer conjunto (101) son no coplanares.
15. Sistema de toberas según una de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque al menos una de las toberas del primer conjunto (101) forma un ángulo de pivote a con respecto al plano YZ.
16. Sistema de toberas según una de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque las toberas del primer conjunto (101) tienen respectivos ángulos de pivote a con respecto al plano YZ que son diferentes.
17. Sistema de toberas según una de las reivindicaciones 15 y 16, caracterizado porque el primer conjunto de toberas (101) comprende al menos una tobera dispuesta en las proximidades de una esquina exterior del cuerpo del satélite (20).
18. Sistema de toberas según una de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque el satélite (10) comprende volantes de inercia, y porque el primer conjunto de toberas (101) se utiliza para realizar el control del vector momento angular en caso de desaturación de los volantes de inercia.
19. Procedimiento de control de la órbita y la actitud de un satélite geoestacionario, que comprende un sistema de toberas según una de las reivindicaciones 1 a 18, caracterizado porque comprende el encendido de las toberas del primer conjunto de manera independiente entre sí durante el mantenimiento en estación.
20. Procedimiento según la reivindicación 19, caracterizado porque el mantenimiento en estación se realiza a lo largo de un número determinado de días de control, y porque el procedimiento comprende, para cada día de control, la colocación de una tobera del primer conjunto de toberas (101) en una posición orbital determinada, aplicando una duración de empuje seleccionada de manera que la corrección neta de los elementos orbitales al final del día sea igual a un vector de corrección objetivo.
21. Procedimiento según una de las reivindicaciones 19 y 20, caracterizado porque comprende la activación de las toberas del segundo conjunto de toberas (102) en al menos una de las siguientes fases entre las fases de vida del satélite: reposicionamiento del satélite, posicionamiento del satélite en órbita estable al final de su vida.
22. Procedimiento según la reivindicación 21, caracterizado porque comprende el encendido simultáneo de las toberas del segundo conjunto de toberas (102).
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1302782A FR3014082B1 (fr) | 2013-11-29 | 2013-11-29 | Systeme de tuyeres et procede pour le controle d'orbite et d'attitude pour satellite geostationnaire |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2855948T3 true ES2855948T3 (es) | 2021-09-24 |
Family
ID=50478451
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES14194874T Active ES2855948T3 (es) | 2013-11-29 | 2014-11-26 | Sistema de toberas y procedimiento de control de la órbita y la actitud de satélites geoestacionarios |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9878807B2 (es) |
| EP (1) | EP2878539B1 (es) |
| ES (1) | ES2855948T3 (es) |
| FR (1) | FR3014082B1 (es) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2016030890A1 (en) | 2014-08-26 | 2016-03-03 | Effective Space Solutions Ltd | Docking system and method for satellites |
| ITUB20152728A1 (it) * | 2015-07-31 | 2017-01-31 | D Orbit S R L | Sistema di propulsione per satelliti artificiali di piccole dimensioni, satellite incorporante detto sistema di propulsione e metodo di gestione di detto sistema di propulsione |
| ES2596721B1 (es) * | 2016-01-15 | 2017-11-06 | Antonio SÁNCHEZ TORRES | Tobera eléctrica pulsante para aumentar el empuje en motores espaciales de plasma |
| US10625882B2 (en) | 2017-03-06 | 2020-04-21 | Effective Space Solutions Ltd. | Service satellite for providing in-orbit services using variable thruster control |
| CN109896050B (zh) * | 2019-03-20 | 2022-05-20 | 西北工业大学 | 一种电控矢量推力电推进器 |
| CN114313309B (zh) * | 2020-08-12 | 2023-08-04 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 小型高轨卫星的自主变轨方法 |
| CN113602534B (zh) * | 2021-06-26 | 2023-02-28 | 山东航天电子技术研究所 | 一种微型电推进推力大小的在轨标定方法 |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5020746A (en) * | 1989-09-29 | 1991-06-04 | Hughes Aircraft Company | Method for satellite station keeping |
| FR2669887B1 (fr) * | 1990-11-30 | 1995-06-02 | Aerospatiale | Procede de controle d'attitude en tangage d'un satellite grace a la pression de radiation solaire et satellite adapte a sa mise en óoeuvre. |
| IT1245661B (it) * | 1991-01-23 | 1994-10-06 | Selenia Spazio Spa Ora Alenia | Satellite stabilizzato a tre assi dotato di propulsori elettrici per manovre orbitali e controllo di assetto. |
| US5595360A (en) * | 1994-03-25 | 1997-01-21 | Hughes Aircraft Company | Optimal transfer orbit trajectory using electric propulsion |
| US5810295A (en) * | 1996-07-10 | 1998-09-22 | Hughes Electronics Corporation | Method and apparatus for a satellite station keeping |
| US6053455A (en) * | 1997-01-27 | 2000-04-25 | Space Systems/Loral, Inc. | Spacecraft attitude control system using low thrust thrusters |
| RU2124461C1 (ru) * | 1997-11-12 | 1999-01-10 | Акционерное общество открытого типа "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева | Способ управления космическим аппаратом, снабженным реактивными двигателями с направленными под углом к осям связанного базиса и смещенными относительно центра масс аппарата линиями действия тяг, система для реализации способа, блок реактивных двигателей системы |
| US6607167B2 (en) * | 2001-02-01 | 2003-08-19 | The Boeing Company | Spacecraft thermal shock suppression system |
| US8439312B2 (en) * | 2007-07-17 | 2013-05-14 | The Boeing Company | System and methods for simultaneous momentum dumping and orbit control |
| FR3006671B1 (fr) * | 2013-06-07 | 2015-05-29 | Thales Sa | Systeme de propulsion en quatre modules pour controle d'orbite et controle d'attitude de satellite |
-
2013
- 2013-11-29 FR FR1302782A patent/FR3014082B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2014
- 2014-11-25 US US14/553,801 patent/US9878807B2/en active Active
- 2014-11-26 EP EP14194874.5A patent/EP2878539B1/fr active Active
- 2014-11-26 ES ES14194874T patent/ES2855948T3/es active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR3014082B1 (fr) | 2016-01-01 |
| US20150307214A1 (en) | 2015-10-29 |
| EP2878539B1 (fr) | 2020-10-28 |
| US9878807B2 (en) | 2018-01-30 |
| FR3014082A1 (fr) | 2015-06-05 |
| EP2878539A1 (fr) | 2015-06-03 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| ES2855948T3 (es) | Sistema de toberas y procedimiento de control de la órbita y la actitud de satélites geoestacionarios | |
| Johnson et al. | NanoSail-D: A solar sail demonstration mission | |
| RU2219109C2 (ru) | Способ выведения нескольких спутников на некомпланарные орбиты с использованием силы лунного притяжения | |
| ES2879228T3 (es) | Satélite que comprende medios de propulsión eléctricos soportados por medios de desplazamiento y medios de propulsión eléctricos adicionales de orientación fija | |
| Klesh et al. | Marco: Cubesats to mars in 2016 | |
| JP6998799B2 (ja) | 可変なスラスター制御を用いた軌道上サービスを提供するためのサービス衛星 | |
| ES2345494T3 (es) | Aparato para un vehiculo espacial geosincrono para extension de la vida util. | |
| ES2661024T3 (es) | Satélite con medios de propulsión eléctricos, procedimiento de puesta en posición de tal satélite y procedimiento de mantenimiento en posición del citado satélite | |
| Orr et al. | Precision formation flight: the CanX-4 and CanX-5 dual nanosatellite mission | |
| JPH02306900A (ja) | 静止通信衛生を軌道に乗せる方法 | |
| JP2001509110A (ja) | 低推力スラスタを使用する衛星姿勢制御システム | |
| US9963248B2 (en) | Spin stabilization of a spacecraft for an orbit maneuver | |
| Hine et al. | The lunar atmosphere and dust environment explorer mission | |
| Jan et al. | Attitude control system for ROCSAT-3 microsatellite: a conceptual design | |
| US20060038080A1 (en) | Solar control method for spacecraft | |
| Johnson et al. | Solar sail propulsion for interplanetary CubeSats | |
| US10144531B2 (en) | Reorientation of a spinning spacecraft using gimbaled electric thrusters | |
| ES1215425U (es) | Actuador inercial aeroespacial | |
| Nehrenz | Initial design and simulation of the attitude determination and control system for LightSail-1 | |
| You et al. | Mars Reconnaissance Orbiter interplanetary cruise navigation | |
| Barinova et al. | Determining of equilibrium positions of CubeSat nanosatellite under the influence of aerodynamic and gravitational moments | |
| Bodin et al. | The SMART-1 attitude and orbit control system: Flight results from the first mission phase | |
| Jordaan | Spinning solar sail: the deployment and control of a spinning solar sail satellite | |
| Johnson et al. | Multiple NEO rendezvous using solar sail propulsion | |
| Hampton | A Versatile Magnetorquer Design for Microsatellite Constellation Missions |