ES2879228T3 - Satélite que comprende medios de propulsión eléctricos soportados por medios de desplazamiento y medios de propulsión eléctricos adicionales de orientación fija - Google Patents
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Abstract
Satélite (10) destinado a ser puesto en estación en órbita terrestre, que comprende medios (30, 31) de propulsión que comprenden al menos un propulsor y medios (20, 21) de desplazamiento de dichos medios de propulsión en una referencia de satélite centrada en un centro de masa de dicho satélite y que comprende tres ejes X, Y y Z tales que, en el satélite en estación en órbita terrestre, el eje X es paralelo al vector de velocidad del satélite, el eje Z se dirige hacia la Tierra y el eje Y es ortogonal a los ejes X y Z, los medios de desplazamiento que están adaptados para: - modificar los ángulos entre una dirección de empuje de cada propulsor y los ejes, respectivamente X, Y, de la referencia de satélite, - desplazar cada propulsor, en dirección de empuje constante en la referencia de satélite, de manera que se forma un momento de eje cualquiera en un plan ortogonal a dicha dirección de empuje, los medios de propulsión soportados por los medios (20, 21) de desplazamiento que son medios de propulsión eléctricos, caracterizado por que dicho satélite comprende medios (40) de propulsión eléctricos adicionales de orientación fija con respecto a dicho satélite.
Description
DESCRIPCIÓN
Satélite que comprende medios de propulsión eléctricos soportados por medios de desplazamiento y medios de propulsión eléctricos adicionales de orientación fija
Sector de la técnica
La presente invención pertenece al campo del control de órbita y de altitud de satélites. La invención encuentra una aplicación particularmente ventajosa, aunque en ningún caso limitativa, en el caso de satélites de telecomunicaciones en órbita geoestacionaria ("Geostationary Orbif o GEO) equipados con medios de propulsión eléctricos.
Estado de la técnica
De manera conocida. Un satélite en órbita terrestre está sometido a numerosas perturbaciones. Estas perturbaciones tienden, por un lado, a desplazar el satélite con respecto a una posición de consigna en su órbita y, por otro lado, a modificar la altitud de dicho satélite con respecto a una altitud de consigna.
Con el fin de mantener el satélite casi en la posición de consigna y en la altitud de consigna, es necesario efectuar un control de órbita y un control de altitud de dicho satélite.
El control de órbita consiste en limitar las variaciones de los parámetros orbitales expresados generalmente en términos de inclinación, de longitud y de excentricidad de la órbita del satélite. En el caso de un satélite en órbita GEO, tal como un satélite de telecomunicaciones, el control de órbita se reduce a controlar la posición del satélite con respecto a la Tierra y se conoce del mismo modo bajo el nombre de mantenimiento en estación del satélite "station keeping" o "S/K" en la literatura anglosajona).
El control de órbita de un satélite en órbita GEO se realiza en general por medio de varias maniobras de control de órbita en el transcurso de las cuales se activan propulsores del satélite. El control de órbita del satélite se efectúa ajustando las fuerzas de empuje formadas por dichos propulsores en el transcurso de diferentes maniobras de control de órbita, pero del mismo modo ajustando las duraciones de activación de dichos propulsores. De manera convencional, se efectúan varias maniobras de control de órbita:
- las maniobras Norte/Sur (N/S) permiten controlar la inclinación de la órbita del satélite,
- las maniobras Este-Oeste (E/O) permiten controlar la longitud de la órbita del satélite.
La excentricidad se controla generalmente en el transcurso de las maniobras E/O en el caso de propulsores químicos, o en el transcurso de las maniobras N/S en el caso de los propulsores eléctricos.
Se puede definir una referencia de satélite centrada en un centro de masa de dicho satélite y que comprende tres ejes X, Y y Z: el eje X es paralelo a un vector de velocidad del satélite, el eje Z se dirige hacia la Tierra y el eje Y es ortogonal a los ejes X y Z. En la referencia de satélite, las maniobras N/S necesitan tener fuerzas de empuje según el eje Y, mientras que las maniobras E/O necesitan tener fuerzas de empuje según el eje X de la referencia de satélite.
En el caso general, las maniobras N/S y las maniobras E/O utilizan propulsores distintos, pudiendo ser tecnologías diferentes (por ejemplo eléctricos para las maniobras N/S y químicos para las maniobras E/O). Los propulsores utilizados para las maniobras N/S se pueden montar en medios de desplazamiento. Dichos medios de desplazamiento se utilizan para mantener, en el plano YZ, las direcciones de empuje de los propulsores alineados con el centro de masa del satélite (lo que puede variar en el transcurso del tiempo en función de la cantidad de propulsantes en los depósitos, de la posición/orientación de los equipos de carga útil, etc.), con el fin de evitar formar momentos susceptibles de modificar la altitud del satélite.
Las fechas de las maniobras de control de órbita (es decir las fechas de activación de los propulsores) las duraciones de dichas maniobras de control de órbita (es decir las duraciones de activación de los propulsores) así como las fuerzas de empujes de dichas maniobras de control de órbita constituyen un plan de maniobra de control de órbita. Este plan de maniobra se determina de manera que se minimiza el consumo de los propulsores a la vez que se mantienen los parámetros orbitales en los intervalos predefinidos.
El control de altitud consiste en controlar la orientación del satélite, en particular con respecto a la Tierra. Cuando el satélite está en estación de órbita, las perturbaciones aplican momentos ("torques" en la literatura anglosajona) que tienden a hacer girar dicho satélite alrededor de su centro de masa y por tanto modificar la altitud de dicho satélite con respecto a la altitud de consigna. Se ha de observar que las maniobras de control de órbita pueden del mismo modo aplicar momentos perturbadores cuando las fuerzas de empuje no están perfectamente alineadas con el centro de masa del satélite.
Con el fin de mantener el satélite en la altitud de consigna, el mismo se equipa en general de un dispositivo de almacenamiento de momento cinético ("angular momentum’’ en la literatura anglosajona). El dispositivo de almacenamiento de momento cinético comprende por ejemplo al menos tres ruedas de reacción, de ejes de rotación linealmente independientes. Controlando la velocidad de rotación de dichas ruedas de reacción, es posible crear momentos que se oponen a los momentos perturbadores.
Debido al efecto acumulativo de los momentos perturbadores, las velocidades de rotación de dichas ruedas de reacción y por tanto el momento cinético almacenado, tienden a aumentar progresivamente. Por consiguiente es necesario desaturar regularmente el dispositivo de almacenamiento de momento cinético con el fin de limitar la excursión en la velocidad de dichas ruedas de reacción. Por "desaturar” se entiende aplicar momentos externos al satélite que, cuando son absorbidos por el dispositivo de almacenamiento de momento cinético, permiten disminuir la cantidad de momento cinético almacenado. Dicha desaturación del dispositivo de almacenamiento de momento cinético se conoce bajo el nombre de "angular momentum unloading” en la literatura anglosajona.
La desaturación del dispositivo de almacenamiento de momento cinético utiliza en general propulsores dedicados, que se activan en el transcurso de maniobras dedicadas de control de altitud.
Se entiende por tanto que el control de órbita y el control de altitud, en particular de desaturación de un dispositivo de almacenamiento de momento cinético de un satélite utiliza numerosos propulsores diferentes y/o numerosas maniobras diferentes. Debido a que comprende numerosos propulsores diferentes, la complejidad y el coste de fabricación del satélite aumentan. Debido a que se deben efectuar numerosas maniobras diferentes, el consumo de los propulsores aumenta, lo que puede disminuir la vida útil del satélite, sobre todo en el caso de propulsores químicos. Además, el aumento del número de secuencias ON/OFF (apagado/encendido) de los propulsores tiene del mismo modo un efecto negativo en la vida útil. Por otro lado, la carga operativa del segmento de suelo está directamente relacionada con el número de maniobras. Por tanto es deseable limitar su número.
El documento EP 2660154 A2 describe un ejemplo de satélite destinado a limitar el número de propulsores utilizados durante el control de órbita.
Objeto de la invención
La presente invención tiene por objetivo remediar todas o parte de las limitaciones de las soluciones de la técnica anterior, en especial las expuestas anteriormente, proponiendo una solución que permite limitar a la vez el número de propulsores y el número de maniobras necesarias para controlar la órbita del satélite y desaturar un dispositivo de almacenamiento de momento cinético del satélite.
Con este fin, la presente invención se refiere a un satélite tal y como se define por las reivindicaciones.
Los ejemplos de realización descritos que no están cubiertos por las reivindicaciones deben considerarse como ejemplos de realización útiles para la comprensión de la invención.
Un primer ejemplo de realización se refiere a un procedimiento de control de órbita de un satélite en órbita terrestre, en el cual la órbita del satélite se controla controlando según un plan de maniobra los medios de propulsión, que comprenden al menos un propulsor y medios de desplazamiento de dichos medios de propulsión en una referencia de satélite centrada en un centro de masa del satélite y que comprende tres ejes X, Y y Z, el eje X que es paralelo a un vector de velocidad del satélite, el eje Z que se dirige hacia la Tierra y el eje Y que es ortogonal a los ejes X y Z. Los medios de desplazamiento están además adaptados para:
- modificar los ángulos entre una dirección de empuje de cada propulsor y los ejes, respectivamente X, Y, de la referencia de satélite,
- desplazar en cada propulsor, en dirección de empuje constante en la referencia de satélite, de manera que se forma un momento de eje cualquiera en un plan ortogonal a dicha dirección de empuje, el plan de maniobra comprende al menos dos maniobras de control de órbita, las fuerzas de empuje de los medios de propulsión en el transcurso de dichas dos maniobras de control de órbita son de direcciones de empuje respectivas no paralelas en la referencia de inercia y dichas fuerzas de empuje de dichas dos maniobras de control de órbita se determinan de manera que controlan simultáneamente la inclinación y la longitud de la órbita de satélite, a la vez que forman momentos adaptados para desaturar un dispositivo de almacenamiento de momento cinético de dicho satélite en planos respectivos no paralelos en la referencia de inercia, de manera que dichas dos maniobras de control de órbita del plan de maniobra permiten desaturar dicho dispositivo de almacenamiento de momento cinético según tres ejes. De manera general, en toda la presente solicitud, una fuerza de empuje se define por un vector de empuje y un punto de aplicación de dicha fuerza de empuje con respecto al centro de masa del satélite. El vector de empuje está definido a su vez por una norma de empuje y por una dirección de empuje de norma unitaria que corresponde al vector de empuje normalizado por dicha norma de empuje.
Tal y como se indicó anteriormente, los medios de desplazamiento permiten modificar ángulos entre la dirección de empuje de cada propulsor y los ejes, respectivamente X, Y, de la referencia de satélite. Por consiguiente, es posible con dichos medios de desplazamiento formar una fuerza de empuje de dirección de empuje adaptada para controlar de forma simultánea la inclinación de la órbita del satélite (componente según el eje Y) y la longitud de la órbita del satélite (componente según el eje X).
Los medios de desplazamiento permiten además desplazar cada propulsor, en dirección de empuje constante en la referencia de satélite (es decir que sólo se desplaza el punto de aplicación de la fuerza de empuje) de manera que se forma un momento de eje cualquiera en un plano ortogonal a dicha dirección de empuje. Por consiguiente, es posible con dichos medios de desplazamiento formar una fuerza de empuje adaptada no solamente para controlar la inclinación y la longitud de la órbita del satélite, sino del mismo modo para formar un momento de desaturación del dispositivo de almacenamiento de momento cinético comprendido en el plano ortogonal a dicha dirección de empuje. De hecho, para una dirección de empuje dada, los ejes posibles del momento formado al desplazar el punto de aplicación de la fuerza de empuje se encuentran todos ellos en el plano ortogonal a dicha dirección de empuje. Por consiguiente, para una dirección de empuje dada, la desaturación del dispositivo de almacenamiento de momento cinético sólo es posible en un espacio vectorial de dimensión dos. Debido a que el plan de maniobra comprende al menos dos maniobras de control de órbita para las cuales las fuerzas de empuje son de direcciones de empuje respectivas no paralelas en la referencia de inercia, los planos ortogonales a estas direcciones de empuje tampoco son del mismo modo paralelos de manera que, como media en estas dos maniobras de control de órbita, la desaturación del dispositivo de almacenamiento de momento cinético es posible en un espacio vectorial de dimensión tres.
Un segundo ejemplo de realización se refiere a un producto de programa de ordenador caracterizado por que comprende un conjunto de instrucciones de código de programa que, cuando se ejecutan por un procesador, configuran dicho procesador para implementar un procedimiento de control de órbita de un satélite según el primer ejemplo de realización.
Un tercer ejemplo de realización se refiere a un satélite destinado a ponerse en estación de órbita terrestre, que comprende medios de propulsión, que comprenden al menos un propulsor y medios de desplazamiento de dichos medios de propulsión en una referencia de satélite centrada en un centro de masa de dicho satélite y que comprende tres ejes X, Y y Z tales que, en el satélite en estación de órbita terrestre, el eje X es paralelo a un vector de velocidad de satélite, el eje Z se dirige hacia la Tierra y el eje Y es ortogonal a los ejes X y Z. Además, los medios de desplazamiento están adaptados para:
- modificar los ángulos entre una dirección de empuje de cada propulsor y los ejes, respectivamente X, Y, de la referencia de satélite
- desplazar cada propulsor, con dirección de empuje constante en la referencia de satélite, de manera que se forma un momento de eje cualquiera en un plano ortogonal a dicha dirección de empuje.
El satélite según el tercer ejemplo de realización comprende además medios adaptados para controlar los medios de propulsión y los medios de desplazamiento según un plan de maniobra que comprende al menos dos maniobras de control de órbita, las fuerzas de empuje de los medios de propulsión en el transcurso de dichas dos maniobras de control de órbita que son de direcciones de empuje respectivas no paralelas en la referencia de inercia, dichas fuerzas de empuje de dichas dos maniobras de control de órbita que se determinan de manera que controlan de forma simultánea la inclinación y la longitud de la órbita del satélite a la vez que forman momentos adaptados para desaturar un dispositivo de almacenamiento de momento cinético de dicho satélite en planos respectivos no paralelos en la referencia de inercia, de manera que dichas dos maniobras de control de órbita del plan de maniobra permiten desaturar dicho dispositivo de almacenamiento de momento cinético según tres ejes.
Un cuarto ejemplo de realización se refiere a un sistema de control de órbita de un satélite según el tercer ejemplo de realización, que comprende medios configurados para determinar el plan de maniobra de manera que se asegura una capacidad mínima predeterminada de desaturación según tres ejes sobre el conjunto de dichas dos maniobras de control de órbita de dicho plan de maniobra.
Descripción de las figuras
La invención se comprenderá mejor de la lectura de la descripción siguiente, dada a título de ejemplo en ningún caso limitativo, y realizada refiriéndose a las figuras que representan:
- La figura 1: una representación esquemática de un sistema de control de órbita de un satélite en órbita alrededor de la Tierra.
- La figura 2: una representación esquemática de un modo particular de realización de un satélite según la invención, - La figura 3: una representación esquemática de un ejemplo de realización de un satélite,
- La figura 4: una representación esquemática de una variante de realización del satélite de la figura 3,
- La figura 5: un diagrama que representa las principales etapas de un procedimiento de control de órbita de un satélite.
En estas figuras, referencias idénticas de una figura a otra designan elementos idénticos o análogos. Por razones de claridad, los elementos representados no están a escala, salvo que se indique lo contrario.
Descripción detallada de la invención
La figura 1 representa de forma esquemática un sistema de control de órbita de un satélite 10. En el resto de la descripción, nos situamos de manera no limitativa en el caso de un satélite 10 en órbita GEO. Nada excluye sin embargo, según otros ejemplos, considerar otros tipos de motores espaciales (transbordador espacial, estación orbital, etc.) y/u otras órbitas terrestres, por ejemplo órbitas geosíncronas, órbitas medias (“Médium Earth Orbit" o MEO), órbitas bajas (“Low Earth Orbit" o Le o ), etc.
Para las necesidades de la descripción, se asocia al satélite 10 una referencia de satélite centrada en un centro O de masa del satélite 10 y que comprende tres ejes X, Y, Z. De forma más particular, el eje X es paralelo a un vector de velocidad del satélite 10 en la referencia de inercia, el eje Z está dirigido hacia el centro de la Tierra T y el eje Y es ortogonal a los ejes X y Z. Se asocia a cada uno de los ejes X, Y y Z de la referencia de satélite vectores unitarios, respectivamente ux, uy, uz. El vector ux unitario corresponde al vector de velocidad normalizada por la norma de dicho vector de velocidad, el vector uz unitario está orientado desde el centro O de masa del satélite 10 hacia el centro de la Tierra T y el vector uy unitario está orientado de tal manera que el conjunto (ux, uy, uz) constituye una base ortonormal directa de la referencia de satélite.
Tal y como se ilustra por la figura 1, el satélite 10 comprende por ejemplo un cuerpo 11 y dos generadores 12 solares a ambos lados del cuerpo 11. Los dos generadores 12 solares son por ejemplo montados móviles en rotación con respecto al cuerpo 11 del satélite 10, alrededor de un mismo eje de rotación.
En el resto de la descripción, nos situamos de manera no limitativa en el caso en el que el cuerpo 11 del satélite 10 es casi en forma de paralelepípedo rectangular. El cuerpo 11 comprende por tanto seis caras paralelas dos a dos y los dos generadores 12 solares se disponen respectivamente en dos caras opuestas de dicho cuerpo 11, el eje de rotación de dichos dos generadores 12 solares que es casi ortogonal a dichas dos caras opuestas del cuerpo 11 del satélite 10.
En el resto de la descripción, nos situamos de manera no limitativa en el caso en el que la altitud del satélite 10 es controlada, por las necesidades de la misión de dicho satélite 10, de manera que se coloca a una altitud de consigna, denominada “altitud de misión", en la cual:
- una cara del cuerpo 11 del satélite 10, designada por “cara Z" que soporta por ejemplo un instrumento de una carga útil de dicho satélite 10, se dirige hacia la Tierra y es casi ortogonal al eje Z; la cara opuesta a la cara Z, dispuesta por lo tanto en el lado opuesto a la Tierra, se designa por “cara -Z";
- las dos caras opuestas del cuerpo 11 del satélite 10 sobre las que se disponen los dos generadores 12 solares, designadas respectivamente por “cara Y (con respecto al centro O de masa: en el lado señalado por el vector uy unitario) y “cara -Y", son casi ortogonales al eje Y;
- las dos últimas caras opuestas del cuerpo 11 del satélite 10, designadas por, respectivamente, “cara X" (con respecto al centro O de masa: en el lado señalado por el vector ux unitario) y “cara -X", son casi ortogonales al eje X. El satélite 10 comprende del mismo modo un conjunto de actuadores adaptados para controlar la órbita y la altitud de dicho satélite 10, así como un dispositivo de control (no representado en las figuras) de dichos actuadores.
Para las necesidades de control de altitud, el satélite 10 comprende en particular un dispositivo de almacenamiento de momento cinético (no representado en las figuras) adaptado para almacenar un momento cinético de eje cualquiera, es decir que tenga una capacidad de almacenamiento de momento cinético según tres ejes linealmente independientes. El dispositivo de almacenamiento de momento cinético comprende un conjunto de actuadores de inercia tales como ruedas de reacción y/o actuadores giroscópicos. Por ejemplo, el dispositivo de almacenamiento de momento cinético comprende al menos tres ruedas de reacción de ejes de rotación respectivos linealmente independientes.
Tal y como se indicó anteriormente, el control de órbita consiste en controlar al menos un parámetro orbital entre la inclinación, la longitud y la excentricidad de la órbita del satélite 10. En el caso de un satélite 10 en órbita GEO, se conoce que las necesidades en términos de control de órbita, por ejemplo expresadas en términos de variación de velocidad requerida por an (m/s/an) se imponen principalmente por el control de la inclinación de la órbita del satélite 10 (control N/S). El orden de magnitud de la variación de velocidad requerida por an para el control N/S, según el eje Y, es por tanto de 50 m/s/an, mientras que es de 2-4 m/s/an para el control de la longitud de la órbita (control E/O) según el eje X.
Por las necesidades de control de órbita, el satélite 10 comprende en particular medios de propulsión, que comprenden al menos un propulsor y medios de desplazamiento de dichos medios de propulsión en la referencia de satélite. De forma más particular, los medios de desplazamiento están adaptados para:
- modificar los ángulos entre una dirección de empuje de cada propulsor y los ejes, respectivamente X, Y, de la referencia de satélite,
- desplazar cada propulsor, en dirección de empuje constante en la referencia de satélite, de manera que forma un momento de eje cualquiera en un plano ortogonal a dicha dirección de empuje (incluyendo un momento nulo que alinea la dirección de empuje con el centro O de masa de satélite 10).
El control de órbita del satélite 10 se realiza, a nivel del dispositivo de control, controlando los medios de propulsión y los medios de desplazamiento según un plan de maniobra que comprende maniobras de control de órbita en el transcurso de las cuales se activan los medios de propulsión.
Con dichos medios de desplazamiento, se comprende que es posible, en el transcurso de una misma maniobra de control de órbita y con un mismo propulsor, controlar la dirección de empuje de dicho propulsor de manera que se controla de forma simultánea la inclinación (ajustando la componente de la dirección de empuje según el eje Y) y la longitud (ajustando la componente de la dirección de empuje según el eje X) de la órbita. Del mismo modo es posible, siempre en el transcurso de la misma maniobra de control de órbita y con el mismo propulsor, formar si es necesario un momento de desaturación del dispositivo de almacenamiento de momento cinético según un eje cualquiera comprendido en el plano ortogonal a dicha dirección de empuje, desplazando el punto de aplicación de la fuerza de empuje con respecto al centro de masa del satélite 10.
Con el fin de poder desaturar el dispositivo de almacenamiento de momento cinético sea cual sea la dirección del momento cinético almacenado, el plan de maniobra comprende de forma ventajosa al menos dos maniobras de control de órbita cuyas fuerzas de empuje respectivas de los medios de propulsión no son paralelas en la referencia de inercia. Por tanto, en el transcurso de dichas dos maniobras de control de órbita, los planos en los cuales es posible formar un momento de desaturación no son paralelos de manera que, en el conjunto de dichas dos maniobras de control de órbita, el espacio vectorial en el cual es posible formar un momento de desaturación es de dimensión tres.
Las fuerzas de empuje del plan de maniobra son por tanto determinadas, en función de las necesidades predeterminadas de control de la inclinación y de la longitud de la órbita del satélite 10 y en función de una necesidad predeterminada de desaturación del dispositivo de almacenamiento de momento cinético de dicho satélite 10, de manera que se controla de forma simultánea la inclinación y la longitud de la órbita a la vez que se desatura el dispositivo de almacenamiento de momento cinético de dicho satélite 10.
En la técnica anterior, las maniobras E/O eran efectuadas a una frecuencia inferior a la de las maniobras N/S plasmáticas. Según la invención, el control E/O se efectúa de forma simultánea al control N/S. Por consiguiente, la frecuencia del control E/O es más importante que la frecuencia de las maniobras E/O de la técnica anterior, de manera que es posible por ejemplo reducir la excursión en longitud con respecto a la de la técnica anterior.
Además, el número de maniobras de control de órbita se reduce con respecto a la técnica anterior en la medida en la que la inclinación y la longitud de la órbita del satélite 10 se controlan de forma simultánea. El número de activaciones de los medios de propulsión se reduce por tanto del mismo modo y se puede reducir el consumo, en particular en el caso de medios de propulsión químicos.
Finalmente, el número total de maniobras de control de órbita y de desaturación del dispositivo de almacenamiento de momento cinético se reduce del mismo modo con respecto a la técnica anterior en la medida en la que no es necesario tener maniobras dedicadas de desaturación. Además, los mismos medios de propulsión son utilizados a la vez para controlar la órbita del satélite 10 y para desaturar el dispositivo de almacenamiento de momento cinético, de manera que es posible reducir el número de propulsores embarcados en el satélite 10. Nada excluye sin embargo prever medios de propulsión adicionales dedicados a la desaturación del dispositivo de almacenamiento de momento cinético. En caso necesario, será posible reducir la capacidad de dichos medios de propulsión adicionales y/o del dispositivo de almacenamiento de momento cinético, en la medida en la que los medios de propulsión utilizados para controlar la órbita del satélite 10 contribuyen del mismo modo a desaturar de manera regular dicho dispositivo de almacenamiento de momento cinético.
Del mismo modo es posible, siempre en el transcurso de la misma maniobra de control de órbita, controlar además la excentricidad de la órbita, ajustando por ejemplo las fechas y/o las duraciones de dichas al menos dos maniobras de control de órbita del plan de maniobra en función de una necesidad predeterminada de control de la excentricidad de la órbita. Todos los parámetros orbitales son controlados por tanto de forma simultánea y ello al desaturar además el dispositivo de almacenamiento de momento cinético.
Con preferencia, en el caso de un satélite en órbita GEO (o de manera más general. En órbita geosíncrona), el plan de maniobra comprende en total dos maniobras de control de órbita por periodo orbital (aproximadamente 24 horas).
Para las necesidades de control de la inclinación de la órbita, la separación temporal nominal de las maniobras de control de órbita es de aproximadamente 12 horas. Sin embargo, las direcciones de empuje óptimas para corregir las perturbaciones preponderantes (inclinación) están orientadas según la normal orbital, las fuerzas de empuje determinadas únicamente para el control de las perturbaciones tendrán direcciones de empuje casi paralelas en la referencia de inercia. Por consiguiente, se impone una desalineación entre dichas direcciones de empuje y/o se impone un desfase temporal entre las maniobras de control de órbita con respecto a la separación temporal de la técnica anterior.
La figura 2 representa un modo particular de realización de un satélite 10 que comprende medios de desplazamiento adaptados para controlar de forma simultánea la inclinación y la longitud de la órbita del satélite 10, a la vez que desaturan al menos parcialmente el dispositivo de almacenamiento de momento cinético. Con fines de claridad de la figura 2, los generadores 12 solares de satélite no están representados.
En el ejemplo ilustrado por la figura 2, los medios de desplazamiento comprenden dos brazos 20, 21 articulados, cada brazo 20, 21 articulado que soporta a un propulsor 30, 31. En el resto de la descripción, nos situamos de manera no limitativa en el caso en el que los propulsores 30, 31 son propulsores eléctricos (electro térmico, electrostático, plasma, etc.). Nada excluye sin embargo, según otros ejemplos, que uno o los dos propulsores 30, 31 sean propulsores químicos (gas frío, propulsantes líquidos, etc.).
En el ejemplo no limitativo ilustrado por la figura 2, los brazos 20, 21 articulados se disponen sobre respectivamente la cara Y y la cara -Y del cuerpo 11 del satélite 10. Los brazos 20, 21 articulados se utilizan respectivamente por ejemplo por el control Sur y el control Norte de la inclinación de la órbita del satélite 10, al activar de forma alternativa o bien el propulsor 30 o bien el propulsor 31.
Con preferencia, el brazo 20 articulado está fijado a dicha cara Y en un punto fijo que corresponde casi a la proyección ortogonal del centro de masa teórico del satélite 10 sobre dicha cara Y. El centro de masa teórico (considerado coincidente con el centro O de masa real en la figura 2) se corresponde por ejemplo con una estimación antes del lanzamiento del centro de masa de satélite 10 en estación en la órbita g Eo . En otras palabras, el punto de fijación del brazo articulado es tal que el momento aplicado sobre el satélite 10 es casi nulo cuando el brazo 20 articulado se despliega casi de forma ortogonal a la cara Y imponiendo una dirección de empuje del propulsor 30 casi ortogonal a dicha cara Y. Si el satélite 10 está además en la altitud de misión, por tanto dicha dirección de empuje es ortogonal al plan de órbita coincidente con el plano XZ y por tanto sólo permite controlar la inclinación de la órbita.
De manera análoga, el brazo 21 articulado se fija a dicha cara -Y en un punto fijo que corresponde casi a la proyección ortogonal del centro de masa teórico del satélite 10 sobre dicha cara -Y. Por tanto, el momento aplicado sobre el satélite 10 es casi nulo cuando el brazo 21 articulado se despliega casi de forma ortogonal a la cara -Y imponiendo una dirección de empuje del propulsor 31 casi ortogonal a dicha cara -Y. Si el satélite 10 está además en la altitud de misión, por tanto dicha dirección de empuje es ortogonal al plan de órbita coincidente con el plano XZ, y por tanto sólo permite controlar la inclinación de la órbita.
En el resto de la descripción, se designa por “posición de control N/S” a la posición del brazo 20 articulado (respectivamente, el brazo 21 articulado) en la cual dicho brazo articulado se despliega casi de forma ortogonal a la cara Y (respectivamente, la cara -Y) imponiendo una dirección de empuje del propulsor 30 (respectivamente, el propulsor 31) casi ortogonal a dicha cara Y (respectivamente, la cara -Y), de manera que la fuerza de empuje de dicho propulsor 30 (respectivamente, el propulsor 31) esté casi alineada con el centro de masa teórico del satélite 10.
En el ejemplo ilustrado por la figura 2, cada brazo 20, 21 articulado comprende tres articulaciones 22, 23, 24, cada articulación que comprende al menos un grado de libertad en rotación alrededor de un eje de rotación. Las articulaciones 22 y 23 están conectadas entre sí y separadas por una conexión 25, mientras que las articulaciones 23 y 24 están conectadas entre sí y separadas por una conexión 26. Además, para cada brazo 20, 21 articulado, los ejes de rotación respectivos de las articulaciones 22, 23, 24 adyacentes no son paralelos para cada uno de los dos pares de articulaciones adyacentes.
Por tanto, cada brazo 20, 21 articulado ofrece tres grados de libertad para modificar, con respecto a la posición de control N/S, la dirección de empuje y el punto de aplicación de la fuerza de empuje del propulsor 30, 31. Por ejemplo, un primer grado de libertad puede utilizarse para controlar la componente de la dirección de empuje según el eje X (control E/O) y los otros dos grados de libertad pueden utilizarse para controlar la posición del punto de aplicación de la fuerza de empuje con respecto al centro O de masa del satélite 10 (desaturación del dispositivo de almacenamiento de momento cinético).
Con preferencia y tal como se ilustra en el ejemplo de la figura 2 el eje de rotación de la articulación 22 de cada brazo 20, 21 articulado es, cuando el satélite 10 está en la altitud de misión, casi paralelo al eje Z. El eje de rotación de la articulación 23 de cada brazo 20, 21 articulado es casi ortogonal a la vez a la conexión 25 y al eje de rotación
de la articulación 22. El eje de rotación de la articulación 24 de cada brazo 20, 21 articulado es casi ortogonal a la vez a la conexión 26 y al eje de rotación de la articulación 23.
Para controlar la dirección de empuje y el punto de aplicación de la fuerza de empuje, el dispositivo de control controla los ángulos de rotación de las articulaciones 22, 23, 24 designados respectivamente por 01, 02 y 03. Las articulaciones 22, 23, 24 son por ejemplo tales que, cuando el satélite 10 está en estación en la órbita GEO, cada uno de los ángulos 01, 02 y 03 de rotación de cada brazo 20, 21 articulado puede tomar un valor cualquiera en un intervalo de valores [-30°, 30°] alrededor de la posición de control N/S de dicho brazo articulado.
Según la invención, y tal como se ilustra en la figura 2, el satélite 10 comprende medios de propulsión adicionales de orientación fija con respecto a dicho satélite 10. El satélite 10 comprende un propulsor 40 eléctrico fijado a la cara -Z del cuerpo 11 del satélite 10, de orientación fija tal que la dirección de empuje de dicho propulsor 40 es sensiblemente ortogonal a dicha cara -Z. Con preferencia, el punto de fijación del propulsor 40 a la cara -Z corresponde sensiblemente a la proyección ortogonal del centro de masa teórico del satélite 10 sobre la cara -Z. Por tanto, el momento aplicado sobre el satélite 10 por dicho propulsor 40 es sensiblemente nulo siempre que el centro O de masa real del satélite 10 este próximo al centro de masa teórico. Se ha de observar que el satélite 10 puede comprender, según otros ejemplos, varios propulsores 40 de orientación fija con respecto al satélite 10.
El propulsor 40 se utiliza para controlar la excentricidad de la órbita. Puede ser activado simultáneamente a los propulsores 30, 31 soportados por los brazos 20, 21 articulados, y/o en el transcurso de las maniobras de control de excentricidad dedicadas, distintas de las maniobras de control N/S y E/O de la órbita.
Como complemento o como alternativa al propulsor 40 de orientación fijo con respecto al satélite 10, al menos uno de los brazos 20, 21 articulados pueden comprender, en modos particulares de realización, una articulación adicional (no representada en las figuras) que comprende al menos un grado de libertad en rotación alrededor del eje de rotación. Esta articulación adicional esta por ejemplo conectada a la articulación 24 por una conexión adicional y el eje de rotación de dicha articulación adicional es con preferencia ortogonal al eje de rotación de la articulación 24 y a dicha conexión adicional. Cada brazo 20, 21 articulado que comprende dicha articulación adicional comprende por tanto un grado de libertad suplementario, que puede ser por ejemplo utilizado por el dispositivo de control para controlar todos los parámetros orbitales incluyendo la excentricidad, de forma simultánea a las maniobras de control N/S y E/O de la órbita del satélite 10.
La figura 3 representa un ejemplo de un satélite 10 que comprende los mismos medios de desplazamiento (brazos 20 y 21 articulados) y los mismos medios de propulsión (propulsores 30 y 31) soportados dichos medios de desplazamiento como el satélite 10 ilustrado en la figura 2. Tal y como se ilustra por la figura 3, el brazo 20 articulado se fija de forma ventajosa a la cara Y en un punto fijo que está desfasado, según el eje Z, con respecto a la proyección ortogonal del centro de masa teórico del satélite 10 sobre la cara Y. De manera análoga, el brazo 21 articulado se fija de forma ventajosa a la cara -Y en un punto fijo que está desfasado, según el eje Z, con respecto a la proyección ortogonal del centro de masa teórico del satélite 10 sobre dicha cara -Y. En el ejemplo ilustrado por la figura 3, la posición de control N/S del brazo 20 articulado (respectivamente, el brazo 21 articulado) se corresponde a la posición en la cual, la conexión 25 está orientada sensiblemente ortogonal a la cara Y (respectivamente, la cara -Y) y la conexión 26 está orientada sensiblemente en dirección del centro de masa teórico del satélite 10, imponiendo una fuerza de empuje del propulsor 30 (respectivamente, el propulsor 31) sensiblemente alineada con dicho centro de masa teórico del satélite 10. Dicha configuración de brazos 20, 21 articulados con respecto a la ilustrada en la figura 2, permite facilitar el control de la excentricidad de la órbita del satélite 10, en la medida en la que la fuerza de empuje del propulsor 30 (respectivamente, el propulsor 31), en la posición de control N/S comprende una componente nula según el eje Z sin formar momento. Es por tanto posible, con los únicos brazos 20, 21 y los únicos propulsores 30, 31 controlar todos los parámetros orbitales, incluyendo la excentricidad de la órbita del satélite 10, ajustando por ejemplo además las duraciones y/o las fechas de las maniobras de control de órbita del plan de maniobra. El satélite 10 puede por tanto, como es el caso en el ejemplo no limitativo ilustrado por la figura 3, estar desprovisto de propulsor 40 de orientación fija. Nada excluye sin embargo, tal y como se ilustra por la figura 4, equipar no obstante el satélite 10 de la figura 3 con un propulsor 40 de orientación fija con fines por ejemplo de redundancia para compensar un fallo de uno de los propulsores 30, 31.
En los ejemplos ilustrados por las figuras 2, 3 y 4, los medios de desplazamiento, es decir los brazos 20, 21 articulados se disponen de manera simétrica con respecto al plano XZ formado por los ejes X y Z de la referencia de satélite. En particular, en estos ejemplos, los puntos de fijación de los brazos 20, 21 articulado se disponen sensiblemente sobre un mismo eje paralelo al eje Y, de manera que las coordenadas según los ejes X y Z de dichos puntos de fijación de dichos brazos 20, 21 articulados en una referencia de satélite centrada en el centro de masa teórica, son los dos idénticos.
En variantes alternativas preferidas de realización, no ilustradas por las figuras, los brazos 20, 21 articulados se disponen de manera no simétrica con respecto al plano XZ. En particular, los puntos de fijación de los brazos 20, 21 articulados que están dispuestos a ambos lados del plano XZ considerando la referencia de satélite centrada sobre el centro O de masa, por ejemplo dispuestos respectivamente sobre las caras Y y -Y, las coordenadas según los ejes X y Z de dichos puntos de fijación de dichos brazos 20, 21 articulados, en dicha referencia de satélite centrada
en el centro O de masa, no son con preferencia las dos idénticas. En otras palabras, los puntos de fijación de los brazos 20, 21 articulados se proyectan ortogonal mente sobre el plano XZ en puntos respectivos diferentes. Dichas disposiciones permiten facilitar la desaturación del dispositivo de almacenamiento de momento cinético del satélite 10.
Tal y como se expuso anteriormente, los medios de desplazamiento comprenden, en los ejemplos ilustrados por las figuras 2, 3 y 4, dos brazos 20, 21 articulados que comprenden cada uno al menos tres articulaciones 22, 23, 24.
Sin embargo, son posibles otros modos de realización de medios de desplazamiento, sin que la invención sea modificada en su principio. En particular, nada excluye, según otros modos de realización, tener brazos articulados que comprenden dos articulaciones que comprenden cada una al menos un grado de libertad en rotación alrededor de un eje de rotación, los ejes de rotación de dichas dos articulaciones que no son paralelos. En dicho caso, cada brazo articulado comprende dos grados de libertad y es posible obtener un grado de libertad suplementario modificando la altitud del satélite 10 en la referencia de satélite en el transcurso de las maniobras de control de órbita. En caso necesario, los medios de desplazamiento comprenden además un dispositivo de control de altitud del satélite 10, que puede ser el dispositivo de almacenamiento de momento cinético.
Además, un satélite 10 según la invención ha sido descrito con referencia a las figuras 2, 3 y 4 considerando que los medios de desplazamiento comprenden dos brazos 20, 21 articulados. Nada excluye, según otros ejemplos, tener un número de brazos articulados diferente de dos. En especial, los medios de desplazamiento puede que sólo comprendan un único brazo articulado. En el caso de un brazo articulado único, dicho brazo articulado está por ejemplo fijado a la cara -Z del cuerpo del satélite 10, o a una de las dos caras Y y -Y, tal y como se ilustra por las figuras 2, 3 y 4. En el caso de un brazo articulado único fijado a la cara -Y (o a la cara Y) del cuerpo 11 del satélite, es por ejemplo posible, para el control Sur (respectivamente el control Norte) de la órbita del satélite 10, hacer girar el satélite 10 con respecto a la altitud de misión, 180° alrededor del eje Z de la referencia de satélite.
Tal y como se indicó anteriormente, el dispositivo de control controla la órbita del satélite 10 en función de un plan de maniobra que comprende al menos dos maniobras de control de órbita con fuerzas de empuje de direcciones de empuje respectivas no paralelas en la referencia de inercia. Además, cada una de dichas fuerzas de empuje se determina de manera que controla, de forma simultánea, la inclinación y la longitud (y posiblemente la excentricidad) de la órbita del satélite 10 así como para formar un momento adaptado para desaturar el dispositivo de almacenamiento de momento cinético de dicho satélite 10.
El dispositivo de control comprende por ejemplo al menos un procesador y al menos una memoria electrónica en la cual se memoriza un producto de programa informático, bajo la forma de un conjunto de instrucciones de código de programa a ejecutar para controlar los medios de desplazamiento y los medios de propulsión del satélite 10 según dicho plan de maniobra. En una variante, el dispositivo de control comprende uno o varios circuitos lógicos programables, de tipo FPGA, PLD, etc., y/o circuitos integrados especializados (ASIC) adaptados para implementar todas o parte de dichas etapas de control de los medios de desplazamiento y de los medios de propulsión según dicho plan de maniobra.
En otras palabras, el dispositivo de control comprende un conjunto de medios configurados a modo de software (producto de programa de ordenador específico) y/o hardware (FPGA, PLD, ASIC, etc.) para controlar los medios de desplazamiento y los medios de propulsión del satélite 10 según dicho plan de maniobra.
Los principales parámetros a ajustar del plan de maniobra son:
- las fechas de inicio de las diferentes maniobras de control de órbita del plan de maniobra, es decir las fechas de activación de los medios de propulsión,
- las duraciones de las diferentes maniobras de control de órbita del plan de maniobra, es decir las duraciones de activación de los medios de propulsión,
- las direcciones de empuje y los puntos de aplicación con respecto al centro O de masa del satélite 10 de las fuerzas de empuje respectivas de diferentes maniobras de control de órbita.
En el resto de la descripción, nos situamos de manera no limitativa en el caso en el que la dirección de empuje y el punto de aplicación de cada fuerza de empuje del plan de maniobra son fijas con respecto al satélite 10 durante toda la duración de la maniobra de control de órbita correspondiente. En otras palabras, en los casos de medios de desplazamiento ilustrados por las figuras 2, 3 y 4, los valores de los ángulos 01, 02 y 03 de las articulaciones 22, 23, 24 de los brazos 20, 21 articulados no se modifican en el transcurso de una misma maniobra de control de órbita. Nada excluye sin embargo, según otros ejemplos, hacer variar dichos valores de los ángulos 01, 02 y 03 con el fin de aumentar el número de grados de libertad del sistema de control de órbita.
Del mismo modo es posible ajustar otros parámetros tales como las duraciones respectivas de las diferentes maniobras de control de órbita del plan de maniobra y/o las normas de empuje de las fuerzas de empuje respectivas de dichas maniobras diferentes de control de órbita (en el caso de medios de propulsión cuya norma de empuje puede ser controlada).
Se designa por F1 la fuerza de empuje de los medios de propulsión en el transcurso de la primera de las dos maniobras de control de órbita, que se inicia en una fecha T1 y por F2 la fuerza de empuje de los medios de propulsión en el transcurso de la segunda de las dos maniobras de control de órbita, que se inicia en una fecha T2. Las fuerzas de empuje F1 y F2 se expresan en la referencia de satélite según las expresiones siguientes:
expresión en la cual:
-(F1x, F1y, F1z) son las componentes de la fuerza F1 en la fecha T1, cuyos vectores unitarios son (ux(T1), uy(T1), uz(T1)),
-(F2x, F2y, F2z) son las componentes de la fuerza de empuje F2 en la referencia de satélite en la fecha T2, cuyos vectores unitarios son (ux(T2), uy(T2), uz(T2)).
Si nos situamos en el caso de un satélite 10 tal y como se ilustra en la figura tres en el cual el control de excentricidad se efectúa por medio de propulsores 30, 31 soportados por los brazos 20, 21 articulados, entonces el sistema de ecuaciones a resolver comprende nuevas ecuaciones, relativas a los parámetros siguientes:
- AVx(T1) y AVx(T2), los parámetros escalares que corresponden a las necesidades en términos de variación de velocidad requerida según el eje X (control E/O), en el transcurso de la primera maniobra de control de órbita y de la segunda maniobra del plan de maniobra,
- AVy(T1) y AVy(T2), los parámetros escalares que corresponden a las necesidades en términos de variación de velocidad requerida según el eje Y (control N/S) en el transcurso de la primera maniobra de control de órbita y de la segunda maniobra del plan de maniobra,
- AVz(T1) y AVz(T2), los parámetros escalares que corresponden a las necesidades en términos de variación de velocidad requerida según el eje Z (control de excentricidad), en el transcurso de la primera maniobra de control de órbita y de la segunda maniobra del plan de maniobra,
- AH, un vector de tres parámetros escalares correspondiente a las componentes del momento cinético a desalmacenar del dispositivo de almacenamiento de momento cinético al final de las dos maniobras de control de órbita, expresado en la referencia de inercia.
Ajustando las duraciones y las fechas de las dos maniobras de control de órbita y los valores de los ángulos 01(T1), 02(T1), 03(T1), 01(T2), 02(T2) y 03(T2) de las articulaciones 22, 23, 24 de los brazos 20, 21 articulados en el transcurso de dichas dos maniobras de control de órbita, se dispone por tanto de un número suficiente de grados de libertad para resolver el sistema de ecuaciones mencionado anteriormente.
Si nos situamos en el caso de un satélite 10 en el cual el control de excentricidad se efectúa por medio de un propulsor 40 de orientación fija con respecto al satélite 10 y en el caso en el que dicho satélite 10 está desprovisto de uno de los dos propulsores 30 o 31 (por concepción o debido a un fallo temporal o definitivo de dicho propulsor o del brazo articulado que lo soporta), por tanto la pérdida de grados de libertad asociados puede compensarse por un aumento del número de maniobras de control de órbita. Con preferencia, el plan de maniobra está en este caso ejecutado sobre un horizonte de tiempo más largo, con el fin de no aumentar el número de maniobras de control de órbita por periodo orbital. Por ejemplo, es posible considerar un plan de maniobra que se extiende a lo largo de varios períodos orbitales, que comprende con preferencia como mucho dos maniobras de control de órbita por periodo orbital. Las ventajas son que la carga operativa en el suelo no cambia después de la avería y que no hay aumento del número de secuencias ON/OFF de los propulsores (importante con respecto a la vida útil, sobre todo después de una avería). El funcionamiento con una frecuencia de maniobras más importante, para tener una mejor precisión sobre el control de órbita, es, no obstante, del mismo modo posible.
El plan de maniobra se determina además bajo la restricción siguiente:
expresión en la cual:
- r es un valor escalar estrictamente positivo representativo de una capacidad mínima requerida de desaturación en tres ejes del dispositivo de almacenamiento de momento cinético del satélite 10,
- EN1 es igual a la relación F1x/F1y,
- EN2 es igual a la relación F2x/F2y,
- RN es igual a la relación F1z/F1y o a la relación F2z/F2y,
- AT es igual a 2n. (T2 - T1 - Torb/2)/Torb, expresión en la cual Torb es el periodo orbital (aproximadamente 24 horas en el caso de una órbita geosíncrona).
AT es por tanto representativa del desfase temporal con respecto a la separación temporal nominal (Torb/2, es decir 12 horas en el caso de una órbita geosíncrona) entre las maniobras de control de órbita. Si AT es un módulo no nulo n, entonces las fuerzas F1 y F2 de empuje, determinadas únicamente por el control de la inclinación y de la longitud de la órbita, serán no paralelas. Además, las relaciones EN1 y EN2 permiten imponer una desalineación entre dichas fuerzas F1 y F2 de empuje (imponiendo que la suma EN1+EN2 no se anula). Finalmente, la expresión global (1) anterior permite asegurar que, si se impone a la vez una desalineación de las fuerzas F1 y F2 de empuje en la referencia de satélite y un desfase temporal con respecto a la separación temporal nominal, los mismos no se anulan mutuamente en la referencia de inercia.
El valor r es por ejemplo un valor predefinido constante en el transcurso del tiempo, o un valor que puede ajustarse en el transcurso del tiempo, en función por ejemplo del momento AH cinético a desalmacenar. En especial, se comprende que, si las fuerzas F1 y F2 de empuje son casi paralelas en la referencia de inercia, por tanto la capacidad de desaturación es reducida según la dirección de empuje media de dichas fuerzas F1 y F2 de empuje. Cuanto más aumenta el valor r más tiende a disminuir el valor absoluto del producto escalar de las direcciones de empuje de las fuerzas F1 y F2 de empuje en la referencia de inercia, de manera que aumenta la capacidad de desaturación en tres ejes del dispositivo de almacenamiento de momento cinético.
De manera más general, es posible considerar otras restricciones que la dada por la expresión (1) para asegurar una capacidad mínima predeterminada de desaturación en tres ejes del dispositivo de almacenamiento de momento cinético del satélite 10 sobre el conjunto de las dos maniobras de control de órbita del plan de maniobra. Según otro ejemplo no limitativo, el plan de maniobra se determina bajo la restricción siguiente:
expresión en la cual:
- A es un valor escalar estrictamente positivo representativo de una capacidad mínima requerida de desaturación según tres ejes del dispositivo de almacenamiento de momento cinético del satélite 10,
- ||F10F2|| corresponde a la norma del producto vectorial entre las fuerzas F1 y F2 de empuje de dichas dos maniobras de control de órbita del plan de maniobra.
Además, del mismo modo es posible considerar varias restricciones durante la determinación del plan de maniobra. Por ejemplo, es posible determinar un plan de maniobra que verifique a la vez la restricción dada por la expresión (1) y la restricción dada por la expresión (2).
El plan de maniobra es por ejemplo determinado directamente por el dispositivo de control del satélite 10. De forma alternativa, el plan de maniobra puede determinarse por una estación terrestre del sistema de control de órbita y transmitirse al satélite 10 para ser utilizado por el dispositivo de control. El plan de maniobra puede del mismo modo, según otros ejemplos, determinarse de forma conjunta por el satélite 10 y la estación terrestre.
La figura 5 representa de forma esquemática las principales etapas de un procedimiento 50 de control de órbita en el cual el plan de maniobra se determina de forma conjunta por una estación terrestre y por el satélite 10. Con este fin, la estación terrestre y el satélite 10 comprenden medios de comunicación convencionales respectivos que le permiten intercambiar datos.
Tal y como se ilustra por la figura 5, el procedimiento 50 de control de órbita comprende en primer lugar una etapa 52 de determinación de un plan de maniobra intermedio, que comprende dos maniobras de control de órbita cuyas fuerzas de empuje, de direcciones de empuje no paralelas, se adaptan para controlar de forma simultánea varios parámetros orbitales (la inclinación, la longitud y posiblemente la excentricidad) de la órbita del satélite 10 sin modificar su momento cinético.
Por ejemplo, en el transcurso de la etapa 52 de determinación de plan de maniobra intermedio, la estación terrestre determina los parámetros siguientes:
- las fechas T1 y T2 de inicio de las maniobras de control de órbita,
- las duraciones de dos maniobras de control de órbita,
- los valores intermedios de los ángulos 01(T1), 02(T1), 03(T1), 01(T2), 02(T2) y 03(T2) que permiten tener fuerzas de empuje que controlan de forma simultánea la inclinación y la longitud de la órbita del satélite 10 sin formar momento.
Estos parámetros son por ejemplo determinados en función de los parámetros escalares AVx(T1), AVx(T2), AVy(T1), AVy(T2) (y posiblemente AVz(T1) y AVz(T2)), recibidos del satélite 10 o determinados directamente por la estación terrestre.
Con preferencia, el plan de maniobra intermedio se determina por la estación terrestre de manera que asegura una capacidad mínima de desaturación según tres ejes, por ejemplo bajo la restricción |EN1 EN2 RNsen(AT)| > r Si el valor de r no es constante en el transcurso del tiempo, el mismo es por ejemplo recibido del satélite 10, o determinado a partir de los datos recibidos del satélite 10, tales como el momento Ah cinético a desalmacenar. El plan de maniobra intermedio, una vez determinado por la estación terrestre, se transmite al satélite 10.
El procedimiento 50 de control de órbita comprende a continuación una etapa 54 en el transcurso de la cual el dispositivo de control determina el plan de maniobra a utilizar, es decir el plan de maniobra cuyas fuerzas de empuje están además adaptadas para formar momentos de desaturación del dispositivo de almacenamiento de momento cinético.
De forma más particular, esta etapa 54 está destinada a determinar nuevos valores de los ángulos 01(T1), 02(T1), 03(T1), 01(T2), 02(T2) y 03(T2) que permiten además desalmacenar un momento AH cinético del dispositivo de almacenamiento de momento cinético al final de las dos maniobras de control de órbita. Dichos nuevos valores de los ángulos 01(T1), 02(T1), 03(T1), 01(T2), 02(T2) y 03(T2) se determinan en función del momento AH cinético a desalmacenar y en función de los valores intermedios de dichos ángulos dados por el plan de maniobra intermedio, por ejemplo lineal izando el sistema de ecuaciones alrededor de dichos valores intermedios. Con preferencia, los vectores de empuje de las fuerzas de empuje del plan de maniobra determinado en el transcurso de la etapa 54 son idénticos a los del plan de maniobra intermedio. En otras palabras, sólo los puntos de aplicación de dichas fuerzas de empuje se modifican en el transcurso de la etapa 54, con el fin de obtener fuerzas de empuje adaptadas para formar momentos de desaturación del dispositivo de almacenamiento de momento cinético.
El procedimiento 50 de control de órbita comprende a continuación una etapa 56 en el trascurso de la cual el dispositivo de control dirige los medios de desplazamiento y los medios de propulsión de acuerdo con el plan de maniobra determinado en el transcurso de la etapa 54.
Tal y como se indicó anteriormente, el plan de maniobra a utilizar puede del mismo modo ser determinado completamente por la estación terrestre. En caso necesario, la etapa 54 de determinación del plan de maniobra a utilizar, en función en especial del plan de maniobra intermedio, se ejecuta por la estación terrestre. Nada excluye además, según otros ejemplos, determinar por tanto directamente el plan de maniobra a utilizar, sin pasar por la determinación de un plan de maniobra intermedio.
La estación terrestre comprende por ejemplo al menos un procesador y al menos una memoria electrónica en la cual se memoriza un producto de programa informático, bajo la forma de un conjunto de instrucciones de código de programa a ejecutar para implementar las etapas asociadas del procedimiento 50 de control de órbita del satélite 10. En una variante, la estación terrestre comprende uno o varios circuitos lógicos programables de tipo FPGA, PLD, etc. y/o circuitos integrados especializados (ASIC) adaptados para implementar todas o parte de dichas etapas asociadas del procedimiento 50 de control de órbita.
En otras palabras, la estación terrestre comprende un conjunto de medios configurados a modo de software (producto de programa de ordenador específico) y/o hardware (FPGA, PLD, ASIC, etc.) para implementar las diferentes etapas del procedimiento 50 de control de órbita que se ejecutan por dicha estación terrestre.
De manera más general, se ha de observar que los modos de implementación y de realización considerados anteriormente han sido descritos a título de ejemplos no limitativos y que se pueden contemplar por consiguiente otras variantes.
En particular, la invención ha sido descrita considerando un plan de maniobra que comprende dos maniobras de control de órbita por periodo orbital. De hecho, la invención permite, en únicamente dos maniobras de control de órbita por periodo orbital, controlar en especial la inclinación, la longitud y la excentricidad de la órbita del satélite 10, a la vez que desatura según tres ejes el dispositivo de almacenamiento de momento cinético de dicho satélite 10. Nada excluye sin embargo, según otros ejemplos, tener un número diferente de maniobras de control de órbita por periodo orbital, superior o inferior a dos. Por ejemplo, el plan de maniobra puede comprender una maniobra de control de órbita por periodo orbital y estar definido en caso necesario a lo largo de una duración igual o superior a dos periodos orbitales.
Además, se ha de observar que los medios de desplazamiento de los medios de propulsión descritos anteriormente, en particular los brazos 20, 21 articulados, pueden del mismo modo utilizarse en el transcurso de la puesta en estación del satélite 10, por ejemplo durante una fase de transferencia de una órbita de transferencia (" Geostationary Transfer Orbif o GTO) hacia una órbita GEO. Por ejemplo, los brazos 20, 21 articulados pueden controlarse de manera que los propulsores 30, 31 formen fuerzas de empuje de direcciones de empuje sensiblemente ortogonales
a la cara -Z para desplazar el satélite 10 en el sentido del vector unitario uz. En el caso de un satélite 10 que comprende un propulsor 40 de orientación fija tal que la dirección de empuje de dicho propulsor 40 sea sensiblemente ortogonal a la cara -Z, el mismo se utiliza, del mismo modo, para la puesta en estación del satélite 10. En caso necesario, los propulsores 30, 31 soportados por los brazos 20, 21 articulados y el propulsor 40 son con preferencia todos ellos propulsores eléctricos, de manera que dicha configuración permita una puesta en estación completamente eléctrica del satélite 10.
Claims (6)
1. Satélite (10) destinado a ser puesto en estación en órbita terrestre, que comprende medios (30, 31) de propulsión que comprenden al menos un propulsor y medios (20, 21) de desplazamiento de dichos medios de propulsión en una referencia de satélite centrada en un centro de masa de dicho satélite y que comprende tres ejes X, Y y Z tales que, en el satélite en estación en órbita terrestre, el eje X es paralelo al vector de velocidad del satélite, el eje Z se dirige hacia la Tierra y el eje Y es ortogonal a los ejes X y Z, los medios de desplazamiento que están adaptados para:
- modificar los ángulos entre una dirección de empuje de cada propulsor y los ejes, respectivamente X, Y, de la referencia de satélite,
- desplazar cada propulsor, en dirección de empuje constante en la referencia de satélite, de manera que se forma un momento de eje cualquiera en un plan ortogonal a dicha dirección de empuje, los medios de propulsión soportados por los medios (20, 21) de desplazamiento que son medios de propulsión eléctricos, caracterizado por que dicho satélite comprende medios (40) de propulsión eléctricos adicionales de orientación fija con respecto a dicho satélite.
2. Satélite (10) según la reivindicación 1, caracterizado por que los medios de desplazamiento se disponen a ambos lados del plano XZ formado por los ejes X y Z de la referencia de satélite y de manera no simétrica con respecto a dicho plano XZ.
3. Satélite (10) según una de las reivindicaciones 1 a 2, caracterizado por que los medios de desplazamiento comprenden un brazo (20, 21) articulado que soporta un propulsor (30, 31) de los medios de propulsión, dicho brazo articulado que comprende al menos tres articulaciones (22, 23, 24) cada una que comprende al menos un grado de libertad en rotación alrededor de un eje de rotación, los ejes de rotación respectivos de articulaciones adyacentes que no son paralelos entre sí para al menos dos pares de articulaciones adyacentes.
4. Satélite (10) según la reivindicación 3, caracterizado por que el brazo (20, 21) articulado comprende una articulación adicional que comprende al menos un grado de libertad en rotación alrededor de un eje de rotación.
5. Satélite (10) según una de las reivindicaciones 1 a 4, caracterizado por que los medios (40) de propulsión eléctricos adicionales se disponen en una cara denominada “-Z” de un cuerpo (11) de dicho satélite (10), dicha cara -Z que se encuentra en el lado opuesto a la Tierra en el satélite en estación en órbita terrestre, de tal manera que la dirección de empuje de dichos medios de propulsión eléctrica adicionales es ortogonal a la cara -Z.
6. Satélite (10) según la reivindicación 5, caracterizado por que comprende medios configurados para controlar en el transcurso de una puesta en estación del satélite en órbita terrestre:
- los medios (20, 21) de desplazamiento y los medios (30, 31) de propulsión soportados por dichos medios de desplazamiento de manera que dichos medios de propulsión soportados por dichos medios de desplazamiento formen una fuerza de empuje de dirección de empuje ortogonal a la cara -Z,
- los medios (40) de propulsión eléctricos adicionales de manera que dichos medios de propulsión eléctricos adicionales formen una fuerza de empuje.
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