ES2899293T3

ES2899293T3 - Ordenador embarcado de guiado de una lanzadera espacial a lo largo de una trayectoria

Info

Publication number: ES2899293T3
Application number: ES18204716T
Authority: ES
Inventors: Benjamin Carpentier; Eric Bourgeois; Jean Desmariaux
Original assignee: Centre National dEtudes Spatiales CNES
Current assignee: Centre National dEtudes Spatiales CNES
Priority date: 2017-11-07
Filing date: 2018-11-06
Publication date: 2022-03-10
Anticipated expiration: 2038-11-06
Also published as: EP3480120B1; EP3480120A1; FR3073282A1; FR3073282B1

Abstract

Ordenador embarcado en una lanzadera espacial que realiza un procedimiento de guiado a lo largo de una trayectoria, configurado para efectuar las etapas siguientes del procedimiento: - determinar, durante el vuelo de la lanzadera, un primer parámetro de vuelo (Alt') y un segundo parámetro de vuelo (Vit'); y a partir de tablas de guiado en función de una trayectoria de vuelo atmosférico de la lanzadera para un perfil de incidencia dado para un perfil de viento conocido a priori y por lo menos tres perfiles de propulsión, comprendiendo las tablas de guiado, para varios valores de consigna de posición tabulada, por lo menos un primer parámetro tabulado y un segundo parámetro tabulado, representando el primer parámetro tabulado la misma magnitud física que el primer parámetro de vuelo, representando el segundo parámetro tabulado la misma magnitud física que el segundo parámetro de vuelo: - realizar (E4) una doble interpolación en las tablas de guiado: * consistiendo la primera (E41) interpolación en interpolar la posición en función del primer parámetro tabulado, * consistiendo la segunda (E42) interpolación en interpolar los valores de posición obtenidos en función del segundo parámetro tabulado.

Description

DESCRIPCIÓN

Ordenador embarcado de guiado de una lanzadera espacial a lo largo de una trayectoria

Campo técnico general

La invención se refiere a los sistemas y procedimientos de guiado de una lanzadera espacial durante la fase de ascenso atmosférico con respecto a una trayectoria determinada por anticipado sobre la que se debe alinear la lanzadera.

Estado de la técnica

En relación con la figura 1, durante la fase de ascenso atmosférico, una lanzadera 2 espacial sigue una trayectoria Tr determinada por anticipado. Esta trayectoria Tr se determina por anticipado con el fin de anular la incidencia a entre el eje longitudinal de la lanzadera 2 y la trayectoria Tr y permite generar una única tabla de guiado. La tabla de guiado se embarca entonces en una unidad de cálculo de la lanzadera 2.

Dicha tabla de guiado tiene en cuenta las características nominales conocidas a priori de la lanzadera y de su entorno (aerológico, en particular) y comprende los parámetros de posiciones en las que se debe alinear la lanzadera y que se interpolan en función de un único parámetro (tiempo o velocidad).

Considerando, por ejemplo, una tabla de guiado que comprende la posición, y la velocidad, durante el vuelo, se estima la velocidad y se interpola en cada instante del vuelo la posición en función de la velocidad. Este valor de posición se envía a la función de pilotaje que realiza la orientación de la lanzadera en consecuencia.

Sin embargo, dicho guiado no permite asegurar la solidez de la consideración de las características esperadas del viento en la elaboración de la tabla de guiado frente a las incertidumbres de propulsión de la lanzadera. En efecto, en caso de sobrepropulsión, la lanzadera puede subir por ejemplo en altitud de manera más rápida de lo previsto. Por lo tanto, a una altitud dada, encontrará viento, y este viento puede no ser coherente con el considerado para calcular la tabla de guiado en este mismo instante.

Por otro lado, incluso en el caso de ausencia de consideración del viento en el establecimiento de la tabla de guiado, la solidez frente a las incertidumbres de propulsión es sólo parcial. En efecto, en caso de sobrepropulsión, la lanzadera sufrirá por ejemplo una incidencia residual, que generará unas fuerzas en las estructuras de la lanzadera.

El documento US 2003/150961 divulga un sistema de propulsión para un vehículo de lanzamiento que comprende un dispositivo de detección de la velocidad y de la dirección del viento en unos emplazamientos seleccionados, un modelo de instalación que depende de estas características del viento y del estado de la lanzadera para predecir su trayectoria, un circuito de error sensible a la trayectoria predicha, y un sistema de optimización que depende de este error de trayectoria que proporciona unas órdenes de control para compensar la carga del viento.

Presentación de la invención

La invención propone superar por lo menos uno de estos inconvenientes.

Con este fin, la invención propone un ordenador embarcado de una lanzadera espacial que realiza un procedimiento de guiado a lo largo de una trayectoria, configurado para determinar, durante el vuelo de la lanzadera, un primer parámetro de vuelo y un segundo parámetro de vuelo; y a partir de tablas de guiado en función de una trayectoria de vuelo atmosférico de la lanzadera para un perfil de incidencia dado para un perfil de viento conocido a priori, y por lo menos tres perfiles de propulsión, comprendiendo las tablas de guiado para varios valores de consigna de posición tabulada, por lo menos un primer parámetro tabulado y un segundo parámetro tabulado, representando el primer parámetro tabulado la misma magnitud física que el primer parámetro de vuelo, representando el segundo parámetro tabulado la misma magnitud física que el segundo parámetro de vuelo: realizar una doble interpolación en las tablas de guiado: consistiendo la primera interpolación en interpolar la posición en función del primer parámetro tabulado, consistiendo la segunda interpolación en interpolar los valores de posición obtenidos en función del segundo parámetro tabulado.

La invención se completa ventajosamente por las características siguientes, consideradas solas o en una cualquier combinación técnicamente posible:

- comprende una función de determinación de una consigna de posición de manera que una maniobra, realizada preferentemente por el pilotaje de la lanzadera, en función de la posición objetivo, permita que la lanzadera siga la trayectoria de vuelo prevista;

- la primera interpolación consiste en interpolar unas tablas de posiciones y del segundo parámetro en función de la medición (o la estimación) del primer parámetro, y obtener así varios (por lo menos 3) pares de posiciones y de valores del segundo parámetro asociados;

- la segunda interpolación consiste, a partir de los valores de posición obtenidos tras la primera interpolación (por lo menos 3), de los valores del segundo parámetro asociados, y de la medición o la estimación del segundo parámetro en vuelo, en extraer un valor de posición objetivo;

- el primer parámetro de vuelo y el primer parámetro tabulado son la altitud o una magnitud dependiente de la altitud;

- el segundo parámetro de vuelo y el segundo parámetro tabulado son la velocidad o una magnitud dependiente de la propulsión de la lanzadera;

- la determinación del primer parámetro de vuelo y/o del segundo parámetro de vuelo se obtiene mediante una medición de dicho parámetro o mediante una estimación a partir de la medición de dicho parámetro. La invención se refiere también a una lanzadera que comprende un ordenador según la invención.

Y la invención se refiere, finalmente, a un producto de programa de ordenador que comprende unas instrucciones de código de programa para la ejecución de las etapas del procedimiento según la invención cuando este procedimiento es ejecutado por lo menos por un procesador.

Las ventajas de la invención radican en la generación de las tablas embarcadas y en el método de interpolación: se seleccionan dos parámetros de interpolación (por lo menos) que permitirán asegurar la solidez a las incertidumbres de propulsión en vuelo, así como la consideración del viento en la consigna para asegurar la incidencia nula (o un perfil predefinido).

Estos dos parámetros son preferentemente la altitud (o un parámetro que depende en gran medida de la altitud) y la velocidad de la lanzadera (o un parámetro que depende en gran medida de la sobre o subpropulsión de la lanzadera).

Las tres (o más) tablas de consignas de posición (ángulos de cardan o equivalente) que definen la orientación de la lanzadera durante el vuelo atmosférico se calculan en el suelo, teniendo en cuenta:

- un perfil de viento conocido a priori (o un perfil de viento nulo en ausencia de información a priori);

- características de propulsión nominal y sobrepropulsiva (respectivamente subpropulsiva), que engloban el campo de vuelo cualificado de la lanzadera.

Estas tablas se embarcan después (así como las tablas de los parámetros de interpolación asociados).

En vuelo, en cada momento la navegación proporciona las mediciones o estimaciones de los dos parámetros de interpolación (por ejemplo altitud/velocidad). El ordenador de a bordo de la lanzadera interpola las tablas de consignas en primer lugar en función de primer parámetro (dependiendo el parámetro de la altitud o la altitud en sí misma). Obtiene entonces tres (o más) valores de posiciones de consignas en función de tres (o más) valores del segundo parámetro de interpolación.

Después, utiliza la medición o la estimación del segundo parámetro (la velocidad o el parámetro que depende de la velocidad) para interpolar la consigna de posición de entre estos tres valores.

Para evitar problemas de interpolación, es necesario esperar a que la lanzadera haya alcanzado una cierta altitud para lograr dicha doble interpolación. Al inicio del vuelo, durante los escasos primeros segundos, se elige una interpolación diferente (no dependiente de la altitud, por ejemplo: tiempo/velocidad). La transición de los dos modos de interpolación está asegurada por el alcance de un umbral (por ejemplo un umbral en altitud).

Presentación de las figuras

Otras características, objetivos y ventajas de la invención se desprenderán de la descripción siguiente, que es puramente ilustrativa y no limitativa, y que debe leerse con respecto a los dibujos adjuntos, en los que:

- la figura 1 ilustra esquemáticamente el contexto del procedimiento de la invención;

- la figura 2 ilustra esquemáticamente las etapas de un procedimiento de guiado según la invención;

- la figura 3 ilustra en detalle unas etapas de un procedimiento de guiado según la invención.

En el conjunto de las figuras, los elementos similares tienen unas referencias idénticas.

Descripción detallada de la invención

En relación con la figura 1, un sistema de guiado está constituido por una unidad en suelo 1 que comprende una primera unidad 10 de cálculo, y por una segunda unidad 20 de cálculo embarcada en una lanzadera 2 espacial. La primera unidad 10 de cálculo de la unidad 1 en suelo está configurada para determinar unas tablas de guiado que están destinadas a ser embarcadas en la unidad 20 de cálculo embarcada en la lanzadera configurada para realizar un procedimiento de guiado que se describirá más adelante en relación con la figura 2.

Las tablas de guiado se determinan en el suelo antes del lanzamiento de la lanzadera y se envían a la unidad 20 de cálculo de la lanzadera, o bien mediante una conexión física (USB o equivalente), o bien mediante una conexión inalámbrica (de tipo Bluetooth, wifi o equivalente).

Por tanto, un procedimiento de guiado comprende una parte realizada por la unidad 10 de cálculo de la unidad 1 en suelo y una parte realizada por la unidad 20 de cálculo de la lanzadera.

En una etapa, se genera E1 en el suelo, unas tablas de guiado, por lo menos tres. Una tabla de guiado puede corresponder a un caso de propulsión nominal de la lanzadera, una tabla de guiado puede corresponder a un caso de sobrepropulsión de la lanzadera, una tabla de guiado puede corresponder a un caso de subpropulsión de la lanzadera. También se pueden considerar otros casos intermedios. El aumento del número de tablas de guiado mejorará el rendimiento y la solidez del guiado.

Para ello, en una subetapa E10, se determinan por lo menos tres trayectorias de vuelo atmosférico respetando un perfil de incidencia dado, eventualmente nulo a partir de un perfil Pv de viento conocido a priori y a partir de por lo menos tres leyes Lps de propulsión nominal, sobrepropulsiva, y subpropulsiva.

El perfil de viento se puede obtener por medio de un sondeo de viento realizado antes del lanzamiento, o de un perfil medio estadístico (por ejemplo estacional) asociado al conocimiento del entorno de la base de lanzamiento de la lanzadera.

Las leyes de propulsiones se pueden obtener mediante la predicción calculada por el responsable del sistema de propulsión del artefacto espacial.

Después, en otra subetapa E11, se determinan por lo menos tres tablas Tab1, Tab2, Tab3 de guiado. Cada tabla de guiado comprende por lo menos tres columnas: una columna que corresponde a una consigna de posición, una columna que corresponde a un primer parámetro P1 (el que depende de la altitud) y otra columna que corresponde a un segundo parámetro P2 de vuelo (el que depende de la velocidad).

El primer parámetro es preferentemente la altitud (o equivalente), el segundo parámetro es preferentemente la velocidad (o equivalente). Por ejemplo, un sensor central inercial da una medición de la aceleración no gravitacional de la lanzadera (la aceleración relacionada con todas las fuerzas sufridas por la lanzadera salvo la relacionada con la gravedad). Integrando esta medición en el tiempo, se obtiene lo que se denomina velocidad no gravitacional, que puede ser un segundo parámetro P2 de vuelo.

En una etapa E2, las tablas de guiado se cargan en la unidad 20 de cálculo de la lanzadera 2, estando esta última configurada para recibir estas tablas.

Durante el vuelo, en una etapa E3, se determinan un primer parámetro de vuelo Alt y un segundo parámetro de vuelo Vit.

El primer parámetro de vuelo es, por ejemplo, la altitud a la que se encuentra la lanzadera, y el segundo parámetro de vuelo es, por ejemplo, la velocidad de la lanzadera. El primer y el segundo parámetros o bien se miden directamente E21, o bien se estiman E32 a partir de las mediciones.

En una etapa E4, se procede a una doble interpolación en las tablas de guiado.

La primera interpolación E41 consiste en interpolar la posición en función del primer parámetro tabulado (el que depende de la altitud o la altitud en sí misma) a partir de las tres tablas (o más) embarcadas. En la figura 3 se ilustra está interpolación en las tablas mediante una red de curvas C1, C2, C3 (por lo menos tres curvas) de la posición en función del primer parámetro tabulado.

A partir de estas tablas, (ilustradas por la red de curvas C1, C2, C3), se extraen unos valores de posiciones Att1, Att2, Att3 que corresponden al primer parámetro de vuelo (por ejemplo la altitud Alt' medida o estimada por la función de navegación).

En particular, en una subetapa E411, esta interpolación consiste en extraer de las tablas de guiado los valores de posición y del segundo parámetro (velocidad o parámetro dependiente de la propulsión) en función de la altitud (o del parámetro dependiente de la altitud) y en proceder a la interpolación.

Como se ilustra en la figura 3, se obtienen tres curvas C1, C2, C3 por ejemplo, (que representan las tablas extraídas). En efecto, durante la subetapa E411, esto equivale a determinar una red de curvas C1, C2, C3 de la posición en función del primer parámetro tabulado. Estas curvas se obtienen interpolando unos valores de la posición en función del primer parámetro tabulado, la altitud por ejemplo.

En una subetapa E412, a partir del primer parámetro de vuelo, la altitud Alt', se obtienen varios valores de posición Att1, Att2, Att3.

La segunda interpolación E42 consiste en interpolar entre los valores de posición Att1, Att2, Att3. Esto se puede ilustrar mediante una nueva curva C, y extraer de ella después, para el segundo parámetro medido o estimado en vuelo, un valor de posición Att' objetivo.

En particular, en una subetapa E421 a partir de los valores de posición Att1, Att2, Att3, los valores del segundo parámetro tabulado, la velocidad (o un parámetro que depende en gran medida de la velocidad), por ejemplo, se interpolan de las tablas de guiado (según las mismas etapas que E411 y E412). Se obtienen tres valores Vit1, Vit2, Vit3 asociados a Att1, Att2, Att3.

Se efectúa una interpolación de los valores de posición en función de este segundo parámetro tabulado.

A partir del valor del segundo parámetro de vuelo, la velocidad Vit', se extrae el valor de posición Att'.

Este valor de posición Att' obtenido es la consigna enviada (E5) por la función de guiado hacia la función de pilotaje que realiza (E6) la orientación de la lanzadera en consecuencia para seguir la trayectoria de la lanzadera. Las interpolaciones realizadas son de tipo lineal. Evidentemente, se pueden considerar otros tipos de interpolación.

Claims

REIVINDICACIONES

1. Ordenador embarcado en una lanzadera espacial que realiza un procedimiento de guiado a lo largo de una trayectoria, configurado para efectuar las etapas siguientes del procedimiento:

- determinar, durante el vuelo de la lanzadera, un primer parámetro de vuelo (Alt') y un segundo parámetro de vuelo (Vit'); y

a partir de tablas de guiado en función de una trayectoria de vuelo atmosférico de la lanzadera para un perfil de incidencia dado para un perfil de viento conocido a priori y por lo menos tres perfiles de propulsión, comprendiendo las tablas de guiado, para varios valores de consigna de posición tabulada, por lo menos un primer parámetro tabulado y un segundo parámetro tabulado, representando el primer parámetro tabulado la misma magnitud física que el primer parámetro de vuelo, representando el segundo parámetro tabulado la misma magnitud física que el segundo parámetro de vuelo:

- realizar (E4) una doble interpolación en las tablas de guiado:

* consistiendo la primera (E41) interpolación en interpolar la posición en función del primer parámetro tabulado,

* consistiendo la segunda (E42) interpolación en interpolar los valores de posición obtenidos en función del segundo parámetro tabulado.

2. Ordenador embarcado según la reivindicación 1, que comprende una función de determinación de una consigna de posición de manera que una maniobra, realizada preferentemente por el pilotaje de la lanzadera en función de la posición objetivo, permita que la lanzadera siga la trayectoria de vuelo prevista.

3. Ordenador embarcado según una de las reivindicaciones anteriores, en el que la primera interpolación consiste en interpolar unas tablas de posiciones y del segundo parámetro en función de la medición o la estimación del primer parámetro, y obtener así varios, preferentemente por lo menos tres, pares de posiciones (Att1, Att2, Att3) y de valores del segundo parámetro asociados.

4. Ordenador embarcado según la reivindicación 3, en el que la segunda interpolación consiste, a partir de los valores de posición obtenidos tras la primera interpolación, preferentemente por lo menos tres, de los valores del segundo parámetro asociados, y de la medición o la estimación del segundo parámetro en vuelo, en extraer un valor de posición objetivo (Att').

5. Ordenador embarcado según una de las reivindicaciones anteriores, en el que el primer parámetro de vuelo y el primer parámetro tabulado son la altitud o una magnitud dependiente de la altitud.

6. Ordenador embarcado según una de las reivindicaciones anteriores, en el que el segundo parámetro de vuelo y el segundo parámetro tabulado son la velocidad o una magnitud dependiente de la propulsión de la lanzadera.

7. Ordenador embarcado según una de las reivindicaciones anteriores, en el que la determinación del primer parámetro de vuelo y/o del segundo parámetro de vuelo se obtiene mediante una medición de dicho parámetro o mediante una estimación a partir de la medición de dicho parámetro.

8. Lanzadera que comprende un ordenador embarcado según la reivindicación 7.

9. Producto de programa de ordenador que comprende unas instrucciones de código de programa para la ejecución de las etapas del procedimiento realizado por un ordenador embarcado según una de las reivindicaciones 1 a 7, cuando este procedimiento es ejecutado por lo menos por un procesador.