IT9020889A1 - Procedimento e dispositivo per allineare un veicolo spaziale, specialmente un satellite geostazionario in una direzione di riferimento - Google Patents
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Description
Descrizione
L'invenzione si riferisce ad un procedimento e ad un dispositivo per allineare un veicolo spaziale, specialmente un satellite geostazionario, in una direzione di riferimento.
Veicoli spaziali, ad esempio satelliti per telecomu nicazioni, devono assumere in determinate fasi di esercizio un definito allineamento rispetto alla Terra e,o al Sole. A tale scopo il satellite deve venire allineato con una determinata , direzione fissata nel sistema di coordinate solidale col satei lite, cioè con la cosiddetta direzione di riferimento, verso il Sole. Per questo nel satelliti geostazionari vengono esegui te finora due misurazioni, generalmente ortogonali, con le quali viene determinata la direzione solare istantanea. La de= viazione di questa direzione solare istantanea dalla direzione di riferimento viene poi utilizzata per allineare il satellite tramite un sistema.d.i regolazione. Nel sistema di regolazione,.' basandosi sui dati misurati e su altri dati caratteristici del satellite e dei sensori vengono calcolati segnali di re= golazione, che vengono trasformati in segnali di comando, i quali vengono poi addotti ad organi di comando del satellite.
Per il tradizionale procedimento di allineamento de satellito verso il Sole occorrono sempre almeno due sensori e per requisiti di ridondanza_è_anche previsto un ulteriore sen= sore. Inoltre, con il procedimento tradizionale, la menzionata acquisizione della Terra può venire_ajttuata soltanto quando_ sussistono certe condizioni marginali geometriche, cioè quan= do il Sole, il sateilite-e la Terra assumono una defin-ita-di= sposizione reciproca. Se, ad esempio a causa di disturbi, la_ Terra scompare dal campo esplorabile dal satellite e dai suoi sensori, così che il satellite perde il cosiddetto riferimento alla Terra,_allora si devono accettare in parte notevoli tempi di attesa fino a quando viene raggiunta detta definita disposj_ zione reciproca e diventa possibile l'acquisizione della Ter= ra.
L'invenzione si pone il problema di indicare un procedimento e un dispositivo del genere in questione, che con un minore dispendio di mezzi tecnici e con un minore nume ro di misurazioni permettano di allineare il satellite verso un oggetto di riferimento, specialmente verso il Sole, pur met= tendo a disposizione una semplice norma di regolazione non me no buona di quella nota.
_ Detto problema viene risol_to_secondo Vinvenzione_ per' un procedimento e per un dispositivo con le caratteristi= che precisate nelle rivendicazioni 1 e 4.
Secondo il procedimento proposto occorre un solo segnale misurato rispetto ad una direzione e quindi occorre a_n che un solo sensore col quale viene determinata la direzione verso l'oggetto di riferimento, che nel seguito è genericamen= te chiamato Sole, rispetto alla direzione di misurazione del sensore, cioè rispetto all'asse principale di quest'ultimo. Secondo questo principio di regolazione, quando sussite una deviazione dall'allineamente versoil Soleril veicolo"spazia= le viene anzitutto rotato attorno ad un asse, che coincide con la direzione di riferimento solidale col veicolo spaziale. Gli organi di comando ricevono segnali di comando in modo da regolare la componente della direzione solare istantanea nella·-direzione di misurazione. La seconda componente della direzio= ne solare istantanea, che è perpendicolare alla direzione di misurazione e non può venire misurata, viene poi pure regolata adducendo segnali di comando agli organi di comando in modo tale che momenti di comando perpendicolari alla direzione di riferimento e perpendicolari al primo momento di comando agi= scono sul veicolo spaziale. Per questa manovra, la direzione solare istantanea viene portata a coincidere con la direzione di riferimento.
I due momenti di comando possono venire riferiti alla direzione di riferimento solidale col veicolo spaziale, oppure, specialmente se i sensori, ad esempio sensori solari, presentano campi visivi con un angolo di visibilità maggiore di 90°, possono venire riferiti all'asse ottico del sensore. In questo modo, per certe disposizioni reciproche si evitano difficoltà di convergenza per la direzione solare e la direzio ne di riferimento. Ciò offre anche il vantaggio che i vettori che compaiono nella norma di regolazione per i singoli sensori sono costanti, cioè non dipendono dalla direzione di riferimen to, cosa che comporta una semplificazione nel calcolo della norma di regolazione.
Con un procedimento e un dispositivo secondo l'in venzione, ad esempio in satelliti per telecomunicazioni, si possono risparmiare almeno due sensori solari e precisamente quello che è generalmente il sensore primario e_il sensore ridondante, con i quali secondo procedimenti tradizionali, si misura la seconda componente direzionale del vettore solare rivolto verso il Sole, corrispondente alla direzione solare, e che occorrono soltanto per manovre per l'acquisizione della Terra.
Secondo l'invenzione si può inoltre ridurre il tempo di attesa per l'acquisizione della Terra dopo una perdi= ta del riferimento alla Terra. Poiché occorre un solo sensore, una tale acquisizione della Terra dopo una perdita del riferii mento alla Terra è anche possibile con aggiuntivi sensori so= lari monoassiali previsti per altre manovre. Per una riacqui= sizione della Terra non occorre quindi aspettare la disposizio ne reciproca del Sole, del veicolo spaziale e della Terra, de= finita per procedimenti noti.
Benché il procedimento secondo l'invenzione possa venire attuato con un dispendio di mezzi tecnici di misurazio ne notevolmente ridotto, i tempi necessari per un allineamento del veicolo spaziale non sono però più lunghi di quelli occor= renti finora.
Ulteriori forme di realizzazione dell'invenzione sono desumibili dalle rivendicazioni subordinate.
L'invenzione viene spiegata dettagliatamente con due esempi di realizzazione, facendo riferimento al disegno. Nel disegno:
la figura 1 mostra uno schema a blocchi dei più importanti componenti di un satellite, che servono per allinea re il satellite verso il Sole con un procedimento secondo l'in venzione,
la figura 2 mostra un sistema di coordinate per il_ lustrare i vettori usati nel procedimento secondo l'invenzione, le figure 3 fino a 5 mostrano diagrammi temporali, che rappresentano l'andamento delle velocità di rotazione e l'andamento delle componenti del vettore solare e del vettore terrestre, rispettivamente riferite ad un sistema di coordina= te solidale col satellite, durante il processo di allineamento,' . la figura 6 mostra la traccia del vettore solare e de1vettore terrestre sulla superficie del satellite, schemati= camente rappresentata in forma di cubo, durante il processo di allineamento,
la figura 7 mostra una rappresentazione corrispon= dente alla figura 6 per un noto procedimento di allineamento, la.figura 8 mostra un sistema di coordinate per illustrare un secondo esempio di realizzazione e
la figura 9 mostra uno schema a blocchi di un di= spositivo secondo l'invenzione.
Nella figura-1 è rappresentato un~sensore di direzione 1, la cui direzione di misurazione, o asse principale, è indicata con e.,. Con questo sensore di direzione 1 viene mi= surata la componente della direzione solare istantanea Sn ri= spetto alla direzione di.misurazione eM.I valori misurati vengono comunicati ad un regolatore 2 dove, secondo una norma di regolazione, vengono convertiti in segnali di regolazione e infine trasformati in segnali di comando, che vengono inviati ad organi di comando 3 del satellite. Ne risultano momenti di comando direzionali, che nel seguito vengono indicati generi= cariente come vettori a..
Nella figura 2 è rappresentato un sistema di coor= dinate X-Y-Z solidale col satellite. In questo diagramma sono inoltre indicate, come vettori, la direzione di misurazione eM la direzione SR, solidale col satellite, di riferimento al So= le e la direzione solare istantanea SB. Il sensore 1 misura sol tanto la componente della direzione-solare istantanea SB rispet to alla direzione di misurazione eM. Il relativo segnale senso riale Nsy è determinato dalla caratteristica generale di usci= ta non-lineare f del sensore di direzione e con notazione vettoriale può venire rappresentato con
(1)
_ Il segnale misurato N diventa positivo quando la direzione solare istantanea SB ha una componente positiva nella direzione i mis.urazione. Alla di.rezione di riferimento S corrisponde_un assegnato valore misurato o valore di base che corrispondentemente può venire indicato con_
(2) Per un corretto allineamento verso il Sole è quindi necessario che la componente misurata N della direzione solai re istantanea coincida con il valore di base Nby.
In caso contrario viene attuato un allineamento se condo una norma di regolazione, che si compone di tre parti: Parte 1
Quando viene riscontrato un allineamento sbagliato, il satellite viene messo in rotazione attorno al1a direzione di riferimento SR solidale col satellite. Agli organi di comando il regolatore invia segnali di comando mediante i quali si_ ottiene un vettore di velocità di rotazione wb del satelliteattorno ai suoi tre assi X, Y, Z solidali col satellite. Que= ,sto vettore di velocità di rotazione può perciò venire espres= so con
(3) In questa equazione, c è maggiore di zero è costi= tuisce una misura della velocità di rotazione. Se al satellite viene impresso, come segnale di comando, esclusivamente questo vettore di velocità di rotazione, allora il vettore SB, rivol= to verso il Sole, descrive il cono che nella figura 2 è accen= nato da una traiettoria circolare attorno alla direzione di riferimento S
Parte 2
La componente misurata del vettore istantaneo S della direzione solare viene regolata fino a quando la diffe= renza fra la componente misurata N e il valore di base N ossia
(4)
.
risulta pressoché costante. Ciò avviene con l'applicazione di un vettore di comando, che nella figura 2 è indicato con a (5)
dove L rappresenta una grandezza 1imitatrice.
è una matrice di prodotto incrociato e precisa=
mente dei vettori
(6) così che corrisponde al prodotto incrociato si SR per eM.
- - -Parte 3
Con il sensore di direzione si può misurare soltan to la componente del vettore solare istantaneo SB, ma non anche la relativa componente perpendicolare.Le operazioni fin qui descritte garantiscono soltanto che il satellite ruoti attorno a direzioniper le quali la suddetta differenza fra la compo= nente Nsy e il valore di base Nby è costante,manon garantiscono che l'allineamento del satellite sia effettivamente impo' stato sulla direzione di riferimento SR.Questa componente del vettore SB, la quale'è perpendicolare alla "direzione di misurazione eM, viene ora regolata con l‘applicazione di un ulteriore vettore a3-e precisemente
'
(7)
SR<T >è il vettore trasposto di SR, I è la matrice unitaria. An= che qui il termine (N - Nby ) può venire limitato con un fat= tore L.
Questo vettore comporta sul satellite un vettore di comando ovvero un momento trasversale, che agisce perpendi= colarmente alla direzione di riferimento e perpendicolarmente al primo vettore a2.
Allorché, dopo questa fase di regolazione, la com= ponente misurata N del vettore solare SB coincide con il va= Idre di base N il processo di regolazione è terminato e al satellite è conferito il giusto allineamento.La surriferita differenza Delta N = Nsy - Nby è ora uguale a zero-Con le tre parti descritte si può stabilire la se= guente norma di regolazione per i segnali di comando u da co= ifflimicare agli organi di comando: _
(8)
dove L significa una limitazione.
I parametri di regolazione KD, per l'amplificazio=: ne di regolazione nei confronti della velocità di rotazione w del satellite attorno ai tre assi coordinati e Kp, per le ampli ficazioni di regolazione nei confronti della posizione del sa= teliite, sono scritti come matrici-diagonal-i-^=ossia-questi pa= rametri di regolazione per le direzioni delle singole coordina te sono dati dai valori diagonali delle matrici, rispettivamente KD e Kp. Nella scelta dei parametri di regolazione occorre badare che si abbia approssimativamente
affinchè le singole parti nella norma di regolazione secondo la equazione (8) agiscano vettorialmente, cioè uniformemente su tutti gli assi.
In queste espressioni, t . rappresentano i momenti di impostazione, ad esempio i momenti di impostazione prodotti da ugelli del satellite, e J ..rappresenta il momento d'iner= zia rispettivamente intorno all'asse i corrispondente ad x, y, z.
Il procedimento è stato verificato mediante simula zioni. I risultati delle simulazioni sono rappresentati nelle figure 3 fino a 6 e precisamente a proposito di un'acquisizio=: ne della Terra da parte di un satellite geostazionario. Nella figura 3 sono riportate, in funzione del tempo, le velocità di ' rotazione del satellite attorno ai tre assi coordinati X, Y, Z, nella figura 4 è riportato l'andamento delle componenti del vettore solare SB, pure nelle_tre_direzioni coordinate, e nella figura 5 è riportato l'andamento delle componenti del vettore rivolto verso la Terra. In aggiunta, nella figura 6 è indicata la traccia del vettore solare S.V. e del-vettore terrestre E.V.' sulla superficie del satellite durante il processo di regola= zione. L'intero processo di regolazione per allineare il satel_ lite verso il Sole è concluso in circa 12 fino a 13 min. Circa nello stesso tempo si ottiene un allineamento esatto anche con procedimenti noti. A titolo di confronto, nella figura 7 è anche mostrata la traccia del vettore solare e del vettore terrestre sulla superficie del satellite durante il processo di regolazione noto. Si osserva che le tracce di questi vettori hanno andai menti approssimativamente uguali a quelli nel procedimento se= condo l' invenzione. Lungo le tracce, accanto a cerchietti sono anche indicate le rispettive direzioni dei vettori in certi tempi (in secondi).
Nella figura 8 è illustrato un sistema di coordina te per una variante della surriferita norma di regolazione e precisamente per sensori solari, il cui campo visivo GF è mag= giore di 90°. In questo caso, i suddetti momenti di comando a e a3, che sono riferiti alla direzione di riferimento, possono condurre a difficoltà di convergenza. Mentre la posizione so= lare iniziale S1, che sta in un primo campo visivo GF1 con un angolo di vista minore di 90°, viene regolata, per la posizio= ne solare S2 nel campo visivo GF„ con un angolo di vista mag= giore di 90° la proiezione nella direzione dell'asse Y, cioè nel1a direzione vettoriéie negativa (-eM) diventa invece^sempre più grande. Questo incoveniente può venire evitato se nella norma di regolazione-viene usato l'asse ottico 0 del sensore solare che, nella figura 8 è rappresentato come bisettrice del campo visivo GF2. La direzione dell'asse ottico può venire definita in generale come segue:
- per sensori biassiaìi, come la direzione per la quale entram bi i segnali misurato sono nulli,
- per sensori monoassiali, come la direzione della retta di intersezione fra il piano, rispetto al quale jì perpendico lare, e il piano che divide simmetricamente il campo visivo.
Le parti modificate della forma di regolazione di= ventano quindi
- (0)
(11a)
—
(11b)
L'indicazione del momento di comando a secondo l'equazione (11b)_ possibile in alternativa all'indicazione secondo l'equazione (11a), perchè la proiezione del vettore secondol‘equazione (11a) verso la direzione di misurazione
ha un segno algebrico univoco. Ciò risulta da:
e dal fatto che secondo la definizione dell'asse ottico
dato che sensori reperibili in commercio_hanno_soltantocampi visivi con angoli di visibilità minori di 180°.
Rispetto alle surriferite equazioni (5) e (7), le parti della norma di regolazione secondo le equazioni (10) e (11b) offrono il vantaggio che i vettori occorrenti per ciascun sensore sono costanti, cioè non dipendono dalla direzione di riferimento SR, cosa che comporta una semplificazione per il calcolo della norma di regolazione.
Nella figura 9 è rappresentato uno schema a blocchi di un dispositivo per regolare un satellite secondo i procedi= menti descritti. Il segnaleN di un sensore solare 11 viene sottratto in un elemento differenziale 12 dal valore di base N cosi da ottenere la suddetta differenza Delta N (=Nsy - Nby) Questa differenza viene moltiplicata in un limitatore 13 per un valore di limitazione L.
In un secondo ramo, in un moltiplicatore 14 viene calcolata la direzione di rotazione del vettore di comando a2
in modo tale che a questo moltiplicatore vengono comunicati il vettore eM della^direzione di misurazione e, nel primo esempio di reaiizzazione, la direzione di riferimento SR o, nel secondo esempio di realizzazione, la direzione dell'asse ottico, ricavandone il prodotto-matriciale. Dopo una”móltipiicaziònè irilirfse condo moltiplicatore 15 viene formato il prodotto del segnale di uscita del primo moltiplicatore per il segnale angolare li= irritato, così che il segnale di uscita di questo secondo molti= plicatore costituisce il vettore di comando
In un terzo ramo, in un terzo moltiplicatore 16 la direzione di rotazione del vettore di comando a3 viene calcolai ta secondo le formule suindicate, dseumendola pure dalle gran= dezze di ingresso eM e SR per il primo esempio di realizzazione ovvero dall'asse ottico 0 per il secondo esempio di realizza= zione.
In un quarto moltiplicatore 17 il segnale di usci= ta viene moltiplicato per il segnale angolare limitato, così che il segnale di uscita di questo moltiplicatore 17 rappresero ta il vettore di comando a3. In un seguente addizionatore 18 i due vettori di comando a2 e a3 vengono addizionati e la somma viene addotta ad un quinto moltiplicatore 19, nel quale essa viene moltiplicata per il parametro di regolazione Kp.
In un quarto ramo viene calcolato il vettore della velocità di rotazione wb, moltipllcando la direzione di riferii mento S , solidale col satellite, per una costante c in un se= sto moltiplicatore 20. In un settimo moltiplicatore21 in se= gnale di uscita di questo moltiplicatore 20 viene_moUipl_icato per il parametro di regolazione ΚD.
In un ulteriore moltiplicatore 22 il vettore w vie ne pure moltiplicato per il parametro di regolazione KD._
In un addizionatore 23 i segnali di uscita dei mol_ tiplicatori 19, 21 e 22 vengono combinati fra di loro col giu= sto segno, laddove i segnali di uscita dei moltiplicatori 19 e 21 vengono calcolati positivi e il segnale di uscita del mol= tiplicatore 22 viene calcolato negativo. Il segnale risultante è quindi il vettore di comando u da comunicare agli organi di comando.
Claims (1)
- Rivendicazioni 1.- Procedimento per allineare un veicolo spaziale, specialmente un satellite geostazionario, rispetto ad un ogget^ to di riferimento, specialmente rispetto al Sole, laddove vie= ne misurata la direzione "veicolo spaziale - oggetto di rife= rimento" (direzione solare) e il veicolo spaziale viene allinea to con l'ausilio di organi di comando in modo tale che la dire zione solare coincida con una direzione di riferimento solida= le col veicolo spaziale ed a tale scopo sugli organi di coman= do agiscono segnali di regolazione, i quali vengono ricavati dalla misurazione di direzione e producono momenti di comando sul.veicolo spaziale, caratterizzato dal fatto che la direzio= ne solare viene determinata soltanto rispetto ad un'unica di= rezione di misurazione, ad esempio rispetto all'asse principa le di un sensore di direzione, nonché dal fatto che, quando la direzionepolare non coincide con la direzione di riferimento solidale col veicolo spaziale, vengono attuate le seguenti ope razioni a) rotazione del veicolo spaziale attorno alla direzione di riferimento solidale col veicolo spaziale, b) regolazione della componente di errore, situata nella dire zione di misurazione, della direzione solare, applicando ’ un primo momento di comando perpendicolare alla direzione di misurazione e perpendicolare alla direzione di riferi= mento solidale col veicolo spaziale, c) regolazione della componente non misurabile, perpendicola= re alla direzione di misurazione, della direzione solare, applicando un secondo momento di comando perpendicolare al_ la direzione di riferimento e perpendicolare al primo momen to di comando. 2.- Procedimento secondo la rivendicazione l,ca= ratterizzato dal fatto che il primo_momento di comando è rap= presentabile come vettore nella forma: (5) -dove eM è il vettore della direzione di misurazione, SR è il prodotto incrociato del vettore della direzione di riferimen= to per il vettore della direzione di misurazione,N è la componente della direzione solare misurata (Sb) nella direzio= componente e 0 è l'asse ottico di un sensore che determina la direzione solare. 3.- Procedimento secondo larivendicazione 1 o 2, caratterizzato dal fatto che il secondo momento di comando è rappresentabile come vettore nella forma: (7) -dove eM è il vettore della direzione di misurazione, è il prodotto incrociato del vettore della direzione di riferimento per il vettore della direzione di misurazione, N è la compo= nente della direzione solare misurata (Sb ) nella direzione di misurazione, è un assegnato valore di base di questa compo nente e 0 è l'asse ottico di un sensore che determina la dire= zione solare. 4.- Procedimento secondo una delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto che per le operazioni oc=' correnti per allineare il veicolo spaziale viene adottata la seguente norma di regolazione: (8) dove u sono i segnali di ingresso per gli organi di comando, KD sono i parametri di regolazione per le velocità di rotazio= ne attorno agli assi del veicolo spaziale, sono i parametri di regolazione per la posizione del veicolo spaziale, w sono le velocità di rotazione dei veicola spaziale attorno agli as= si del veicolo spaziale, c è il velore del tasso di rotazione del veicolo spaziale, SR è il vettore della direzione di rife=' rimento, SR è il prodotto incrociato del vettore di riferimento SR per il vettore della direzione di misurazione e ,-SR<T >è 4 il vettore trasposto della direzione di riferimento, I è il ' vettore unitario, L è un fattore di limitazione, è la com=· ponente misurata della direzione solare nella direzione di misurazione eN è un valore di base assegnato a questa componente. 5.- Dispositivo per attuare il procedimento secon= do una delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto che - è previsto un sensore solare (11), il cui segnale di uscita viene addotto, dopo una correzione del punto di zeo, ad un limitatore (13), - in un primo ramo è previsto un primo moltiplicatore (14) per calcolare la direzione di rotazione di un vettore di comando (a„) basandosi sulla direzione di misurazione (e.J e su una direzione di riferimento (0 o R), - in un secondo ramo è previsto un ulteriore moltiplicatore (16) per calcolare la direzione di rotazione di un ulteriore vettore di comando basandosi pure sulla direzione di misurazione (eM) e su una direzione di riferimento (SR o E), - i vettori della velcoità di rotazione vengono rispettivamen= _ te moltiplicati per il segnale di uscita del limitatore (13); e successivamente addizionati fra di loro, - il segnale-somma viene addotto ad un moltiplicatore (19) peri a moltiplicazione per un parametro di regolazione (Kp)_, - in un terzo ramoèprevistounmoltiplicatore (20) "per calco; lare un vettoredella ve1ocità di rotazione (wb) del veicolo_ spaziale attorno ai tre assi, solidali col veicolo spaziale, basandosi su una direzione di riferimento (SR) e su una co= stante (c), - sono previsti tre moltiplicatori (19, 21, 22), nei quali il segnale-somma risultante dalla combustione dei due vetto=_ ri di comando (a2, a3), il vettore della velocità di rota= zione (wb) e le velocità di rotazione (w) del veicolo spa= ziale vengono moltiplicati perparametri di regolazione (Kp, KD), e -- le grandezze di uscita di questi moltiplicatori (19, 21, 22) vengono addotte ad un addizonatore (23), il cui segnale di uscita è il segnale di comando.
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