WO2007099177A1

WO2007099177A1 - Actuador giroscópico para el control de satélites

Info

Publication number: WO2007099177A1
Application number: PCT/ES2006/000660
Authority: WO
Inventors: Juan GUERRERO PADRÓN; Pedro Sanz Aranguez Sanz
Original assignee: Advanced Dynamic Systems, S.L.
Priority date: 2006-02-28
Filing date: 2006-11-20
Publication date: 2007-09-07
Also published as: RU2008138570A; JP2009528217A; EP1993017A1

Abstract

Actuador giroscópico para el control de satélites, que consta de: a) unos subsistemas mecánicos, que según las necesidades son uno, dos o tres y que cada uno de ellos contiene un par de anillos, de igual inercia en sus ejes principales, dispuestos concéntricamente; medios mecánicos para apoyo de los anillos de forma que sólo les permitan dos grados de libertad (espín y nutación); y medios electromecánicos que sirven para realizar movimientos de los anillos, dispuestos en el espacio interior de ambos anillos o en el exterior a estos, según convenga por las dimensiones de los anillos, y que dotan a los anillos de velocidades de espín y nutación iguales y contrarias y que permiten el giro de nutación de su anillo correspondiente en vueltas completas, con el objeto de producir un vector par resultante según una dirección preestablecida normal al vector velocidad de nutación; b) un subsistema de control que consta de una tarjeta microprocesadora programada para realizar el control del giro del satélite en 1, 2 o 3 ejes, y con capacidad de controlar simultáneamente 1, 2 o 3 subsistemas mecánicos, y con capacidad de comunicarse con un ordenador principal del satélite.

Description

"ACTUADOR GIROSCÓPICO PARA EL CONTROL DE SATÉLITES"

OBJETO DE LA INVENCIÓN

La presente invención se refiere a un Actuador Giroscópico que posibilita el control de actitud (control de orientación) de una plataforma espacial (satélite) en que se encuentra embarcado. Para conseguir este control de actitud aplica Ia ley de conservación del momento cinético, sin recurrir por tanto a Ia acción de pares exteriores.

El control de actitud es absolutamente necesario en los ingenios espaciales, ya que posibilita Ia orientación de sus equipos de abordo y también Ia ejecución de maniobras.

La novedad de esta invención radica en su capacidad de generar pares muy elevados con un dispositivo mecánico de muy poco peso y volumen comparado con los actualmente en servicio que básicamente son las ruedas de reacción (Reaction Wheels Assemblies), ruedas de momento (Momentum Wheel Assemblies) y los Control Moment Gyros (CMG).

El antecedente más cercano al objeto del invento está descrito en Ia Patente N⁰ PCT/ES02/00482. El invento tiene una serie de diferencias inventivas que Io hacen especialmente adecuado para desarrollar sus capacidades en el medio espacio.

Se citan como diferencias fundamentales respecto del mecanismo denominado Actuador Giroscópico las siguientes:

1. El Actuador Giroscópico Avanzado consta de uno o varios subsistemas mecánicos y de un subsistema de control. El mecanismo de Ia Patente N° PCT/ES02/00482 es un sistema exclusivamente mecánico.

2. Cada subsistema mecánico del Actuador Giroscópico Avanzado consta exclusivamente de 2 anillos concéntricos que originan, por medio de un movimiento coordinado de sus respectivos giros en espín y nutación un vector par de dirección previamente conocida, de módulo pulsante y sentido alternante. La combinación vectorial del par generado por cada subsistema mecánico genera un par resultante, que es el utilizado para controlar Ia actitud de Ia plataforma espacial. Este par, según el número de subsistemas mecánicos que disponga podrá generarse en una sola dirección, en cualquier dirección de un plano, o bien en cualquier dirección del espacio. El mecanismo de Ia Patente N⁰ PCT/ES02/00482 está concebido por medio de 2 parejas de anillos todos concéntricos entre sí que por medio de sus movimientos controlados en espín y nutación generan un par de módulo, y sentido constante, y de dirección invariable en una sola dirección. Para conseguir que el módulo sea constante tiene un dispositivo mecánico adicional denominado inversor de par.

3. El Actuador Giroscópico Avanzado, destinado a generar maniobras rotatorias en plataformas espaciales, aprovecha el impulso angular generado por un pulso de par para acelerar Ia plataforma en Ia que está embarcado, consiguiendo que su giro sea constante al finalizar

Ia acción del pulso, y posteriormente genera otro pulso de par de signo opuesto al anterior, para producir Ia deceleración de Ia plataforma (frenado), hasta conseguir su completa detención. Este no es el funcionamiento para el que esta concebido el mecanismo de Ia Patente N⁰ PCT/ES02/00482, ya que su funcionamiento está dirigido a Ia emisión de un par constante perdurable en el tiempo y no a pulsos de par.

4. Un solo subsistema mecánico del Actuador Giroscópico Avanzado tiene Ia capacidad de generar el vector par en cualquier dirección de un plano, por medio de Ia orientación previa en nutación de los anillos, antes de generarse los giros coordinados en espín y nutación. Esta operación se controla desde el subsistema de control, que ejecuta las órdenes precisas a los medios electromecánicos que orientan Ia posición previa de los anillos. El mecanismo de Ia Patente

N⁰ PCT/ES02/00482 no contempla esta posibilidad. La dirección de Ia generación de su vector de par constante se realiza en un eje fijo.

5. Cada subsistema mecánico del Actuador Giroscópico que tenga capacidad de generar su vector par en una dirección cualquiera de un plano, tiene una configuración mecánica que posibilita a sus anillos a realizar vueltas completas en nutación. El mecanismo de Ia Patente N⁰ PCT/ES02/00482 no contempla esta posibilidad en su funcionamiento.

SECTOR DE LA TÉCNICA

La invención, en cuanto a su aplicación, tiene que ver con el sector espacial y utiliza las ramas de Ia ingeniería: control, mecánica, electrotécnica y electrónica, que se exponen subsiguientemente.

ESTADO DE LA TÉCNICA

En el sector espacial están ya desarrollados tres tipos de dispositivos clásicos basados en el control por variación del momento angular interno. De estos tres, los dos dispositivos más utilizados son las Reaction Wheel Assemblies (RWA) y los Moment Wheel Assemblies (MWA) (ruedas de reacción y ruedas de momento o volantes de inercia respectivamente). Son de aplicación prácticamente universal para todo tipo de satélites con control en tres ejes. Sin embargo para satélites ágiles estos mecanismos resultan insuficientes. Normalmente se utilizan cuatro ruedas, tres de forma imprescindible para controlar en tres ejes más una cuarta como back-up. Las principales diferencias entre las ruedas de reacción y las ruedas de momento es Ia velocidad nominal de giro en espín. Para las ruedas de reacción Ia velocidad angular nominal en espín tiene valor cero y se acelera en respuesta a las presencia de pares perturbadores. Esa aceleración de espín genera un par virtual de reacción que compensa Ia perturbación. Si Ia perturbación se mantiene se debe mantener Ia aceleración y Ia rueda puede alcanzará su velocidad máxima admisible mecánicamente (saturación). Para desaturarla es preciso utilizar un par exterior real (momento de descarga). Estos pares se generan por medio de otros actuadores como son magnetopares o microcohetes.

Las ruedas de momento giran con una velocidad angular nominal de espín elevada y se producen pequeños cambios en las velocidades de espín para compensar los pares perturbadores que pudieran aparecer o para realizar maniobras del satélite. Una característica típica de estas ruedas es su capacidad de estabilizar el eje del satélite paralelo a su eje de espín sin necesidad de variar ese espín. Esta capacidad se basa en que Ia rueda se comporta como el rotor de un giróscopo constituido por el propio satélite, proporcionándole pues una estabilidad giroscópica.

Tanto las ruedas de reacción como Ia de momento producen niveles muy bajos de par de control (décimas o unidades de Nm), tendiendo a saturarse muy rápidamente por el límite de su velocidad de giro, que es exclusivamente en espín. Por este motivo precisan que el satélite esté provisto de un relativamente alto volumen de propulsante para Ia desaturación mediante los pares producidos por microcohetes.

Hay muchas patentes referidas a estos dispositivos. A modo de ejemplo se indican las siguientes: US005826829A y US005931421A.

El tercer tipo de control, menos común que los dos anteriores, está constituido por los Control Moment Gyros (CMG) (giróscopos de momento de control), que pueden producir un elevado nivel de par, pero tienen en su contra una dificultad en el control de ese par, y pesos y volúmenes altos.

Se indica Ia patente US006135392A como ejemplo de dispositivo.

Frente a esta situación del Estado de Ia Técnica, el Actuador Giroscópico Avanzado, basado también en Ia aplicación de los pares giroscópicos, tiene sin embargo Ia característica especial de una disposición de los elementos giroscópicos tal que Ie proporciona peso y volumen mucho menores que los sistemas de control provistos con los CMG existentes, así como una mayor facilidad en el control de Ia maniobra, proporcionando unos pares de varios órdenes de magnitud superiores a los RWA y MWA.

Las ventajas indicadas sobre los sistemas competidores se consiguen por Ia combinación de dos características propias del subsistema mecánico del Actuador Giroscópico Avanzado: Ia combinación de los giros en espín y nutación, que confiere unos pares giroscópicos muy superiores a los que se obtendrían si sólo fuesen movimientos en espín (propio de los RWA y MWA) y Ia configuración de los elementos rotatorios en dos anillos concéntricos, que a diferencia de los CMG que tienen para ellos dos discos, confiere un volumen y una masa notablemente reducidos, sobre los que Ia capacidad de control es más versátil. BREVE DESCRIPCIÓN DE LOS DIBUJOS

Figura 1. Representación del principio físico de conservación del momento cinético sobre un disco girando con velocidad de espín ω y giro en nutación Ω. H es el momento cinético y N es el par producido. (CS) Cuerpo del satélite.

Figura 2. Representación de las velocidades de giro en espín (ψ ) y nutación

(θ ), del par producido (N_y), sobre 2 anillos concéntricos proyectados en el plano YZ de inercias I iguales (en Ia descripción se Ia denomina AGA).

Ψ_β = - % = Ψ ; θ_a=-θ_b= θ i_a= i_b=i _; e_a =-θ_b= θ

Representación esquemática del objeto del invento.

Figura 3. Gráfica que indica el giro δ de Ia plataforma espacial, su velocidad δ^" y su aceleración δ^", cuando los anillos comienzan a girar en nutación desde un ángulo θ=0° hasta θ =2-π. Se observa que Ia plataforma inicia su giro, y se desacelera volviendo a Ia posición angular δ = 0.

o = senθ

LO Variación del par y de Ia velocidad y posición angular del satélite con Θ_O=O

Figura 4. Gráfica en Ia que se muestra el giro que realiza Ia plataforma espacial cuando se inicia el giro en nutación de los anillos θ, y se detiene este giro antes de completar el ciclo (θ=2-π). El giro δ de Ia plataforma no se detiene en este caso. Se presentan las curva de tres maniobras: cuando los anillos se detienen en θ = π/2, θ = π/3 y θ = π/4.

Variación de Ia posición δ del satélite (para θo = 0 y distintos valores del ángulo de detención de los anillos).

Figura 5. Igual que figura 3 pero cuando se inicia Ia nutación desde θ = -π/2 en lugar de θ = 0.

δ = — = cos<9

¿ = ~(l + senθ) Is

_ 2H 2H

O = 1 r COS6¹

I_s I_sθ Variación del par y de Ia velocidad y posición angular del satélite con θo=-π/2

Figura 6. Igual que figura 4 pero cuando se inicia Ia nutación desde θ = -π/2 en lugar de θ = 0. Las posiciones angulares que se van alcanzando son el doble que para el caso de arranque desde θ = 0 (caso de Ia figura 4). Variación de Ia posición δ del Satélite (para θ₀ = -π/2 y distintos valores del ángulo de detención de los anillos).

Figura 7. Figura de proyección de los anillos sobre el plano YZ en Ia que Ia bisectriz de Ia nutación (línea de inclinación α) no es 0. Esta posibilidad de variar Ia bisectriz de Ia nutación entre los dos anillos sirve para poder controlar al satélite en dos ejes, al aparecer el par montado sobre esta dirección.

Obtención de Ia dirección requerida para el par en un plano (con un solo SM fijo respecto del satélite).

Figura 8. Se ilustra Ia combinación de pares procedentes de los anillos de dos subsistemas mecánicos. Uno de ellos, con Ia posibilidad de orientar Ia bisectriz de apertura en nutación de los dos anillos, genera el par N_X2. El otro, sin esta posibilidad genera el par N_y. La combinación de ambos pares genera el par N, en Ia dirección ON requerida por Ia plataforma espacial, que, consiguientemente, puede ser controlada en 3 ejes. Obtención de Ia dirección requerida para el par en el espacio (con dos SM fijos respecto del satélite).

Figura 9. Subsistema mecánico introducido en un cuadro con dos grados de libertad, que puede orientar su vector N por medio de Ia orientación previa del cuadro, valiéndose para ello de servomotores (S-1 ), (S-2).

Obtención de Ia dirección requerida para el par en el espacio (con un solo SM móvil respecto del satélite).

Figura 10. Diagrama de control de Ia plataforma espacial en un eje con un solo subsistema mecánico fijo en Ia propia plataforma.

Diagrama de control del satélite en un eje (con un solo AGA fijo respecto del satélite).

Figura 11. Diagrama de control de Ia plataforma espacial en dos ejes con un solo subsistema mecánico fijo en Ia propia plataforma, con Ia posibilidad de orientación previa de Ia bisectriz de nutación de los anillos. Diagrama de control del satélite en dos ejes (con un solo AGA fijo respecto del satélite).

Figura 12. Diagrama de control de Ia plataforma espacial en dos ejes con dos subsistemas mecánicos fijos en Ia propia plataforma, sin Ia posibilidad de orientación previa de Ia bisectriz de nutación de los anillos. Diagrama de control del satélite en sos ejes (con dos AGA fijos respecto del satélite). Figura 13. Diagrama de control de Ia plataforma espacial en tres ejes con un solo subsistema mecánico fijo en un cuadro con dos grados de libertad, ensamblado en Ia propia plataforma.

Diagrama de control del satélite en tres ejes (con un solo AGA móvil respecto del satélite).

Figura 14. Diagrama de control de Ia plataforma espacial en tres ejes con dos subsistemas mecánicos fijos en Ia propia plataforma, uno de ellos con Ia posibilidad de orientación previa de Ia bisectriz de nutación de los anillos y el otro sin esta posibilidad.

Diagrama de control del satélite en tres ejes (con dos AGA fijos respecto del satélite).

Figura 15. Diagrama de control de Ia plataforma espacial en tres ejes con tres subsistemas mecánicos fijos en Ia propia plataforma, sin que ninguno de ellos tenga Ia posibilidad de orientación previa de Ia bisectriz de nutación de los anillos.

Diagrama de control del satélite en tres ejes (con tres AGA fijos respecto del satélite).

DESCRIPCIÓN DE LA INVENCIÓN

El Actuador Giroscópico Avanzado (AGA) es un sistema basado en dos partes diferenciadas: un subsistema de control y un conjunto de subsistemas mecánicos. Respecto al número de éstos, como mínimo es uno y como máximo tres.

El objeto del Actuador Giroscópico Avanzado es el control de actitud de una plataforma espacial. Es decir, posibilitar Ia orientación espacial final de Ia plataforma que inicialmente se encuentra en una orientación inicial. El paso de una orientación inicial a Ia orientación final se realiza mediante Ia producción de pares (momentos) a bordo de Ia propia plataforma, por medio de los subsistemas mecánicos del propio Actuador Giroscópico Avanzado. Estos pares son variables en el tiempo y tienen Ia forma de pulsos.

Cada subsistema mecánico genera su propio par, que está controlado en su inicio, su forma y su durabilidad, por el subsistema de control, de forma que Ia combinación vectorial de todos ellos, prevista y calculada por el subsistema de control, es capaz de hacer maniobrar a Ia plataforma espacial, permitiéndola pasar de Ia posición en orientación inicial a Ia final.

El subsistema de control recibe los requerimientos de nuevas orientaciones para Ia plataforma del ordenador principal del satélite. Para desarrollar las órdenes que posibilitan tales cambios, lee Ia actual orientación del satélite por medio de los sensores de qué dispone (estelares, magnéticos, etc.), lee también Ia posición y las velocidades de giros, si las hubiere, de los anillos de cada subsistema mecánico.

Seguidamente, a través de Ia ejecución del software de control implementado en su tarjeta microprocesadora, ejecuta las órdenes sobre los subsistemas mecánicos de que dispone, por medio de señales eléctricas a los elementos electromecánicos que actúan sobre los anillos de cada subsistema mecánico, para generar posiciones iniciales en nutación y velocidades de giro en espín y nutación, según convenga a Ia maniobra.

Cuando el satélite maniobra, como consecuencia de Ia acción de los subsistemas mecánicos, el subsistema de control lee las posiciones que se van alcanzado de los sensores de Ia plataforma espacial. Llegado a un entorno de Ia posición de orientación buscada (actitud objetivo), envía las órdenes, que previamente ha calculado por medio de su software de control, a los dispositivos electro mecánicos que actúan sobre el giro de los anillos de los subsistemas mecánicos, para realizar Ia frenada y detención de Ia plataforma espacial, mediante Ia emisión de un par resultante adecuado para ello.

Los subsistemas mecánicos constan de los siguientes elementos:

• Soporte estructural, que sirve para sujetar a todos los elementos mecánicos y también para fijar al subsistema mecánico en forma rígida a Ia plataforma espacial, permitiendo Ia adecuada transmisión del par que genera.

• Dos anillos concéntricos que están soportados respectivamente por unas camas. La cama permite el giro en espín al anillo que soporta y, a su vez la cama tiene Ia posibilidad de girar en nutación, por Io que el anillo al girar Ia cama en nutación, gira solidariamente con ella, consiguiéndose así que el anillo pueda girar a Ia vez en nutación y espín (2 grados de libertad).

• Eje de nutación que soporta a las dos camas. Las camas giran alrededor este eje para hacer los giros en nutación.

• Elementos electromecánicos, normalmente motores eléctricos, de los cuales puede haber: uno o dos para generar el giro en espín de los anillos (en este caso el espín de cada anillo está controlado electrónicamente) y uno o dos para generar el giro en nutación de las camas (y por tanto de los anillos). En el caso de 2 motores para nutación, se posibilita Ia orientación previa de los dos anillos para Ia orientación del vector par en cualquier dirección de un plano.

• Elementos mecánicos para Ia transmisión del giro de los motores a los anillos (espín) y a las camas (nutación).

El funcionamiento combinado de estos elementos genera el par origen que tiene Ia capacidad de mover Ia plataforma espacial, en combinación con los pares de los otros subsistemas mecánicos. Este funcionamiento mecánico consiste en que los elementos electromecánicos de nutación y de espín reciben las señales eléctricas adecuadas del subsistema de control, que se traducen en giros de los respectivos motores eléctricos. Los elementos mecánicos de transmisión reciben los giros de los motores transmitiendo, a su vez, giros a las camas (nutación) y a los anillos directamente (espín).

Como consecuencia de Io anterior, el par de anillos realiza giros combinados en nutación y en espín. Esta combinación consiste en giros simétricos en cada anillo que pueden ser en espín positivo y negativo (que en adelante se llamará contraespín), respectivamente, y nutación positiva y negativa (que en adelante se llamará contranutación) respectivamente.

A continuación se explica porqué se origina el par giroscópico como consecuencia de los movimientos en espín y nutación de los anillos.

Las leyes de Ia Mecánica establecen que Ia variación respecto del tiempo del momento cinético angular, H, de un móvil respecto a un punto, es igual al momento o par N respecto del mencionado punto que haya sido aplicado a ese móvil. Es decir: d

- H = N [1] dt

En Ia figura 1 se presenta el concepto básico de un conjunto giroscópico representado por un disco con un momento cinético H montado en un cuadro que gira con una velocidad ω. El momento cinético H tiene Ia expresión

H = I ω [2] Siendo I y ω el momento de inercia y Ia velocidad de rotación (espín) axiales del disco respectivamente.

Esta velocidad origina una variación del momento cinético del disco que, en condiciones estacionarias, tiene el valor:

d H = (Ω x H) [3] d t

y de acuerdo con [1] resulta que el disco se comporta como si se Ie hubiese aplicado un par:

N₁ = (Ω x H)

Este par genera sobre el satélite otro par de igual valor pero sentido contrario que denominamos N:

N = - (Ω x H) [4]

Este par tiene Ia dirección y sentido mostrados en Ia figura 1 y actúa sobre los anclajes del conjunto giroscópico al satélite, haciendo que ésta gire con una aceleración angular:

δ^"= N/I_s [5]

siendo δ Ia posición angular del satélite e l_s su momento de inercia, referidos ambos a un eje paralelo a N que pasa por el centro de gravedad del satélite.

El inconveniente fundamental de este "conjunto giroscópico" en su aplicación al control del movimiento de un cuerpo en el que se integre, es que el momento giroscópico producido, N, gira en el plano perpendicular a Ω y con esta misma velocidad. Es decir, que es necesario desarrollar una estrategia combinada de valores de H, Ω y número y disposición de elementos giroscópicos, para obtener un momento que actúe de una forma controlada. Esta estrategia resulta normalmente muy complicada dando lugar a problemas importantes de zonas singulares, masas elevadas, Habilidad marginal, etc.

El problema se reduce drásticamente con el subsistema mecánico del

Actuador Giroscópico Avanzado. Este mecanismo está constituido básicamente por dos anillos concéntricos, cada uno de ellos girando alrededor de su eje con velocidades de espín ψ , -ψ respectivamente . A estos anillos se les somete además a velocidades angulares θ, -θ (nutación), respectivamente, alrededor de un diámetro común. En Ia figura 2 se muestran las direcciones y valores comparativos de dichas velocidades para los dos anillos. Cada anillo constituye pues un "conjunto giroscópico", tal como se definió anteriormente para el caso de un disco.

Con esta disposición se consigue ahora en condiciones estacionarias y tal como se demostró en Ia Patente N⁰ PCT/ES02/00482, un par sobre el satélite de módulo:

N = 2Hθcosθ(t) [6]

La dirección del par es constante (eje Y de Figura 2), aunque su sentido varía con cada semiciclo de giro de los anillos. El problema se ha reducido drásticamente, pero no completamente. El conseguir unas actuaciones, velocidad y actitud, determinadas, requiere unas formas adecuadas de funcionamiento y disposición de los equipos del subsistema mecánico del Actuador Giroscópico Avanzado, como se indica seguidamente. Si Ia velocidad de nutación θ fuese constante el par producido por el subsistema mecánico básico tendría una forma de variación de tipo senoidal según ecuación [6] y, por tanto, también Io sería Ia aceleración angular del satélite pues es proporcional al par de acuerdo con [5].

En Ia figura 3 se ha supuesto que el ángulo de nutación cero corresponde a Ia posición de los anillos en el plano XY y el ángulo θ corresponde al del anillo (a). En esas condiciones, en esa figura se muestra que Ia velocidad que se Ie comunicaría al satélite, integral de Ia aceleración, tendría también una forma senoidal, así como el ángulo girado por el satélite (integral de Ia velocidad). Con un giro continuo de los anillos, partiendo de éstos en Ia posición de nutación cero, el ángulo medio de giro del satélite sería nulo.

Ahora bien, si después de comenzar el giro, se detienen los anillos cuando alcancen un ángulo inferior o igual π/2, el satélite continuará girando a velocidad constante de valor el alcanzado en el momento de Ia detención. Si al cabo de un cierto tiempo se detiene el satélite, haciendo girar los anillos en sentido contrario, el satélite habrá maniobrado un ángulo mayor o menor según Ia velocidad que se Ie haya proporcionado en el instante de detención de los anillos y el tiempo transcurrido a velocidad constante. La posición angular que se alcanza tiene pues Ia forma indicada en Fig. 4 para distintas posiciones de detención de los anillos.

Si Ia posición inicial del movimiento de nutación fuese distinta de θ₀ = 0, se obtendrían pares y movimiento del satélite diferentes de los de las Fig. 3 y 4. Suponiendo, por ejemplo, G₀ = - π/2, se obtendrían los valores indicados en Fig. 5 y 6. Estos valores son el doble de los de las Fig. 3 y 4 (se observa en el eje de ordenadas de Ia figura 6), pero puede resultar muy complicado el poder comenzar Ia nutación en esas condiciones sin que aparezcan pares de reacción espurios en el satélite, por Io que normalmente se tomará como condición inicial θ₀ = 0.

No se obliga a que el par sea constante en módulo, sino que puede tener distintas formas de acuerdo con [6] y según sea Ia función θ(t). En el caso presentado de θ(t) constante, Ia variación del par es sinusoidal.

Como ya se ha comentado, por medio de un solo subsistema mecánico se pueden producir pares en cualquier dirección del plano Z Y, y no sólo en Ia dirección OY de Ia figura 2. Esta importante particularidad se describe a continuación.

La figura 7 representa los dos anillos girando en Ia misma forma que en figura 2, pero habiendo desplazado inicialmente en forma diferencial el giro en nutación de los anillos para que su bisectriz gire un ángulo a y el eje Y pase a ser Y'. En régimen permanente dicha bisectriz se mantendrá fija y el par giroscópico producido tendrá ahora Ia dirección de Y', y continuará variando su sentido alternativamente tal como se indicó en Ia figura 3.

La dirección del par en un plano también se podría obtener disponiendo de dos subsistemas mecánicos controlados por un subsistema de control, suministrando cada subsistema mecánico, Ia componente sobre cada uno de los ejes perpendiculares inerciales en el plano. Naturalmente esta solución es mucho más pesada, el doble, y de mayor volumen que Ia esquematizada en figura 7, aunque en ciertas aplicaciones puede ser requerida por otros motivos (redundancia para fiabilidad, por ejemplo). En esta solución alternativa, los pares dados por los dos subsistemas mecánicos, con sus ejes activos sobre OY y OZ de las figuras 2 y 7, deberán cumplir Ia relación: [7]

N_y ^tga

Para examinar ahora Ia posibilidad de control de Ia plataforma espacial en tres ejes, se considera Ia Fig. 8. En esta figura se presenta el sistema XYZ de origen O en el que se encuentran dos subsistemas mecánicos (no dibujados). El eje OX corresponde a Ia dirección del par giroscópico producido por uno de los subsistemas mecánicos en condiciones iniciales (similar a figura 2). El eje OY corresponde a los pares giroscópicos producidos por el otro subsistema mecánico en las mismas condiciones iniciales.

Si ahora se define Ia dirección ON en el espacio como dirección requerida al par dada por los ángulos γ y a, obtenidos por los sensores, sus componentes sobre los planos XZ e YZ serán respectivamente las direcciones ON_XZ y ONy₂ definidas por los ángulos a^ y OCy₂, funciones de los ángulos γ y α, en Ia forma siguiente:

tgδ_ tgα» = [8]

COSf

t_gC^ = -^ [9] senγ

Si se pretende obtener un par N según esa dirección ON, bastará girar Ia dirección del par (Ia bisectriz) de los anillos de dirección OX al ángulo α^ dando lugar al par N_xz . Este par se compondrá con el Ny y Ia resultante tendrá Ia dirección ON requerida siempre que los módulos de N_xz y N_y cumplan Ia siguiente relación entre de γ y α:

Un efecto análogo se puede conseguir girando un ángulo OCy₂, el eje de los anillos de dirección inicial OY y componiendo su momento Ny₂ con el N_x. En este caso Ia relación que se debe mantener entre estos dos pares es:

Para conseguir estas relaciones se modulan en Io necesario las velocidades de nutación y/o espín para a su vez variar los pares de acuerdo con [6]. La elección del subsistema mecánico cuya dirección del par se varía, se realizará según cada caso específico.

Otra solución posible para obtener par en cualquier dirección ON en el espacio es Ia presentada en Figura 9. Ahora se dispone de un solo subsistema mecánico montado en un cuadro giratorio de dos grados de libertad provisto de servomotores, que también controla el subsistema de control del Actuador Giroscópico Avanzado. En condiciones iniciales el par de los anillos Ny tiene Ia dirección del eje OY. Si se pretende que el subsistema mecánico proporcione el par en Ia dirección N dada por los ángulos y y a se girará todo el conjunto subsistema mecánico alrededor del eje Z el ángulo γ y después se girará su bisectriz el ángulo α. Esta solución, aunque aparentemente más simple que Ia de figura 8 con dos subsistemas mecánicos, puede resultar más pesada pues los servomotores del cuadro deben transmitir al satélite los pares giroscópicos además de los necesarios para el movimiento de dicho cuadro.

Similarmente a como se indicó para Ia segunda alternativa de control en dos ejes, Ia dirección del par en el espacio también se puede obtener disponiendo de tres subsistemas mecánicos, proporcionando cada uno Ia componente sobre el correspondiente eje inercial. Naturalmente esta solución es más pesada y voluminosa que Ia presentada en Fig. 8 que solo requiere dos subsistemas mecánicos. En este caso los ejes activos de los tres subsistemas mecánicos estarán dirigidos según los ejes OX, OY, OZ de Ia figura 8. Para que Ia resultante de los tres pares producidos, N_Xii N_y, y N_Z)i esté sobre Ia dirección ON, deberán cumplirse las relaciones:

N y, _ = tgγ [11]

K

N^ _ — —s —en —γ_ _M I I ₂ ^.₁ I

N_z tgδ

Para Io que deberán modularse apropiadamente los valores del espín y/o nutación de cada subsistema mecánico.

El Actuador Giroscópico Avanzado es pues un sistema concebido para el control de una plataforma espacial, tanto en uno, como en dos y tres ejes, capaz de controlar Ia plataforma para que pueda realizar maniobras de mayor o menor complejidad en lazo abierto o cerrado, describiéndose aquí su forma de actuación en una maniobra espacial básica en lazo abierto.

Un requisito básico en Ia aplicación espacial es el conseguir una posición angular determinada del satélite en un tiempo menor que un máximo definido y con una precisión dada.

Para ello los pares que se apliquen al satélite deberán responder a una estrategia temporal determinada. Normalmente no se requerirá que el par tenga un módulo de valor dado, sino que bastará con que sea suficientemente alto para cumplir Ia función requerida. En consecuencia el Actuador Giroscópico Avanzado puede funcionar en dos formas básicas, siguiendo los conceptos ya estudiados.

Discontinua. Haciendo girar los anillos de los subsistemas mecánicos y deteniéndolos antes de finalizar un semiciclo para transmitir al satélite una velocidad angular constante.

Continua. Dejando girar los anillos de forma continua, obteniéndose distintas posiciones angulares en el satélite según las condiciones iniciales.

Ambas formas están representadas en figuras 3, 4, 5 y 6.

Normalmente se variará Ia posición angular del satélite utilizando las dos formas básicas anteriores en forma combinada tal como se indica a continuación.

Estando los anillos en reposo en Ia posición inicial θ₀ = 0 (ver figura 2) y el satélite en reposo, se pretende hacer girar el satélite un cierto ángulo en el mínimo tiempo posible.

En figura 3 se muestra que Ia velocidad del satélite con movimiento continuo de los anillos de un subsistema mecánico es, para condiciones iniciales nulas:

¿ ₌ ¥L_senθ [13]

La velocidad máxima del satélite se conseguirá para θ = 90°, es decir:

^¿∞ =ψ ^[14] El subsistema de control conoce el δ_r del satélite que se quiere obtener partiendo de Ia posición actual δ₀ = 0 y con el satélite en reposo,

J = O .

Los anillos del subsistema mecánico están girando con velocidad de espín constante, con posición inicial en nutación θ₀ = 0.

El subsistema de control determinaría el tiempo mínimo de Ia maniobra conociendo δ_r y el par del motor de nutación. Este tiempo resultaría de Ia suma de tres tiempos: tmin = ti + t₂ + t₃ [15]

El valor ti es el tiempo para dar el impulso máximo, que sería el giro de 0 a π/2 de los anillos con Ia aceleración máxima, que a su vez se obtendría conocido el par de nutación máximo que se obtiene en el conjunto motor- anillo y teniendo en cuenta posibles límites en ^_1113x impuestos por el conjunto motor-reducción.

El tiempo t₃ es el requerido para frenar el satélite dando un impulso contrario pero del mismo módulo que el anterior. Para ello se ordenaría cerrar los anillos desde π¡2 (donde fueron enviados para el primer impulso hasta 0).

Este t₃ no tiene por que ser igual al ti, puesto que el comportamiento del conjunto motor-anillo no es exactamente igual abrir los anillos que al cerrarlos.

Finalmente el tiempo X₂ sería el necesario para que el giro del satélite fuese el requerido, δ_res decir: δ_r = δ, + δ₂ + δ, [16] El primer sumando es el giro durante el impulso inicial que se puede deducir conjuntamente con ti.

El valor de S₃ se obtiene para el frenado en forma análoga al S₁ aunque no serán iguales por ser diferentes los comportamientos del mecanismo acelerando y frenando.

El ángulo S₂ se obtiene ahora de Ia ecuación [16], y puesto que al analizar el impulso inicial se obtiene Ia velocidad máxima del satélite, S_n^ , se puede obtener t₂ en Ia forma:

U = S₂ IS^ = S₂IJlH [17]

Con los valores de ti, t₂ y t₃ calculados en el microordenador del AGA, el sistema dará las siguientes órdenes, en los instantes que se indican a continuación:

Apertura de anillos desde θ₀ = 0 con máximo par del motor. τ_o =t_o =o

Detención de los anillos en 90°. El satélite es lanzado con su velocidad máxima de giro. T_x = t_x

Orden de regreso de anillos al origen, con Io que el satélite se decelera.

T₂ =E₁ +t₂ Parada de anillos y del satélite.

T_z =t_x + t₂ +t,

Claims

R E I V I N D I C A C I O N E S

1.- Actuador giroscópico para el control de satélites, caracterizado porque consta de:

a) unos subsistemas mecánicos, que según las necesidades son uno, dos o tres y que cada uno de ellos contiene:

ai) un par de anillos, de igual inercia en sus ejes principales, dispuestos concéntricamente,

a₂) medios mecánicos para apoyo de los anillos de forma que sólo les permitan dos grados de libertad: espín y nutación,

a₃) medios electromecánicos que sirven para realizar movimientos de los anillos, dispuestos en el espacio interior de ambos anillos o en el exterior a estos, según convenga por las dimensiones de los anillos, y que dotan a los anillos de velocidades de espín y nutación iguales y contrarias y que permiten el giro de nutación de su anillo correspondiente en vueltas completas, con el objeto de producir un vector par resultante según una dirección preestablecida normal al vector velocidad de nutación;

b) un subsistema de control que consta de una tarjeta microprocesadora programada para realizar el control del giro del satélite en 1 , 2 o 3 ejes, y con capacidad de controlar simultáneamente 1 , 2 o 3 subsistemas mecánicos, y con capacidad de comunicarse con un ordenador principal del satélite.

2.- Actuador giroscópico para el control de satélites, según reivindicación anterior, caracterizado porque el vector par generado por cada uno de los subsistemas mecánicos tiene una dirección fija inercial, con sentido cíclico y módulo del par controlable, que se adiciona vectorialmente a los de los otros subsistemas mecánicos, produciendo un solo par resultante de dirección fija, con sentido cíclico, y módulo del par ambos controlables por el subsistema de control.

3.- Actuador giroscópico para el control de actitud de satélites según reivindicaciones anteriores, caracterizado porque el Subsistema Mecánico dispone de los medios electromecánicos para girar en nutación independientemente a los dos anillos con objeto de orientarlos para Ia generación del par en forma dirigida por Ia CPU.

4. Actuador giroscópico para el control de satélites según reivindicación 1 , caracterizado porque el subsistema de control está capacitado para controlar, además de los subsistema mecánicos, unos cuadros giratorios de hasta dos grados de libertad de giro, con sus correspondientes medios electromecánicos para realizar estos giros y sobre los que van acoplados los subsistemas mecánicos independientemente.

5.- Actuador giroscópico para el control de satélites, según reivindicaciones 1 y 2, caracterizado porque con un solo subsistema mecánico el vector par resultante se produce en forma de impulsos de sentido, dirección y módulo controlables según una dirección fija en el espacio, para control de actitud del satélite en un eje.

6.- Actuador giroscópico para el control de satélites, según reivindicaciones 1 , 2 y 3, caracterizado porque con un solo subsistema mecánico el vector par resultante se produce en forma de impulsos de sentido, dirección y módulo controlables según una dirección cualquiera seleccionada en un plano, para control de actitud del satélite en dos ejes.

7.- Actuador giroscópico para el control de satélites, según reivindicaciones 1 y 2, caracterizado porque con dos subsistemas mecánicos el vector par resultante se produce en forma de impulsos de sentido, dirección y módulo controlables según una dirección cualquiera seleccionada en un plano, para control de actitud de un satélite en dos ejes.

8.~ Actuador giroscópico para el control de satélites, según reivindicaciones 1 , 2, 3 y 4, caracterizado porque incluyendo un solo sSubsistema mecánico soportado por un cuadro giratorio de 1 grado de libertad, el vector par resultante se produce en forma de impulsos de sentido, dirección y módulo controlables, según una dirección cualquiera seleccionada en el espacio, para control de actitud de un satélite en tres ejes.

9.- Actuador giroscópico para el control de satélites, según reivindicaciones 1 , 2 y 4, caracterizado porque estando el subsistema mecánico soportado por un cuadro giratorio de 2 grados de libertad el vector se produce en forma de impulsos de sentido, dirección y módulo controlables, según una dirección cualquiera seleccionada en el espacio, para control de actitud de un satélite en tres ejes.

10.- Actuador giroscópico para el control de satélites, según reivindicaciones 1 y 2, caracterizado porque combinando un subsistema mecánico con Ia capacidad indicada en Ia reivindicación 3, con otro subsistema mecánico que no disponga de esta capacidad, el vector par resultante se produce en forma de impulsos de sentido, dirección y módulo controlables, según una dirección cualquiera seleccionada en el espacio, para control de actitud de un satélite en tres ejes.

11.- Actuador giroscópico para el control de satélites, según reivindicaciones 1 y 2, caracterizado porque combinando tres subsistemas mecánicos sin Ia capacidad indicada en Ia reivindicación 3, el vector par resultante se produce en forma de impulsos de sentido, dirección y módulo controlables, según una dirección cualquiera seleccionada en el espacio, para control de actitud de un satélite en tres ejes.

12.- Actuador giroscópico para el control de satélites, según reivindicación 1 , caracterizado porque el subsistema de control para realizar el control del giro del satélite en 1, 2 o 3 ejes, con capacidad de controlar simultáneamente 1 , 2 o 3 subsistemas mecánicos, con capacidad de comunicarse con un ordenador principal del satélite, tiene capacidad para adquirir lectura electrónica de unos sensores del actuador y para obtener las órdenes de cambio de actitud, necesarias para realizar las maniobras de actitud y enviar información sobre las maniobras de actitud que se ejecutan, y constando de una tarjeta microprocesadora con un software que, además de Io indicado previamente, tiene capacidad para llevar al satélite desde una posición de actitud inicial a otra final denominada actitud objetivo, realizando para ello los siguientes procesos:

a) conocimiento de Ia actitud actual del satélite mediante Ia lectura de sensores externos al propio actuador giroscópico, pero que se encuentran a bordo del satélite,

b) recepción de las órdenes de Ia nueva actitud objetivo del satélite, que incluirán giros en 1 , 2, ó 3 ejes, según los casos,

c) cálculo de las posiciones demandadas en nutación y de las velocidades de espín para los anillos controlados,

d) generación de órdenes a los medios electromecánicos para Ia ejecución de los movimientos en espín y en nutación para el inicio de Ia maniobra,

e) recepción del movimiento del satélite por medio de las lecturas de los sensores de éste,

f) cálculo de las nuevas posiciones de nutación y de las velocidades de espín requeridas en los anillos para detener el movimiento del satélite y dejarlo con Ia actitud objetivo,

g) generación de las órdenes a los medios electromecánicos para Ia ejecución de los movimientos en espín y en nutación para finalización de Ia maniobra, comprobación, por medio de Ia lectura de los sensores, que Ia nueva actitud conseguida en el satélite dista de Ia actitud objetivo un valor inferior al error angular permitido.