ES2274088T3 - Procedimiento y dispositivo de pilotaje de la actitud y de guiado de un satelite mediante un racimo de girondinos. - Google Patents
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Abstract
Procedimiento de pilotaje de la actitud de un satélite que incluye un racimo de por lo menos cuatro accionadores giroscópicos (10a, 10b, 10c, 10d) con ruedas (12) respectivas montadas en cardanes (14) orientables alrededor de ejes (18) paralelos a una u otra de sólo dos direcciones distintas y fijas con relación al satélite, formando así dos grupos de accionadores de los que uno tiene por lo menos dos accionadores, según el cual: - se mide la actitud del satélite por medio de sensores embarcados en el satélite, - se calcula la necesidad de par de comando para efectuar una maniobra de reorientación de la actitud, - se efectúa un cálculo de linealización local basado en la seudo-inversión de la matriz jacobiana de la función que une las orientaciones de los cardanes (14) de los accionadores en el momento cinético total del racimo, para determinar una nueva orientación de los cardanes, y - se comandan velocidades de precesión de por lo menos uno de los cardanes (14) de los accionadores que proporcionan el par de comando para alcanzar la configuración deseada, caracterizado porque se efectúa el cálculo aplicando una limitación de búsqueda de configuración de racimo alejada de las configuraciones singulares mediante reparto, entre los dos grupos de accionadores, de la componente del momento cinético total del racimo, que es perpendicular, al mismo tiempo, a una y otra de ambas dichas direcciones.
Description
Procedimiento y dispositivo de pilotaje de la
actitud y de guiado de un satélite mediante un racimo de
girodinos.
La presente invención se refiere a los
procedimientos y dispositivos que permiten pilotar la actitud de un
satélite mediante un comando de la orientación de la dirección del
eje de rotación del molinete de los accionadores giroscópicos, o
girodinos, de un racimo de accionadores giroscópicos montado en el
satélite.
Los girodinos o accionadores giroscópicos (que
suelen designarse mediante las siglas anglosajonas cmg) tienen una
rueda o molinete montado en un soporte, denominado cardán,
orientable en la plataforma del satélite por medio de un motor
alrededor de por lo menos un eje ortogonal al eje de rotación del
molinete. La solicitud de patente francesa nº 98 00556 proporciona
un ejemplo de girodino al que podremos remitirnos.
Un racimo de girodinos incluye por lo menos tres
girodinos para permitir llevar un triedro de referencia ligado al
satélite en todas las actitudes y por lo menos dos girodinos para un
pilotaje en 2 ejes. En general, se utilizan por lo menos cuatro
girodinos para asegurar una redundancia.
El racimo de girodinos constituye un accionador
inercial cuyo comando permite aplicar un par que proporciona a la
plataforma del satélite un perfil de velocidades angulares que se
especifica mediante descarga desde tierra o un cálculo efectuado a
bordo. Para controlar la actitud, un sistema de comando determina el
par a aplicar y deduce del mismo una velocidad a aplicar a los
cardanes de los girodinos. La capacidad de suministro del par total
C es, por consiguiente, no estacionaria y no lineal. Puede
escribirse de forma matricial:
(1)C = A
(\sigma) .
\sigma
donde A es la matriz jacobiana aij
= \partialHi/\partial\sigmaj, con i = 1 a 3 y j = 1 a 4 (o más
generalmente adopta todos los valores desde 1 hasta el número de
girodinos). Un método clásico de guiado consiste, conociendo el par
C a proporcionar, en invertir la relación (1) para obtener las
velocidades \sigma_{c} de consigna a proporcionar a los
girodinos. El principio de dicho control se indica por ejemplo en el
documento FR ya mencionado o la patente
US-A-6 131
056.
La solicitud de patente francesa nº 98 14548, a
la que podremos remitirnos, describe y reivindica un procedimiento
de pilotaje de la actitud de un satélite que permita deshacerse del
problema de las singularidades, es decir de la venida en
configuraciones en las que es imposible obtener un par según una
dirección determinada, provocando un comando de paso directo desde
una configuración inicial hasta una configuración final.
La arquitectura descrita en la solicitud de
patente nº 98 14548 incluye para ello un racimo de por lo menos
cuatro girodinos con molinetes respectivos montados en cardanes
giratorios montados en una plataforma del satélite, alrededor de
ejes de orientación de cardán todos distintos.
Esta configuración presenta la ventaja de
principio de tener una isotropia máxima cuando los cuatro ejes de
cardán son dirigidos según las diagonales de un cubo. Cuando se
desea incrementar la capacidad según dos ejes ortogonales para
tener cuenta de que las necesidades de agilidad son rara vez
isotrópicas, basta con aplastar la pirámide cuyas aristas son
ortogonales a los ejes de los cardanes. Pero, en contrapartida de
dichas ventajas, la arquitectura piramidal presenta diversos
inconvenientes. La envuelta de capacidad presenta concavidades; no
es posible, en el caso de una pirámide aplastada, ajustar
independientemente las capacidades según los dos ejes de la base de
la pirámide. La pérdida de un accionador, que conduce a una envuelta
de agilidad muy disimétrica, afecta notablemente la agilidad.
Por este motivo, se propone el uso de un
satélite que tenga un racimo de por lo menos cuatro accionadores
giroscópicos con molinetes respectivos montados en cardanes
orientables alrededor de ejes paralelos a una u otra de sólo dos
direcciones distintas y fijas con relación al satélite, formando así
dos grupos de accionadores de los que por lo menos uno tiene dos
accionadores, y adoptar un procedimiento de pilotaje original que
permite evitar venir en configuraciones singulares durante el
pilotaje de actitud.
Con este objetivo, la invención propone un
procedimiento de pilotaje de la actitud de dicho satélite, según el
cual:
se mide la actitud del satélite por medio de
sensores embarcados en el satélite,
- -
- se calcula la necesidad de par de de comando para efectuar una maniobra de reorientación de la actitud determinada,
- -
- se efectúa un cálculo de linealización local basado en la seudo-inversión de la matriz jacobiana de la función que une las orientaciones de los cardanes de los accionadores en el momento cinético total del racimo, para determinar una nueva orientación de los cardanes, y
- -
- se comandan velocidades de precesión de por lo menos uno de los cardanes de los accionadores que proporcionan el par de comando para alcanzar la configuración deseada,
caracterizado porque se efectúa el
cálculo aplicando una limitación de búsqueda de configuración de
racimo alejada de las configuraciones singulares mediante reparto,
entre los dos grupos de accionadores, de la componente del momento
cinético total del racimo, que es perpendicular, al mismo tiempo, a
una y otra de ambas dichas
direcciones.
En un modo ventajoso de realización, se adopta,
como criterio de alejamiento de una configuración de ángulos de los
cardanes en el racimo con relación a una configuración singular, el
producto de dos criterios más simples que se aplican por separado a
cada uno de los dos grupos de accionadores.
Estos dos criterios pueden ser de naturaleza muy
variada:
En caso de que uno de los grupos esté
constituido por dos accionadores cada uno con un momento cinético
adimensional de norma unidad, el criterio de alejamiento entre una
configuración de ángulos de los cardanes y una configuración
singular puede ser un criterio elegido como:
- -
- anulándose cuando el ángulo entre los dos vectores momento cinético portados por los dos accionadores es nulo o plano, y
- -
- alcanzando un máximo cuando el ángulo entre los dos vectores momento cinético portados por los dos accionadores está próximo a 90º.
La búsqueda de una configuración final alejada
de las singularidades puede permitir establecer una tabulación de
las correspondencias entre los distintos momentos cinéticos de
racimo necesarios para las distintas maniobras del satélite y las
configuraciones de racimo óptimas respectivas asociadas. En una
variante, la búsqueda de una configuración final alejada de las
singularidades proporciona directamente y de manera analítica una
configuración de racimo óptima que realiza la solicitud de momento
cinético de racimo necesario para maniobrar el satélite.
En el caso de un grupo constituido por tres
accionadores, cada uno portador de un momento cinético adimensional
de norma unidad, el criterio de distancia entre una configuración de
ángulos cardán y una configuración singular puede definirse de
manera a anularse cuando uno de los ángulos formados cada vez por
dos de los tres vectores momento cinético portados por los tres
accionadores es nulo, y de manera a alcanzar su máximo cuando dichos
ángulos son próximos de 120º.
En el caso de efectuar un pilotaje según una ley
predeterminada en el tiempo, se puede buscar una configuración
final alejada de las singularidades de forma continua, desviando
continuamente la configuración del racimo para situarse en todo
momento -o por lo menos periódicamente- en el máximo local del
criterio de alejamiento de la singularidad.
En una variante, se efectúa la búsqueda de una
configuración final alejada de las singularidades en cuanto se
detecta que el alejamiento entre la configuración corriente y la
singularidad asociada se vuelve inferior a un umbral
predeterminado.
La búsqueda de una configuración final alejada
de las singularidades puede llevarse a cabo de forma anticipada, a
partir del conocimiento previo de la trayectoria de momento cinético
de racimo necesaria para el cambio de orientación del satélite y la
trayectoria obtenida se emplea a continuación como trayectoria
preferida, enviada en bucle abierto en el marco de un método de
control de la actitud que asocia un comando en bucle abierto al
comando en bucle cerrado de la solicitud FR ya citada.
La invención permite asimismo efectuar un guiado
según una ley memorizada. En este caso, es ventajoso determinar,
antes de la maniobra de reorientación, una configuración final
alejada de las singularidades, conociendo la maniobra de actitud a
realizar por parte del satélite, y controlar la actitud asociando un
comando en bucle abierto a un comando en bucle cerrado, como se
describe en la solicitud FR 98 14548. Dicho de otro modo, se pone
en práctica el procedimiento por anticipado a partir del
conocimiento previo de la maniobra a realizar y se efectúa la
maniobra de actitud del satélite utilizando la trayectoria obtenida
en bucle abierto en un control de actitud que asocia un comando en
bucle abierto a un comando en bucle cerrado, asegurando el
desplazamiento del satélite en la actitud final
deseada.
deseada.
La invención propone asimismo un dispositivo de
pilotaje de actitud que permite poner en práctica el procedimiento
anterior, que incluye:
un racimo de por lo menos cuatro accionadores
giroscópicos con molinetes respectivos montados en cardanes
orientables alrededor de ejes paralelos a una u otra de sólo dos
direcciones distintas y fijas con relación al satélite, formando
así dos grupos de accionadores de los que por lo menos uno tiene dos
accionadores
- -
- unos sensores de medición de la actitud actual del satélite,
- -
- unos medios de cálculo para calcular la necesidad de par de comando para cumplir con una consigna de actitud del satélite, y para determinar unos medios de comando de las velocidades de precesión de los cardanes que realizan el par de comando a través de un método de linearización local basada en la seudo-inversión de la matriz jacobiana de la función que une las orientaciones de los cardanes de los accionadores al momento cinético del racimo.
Las características anteriores, así como otras,
aparecerán mejor mediante la lectura de la siguiente descripción de
un modo concreto de realización de la invención, proporcionado a
título no limitativo. La descripción se refiere a los dibujos que
la acompañan, en los cuales:
- la figura 1 muestra un esquema en perspectiva
que muestra una posible disposición de cuatro accionadores
giroscópicos 1-eje de un racimo que emplea una
arquitectura ventajosa, habiéndose representado los accionadores
con orientaciones de cardán idénticas;
- la figura 2 presenta un esquema que muestra
los parámetros que intervienen en el cálculo analítico de las
posibles correspondencias entre el momento cinético buscado H y las
posiciones angulares o de los cardanes;
- la figura 3 presenta un esquema que muestra
los parámetros que intervienen en el cálculo analítico en caso de
pérdida de redundancia debido a la avería de un accionador.
La figura 1 muestra un racimo de cuatro
accionadores giroscópicos 10a, 10b, 10c, 10d idénticos, cada uno con
un molinete 12 montado en un cardán 14, de manera a poder girar
alrededor de un eje respectivo 16. Un motor no representado
mantiene el molinete en rotación, generalmente a velocidad
constante. Cada cardán está montado en la plataforma del satélite
(no representada) de manera a poder girar alrededor de un eje 18,
ortogonal al eje 16. Cada uno de los cardanes está dotado de un
motor 22 que permite hacer girar el cardán alrededor del eje 18
respectivo. Un sensor angular como 23 proporciona información sobre
la orientación del cardán y, por lo tanto, del plano del molinete
12.
El mantenimiento del satélite en una actitud de
consigna en una marca inercial queda asegurado mediante un sistema
de comando de actitud con una constitución general que puede ser de
un tipo conocido. El sistema incluye un órgano 26 de cálculo y de
comando que memoriza consignas de orientación recibidas por un
emisor-receptor 28 de enlace con tierra, y recibe
señales 30 procedentes de sensores de orientación, tales como
sensores de estrella y de horizonte terrestre. Dicho órgano 26
comanda circuitos de potencia 32 que alimentan los motores 22. Este
sistema tiene generalmente una constante de tiempo relativamente
larga, de entre algunos segundos y varias decenas de segundos.
Para permitir la puesta en práctica de la
invención, los ejes 18 tienen una u otra de sólo dos orientaciones
distintas.
En el triedro de referencia x, y, z ligado al
satélite, los ejes de los cardanes de los accionadores 10a y 10b
están dispuestos perpendicularmente a un mismo plano P1. Los ejes de
los cardanes de los accionadores 10c y 10d son asimismo paralelos
entre sí y están dispuestos perpendicularmente a un plano P2 que
intercepta el plano P1 según el eje x. Los planos P1 y P2 forman
ambos un ángulo \beta con el eje y. Más adelante se indicará el
momento cinético global del racimo de accionadores mediante H y los
componentes de H en los planos P1 y P2 respectivamente mediante H1
y H2, designando u1 y u2 los ejes perpendiculares a x contenidos
respectivamente en los planos P1 y P2.
La configuración de accionadores mostrada en la
figura 1 (así como cualquier otra configuración de accionadores en
la que los ejes de los cardanes son paralelos de dos en dos) tiene
la ventaja de permitir expresar de forma analítica la
correspondencia entre el momento cinético H y las posiciones
angulares 1, 2, 3 y 4 de los cardanes, expresada por ejemplo con
relación a la disposición mostrada en la figura 1.
Como se ha indicado anteriormente, el
procedimiento de la invención implica buscar una configuración de
racimo, es decir un conjunto de valores \sigma que suministra al
mismo tiempo el vector momento cinético de racimo solicitado
H = (Hx, Hy, Hz) que es óptimo, en el sentido de que está alejado de una configuración singular.
H = (Hx, Hy, Hz) que es óptimo, en el sentido de que está alejado de una configuración singular.
Para efectuar el análisis analítico, se desglosa
el vector H en:
- -
- una componente [Hy, Hz] que está en el plano y, z, que a su vez puede desglosarse en dos componentes Hu1 y Hu2, según los ejes u1 y u2, de una única manera,
- -
- una componente Hx según el eje x.
La arquitectura adoptada permite repartir la
componente Hx entre los dos pares de accionadores
10a-10b y 10c-10d con un grado de
libertad, salvo en la superficie de envuelta de momento cinético,
donde presenta una singularidad.
El desglose del vector H en dos vectores H1 y H2
puede ser el siguiente:
- en el plano P1, definido por [x, u1], H1 = Hu1 + Hx1,
- en el plano P2, definido por [x, u2], H2 = Hu2 + Hx2.
En cada plano, basta con orientar los cardanes
cuyos ejes son perpendiculares a dicho plano para obtener la
componente plana necesaria.
Por ejemplo, los dos cardanes del plano P1 están
dispuestos simétricamente a cada lado de la dirección del momento
cinético H1, formando un ángulo 1 con dicha dirección, tal que:
2h cos 1 =
|H1|
indicando h el momento cinético
escalar individual de cada
rueda.
En el plano P2, se puede realizar la misma
operación:
2h cos 2 =
|H2|
Se observa que la determinación es puramente
analítica y permite obtener cuatro ángulos de orientación de los
cardanes que proporcionan el momento cinético requerido H, dentro
del límite del valor máximo R = 2h del momento cinético de cada par
de accionadores.
Dado que se dispone de cuatro momentos cinéticos
ajustables, mientras que el momento cinético H a realizar es de
tres dimensiones, existe un grado de libertad que permite obtener Hx
mediante cualquier combinación de la
forma:
forma:
Hx1 = \lambda
Hx
Hx2 = [(1 –
\lambda)
(Hx)]
siendo \lambda un coeficiente de
ponderación elegido a
voluntad.
De conformidad con la invención, la elección se
realiza buscando la configuración de racimo alejada de las
configuraciones singulares, adoptando como criterio uno de los dos
indicados anteriormente.
En consecuencia, la arquitectura propuesta en
combinación con el procedimiento de la invención, permite conseguir
numerosas ventajas.
La correspondencia entre el valor H requerido y
los distintos repartos 1, 2, 3 y 4 puede expresarse de forma
puramente analítica.
Es posible pasar de cualquier configuración que
cree un momento cinético H determinado, a cualquier otra
configuración que cree el mismo momento cinético mediante un
desplazamiento de par nulo en permanencia, simplemente por medio de
una variación continua del factor de ponderación \lambda. Esto
confirma la ausencia de singularidades internas elípticas para la
configuración propuesta.
La invención es aplicable a diversos modos de
pilotaje de actitud y de guiado según una ley predeterminada a
cumplir sobre un período largo, por ejemplo de varios días.
Las configuraciones y modos de control
habitualmente utilizados en el pasado exigían un guiado global que
obligaba al momento cinético a seguir una variación determinada por
anticipado, para evitar el paso por singularidades. El pilotaje
local (que, para mayor claridad, se opondrá a guiado global) podía
conducir a singularidades elípticas de las que era difícil salir.
Un guiado global, tal como se propone en la solicitud de patente
francesa mencionada anteriormente, elimina el problema, pero
requiere un conocimiento previo de la maniobra a realizar.
En el caso de la invención, para evitar
encontrarse en una singularidad, basta con añadir al pilotaje local
mediante seudo-inversión de la jacobiana, un bucle
de servidumbre que permite, con un par nulo, buscar la
configuración más alejada posible de una configuración singular.
Esta aproximación tiene la ventaja adicional de garantizar que el
racimo de accionadores está siempre a proximidad de una
controlabilidad óptima.
La invención se presta asimismo al guiado
predictivo basado en un algoritmo de pilotaje local, siguiendo una
trayectoria calculada por anticipado, memorizada e inyectada en
bucle abierto en los medios de cálculo 34. Especialmente, es
posible precalcular una trayectoria óptima en términos de
controlabilidad, que permita en todo momento un perfil de velocidad
angular especificado o, por lo menos, pasar por perfiles de
velocidad especificados.
Un interés adicional de la configuración es que
la geometría sigue sencilla en caso de avería de uno de los
accionadores, los que permite conservar una capacidad de control de
actitud y degradar sólo escasamente la agilidad (del 25% alrededor
del eje x).
Si, por ejemplo, uno de los accionadores del
plano P1 está averiado, nos encontramos en el caso representado en
la figura 3.
La resolución de la relación entre el momento
cinético global y las orientaciones de los accionadores disponibles
sigue siendo estrictamente analítica.
La única consecuencia importante es que el
accionador sano en el plano P1 tiene una orientación angular que
viene impuesta por la solicitud de momento Hu1, siendo único el
desglose de H según los ejes u1 y u2. Naturalmente, ya no existe el
grado de libertad que proporcionaba la presencia de cuatro
accionadores.
La capacidad de control alrededor de un momento
cinético nulo se conserva mediante la presencia de dos posiciones
de los accionadores restantes que aseguran el valor cero. Estas dos
configuraciones son no singulares y el radio Rp de los alrededores
exento de singularidad es igual a h (figura 3).
La pérdida de agilidad en la base x, cuya
capacidad es máxima, es como pasar de 4h a 3h. Según uno de los
ejes u, la pérdida de agilidad máxima es del 50%. Pero, muy a
menudo, el eje según el cual las exigencias de agilidad son más
fuertes es el eje x, donde la degradación es más escasa.
En el caso mencionado anteriormente, donde uno
de los grupos está constituido por dos accionadores, el criterio de
alejamiento de una configuración de ángulos cardán con relación a
una configuración singular puede determinarse utilizando uno de los
siguientes parámetros: - norma del producto vectorial de los dos
vectores de momento cinético portados por los dos accionadores; -
valor absoluto del seno del ángulo que forman los dos vectores de
momento cinético portados por los dos accionadores, - área de un
triángulo del que dos lados son los vectores de momento cinético
portados por los dos accionadores, siendo sus orígenes coincidentes;
y - diferencia entre la unidad y el valor absoluto del producto
escalar de los dos vectores de momento cinético portados por los
dos accionadores.
En caso de que el grupo estuviera constituido
por tres accionadores, cada uno portador de un momento cinético
adimensional de norma unidad, el alejamiento entre una configuración
de ángulos cardán y una configuración singular puede determinarse
especialmente utilizando uno de los siguientes parámetros: suma de
los tres productos vectoriales de dos en dos de los vectores de
momento cinético portados por los tres accionadores, y área del
triángulo cuyos vértices coinciden con los vértices de los vectores
de momento cinético portados por los tres accionadores, siendo sus
orígenes coincidentes.
Claims (13)
1. Procedimiento de pilotaje de la actitud de un
satélite que incluye un racimo de por lo menos cuatro accionadores
giroscópicos (10a, 10b, 10c, 10d) con ruedas (12) respectivas
montadas en cardanes (14) orientables alrededor de ejes (18)
paralelos a una u otra de sólo dos direcciones distintas y fijas con
relación al satélite, formando así dos grupos de accionadores de los
que uno tiene por lo menos dos accionadores, según el cual:
- -
- se mide la actitud del satélite por medio de sensores embarcados en el satélite,
- -
- se calcula la necesidad de par de comando para efectuar una maniobra de reorientación de la actitud,
- -
- se efectúa un cálculo de linealización local basado en la seudo-inversión de la matriz jacobiana de la función que une las orientaciones de los cardanes (14) de los accionadores en el momento cinético total del racimo, para determinar una nueva orientación de los cardanes, y
- -
- se comandan velocidades de precesión de por lo menos uno de los cardanes (14) de los accionadores que proporcionan el par de comando para alcanzar la configuración deseada,
caracterizado porque se
efectúa el cálculo aplicando una limitación de búsqueda de
configuración de racimo alejada de las configuraciones singulares
mediante reparto, entre los dos grupos de accionadores, de la
componente del momento cinético total del racimo, que es
perpendicular, al mismo tiempo, a una y otra de ambas dichas
direcciones.
direcciones.
2. Procedimiento, según la reivindicación 1,
caracterizado porque se adopta como criterio de alejamiento
de una configuración de ángulos de los cardanes (14) en el racimo
con relación a una configuración singular, aplicándose el producto
de dos criterios más simples por separado a cada uno de los dos
grupos de accionadores (10a-10b,
10c-10d).
3. Procedimiento, según la reivindicación 2,
caracterizado porque, en un grupo constituido por dos
accionadores portadores cada uno de un momento cinético adimensional
de norma unidad, el criterio de alejamiento entre una configuración
de ángulos de los cardanes y una configuración singular se elige
como:
- -
- anulándose cuando el ángulo entre los dos vectores momento cinético portados por los dos accionadores es nulo o plano, y
- -
- alcanzando un máximo cuando el ángulo entre los dos vectores momento cinético portados por los dos accionadores está próximo a 90º.
4. Procedimiento, según la reivindicación 3,
caracterizado porque el criterio de alejamiento de una
configuración de ángulos cardán con relación a una configuración
singular se determina utilizando uno de los siguientes
parámetros:
parámetros:
- -
- norma del producto vectorial de los dos vectores momento cinético portados por los dos accionadores,
- -
- valor absoluto del seno del ángulo que forman los dos vectores momento cinético portados por los dos accionadores,
- -
- área de un triángulo del que dos lados son los vectores momento cinético portados por los dos accionadores, siendo sus orígenes coincidentes,
- -
- diferencia entre la unidad y el valor absoluto del producto escalar de los dos vectores de momento cinético portados por los dos accionadores.
5. Procedimiento, según la reivindicación 2,
caracterizado porque, dado que el grupo considerado está
constituido por tres accionadores cada uno portador de un momento
cinético adimensional de norma unidad, el criterio de distancia
entre una configuración de ángulos cardán y una configuración
singular se define de manera a anularse cuando uno de los ángulos
formados cada vez por dos de los tres vectores de momento cinético
portados por los tres accionadores es nulo y de manera a alcanzar su
máximo cuando dichos ángulos son próximos de 120º.
6. Procedimiento, según la reivindicación 5,
caracterizado porque el alejamiento entre una configuración
de ángulos cardán y una configuración singular se determina
utilizando unos de los siguientes parámetros:
- -
- suma de los tres productos vectoriales de dos en dos de los vectores de momento cinético portados por los tres accionadores,
- -
- área del triángulo cuyos vértices coinciden con los vértices de los vectores de momento cinético portados por los tres accionadores, siendo sus orígenes coincidentes.
7. Procedimiento, según una cualquiera de las
reivindicaciones anteriores, con objeto del pilotaje del satélite
según una ley determinada en el tiempo, caracterizado porque
se busca una configuración final alejada de las singularidades de
forma continua, desviando continuamente la configuración del racimo
para situarse en el máximo local del criterio de distancia con
relación a la singularidad.
8. Procedimiento, según una cualquiera de las
reivindicaciones 1 a 6, caracterizado porque se pone en
práctica la búsqueda de una configuración final alejada de las
singularidades cuando se detecta que el alejamiento entre la
configuración corriente y la singularidad asociada se vuelve
inferior a un umbral predeterminado.
9. Procedimiento, según una cualquiera de las
reivindicaciones 1 a 6, caracterizado porque para realizar
una maniobra de actitud determinada alcanzando una configuración
final alejada de las singularidades, se controla la actitud
asociando un comando en bucle abierto a un comando en bucle
cerrado.
10. Procedimiento, según la reivindicación 9,
caracterizado porque se establece mediante cálculo previo una
tabulación de las correspondencias entre los distintos momentos
cinéticos de racimo necesarios en las distintas maniobras del
satélite y las configuraciones de racimo óptimas respectivas
asociadas, con objeto de conseguir una configuración final alejada
de las singularidades.
11. Procedimiento, según la reivindicación 9,
caracterizado porque la búsqueda de una configuración final
alejada de las singularidades proporciona directamente y de forma
analítica una configuración de racimo óptima, realizando la
solicitud de momento cinético de racimo necesario para la maniobra
del satélite.
12. Procedimiento, según la reivindicación 7,
caracterizado porque se pone en práctica por anticipado a
partir del conocimiento previo de la maniobra a realizar y se
efectúa la maniobra de actitud del satélite utilizando la
trayectoria obtenida en bucle abierto en un control de actitud que
asocia un comando en bucle abierto a un comando en bucle cerrado que
asegura la entrada del satélite en la actitud final deseada.
13. Dispositivo de pilotaje de actitud de un
satélite, que permite poner en práctica el procedimiento según una
cualquiera de las reivindicaciones 1 a 12, que incluye:
- -
- un racimo de por lo menos cuatro accionadores giroscópicos (10a, 10b, 10c, 10d) con molinetes (12) respectivos montados en cardanes (14)orientables alrededor de ejes paralelos a una u otra de sólo dos direcciones distintas y fijas con relación al satélite, formando así dos grupos de accionadores (10a-10b, 10c-10d) de los que por lo menos uno tiene dos accionadores,
- -
- unos sensores de medición de la actitud actual del satélite,
- -
- unos medios de cálculo (26, 34) para calcular la necesidad de par de comando para cumplir con una consigna de actitud del satélite, y para determinar unos medios de comando de las velocidades de precesión de los cardanes que realizan el par de comando a través de un método de linearización local basada en la seudo-inversión de la matriz jacobiana de la función que une las orientaciones de los cardanes (14) de los accionadores (10a, 10b, 10c, 10d) al momento cinético del racimo.
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