ES2331748T3 - Metodo para maniobrar un satelite geoestacionario y sistema de control de satelite para implementar dicho metodo. - Google Patents
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Abstract
Un método para maniobrar un satélite geoestacionario con subsistemas de propulsión empleando la reacción química de un monopropelente o de un sistema bipropelente para realizar el empuje, llevando el satélite al final de su vida útil, es decir, ante la falta de reacción química, hasta una órbita de eliminación proporcionando un empuje al inicio con encendidos muy cortos pero frecuentes del propulsor permitiendo establecer libremente y de manera controlada las residuales del monopropelente o del bipropelente, caracterizado por el aumento del tiempo de encendido de los propulsores en tres pasos subsecuentes, efectuando el primer aumento al entrar los subsistemas de propulsión en un régimen de expulsión líquida, efectuando el segundo aumento al agotarse el propelente en forma líquida, y efectuando el tercer aumento al reducirse la presión del tanque de propelente.
Description
Método para maniobrar un satélite
geoestacionario y sistema de control de satélite para implementar
dicho método.
La presente invención se refiere a un método
para maniobrar un satélite geoestacionario y a un sistema de
control de satélite para implementar dicho método.
La presente invención se aplica a los satélites
geoestacionarios con subsistemas de propulsión utilizando la
reacción química (o combustión) de un sistema monopropelente o un
bipropelente para realizar el empuje. En el caso de un
bipropelente, se utiliza una mezcla de un combustible y un
oxidante.
Más específicamente, la presente invención se
refiere a un método de control de dichos satélites al final de su
vida útil para traerlos a su órbita original (es decir
reorbitarlos) cuando están a punto de agotar el propelente, es
decir, quedarse ante la falta de combustión, vea el documento US 6
024 328. La presente invención también se refiere a un sistema de
control de satélites adecuado que comprende los
sub-conjuntos ubicados respectivamente en la
estación terrestre y a bordo del satélite.
La falta de combustión se produce tras el
agotamiento de uno de los líquidos del sistema bipropelente, o del
único líquido en el caso de un sistema monopropelente. La
imposibilidad de calcular la cantidad exacta de propelente restante
en los tanques lleva a los operadores de satélites a ser reticentes
a realizar la eliminación de los satélites al final de su vida útil
mientras aún pueda realizarse su empuje completo.
Hay evidencias que sugieren que en algunos
casos, los operadores utilizan los satélites hasta que los sistemas
de propulsión muestren evidencias de agotamiento, y posteriormente
dejan los satélites a la deriva en su arco síncrono. Todo ello no
cumple con las recomendaciones internacionales de liberar la órbita
geoestacionaria (GEO) de los residuos espaciales para futuras
explotaciones de los recursos de la GEO. Ha sido interés de
EUTELSAT cumplir con estas recomendaciones que la han llevado a
analizar, desarrollar e implementar la presente invención.
Esta invención abarca los medios operacionales
de control para expulsar los líquidos y gases remanentes (en
adelante indicados comúnmente como "residuales") desde los
sistemas de propulsión sacando el máximo partido de la eliminación
de los satélites que llegan al final de su vida útil según el
objeto de la 1ª reivindicación. Asimismo, la invención abre una
puerta a los métodos innovadores en materia de propulsión de
satélites.
La invención se refiere a cualquier satélite
triaxial estabilizado con sistema de propulsión química
bipropelente o monopropelente. Este método permite el
funcionamiento y la reorbitación de los satélites geoestacionarios
propulsados químicamente en los regímenes de propulsión química en
presencia de burbujas, expulsión de líquidos sin reacción química y
sin expulsión de gas frío.
Las fases en cuestión se desarrollan tras
ocurrir lo que se ha definido como el final de la vida útil
estándar, es decir una vez que se agota uno de los líquidos de
propulsión.
Pueden identificarse distintas fases:
- \bullet
- Una vez que un líquido está por debajo de un cierto limite, entrarán unas burbujas de gas en los propulsores en el momento de la combustión, las cuales impactan de forma abrupta en el control de la orientación inicial. Esta fase se caracteriza por la orientación de los transitorios, que se controlan mediante otros equipos del control de orientación a bordo de los satélites.
- \bullet
- Tras la etapa de transición de las burbujas, comienza la etapa de expulsión líquida (en caso de los sistemas bipropelentes), en la cual se expulsará el líquido (oxidante o combustible, dependiendo del porcentaje de la mezcla o de las residuales dinámicas).
- \bullet
- Tras completarse la etapa líquida, se inicia el modo de gas frío. Este modo consiste en expulsar solamente gas (en su mayoría presurizado) a través de los propulsores.
\vskip1.000000\baselineskip
Estos tres regímenes operacionales poseen
dificultades asociadas al control de la orientación y de la órbita
del satélite. EUTELSAT ha controlado las operaciones en estas
condiciones mediante la aplicación, según convenga:
- \bullet
- Régimen operacional: Seguimiento de la orientación y la aplicación de un ciclo de servicio inicial bajo (es decir relación entre el tiempo en que los propulsores están activados y desactivados: Ton/[Ton + Toff]) para controlar la orientación. Se ha aumentado este ciclo de servicio durante las operaciones para mantener un nivel de empuje medio adecuado.
- \bullet
- Durante todas las fases, se monitorizan las presiones de los tanques y el cálculo del ciclo de servicio basado en la presión restante dentro de los tanques y en la eficacia de los escapes.
- \bullet
- En base a la evolución de la órbita diaria y la eficacia de la maniobra, se calculan los períodos de escape diarios durante el líquido/gas para asegurarse de que los parámetros orbitales se desarrollan tal y como se ha previsto.
\vskip1.000000\baselineskip
La órbita geoestacionaria (GEO) es una órbita
circular con un radio de 42164,5 kilómetros desde el centro de la
tierra. La característica principal de esta órbita es el hecho de
que un satélite girará a la misma velocidad que la tierra y por lo
tanto permanece en una posición fija en relación a la tierra. Está
especialmente adaptada para una gran cantidad de servicios de
difusión, especialmente televisión. La población de esta órbita
está aumentando rápidamente con el consiguiente riesgo para el
funcionamiento de los satélites actuales y futuros.
Se han publicado diversas recomendaciones
internacionales con la intención de asegurar la continuidad de la
explotación de este recurso natural que es la órbita
geoestacionaria. Estas recomendaciones requieren que los satélites
que se encuentran en el final de su vida útil sean traídos a una
órbita de eliminación (reórbita), en la que no pueden interferir en
la órbita operacional. La órbita de eliminación adoptada por la
mayoría de recomendaciones procede del IADC (comité de la agencia
internacional para los residuos espaciales):
\Delta H [km]
= 235 + 1000 *
(A_{eff}/M_{s/c})
donde
\DeltaH: perigeo orbital en relación con la
altitud geoestacionaria
A_{eff}/M_{s/c}: sección eficaz efectiva
para la Relación de Masas
Para la mayoría de satélites geoestacionarios,
ésta oscila entre 250 y 300 kilómetros. Para los satélites
utilizados por EUTELSAT para desarrollar la presente invención, la
distancia del perigeo es de 250 kilómetros.
Se ha elevado la órbita para proporcionar un
impulso del satélite en dirección oeste, que se alcanza realizando
un empuje en dirección este (expulsando los líquidos y/o gas en
dirección este) con el propulsor/propulsores ubicados en la zona
este del satélite.
La mayoría de satélites que por diversas razones
se quedan sin propelente, quedan abandonados en la órbita
geoestacionaria, constituyendo uno de los mayores riesgos para los
demás satélites operacionales. Este riesgo se incrementa en caso de
colisión, en la que una gran cantidad de partículas de los residuos
podrían provocar una cadena exponencial de colisiones con los demás
satélites en órbita. El método objeto de esta patente representa
uno de los mayores avances en la prevención de este tipo de riesgos
y es uno de los mayores avances para la continuidad de la
explotación del anillo de la GEO, puesto que permite, incluso a
falta de propelente, reorbitar los satélites hacia las distancias
especificadas por las recomendaciones internacionales.
Al probar la invención, se ha reorbitado un
satélite con un aumento del perigeo de 270 kilómetros y otro con un
aumento del perigeo de 220 kilómetros. Las actividades de aumento
de la órbita para ambas distancias se han realizado en los
regímenes de líquido y gas, indicando la flexibilidad del concepto
operacional del satélite, y de su resilienciaa.
La duración total de las actividades de
reorbitaje fue de 39 días. Las razones de la larga duración de las
operaciones se explican en las secciones siguientes.
El término orientación aplicado a un satélite se
refiere a la orientación angular en el espacio. Durante el tiempo
de vida operacional, y con el fin de realizar las operaciones de
reorbitaje, el satélite se suele mantener en una orientación con la
cara del satélite que lleva las antenas de comunicaciones apuntando
hacia la tierra, y los paneles solares perpendiculares a la órbita.
Para las operaciones habituales, cuando no hay maniobras de órbita
en curso, generalmente esto se alcanza empleando las técnicas
siguientes:
- \bullet
- Eliminación de las perturbaciones de torsión acelerando o desacelerando las ruedas giratorias para proporcionar una torsión igual y opuesta al satélite.
- \bullet
- En determinados casos, manteniendo un momento angular amplio en el sistema rotatorio, que tiene el efecto de hacer que la orientación del satélite sea menos susceptible a los disturbios de torsión que actúan en los ejes ortogonales.
- \bullet
- Encendiendo los propulsores de vez en cuando para descargar el momento angular acumulado en las ruedas o en el cuerpo del satélite.
\vskip1.000000\baselineskip
Sin embargo, durante las maniobras de órbita la
estrategia descrita anteriormente podría no ser suficiente para
superar las perturbaciones de torsión elevadas, por lo que el
control de orientación se suele asegurar utilizando directamente
los propulsores para el control de orientación.
Durante las operaciones habituales el satélite
emplea un sistema de propulsión química para corregir su órbita y
para controlar su orientación tal y como se ha descrito
anteriormente. Se utilizan uno o dos propelentes líquidos, mientras
que una reacción química en los propulsores expulsa la masa
consumida a una alta velocidad, impartiendo un impulso al satélite.
Eso permite conseguir una eficiencia elevada de la masa del
propelente. Durante las maniobras de órbita, se encienden los
propulsores para que aceleren en la dirección requerida, mientras
que los bucles de control de orientación utilizan éstos y demás
propulsores para mantener el punto de orientación del satélite con
la Tierra. Estos bucles de control están diseñados para trabajar
suponiendo que los propulsores están funcionando según su
especificación, y en particular se supone que los propulsores
utilizados para las maniobras orbitales están bien equilibrados,
por lo que no generan perturbaciones elevadas para la orientación
del satélite.
El funcionamiento nominal de los propulsores es
una reacción química que implica al/a los propelente(s).
Siguiendo el agotamiento de uno de los
propelentes en un sistema bipropelente los propulsores funcionarán
en un régimen de expulsión líquida sin reacción química. El
impulso disponible se reduce enormemente pero todavía se puede
generar un impulso significativo empleando el aumento del tiempo de
encendido.
Cuando ya no queda propelente disponible para
los propulsores éstos funcionarán en modo de gas frío. En este
caso se expele el gas presurizante (generalmente helio) en los
tanques y el nivel de empuje se reduce de forma considerable.
La transición de la propulsión química para la
expulsión líquida y la posterior maniobra en gas frío se producirá
en distintos momentos para cada propulsor. También puede haber
burbujas de gas en los tubos antes de que se alcance el final del
propelente líquido. Estos efectos pueden hacer que sea imposible
utilizar los bucles de control de orientación de los satélite que
dependen de propulsores equilibrados y niveles fiables de empuje
mientras que una burbuja puede causar la pérdida del punto de
orientación con la Tierra. La recuperación de esta situación puede
hacer perder una considerable cantidad del propelente utilizado y
tener un efecto adverso en la órbita.
Finalmente cuando los tanques están a una
presión baja se producirá la vaporización del propelente líquido
que no se haya empleado en los propulsores en forma líquida pero
que aún puede representar una capacidad de empuje.
Se podría calcular la cantidad de propelente
restante en los tanques y en los tubos en base al histórico de los
encendidos de los propulsores desde su lanzamiento, pero se
acumularán los errores con el paso del tiempo, de manera que no
puede determinarse con exactitud la fecha exacta en la cual dejará
de sostenerse la reacción química.
En una estrategia clásica que depende de la
propulsión química para la etapa de desorbitaje, es preciso empezar
las maniobras de desorbitaje tan pronto como el propelente restante
calculado menos la incertidumbre en el cálculo sea igual al
propelente requerido para alcanzar la órbita. En un sistema
bipropelente en el que se emplean dos propelentes, se calcula el
margen para el primer de los dos líquidos que se agote, de modo que
seguirá habiendo un poco de propelente inutilizado cuando ya no
esté disponible la propulsión química.
Según la presente invención, puede hacerse un
uso eficaz de la capacidad de empuje en cada uno de los regímenes
de propulsión a finales de la vida útil: la reacción química, la
expulsión líquida, el gas frío y el líquido vaporizado.
Tal y como se ha descrito anteriormente la
incertidumbre en los niveles de empuje disponibles en los
propulsores, y el equilibrio entre ellos, hace difícil mantener la
orientación normal mientras se están agotando los propelentes, y
esto puede llevar fácilmente a una pérdida del punto de orientación
con la Tierra el cual puede no ser recuperable. Para evitarlo, la
presente invención sugiere emplear la estrategia de pequeñísimas
pero frecuentes propulsiones ordenadas individualmente por el
centro de control de tierra. Se mantiene el control de orientación
utilizando otros actuantes, es decir, las ruedas empleadas para el
almacenaje del momento angular.
Con esta estrategia, debido al funcionamiento
incierto de los propulsores, la perturbación de orientación se
mantiene en un nivel suficientemente bajo, de manera que puede
detectarse a tiempo una degradación del control de orientación para
llevar a cabo una acción remediadora. Esto se consigue adaptando
los tiempos de propulsión a los distintos propulsores para eliminar
la perturbación de la torsión y descargar el momento angular de
las ruedas.
Puesto que es preciso alcanzar la órbita lo más
rápidamente posible para evitar afectar a los satélites adyacentes
y de esta manera limitar el tiempo total necesario para la
actividad de re-órbita, los encendidos de los propulsores deben
llevarse a cabo en un periodo tan amplio como sea posible y que se
obtiene con los limitadores descritos anteriormente. Esto se
consigue automatizando desde tierra el envío de las órdenes de
encendido de los propulsores, de manera que se interrumpen
automáticamente cuando:
- \bullet
- se detecta una anomalía en la orientación
- \bullet
- las velocidades de rotación las ruedas se encuentran fuera de su margen de funcionamiento
- \bullet
- se indica una demanda de torsión saturada sostenida para las ruedas. Esto es un aviso temprano de que la capacidad de control de orientación está funcionando llegando a su límite.
\vskip1.000000\baselineskip
Se reanuda el encendido de los propulsores tan
pronto como se hayan ajustado los parámetros de encendido.
Inicialmente, los encendidos de los propulsores
se eligen de manera que se consigue un índice suficiente de
aumento de la órbita en presencia de una reacción química, pero se
puede tolerar una perturbación de orientación en caso de fallo
temporal o permanente de uno de los propulsores que proporciona el
empuje, por ejemplo debido a una burbuja de gas. En esta etapa se
ha utilizado un tiempo de 200 ms cada 2 minutos, con una fuerza
nominal de los propulsores de 7 Nm. El nivel exacto debe coincidir
con la capacidad del bucle de control de la orientación del
satélite.
Cuando se ha demostrado que los propulsores han
entrado en un régimen de expulsión de líquidos sin reacción
química, puede aumentarse el tiempo de encendido. Cuando ya no se
envía propelente en forma líquida a los propulsores puede
aumentarse aún mas el tiempo de encendido. En esta etapa se ha
utilizado un valor de 6s de encendido en 2 propulsores cada 2
minutos. Puesto que se reduce la presión del tanque de propelente,
puede aumentarse el tiempo de encendido, por ejemplo a 20 segundos
o más, a cada 2 minutos.
Se evidenciarán más características y ventajas
de la presente invención tras considerar la siguiente descripción
detallada de una implementación específica de la misma,
especialmente al ser realizada en combinación con los dibujos que
la acompañan, en los que
La figura 1 es un diagrama esquemático del
equipo de control de orientación de un satélite
geoestacionario;
La figura 2 es un diagrama en el que se muestra
cómo se puede emplear la evolución de la velocidad de rotación de
la rueda en un cierto plazo de tiempo para controlar las órdenes de
encendido de los propulsores;
La figura 3 es un diagrama esquemático de cómo
funciona un sistema automático de encendido del propulsor;
La figura 4 es un diagrama en el que se muestra
el incremento de la velocidad de un satélite durante una maniobra
de reorbitaje;
La figura 5 es un diagrama de las presiones de
los tanques de propelentes de un sistema de propulsión de
satélites utilizando un sistema de propulsión bipropelente;
La figura 6 es un diagrama en el que se muestra
la duración del impulso del propulsor a lo largo del tiempo de
reórbita;
La figura 7 es un diagrama en el que se muestra
la evolución de los parámetros orbitales durante el reorbitaje de
un satélite;
La figura 8 es un diagrama en el que se muestra
la evolución del aumento diario del eje
semi-principal de la órbita durante el reorbitaje
de un satélite.
\vskip1.000000\baselineskip
En la figura 1 se muestran los componentes
principales de un satélite geoestacionario por orden de interés
para la presente invención. El satélite 1 comprende las antenas de
comunicación orientadas en la dirección E, es decir hacia la tierra
y los paneles solares orientados perpendicularmente a la órbita
representada por la velocidad orbital V. Además, el satélite 1
comprende un sistema de propulsión con los propulsores 2 - 5 y los
tanques de propelentes 6, 7 respectivamente para un combustible y
un oxidante. La orientación del satélite es controlada por medio de
un sistema de rotación por rueda 8.
La órbita del satélite es controlada encendiendo
uno o más propulsores según el resultado del trazado y la
corrección necesaria derivadas de ello.
La orientación del satélite es controlada
actuando en el el sistema de rotación por rueda 8. Por
consiguiente, las ruedas de ese sistema tienen que dar vueltas a
velocidades que varían entre un valor mínimo predeterminado a un
valor máximo predeterminado. Cuando las ruedas alcancen el límite
de velocidad mínimo o máximo, entonces no se disparará ningún
encendido de los propulsores hasta que la velocidad vuelve a estar
dentro de la gama de funcionamiento.
Preferiblemente, el encendido del propulsor se
controla de forma automática desde la estación de tierra del
satélite 10 con sus Ordenadores de Control desde Tierra 11, los
cuales comprueban la orientación del satélite y la velocidad de las
ruedas 8. Además, los ordenadores 11 programan el encendido de los
propulsores y generan los comandos apropiados que se enviarán al
satélite.
El satélite FO3 posee una masa seca de
aproximadamente 850 Kg. Hay un sistema de propulsión bipropelente y
una única rueda para el control de orientación.
En la figura 4 se muestra el
delta-V acumulado (incremento de velocidad)
conseguido comparado con el tiempo de encendido acumulado de los
propulsores (en segundos de los propulsores). Estos se muestran por
los puntos discretos que corresponden a la determinación de la
órbita por trazado. Se muestran claramente los cuatro regímenes de
funcionamiento de los propulsores identificados anteriormente
(reacción química, expulsión líquida, gas frío, y vapor del
propelente), separados por líneas verticales. La línea discontinua
corresponde a un modelo ideado para cada uno de los primeros tres
regímenes, es decir, del nivel nominal del empuje para el régimen
de la reacción química, un 10% del nivel de empuje durante el
régimen de expulsión del líquido, y un empuje proporcional al
cuadrado de la presión del tanque para el régimen de gas frío.
También se puede ver que se genera un delta-V
significativo en el cuarto régimen (vapor del propelente) que
comienza en el momento de conectar los tubos de las ramificaciones
redundantes de los propulsores a los tanques y sigue mientras que
la presión desciende a los valores por debajo de la gama mesurable
es decir, inferior a 3 bar. Hay evidencia de la recuperación del
propelente residual en los tanques en este período además del
propelente en la ramificación redundante y que podía haberse
producido una reacción química en los propulsores para aumentar el
rendimiento.
En la figura 5 se muestra la caída en las
presiones de los tanques durante la reórbitación, con la evidencia
de que el primer líquido que se agotará será el combustible (la
curva más baja). Debe observarse que 3 bar representan el valor
calibrado mínimo disponible en telemetría.
Se proporciona una indicación de las duraciones
de los impulsos utilizados en la figura 6 (se traza un punto por
día). Estos son los tiempos de encendido de cada uno de los
propulsores cada 2 minutos.
Para maximizar el índice en el cual puede
alcanzarse la órbita es preferible mandar los impulsos de
propulsión a intervalos que sean menores que el tiempo de reacción
del bucle de control de orientación, para reducir al mínimo los
transitorios para la orientación y la velocidad de rotación de las
ruedas. Por esta razón hemos adaptado la estrategia para mandar
impulsos cada 20 segundos en lugar de cada 2 minutos. Con este
enfoque puede incrementarse el ciclo de servicio para el encendido
eficaz de los propulsores por un factor de 4 en comparación con el
utilizado durante el reorbitaje EII-F03.
La invención permite controlar la órbita tal y
como se ha planificado, es decir en EOL para aumentar el eje
semi-principal con la excentricidad deseada.
Específicamente, esto implica elegir los arcos del impulso diario,
la duración y la puesta a punto del ciclo de servicio dependiendo
de la eficacia. La órbita planificada necesita ser de manera tal
como para mantener la excentricidad en el valor deseado, la cual
necesita calcularse como función de la sección transversal del
satélite hacia el sol. El valor objetivo necesita considerar que
este parámetro es más bajo por un factor aproximado de 3 una vez
que el satélite se haya puesto fuera de servicio en comparación con
la orientación controlada. La excentricidad se controla bien
aumentando, bien disminuyendo el perigeo (pulsando alrededor del
apogeo o perigeo). La dirección del vector de excentricidad se
controla cambiando principalmente la selección de los períodos de
impulso distintos entre el perigeo o el apogeo.
Es importante realizar al principio de la etapa
de un único líquido una caracterización de la eficacia del impulso
puesto que durante esta etapa, seguirá siendo básicamente
constante. Durante el modo de gas frío esta caracterización
necesita hacerse con más frecuencia puesto que cambia rápidamente
debido a la disminución de las presiones dentro de los tanques.
Sobre una base diaria, se realiza una
caracterización de la órbita con el trazado del satélite, para
determinar el resultado de la eficacia de las maniobras y de los
resultados de alcance de la órbita. El trazado se compone de Kuband
RG a partir de dos sitios alternativos o S-band RG
complementados con mediciones de los puntos de orientación cuando
sea preciso. Esta combinación se seleccionó caso por caso para
evitar las interferencias con otros satélites mientras se aumenta la
órbita del satélite y de este modo se deriva y se hace pasar a
través de las longitudes de los demás satélites transmisores.
La determinación diaria de la órbita permite la
readaptación de los arcos de impulso diarios de manera que se
favorezca el perigeo o el apogeo y/o el vector de la excentricidad.
El seguimiento diario de la eficacia del empuje basada en la
determinación de la órbita permite un aumento del ciclo de servicio
para mantener un valor de la eficacia adaptada a las necesidades
del aumento de la órbita. Los arcos de empuje planificados de
antemano necesitan tener en cuenta la reducción gradual de la
eficacia hasta que se realice una nueva actualización del ciclo de
servicio.
De este modo, la duración de las operaciones
puede tardar aproximadamente 1 mes. Puesto que aumenta la longitud
de deriva mientras se impulsa, en este caso es importante por
tanto, asegurarse de que hay suficiente cobertura por el TCR antes
de que se pierda la visibilidad del satélite. Esto se calcula
propagando la órbita suponiendo que la media del índice de deriva
es cada vez mayor como resultado del empuje durante los distintos
regímenes.
En este método, es importante asegurar al
principio de la reórbita que el satélite no pone en peligro o se
acerca demasiado a los demás satélites. Mientras que al principio
de las maniobras la distancia con respecto a la GEO son pocas, es
obligatorio consultar las bases de datos internacionales para
localizar los satélites y residuos espaciales existentes y para
comenzar la coordinación orbital con los demás operadores hasta que
el perigeo esté a una distancia mínima desde las ventanas de
control.
Es importante disminuir la excentricidad al
principio para asegurar una distancia de seguridad desde los demás
satélites y aumentarla al final para alcanzar su valor natural.
Esto asegurará una diferencia constante entre el apogeo y el
perigeo evitando que el perigeo sea demasiado bajo a largo
plazo.
En la figura 7 se muestra la evolución de los
parámetros orbitales: Ejes semi-principales, perigeo
y apogeo. Adicionalmente, se incluye la diferencia entre el apogeo
y el perigeo, la cual es una indicación de la evolución de la
excentricidad y del aumento diario del eje
semi-principal. Los valores medidos corresponden a
las fechas en las cuales fueron medidos los parámetros de la
órbita. Los saltos en el aumento del eje
semi-principal corresponden a varios hechos:
- \bullet
- El número de impulsos que se realizaron diariamente no eran iguales.
- \bullet
- La eficacia de los impulsos no era constante.
Lo que es importante observar es que gracias al
aumento del ciclo de servicio fue posible mantener el aumento en el
eje semi-principal aunque al final de las maniobras
la presión dentro de los tanques fuera muy baja.
En la figura 8 se muestra la evolución del
aumento diario del eje semi-principal, y el ciclo de
servicio. Hay un aumento diario del promedio del eje
semi-principal. Las líneas verticales indican las
fases de transición. Como puede observarse, tras algunos días de
cada transición de régimen, se aumentó el ciclo de servicio después
de la caracterización de la eficacia del empuje.
La transición desde el régimen de reacción
química del sistema de propulsión hasta los distintos regímenes de
final de vida útil se produjo como sigue.
Esta etapa fue caracterizada como casi nominal
desde el punto de vista de la eficacia. Puesto que uno de los
líquidos estaba próximo al agotamiento completo, las burbujas de
gas fueron injeridas gradualmente, lo cual implicaron se esperaban
unas perturbaciones en la orientación. El control de esta etapa
requirió un seguimiento estrecho de la orientación del satélite y
de la interrupción de los impulsos si fuera preciso, que nunca fue
necesaria puesto que la orientación era estable a ciclos de
servicio de 200 ms cada 2 minutos.
Al final de esta etapa, el líquido oxidante
restante en los tanques era de aproximadamente unos 8 Kg.
- \bullet
- Durante esta etapa el empuje se compone fuera de la contribución del único líquido a partir de un solo tanque y del gas del otro tanque (vapores y presurizantes).
- \bullet
- Se ha estimado que la eficacia del impulso de la etapa líquido + gas es 10 veces menor que la etapa de la combustión. Mientras que en el régimen de combustión, la eficacia del empuje es de 0,43E-3 km del eje semi-principal aumentada por milisegundo de impulso, en la etapa de líquido-gas este parámetro se reduce a 0,043E-3 km/ms.
- \bullet
- El aumento en el eje semi-principal por milisegundo de impulso es 1,52E-6 km/ms, 10 veces menor que en el régimen de combustión.
- \bullet
- Lo que sigue se puede alcanzar en 24 horas de impulsaciones, lo que implica 720 impulsos (suponiendo un impulso cada dos minutos e impulsos de 400 ms), el aumento del eje semi-principal es de aproximadamente:
6,15
E-4 (m/s)/impulso * 720 impulsos/Día * 27,4 km/
(m/s) = 12
km/Día,
- donde
- 6,15 E-4 es la dV medida conseguida por impulso (0,064 m/s para 104 impulsos) de 400 ms. Este valor fue estable durante las etapas de maniobras de reórbita. Al final de esta etapa, puesto que acaba agotándose el líquido restante, la eficacia se reduce, y se necesita compensar aumentando el ciclo de servicio.
Esta función es proporcional a la duración del
impulso y al número de impulsos por día.
En caso de una secuencia iniciada en el momento
correcto del día (en consonancia con la excentricidad objetivo) es
posible impulsar las 24 horas del día con determinaciones diarias de
órbita para caracterizar la eficacia del impulso y si fuera
preciso, aumentar el ciclo de servicio para alcanzar un aumento de
12 km/D.
- \bullet
- Dependiendo del líquido restante, si las residuales dinámicas son suficientemente grandes sería posible alcanzar 250 kilómetros de perigeo con un único líquido en aproximadamente 21 días. En el caso de EII-F3, fue posible con 8 km de un único líquido oxidante (y gas en el otro tanque) para alcanzar una órbita de 100 km, el equivalente de 8 días de 24 horas de impulsos.
- \bullet
- La cantidad total de dV conseguida con un único líquido fue: 4,6 m/s.
- \bullet
- Los valores anteriores son valores promedio. EUTELSAT ha realizado distintas secuencias de impulsos para equilibrar los valores de la excentricidad y aumentar la eficacia a medida que disminuía la presión del gas.
Esta etapa se caracteriza por una fuerte
disminución de la eficacia. Algunas pequeñas cantidades de un único
líquido se mezclan con el oxidante evaporado. El control de
orientación llega a ser inestable y el ciclo de servicio necesita
ser aumentado para mantener la eficacia del impulso.
Esta etapa se caracteriza por la disminución de
la eficacia del impulso. Puesto que cae la presión en los tanques
con el agotamiento del gas restante, es preciso aumentar el ciclo de
servicio para mantener la eficacia constante. Durante este régimen
es más difícil controlar la excentricidad de la órbita, puesto que
la eficacia disminuye de forma permanente. Son necesarios los
ajustes de eficacia casi todos los días.
La dV total conseguida en modo de gas frío fue:
5,3 m/s. Esta cantidad puede cambiarse dependiendo de las
residuales dinámicas.
La presión en los tanques es muy baja debido a
las bajas presiones en los tanques y a la consiguiente reducción
del flujo de gas mientras los propulsores estén abiertos. La
presión restante no proporciona ningún empuje significativo y el
ciclo de servicio aumenta a valores muy elevados para vaciar y
pasivizar los tanques siguiendo las recomendaciones
internacionales. Las presiones finales en los tanques fueron menos
de un bar.
Es importante observar de la descripción
anterior que el método de la invención es aplicable a todos los
tipos de satélites en los que se produce una reacción química para
generar un empuje. La cantidad de residuales determinará la dV
total posible que pueda conseguirse. Para los sistemas
bipropelentes las residuales dinámicas determinarán la duración de
la etapa líquida. En esta etapa, a más grandes residuales
dinámicas, mayor dV y distancia podrán obtenerse. La etapa de gas
frío depende menos de las residuales dinámicas puesto que se
compone tanto del vapor del oxidante como del vapor del
combustible y de los presurizantes. Esta etapa será más repetitiva
para todos los satélites
En caso de que un satélite tenga un subsistema
monopropelente, el comportamiento previsto es el mismo, a excepción
del hecho de que las etapas se reducen a la transición de las
burbujas de líquido a gas y al régimen de
gas-frío.
\vskip1.000000\baselineskip
Esta lista de referencias bibliográficas
mencionadas por el solicitante se ha incorporado exclusivamente
para información del lector, pero no forma parte integrante de la
documentación de la patente europea. Aún habiéndose recopilado
estas referencias bibliográficas con sumo cuidado, no pueden
excluirse errores u omisiones, por lo que la EPO declina toda
responsabilidad a este respecto.
\bullet US6024328A
Claims (11)
-
\global\parskip0.960000\baselineskip
1. Un método para maniobrar un satélite geoestacionario con subsistemas de propulsión empleando la reacción química de un monopropelente o de un sistema bipropelente para realizar el empuje, llevando el satélite al final de su vida útil, es decir, ante la falta de reacción química, hasta una órbita de eliminación proporcionando un empuje al inicio con encendidos muy cortos pero frecuentes del propulsor permitiendo establecer libremente y de manera controlada las residuales del monopropelente o del bipropelente,caracterizado por el aumento del tiempo de encendido de los propulsores en tres pasos subsecuentes, efectuando el primer aumento al entrar los subsistemas de propulsión en un régimen de expulsión líquida, efectuando el segundo aumento al agotarse el propelente en forma líquida, y efectuando el tercer aumento al reducirse la presión del tanque de propelente. - 2. Un método según la reivindicación 1, caracterizado por el hecho de que se ordenan los impulsos del subsistema de propulsión a un intervalo que es menor que el tiempo de respuesta del bucle de control de la orientación.
- 3. Un método según la reivindicación 1 o 2, caracterizado por el hecho de que se realiza, tras haber entrado los subsistemas de propulsión en un régimen de expulsión líquida, una caracterización de la eficacia del impulso.
- 4. Un método según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, caracterizado por el hecho de que se realiza, al no enviarse más propelente líquido desde un tanque, con mucha frecuencia una caracterización de la eficacia del impulso.
- 5. Un método según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, para realizar y completar la reórbitación de un satélite, que empieza tras la transición de las burbujas, caracterizado por el hecho de que se realiza la pasivización del subsistema propelente.
- 6. Un método según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, a fin de permitir a un operador de satélites ignorar los métodos de conteo de propelente para decidir el comienzo de las maniobras de reorbitaje, caracterizado por el hecho de que se realiza la pasivización del subsistema propelente.
- 7. Un método según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6, caracterizado por el hecho de que se definen tres regímenes de propulsión y correspondientes transiciones y se maniobra y reórbita un satélite mientras se desarrolla cada uno de estos regímenes de transiciones, y se realizan las mismas:
- \bullet
- para definir un primer régimen: que comienza una vez que un líquido esté por debajo de un cierto límite, y las burbujas del gas entran en los propulsores durante la combustión, determinan la orientación de los transitorios, que se controlan utilizando otros equipos del control de orientación a bordo de los satélites;
- \bullet
- para definir un segundo régimen: que determina el comienzo de la expulsión líquida en el caso de un sistema bipropelente, en el que sólo se expulsará el líquido, es decir, el oxidante o el combustible, dependiendo del porcentaje de la mezcla o de las residuales dinámicas;
- \bullet
- para definir un tercer régimen: tras haberse expulsado todo el líquido, que determina el inicio para expulsar únicamente gas, sobre todo presurizado, a través de los propulsores;
- \bullet
- para definir la transición del funcionamiento de dos líquidos al funcionamiento de un único líquido: que determina el inicio de la ingestión de burbujas de gas en uno de los tanques;
- \bullet
- para definir la transición del funcionamiento de un único líquido al funcionamiento de gas-gas: que determina el principio de una fuerte disminución de la eficacia del impulso.
- 8. Un método según la reivindicación 7, caracterizado por el hecho de que se controlan los tres regímenes de propulsión y la transición entre dichos regímenes.
- 9. Un método según cualquiera de las reivindicaciones 7 u 8, caracterizado por el hecho de que se realiza una caracterización de la eficacia a través de la medición por medio de la determinación de la órbita del aumento diario del eje semi-principal por cada impulso durante dichos regímenes y transiciones.
- 10. Un método según la reivindicación 9, caracterizado por el hecho de que la modulación de dichos tiempos de encendido durante dichas tres etapas y transiciones principales, se basan en la evaluación diaria del impulso enviado por los tiempos de encendido, de manera que el impulso proporcionado permite conseguir un aumento de órbita diario casi constante mientras se controla la orientación del satélite.
- 11. Un método según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 10, caracterizado por el hecho de que se controla de forma interactiva la excentricidad de la órbita para alcanzar una órbita de eliminación a largo plazo en línea con la sección transversal para la relación de masas de un satélite en caída, controlándose la excentricidad de dicha órbita de forma iterativa seleccionando los períodos del día para el impulso en base a la evaluación de los impulsos de cada tiempo de encendido durante las distintas etapas de reorbitaje.
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