SISTEMA DE MODIFICACIÓN DE LA POSICIÓN Y ACTITUD DE CUERPOS EN ÓRBITA POR MEDIO DE SATÉLITES GUÍA.

Sistema de modificación de la posición y actitud de cuerpos en órbita por medio de satélites guía. Campo técnico de la invención La presente invención se enmarca en el campo aeroespacial. Más en particular, pertenece a los sistemas y mecanismos de guía, maniobra y control para satélites. En concreto, a aquellos que emplean la propulsión a través de un flujo dirigido de iones como medio para modificar la posición y/o la orientación (actitud) de satélites o más en general cuerpos en órbita. Estado de la técnica La técnica anterior se ha ocupado ya del problema de modificar órbitas de cuerpos por medio de satélites. En casi todos los casos, el sistema propuesto ha comprendido siempre un sistema físico de acoplamiento (docking) entre el satélite y el cuerpo orbitador involucrados. El problema de estos métodos es que, en general, el objeto espacial cuya órbita se quiere modificar es no-cooperativo, es decir, no posee ningún sistema de control diseñado para efectuar el acoplamiento con otro satélite. Además, el objeto espacial en el peor de los casos tendrá una posición inestable sin una orientación fija (por ejemplo girando de forma caótica alrededor de su centro de masa) como ocurre, con frecuencia, en el caso de la basura espacial. Realizar un acoplamiento controlado en estos casos constituye un problema tecnológico muy difícil y arriesgado, para el que se requieren herramientas robóticas avanzadas y sistemas de control de alta complejidad. En la actualidad, una solución para este problema se trata en la solicitud estadounidense US 2007/0285304. En ella, se propone transmitir un empuje entre satélites a través de un flujo de gas expulsado por un cohete. La velocidad de expulsión de las partículas de dicho gas es proporcionada por una reacción química de combustión. Sin embargo, el sistema de empuje con gas adolece de importantes limitaciones. Primero, el ángulo de divergencia del gas expulsado por la tobera siempre supera los 20-30 grados, de forma que para transmitir el empuje de forma efectiva la distancia entre el satélite guía y el cuerpo empujado por el gas debe de ser muy pequeña. Segundo, el sistema posee un empuje específico muy bajo, cuando se compara con los modernos propulsores iónicos, de manera que el consumo de combustible resulta muy alto. Estas limitaciones pueden ser superadas utilizando propulsores de tecnología radicalmente distinta que en lugar de gas expulsen plasma de alta velocidad. Los iones que componen dicho plasma son acelerados por un sistema eléctrico o electromagnético hacia velocidades de 30 km/s y más. Aunque los propulsores iónicos sean tecnológicamente muchos más complejos de los propulsores a gas y necesiten de un sistema de potencia para expulsar iones de alta velocidad ofrecen dos ventajas fundamentales: un empuje específico mucho más alto y un ángulo de divergencia mucho más pequeño. Una de las necesidades más perentorias e interesantes para el mercado actual es la modificación de órbitas de satélites geoestacionarios que han llegado al fin de su vida útil, generalmente por agotamiento del combustible. Debido a perturbaciones orbitales de varios tipos, estos satélites se alejan de su órbita nominal, con el consiguiente deterioro en el rendimiento y en su cometido. Diversos análisis han demostrado que sería económicamente conveniente corregir las órbitas de estos satélites por medio de satélites guía equipados con sistemas de acoplamiento; algunos sistemas con este propósito han sido ya patentados por ejemplo en US 6,945,500 donde se describe un sistema para extender la vida de un satélite (Satellite Life Extensión Spacecraft) que comprende un mecanismo de conexión con el satélite cuya vida se quiere extender, junto a un sistema de cohetes distribuidos para localizar y controlar el centro de masa del conjunto de los dos satélites. Se destaca que, en dicha invención, la trasmisión de empuje requiere que los dos satélites sean conectados mecánicamente. Realizar una conexión de este estilo requiere maniobras previas de encuentro y acoplamiento (rendezvous and docking). Breve descripción de la invención La presente invención se refiere a un sistema de modificación de la posición de un cuerpo para un satélite guía caracterizado por que comprende: - unos medios primarios de propulsión mediante eyección de un flujo de iones para incidir y efectuar un empuje sobre el cuerpo; - un módulo de medición configurado para estimar mediante la información obtenida con un radar, la masa del cuerpo, la sección eficaz (A eff) del cuerpo para el impacto y la distancia relativa (d) del cuerpo con el satélite guía; - un módulo de control acoplado con el módulo de medición, dicho módulo de control configurado para activar y dirigir, de acuerdo con la orientación y con la distancia relativa (d) con el cuerpo, los medios primarios; 2 ES 2 365 394 A1 - el módulo de control configurado además para activar unos medios secundarios de propulsión del satélite guía para orientar y desplazar dicho satélite guía, los medios secundarios controlados de acuerdo con la masa (m2) estimada del cuerpo y de la fuerza de propulsión generada por los medios primarios activados, de manera que los medios secundarios compensan variaciones en la distancia relativa (d) para mantenerla sustancialmente constante. Es sistema propuesto es adecuado para la modificación de órbitas y/o posición de un cuerpo que se encuentra orbitando. Específicamente, este sistema permite desplazar satélites activos (para corregir errores de inyección en órbita o para prolongar la vida de los mismos), basura espacial o cuerpos celestes pequeños (asteroides, meteoroides, etc) gracias a la acción de satélites guía. El empuje necesario se transmite sin contacto físico con el cuerpo cuya órbita y/o posición se quiere modificar evitando así problemas de colisión en órbita y sin necesitar maniobras complejas de rendezvous and docking. Los sistemas del estado de la técnica mencionados, realizan maniobras muy complicadas y presentan un alto riesgo de colisiones o daños para los satélites participantes. La presente invención reduce drásticamente la complejidad y los riesgos asociados a este tipo de maniobras ya que se evita cualquier tipo de contacto mecánico entre los cuerpos involucrados siendo el empuje transmitido, indirectamente, a través de un chorro de iones de alta velocidad. La finalidad básica del sistema es resolver el problema fundamental del desplazamiento de satélites y, más en general, de objetos espaciales permitiendo que el desplazamiento ocurra de la manera más sencilla posible y reduciendo al máximo los riesgos de colisiones o daños de los satélites que intervienen en la maniobra. Se propone trasmitir un empuje entre dos satélites o, de forma más general, entre un satélite y un cuerpo en órbita, a través de un flujo de iones de alta velocidad evitando el contacto físico directo entre las dos entidades. En el estado actual de la técnica es posible acelerar iones producidos por sistemas de propulsión eléctrica, hasta alcanzar velocidades superiores a 30 km/s. Estos sistemas de propulsión nunca se han utilizado para producir empuje dirigido en otro satélite localizado a cierta distancia de la fuente del flujo de iones. Además, los propulsores iónicos modernos pueden alcanzar valores muy pequeños del ángulo de divergencia de flujo. El valor teórico de divergencia se puede estimar a través de la siguiente fórmula: donde E es la velocidad de eyección de los iones, m i su masa, T eV la temperatura termodinámica del plasma antes de ser acelerado (normalmente T eV 1 eV) y q e = 1.6×10 19 C es la carga del electrón. Esto permite transmitir la totalidad del flujo iónico a una distancia máxima dada por: siendo A eff la sección eficaz, con respecto a la dirección del satélite guía, del objeto espacial que se quiere controlar. Al ser posible alcanzar velocidades E de 30 km/s y mayores, el ángulo de divergencia puede alcanzar un valor teórico, por ejemplo utilizando iones de xenón, inferior a 3 grados, lo que corresponde a una distancia de cerca de Utilizando mercurio el ángulo de divergencia baja a menos de 2 grados mientras con argón sube a más de 4 grados. Destacar que también los iones de neón y de kriptón son aptos para su empleo en la invención. En realidad, y debido a otros factores, el valor de es más grande de lo indicado por la ecuación (A) así que es razonable tomar como límite de la tecnología actual unos 6 grados y una distancia máxima de actuación: 3 ES 2 365 394 A1 El empuje transmitido por el chorro de iones se puede calcular de varias maneras. Por ejemplo una fórmula muy utilizada es la siguiente: Donde P es la potencia eléctrica disponible a bordo del satélite y dedicada al sistema de propulsión, y es el rendimiento del sistema de propulsión. El valor...

1. Sistema de modificación de la posición de un cuerpo (2) para un satélite guía (1) caracterizado por que comprende: - unos medios primarios (3) de propulsión mediante eyección de un flujo de iones para incidir y efectuar un empuje sobre el cuerpo (2); - un módulo de medición (10) configurado para estimar mediante la información obtenida con un radar (5), la masa (m2) del cuerpo (2), la sección eficaz (Aeff) del cuerpo (2) para el impacto, la posición y la distancia relativa (d) del cuerpo (2) con el satélite guía (1); - un módulo de control (9) acoplado con el módulo de medición (10), dicho módulo de control (9) configurado para activar y dirigir, de acuerdo con la orientación y con la distancia relativa (d) con el cuerpo (2), los medios primarios (3); - el módulo de control (9) configurado además para activar unos medios secundarios (4) de propulsión del satélite guía (1) para orientar y desplazar dicho satélite guía (1), los medios secundarios (4) controlados de acuerdo con la masa (m2) estimada del cuerpo (2) y de la fuerza de propulsión generada por los medios primarios (3) activados, de manera que los medios secundarios (4) compensan variaciones en la distancia relativa (d) para mantenerla sustancialmente constante. 2. Sistema según reivindicación 1, caracterizado por que el módulo de medición (10) está configurado para comunicar con el módulo de control (9) si la distancia relativa (d) supera un valor límite (d max) que depende de la sección eficaz (A eff) del cuerpo (2). 3. Sistema según reivindicación 2, caracterizado por que el módulo de control (9) está configurado para desactivar los medios primarios (3) de propulsión y para activar los medios de propulsión secundarios (4) para orientar y desplazar el satélite guía (1). 4. Sistema según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que los medios primarios (3) de propulsión comprenden un dispositivo apuntador (12) para dirigir el flujo de iones emitido por dichos medios primarios (3) en una dirección concreta. 5. Sistema según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que el módulo de medición (10) comprende un sistema de visión (11) configurado para estimar la distancia relativa (d), la sección eficaz, la orientación e identificar idoneidad de la zona de impacto en el cuerpo (2). 6. Sistema según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que el módulo de control (9) accede a una base de datos para recoger información acerca del cuerpo (2) a partir de los datos obtenidos por el módulo de medición (10) para determinar adicionalmente otras características y confirmar los datos obtenidos. 7. Sistema según la reivindicación 5 ó 6, caracterizado por que cuando el cuerpo (2) es un satélite artificial, el sistema de visión (11) se configura para detectar la tobera del motor de apogeo en dicho satélite y estimar su sección eficaz (Aeff) correspondiente para guiar el flujo de iones emitido por los medios primarios (3) únicamente hacia esta zona. 8. Sistema según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que los medios primarios (3) de propulsión eyectan un flujo de iones de argón. 9. Sistema según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que los medios primarios (3) de propulsión eyectan un flujo de iones de mercurio. 10. Sistema según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que los medios primarios (3) de propulsión eyectan un flujo de iones de xenón. 11. Sistema según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que los medios primarios (3) de propulsión eyectan un flujo de iones de kriptón 12. Sistema según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que los medios primarios (3) de propulsión eyectan un flujo de iones de neón. 13. Sistema según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado por que el sistema de medición (10) permite ajustar la estimación de los parámetros del cuerpo (2) iterativamente cuando la información suministrada por el radar (5) y/o el sistema de visión artificial (11) es actualizada. 7 ES 2 365 394 A1 8 ES 2 365 394 A1 9 OFICINA ESPAÑOLA DE PATENTES Y MARCAS ESPAÑA