Sistema de control de despliegue de ingenios espaciales que deben volar en formación , por determinación simultánea y de gran precisión de sus posiciones.

Sistema de control del despliegue inicial de al menos dos ingenios espaciales (ESi) provistos de medios demaniobra (MDi) y que tienen por objeto desplazarse según una formación seleccionada,

el sistema de control incluyeun dispositivo de control, caracterizado porque el dispositivo de control está implantado en tierra y comprende i)unos primeros medios de medición (MM1j) que comprenden al menos dos estaciones de medición (SMj)implantadas en tierra en lugares seleccionados y dispuestas cada una para medir sustancialmente de formasimultánea al menos las distancias que las separan de dichos ingenios espaciales, ii) unos medios de tratamiento(MT) acoplados a las dos estaciones de medición (SMj) y dispuestos para determinar las posiciones orbitales dedichos ingenios espaciales (ESi) a partir al menos de dichas medidas de distancia sustancialmente simultáneas, y iii) unos primeros medios de cálculo (MC1) dispuestos para determinar para cada uno de los ingenios espaciales (ESi),en función de dichas posiciones orbitales, unas maniobras que tienen por objeto posicionar cada uno de ellos en uninstante seleccionado sustancialmente en una posición seleccionada con respecto a una trayectoria de referencia(TR), teniendo en cuenta una ley horaria de un ingenio de referencia (ES1) en dicha trayectoria de referencia (TR),para colocar dicha formación en una configuración seleccionada

Sistema de control del despliegue de ingenios espaciales que deben volar en formación, por determinación simultánea y de gran precisión de sus posiciones La invención se refiere a los ingenios espaciales, como por ejemplo los satélites, que tienen por objeto desplazarse 5 en formación para garantizar colectivamente una misión, y, más específicamente, al control del despliegue de dichos ingenios en el espacio con vistas a constituir una formación que presente una configuración seleccionada.

En algunas misiones de vuelo en formación, la distancia que separa los ingenios espaciales (por ejemplo, satélites (o “flyers” (objetos voladores) ) , tras el despliegue debe ser poca, incluso muy poca (por ejemplo, una decena de metros) .

El despliegue inicialmente se prevé de manera a llevar a todos los ingenios espaciales “a su posición” en condiciones dinámicas propicias para un control autónomo relativo. Este despliegue puede iniciarse mediante el lanzamiento de uno o varios sistemas modulares, con uno o varios lanzadores distintos. En el presente documento, se entiende por “sistema modular” un módulo que transporta temporalmente varios ingenios espaciales, que comprende medios de propulsión, y del cual los ingenios espaciales se separan en cuanto los medios de propulsión ya no son útiles. El despliegue también puede hacerse mediante el lanzamiento directo de todos los ingenios espaciales en una órbita de transferencia.

Todas estas técnicas de iniciación del despliegue comportan al menos dos inconvenientes comunes: las distancias entre satélites pueden ser tales que la visibilidad entre satélites no está asegurada, y el “encuentro” de los ingenios espaciales puede hacerse con movimientos relativos finales que pueden conllevar riesgos de colisión. En el presente documento, se entiende por “encuentro” el momento en el que todos los ingenios espaciales se vuelven a encontrar en el interior de una esfera, denominada espacio de encuentro, de igual diámetro al alcance máximo del sistema de metrología de posicionamiento relativo, por ejemplo, el enlace de radiofrecuencia (RF) entre satélites (definido por sus medios de metrología relativa de RF integrados) , es decir, típicamente 8 km para el presente ejemplo.

Hoy en día, no se ha aplicado de forma efectiva ninguna técnica de despliegue de formación. Sólo se conoce bien y

se domina la técnica de posicionamiento de un ingenio espacial con respecto a un astro. Ésta consiste en medir, mediante una estación implantada en tierra, las posiciones sucesivas del ingenio espacial, y en determinar, también en tierra, las maniobras que tienen por objeto posicionar el dispositivo con respecto al astro en función de las medidas de la posición. Estas maniobras a continuación se (tele-) transmiten al ingenio espacial con el fin de que las efectúe con la ayuda de los medios de desplazamiento integrados (tobera o toberas y/o accionador o accionadores) .

En efecto, se han propuesto algunos métodos de despliegue, pero ninguno de ellos tiene en cuenta la posibilidad de perder un enlace de RF entre satélites, entre el lanzamiento y la posición geoestacionaria (posición final dentro de la formación) . Ahora bien, durante un lanzamiento mediante un único lanzador, el cumplimiento con la esfera de alcance de RF (o espacio de encuentro) no tiene por qué estar garantizado. Por otro lado, los ingenios espaciales no tienen por qué disponer de suficiente capacidad de maniobra para compensar los diferenciales de fuerza que se ejercen sobre cada uno de ellos.

Además, para un lanzamiento mediante varios lanzadores, la puesta en comunicación de los elementos de tipos diferentes (sistemas modulares e ingenios espaciales) nunca se toma en cuenta. Ahora bien, esta puesta en comunicación necesita obligatoriamente recurrir a un medio externo, debido a que en este caso las distancias entre satélites son muy superiores al alcance de RF. Este medio externo tan sólo puede ser la estación en tierra que se encarga de tomar las medidas de la posición, determinar las maniobras de los ingenios espaciales y transmitir estas maniobras a través de ondas en forma de correcciones de trayectoria de manera que las posiciona en sus trayectorias nominales respectivas, a la vez que garantiza sus encuentros con una precisión compatible con el alcance de RF.

La patente americana US4375697 describe una formación de satélites que incluye un dispositivo de control que 45 permite mantener la posición de cada satélite en la formación ya constituida. Una diferencia con el objeto de la presente solicitud es que dicho dispositivo de control se implanta en un satélite de control que pertenece a la formación de satélites y que constituye una referencia.

La patente americana US5979830 describe un procedimiento que permite conservar una formación de satélites geoestacionarios en una posición dada, utilizando un enlace óptico entre satélites.

La publicación “Navigation data definitions and conventions, CCSDS 500.0-G-2, Noviembre 2005” describe un conjunto de técnicas para medir la velocidad, distancia y dirección angular para la navegación aeroespacial.

Por lo tanto, la invención tiene como objetivo mejorar la situación.

Propone a tal efecto un sistema específico para el control del despliegue de al menos dos ingenios espaciales, provistos de medios de maniobra y que tienen por objeto desplazarse de acuerdo con una formación seleccionada, e 55 incluyendo un dispositivo de control implantado en tierra que comprende, por un lado, unos primeros medios de medición encargados de determinar sustancialmente de forma simultánea y con una elevada precisión las posiciones orbitales de los ingenios espaciales y, por otro lado, unos primeros medios de cálculo encargados de determinar para cada uno de estos ingenios espaciales, en función de sus posiciones orbitales, unas maniobras que tienen por objeto posicionar cada uno de ellos sustancialmente en un instante seleccionado, en una posición seleccionada con respecto a una trayectoria de referencia, teniendo en cuenta una ley horaria de un dispositivo de referencia en esta trayectoria de referencia, con el fin de situar la formación en una configuración seleccionada. Los primeros medios de medición comprenden al menos dos estaciones de medición implantadas en tierra en lugares seleccionados y encargadas cada una de medir sustancialmente de forma simultánea al menos las distancias que las separan de los diferentes ingenios espaciales, así como unos medios de tratamiento encargados de determinar las posiciones orbitales de los ingenios espaciales al menos a partir de las medidas de distancia sustancialmente simultáneas.

El sistema de control, de acuerdo con la invención, puede incluir otras características que pueden considerarse por separado o de forma combinada, y en particular:

-el dispositivo de referencia es o bien uno de los ingenios espaciales de la formación (en este caso los otros ingenios espaciales se denominan ingenios seguidores) , o bien un dispositivo ficticio representativo del conjunto de la formación (por ejemplo, situado en el baricentro de ésta) ;

-sus primeros medios de cálculo pueden encargarse de determinar maniobras que tienen por objeto posicionar sustancialmente cada dispositivo en un instante seleccionado en una posición seleccionada con respecto a la trayectoria de referencia y con una velocidad relativa seleccionada (por ejemplo, sustancialmente nula) con respecto al dispositivo de referencia, teniendo en cuenta la ley horaria de este último en su trayectoria de referencia;

-puede comprender, por un lado, unos segundos medios de metrología relativa, por ejemplo, de tipo de radiofrecuencia (RF) , implantados en cada uno de los dispositivos y encargados de tomar al menos medidas de la posición de su propio dispositivo con respecto a al menos algunos de los otros ingenios espaciales, cuando estos últimos están situados en un espacio denominado de encuentro y, por otro lado, unos segundos medios de cálculo implantados en cada uno de los dispositivos y encargados de estimar los riesgos de colisión con al menos algunos de los otros ingenios espaciales al menos a partir de las medidas de la posición relativa y, en caso de riesgo de colisión, que sobrepasen un valor seleccionado, determinar las maniobras de evasión locales y transitorias a realizar;

• los segundos medios de metrología relativa pueden encargarse de tomar al menos medidas así como eventualmente estimaciones, de la velocidad relativa de su ingenio espacial al menos con respecto a algunos de los otros ingenios espaciales. En este caso, los segundos medios de cálculo se encargan de estimar los riesgos... [Seguir leyendo]

1. Sistema de control del despliegue inicial de al menos dos ingenios espaciales (ESi) provistos de medios de maniobra (MDi) y que tienen por objeto desplazarse según una formación seleccionada, el sistema de control incluye un dispositivo de control, caracterizado porque el dispositivo de control está implantado en tierra y comprende i) unos primeros medios de medición (MM1j) que comprenden al menos dos estaciones de medición (SMj) implantadas en tierra en lugares seleccionados y dispuestas cada una para medir sustancialmente de forma simultánea al menos las distancias que las separan de dichos ingenios espaciales, ii) unos medios de tratamiento (MT) acoplados a las dos estaciones de medición (SMj) y dispuestos para determinar las posiciones orbitales de dichos ingenios espaciales (ESi) a partir al menos de dichas medidas de distancia sustancialmente simultáneas, y iii) unos primeros medios de cálculo (MC1) dispuestos para determinar para cada uno de los ingenios espaciales (ESi) , en función de dichas posiciones orbitales, unas maniobras que tienen por objeto posicionar cada uno de ellos en un instante seleccionado sustancialmente en una posición seleccionada con respecto a una trayectoria de referencia (TR) , teniendo en cuenta una ley horaria de un ingenio de referencia (ES1) en dicha trayectoria de referencia (TR) , para colocar dicha formación en una configuración seleccionada.

2. Sistema según la reivindicación 1, caracterizado porque dicho ingenio de referencia es uno de dichos ingenios espaciales (ESi) de dicha formación, denominándose los otros dichos ingenios espaciales de la formación ingenios seguidores.

3. Sistema según la reivindicación 1, caracterizado porque dicho ingenio de referencia es un dispositivo ficticio representativo del conjunto de dicha formación.

4. Sistema según una de las reivindicaciones 1 a 3, caracterizado porque dichos primeros medios de cálculo (MC1) están dispuestos para determinar maniobras que tienen por objeto posicionar sustancialmente cada dispositivo (ES2) en un instante seleccionado en una posición seleccionada con respecto a dicha trayectoria de referencia (TR) y con una velocidad relativa seleccionada con respecto a dicho ingenio de referencia (ES1) , teniendo en cuenta dicha ley horaria de dicho ingenio de referencia (ES1) en su trayectoria de referencia (TR) .

5. Sistema según la reivindicación 4, caracterizado porque dichos primeros medios de cálculo (MC1) están dispuestos para determinar maniobras que tienen por objeto posicionar sustancialmente cada dispositivo (ES2) con una velocidad relativa sustancialmente nula con respecto a dicho ingenio de referencia (ES1) .

6. Sistema según una de las reivindicaciones 1 a 5, caracterizado porque comprende i) unos segundos medios de metrología relativa (MM2i) implantados en cada uno de dichos ingenios (ES2) y dispuestos para tomar al menos medidas sobre las posiciones relativas entre su dispositivo (ESi) y al menos algunos de dichos otros ingenios espaciales (ESi’) cuando estos últimos están situados en un espacio denominado de encuentro, y para deducir al menos de dichas medidas, al menos algunas de las posiciones relativas de su ingenio espacial (ESi) con respecto a dichos otros ingenios espaciales (ESi’) , y ii) unos segundos medios de cálculo (MC2i) implantados en cada uno de dichos ingenios (ES2) y dispuestos para estimar riesgos de colisión con al menos algunos de los otros ingenios espaciales a partir de al menos dichas medidas sobre la posición relativa, y, en caso de que el riesgo de colisión supere un valor seleccionado, para determinar maniobras de evasión locales y pasajeras.

7. Sistema según la reivindicación 6, caracterizado porque dichos segundos medios de metrología relativa (MM2) están dispuestos para realizar estimaciones de velocidad relativa de su ingenio espacial (ESi) con respecto a al menos algunos de los otros ingenios espaciales (ESi’) , y porque dichos segundos medios de cálculo (MC2i) están dispuestos para estimar dichos riesgos de colisión con al menos algunos de los otros ingenios espaciales (ESi’) al menos a partir de dichas medidas sobre la posición relativa y/o de dichas medidas sobre la velocidad relativa.

8. Sistema según una de las reivindicaciones 6 y 7, caracterizado porque dichos segundos medios de metrología relativa (MM2i) y dichos segundos medios de cálculo (MC2i) son aptos para ponerse en funcionamiento a más tardar durante la separación de sus ingenios espaciales respectivos (ESi) con respecto a un lanzador.

9. Sistema según una de las reivindicaciones 1 a 8, caracterizado porque dichos primeros medios de medición (MM1i) se disponen para determinar dichas posiciones orbitales de los ingenios espaciales (ESi) mediante una técnica denominada “Delta DOR”.

10. Sistema según una de las reivindicaciones 1 a 9, caracterizado porque dicho dispositivo de control (MM1j, MT, MC1) está instalado en tierra.

11. Dispositivo de control (MM1j, MT, MC1) , caracterizado porque es apropiado para formar parte de un sistema de control del despliegue de acuerdo con una de las reivindicaciones anteriores.

12. Ingenio espacial (ESi) , que comprende unos medios de maniobra (MDi) y está destinado a desplazarse en formación dentro de un grupo de ingenios espaciales del mismo tipo, caracterizado porque comprende unos segundos medios de metrología relativa (MM2i) y unos segundos medios de cálculo (MC2i) de un sistema de control del despliegue según una de las reivindicaciones 1 a 10.

13. Ingenio espacial de acuerdo con la reivindicación 12, caracterizado porque está dispuesto en forma de satélite.

Figura única