Actuador hibrido inercial.

1. Actuador híbrido inercial aeroespacial caracterizado por constar de:

-Conjunto Giroscópico

- Rueda de reacción

- Medios electrónicos de cálculo y mando

- Medios mecánicos de soporte y sujeción

2. Actuador híbrido inercial aeroespacial según reivindicación 1 caracterizado por poseer un conjunto giroscópico provisto de dos giróscopos de par (GMC), que cumple las siguientes condiciones:

- Cada giróscopo está provisto de rotor, motor de espín, motor de nutación y soporte.

- Los ejes de nutación de ambos giróscopos son paralelos y están dirigidos según la dirección del eje de apuntamiento del vehículo portador.

- La distancia entre los ejes de nutación puede ser cualquiera compatible con el resto de equipos del vehículo portador.

3. Actuador híbrido inercial aeroespacial según reivindicación 1 caracterizado por poseer una rueda de reacción RW que cumple con las siguientes condiciones:

- Está dotada de rotor, motor de espín y soporte.

- El eje de la rueda de reacción es paralelo a los de nutación del conjunto giroscópico y por tanto también paralelo a la dirección de apuntamiento del vehículo portador.

4. Actuador híbrido inercial aeroespacial según reivindicación 1 caracterizado por poseer medios electrónicos de cálculo y mando compuesto por un microprocesador con software y conexiones con capacidad para aceptar, elaborar y suministrar las órdenes al resto de equipos del propio actuador.

5. Actuador híbrido inercial aeroespacial según reivindicación 1 caracterizado por poseer medios mecánicos de soporte y sujeción de los componentes del propio actuador entre sí y al vehículo portador y capaces de transmitirle los pares generados.

ACTUADOR HIBRIDO INERCIAL PARA CONTROL AEROESPACIAL

Sector de la técnica.

La presente invención se refiere a una aplicación que posibilita el control de actitud (control de orientación) de una plataforma aeroespacial en que se encuentra embarcada. Para conseguir este control de actitud aplica la ley de conservación del momento cinético, sin recurrir por tanto a la

acción de pares exteriores.

Estado de la técnica. El control de actitud es absolutamente necesario en los ingenios espaciales, lanzadores y aeronaves para conseguir la orientación de sus equipos de abordo y la ejecución de maniobras.

La novedad de esta invención radica en su capacidad de generar los pares de control requeridos, con un dispositivo electromecánico de muy poco peso y volumen comparado con las disposiciones mecánicas actualmente en servicio con ruedas de reacción (Reaction Wheel Assemblies) , ruedas de momento ( Momentum Wheel Assemblies (RW» y giróscopos de momento de control ( Control Moment Gyros (CMG».

Aunque la aplicación básica de la invención es el control de satélites ágiles, también se deben considerar sus capacidades de control de pequeMs lanzadores espaciales y pequet'\as aeronaves automáticas como los UAV.

Se denominan satélites ágiles los que requieren una elevada velocidad angular de apuntamiento de algunos de sus ejes, así como una frecuente demanda de cambio en la dirección de ese apuntamiento. Satélites típicos con este tipo de requisitos son la mayoría de los de observación de la Tierra , bien sean militares o civiles.

Los altos pares requeridos para las maniobras mencionadas se pueden

obtener de dos maneras. Bien por medio de microcohetes, lo que implica,

aparte de su coste , un incremento grande de peso y volumen para el

s propulsante, o bien por medio de los mencionados CMG. Para obtener un

par en cualquier sentido que se desee se utiliza generalmente una

combinación de 4 CMG (Figura 1) , lo que implica un volumen y masa muy

grandes.

10 Ahora bien, en la mayoria de los casos de satélites de observación, se

precisan altas velocidades, altos pares, únicamente para apuntar hacia un

cierto lugar aquel de sus ejes que coincide con el del sensor de

observación (óptico, electroóptico, radar, etc.) . Para ello basta con

obtener un par de magnitud apropiada cen su vector situado en el plano

15 nonmal a la dirección de apuntamiento. Sin embargo, la tercera

cemponente del par, la necesaria para rotar el plano de la imagen

alrededor del eje de apuntamiento es mucho menor que las anteriores y,

por tanto, que las que normalmente pueden proporcionar los GMC.

20 Una situación similar se presenta en los minilanzadores, en sus etapas en

la alta atmósfera y superiores. Ahora es su relativamente reducida masa

y la falta de momentos aerodinámicos lo que puede hacerlos susceptibles

de central por medio de GMC. También aqul el par requerido alrededor

del eje longitudinal, es mucho menor que los de picado y guiñada cuyos

2S vectores se sitúan en el plano normal a ese eje. En este caso, la gran

ventaja de la invención radica en el ahorro de tiempo de desarrollo y

dinero frente al método clásico utilizando el control por giro de las toberas

de los cohetes propulsores.

30 Los UAV, por su pequeña masa pueden aprovecharse en ciertos casos,

por ejemplo en vuelos automáticos en condiciones atmosféricas adversas

imprevistas, de la utilización de un control no aerodinámico como es un control con unos GMC. También aquí, el par de balanceo alrededor del eje axial, es mucho menor que el de picado y guiñada alrededor de dos ejes normales al longitudinal.

La presente invención tiene pues el cometido de efectuar el control de los tres tipos de vehículos mencionados por medios inerciales, pero con una masa y volumen muy inferiores a la utilización clásica de 4 GMC.

Para ello se dispondrá de lo que denominamos Actuador Hibrido Inercial (HYGRA) provisto únicamente de 2 GMC y una Rueda de Reacción . El diseño y disposición de estos elementos y sus características de funcionamiento serán tales que se obtendrán las dos altas componentes de par requeridas mediante los dos GMC y la tercera, de inferior valor, mediante la Rueda de Reacción.

Con el Actuador Hibrido Inercial se precisarán únicamente 3 rotores y 5 motores eléctricos, frente a los 4 rotores y 8 motores de la solución clásica con 4 GMC, con el consiguiente ahorro de masa, volumen y energía.

Descrípción detallada de la ínvencíón En la Figura 2, al variar la cantidad de movimiento del rotor del CMG, y por tanto del vehiculo completo, por el principio de conservación de la cantidad de movimiento en ausencia de pares exteriores el vehiculo debe moverse de forma que la cantidad de movimiento total tienda a su valor inicial. Ese movimiento es tal que parece producido por un par virtual denominado "par giroscópico". Este está dado por la conocida expresión:

N = - (9 x H) [1 ) donde el momento cinético angular del rotor, H , está dado por

(2)

Siendo ¡ el momento de inercia axial del disco, I¡J su velocidad de rotación Cespin) axial y 9 la velocidad de nutación.

Este par tiene la dirección y sentido mostrados en la Figura 2 y actúa sobre los anclajes del conjunto giroscópico al satélite, haciendo que éste

gire en consecuencia .

El inconveniente fundamental para poder controlar con un solo CMG, es que el momento giroscópico producido, N, gira en el plano perpendicular

a 9 y con esta misma velocidad . Es decir, que es necesario desarrollar

una estrategia combinada de valores de H , 9 y número y disposición de elementos giroscópicos, para obtener un momento que actúe de una forma controlada. Esta estrategia resulta normalmente muy complicada llegándose a soluciones complejas como la clásica de 4 CMG de la Figura 1, con sus ejes de nutación según las aristas de una pirámide de cuatro

caras.

El problema se reduce drásticamente con el Actuador Hibrido Inercial objeto de esta invención . El par de control deseado se obtiene con la ejecución simultánea de tres Procesos. Por el primero y mediante dos GMC, se consigue que las dos componente del par de control sobre un cierto plano conocido, tengan la dirección y magnitud deseadas. En el segundo una Rueda de Reacción produce la tercera componente de par requerida en el eje normal al plano anterior, completándose asi la definición del vector momento en el espacio. El tercero, con medios de cálculo propios y a partir de los datos básicos recibidos de otros equipos del vehlculo, elabora y transmite las ordenes a los motores de los GMC y Rueda de Reacción para que efectúen los movimientos adecuados. Se detallan a continuación los principios de estos tres Procesos.

Proceso-1 . Producción de un par de vector con dirección constante en un plano conocido. Los dos GMC del Actuador Hibrido Inercial están ahora esquemáticamente representados en la Figura 3. El par giroscópico producido por cada GMC está dado por las ecuaciones (1) y (2) .

Se encuentra que, en condiciones estacionarias, el par resultante de la suma de ambos, es un vector Ñ dirigido constantemente según una normal a la dirección del vector velocidad de nutación y que está situado

en el plano de los rotores cuando coinciden en la posición inicial de

nutación, 8, . Su val or es:

N = 2HfJcos (8 (t) 8, ) (3)

Para que resulte esto deben cumplirse las siguientes condiciones:

a) Igualdad de los valores de los momentos angulares de espin de los rotores (a) y (b) pero con distinto signo: H = H, = 1, 1/1, = -H, =-1, 1/1, (4)

b) Igualdad de los valores absolutos de las velocidades de nutación de los dos rotores: [5)

c) Igualdad en el ángulo de inicio de la nutación:

(6)

En la Figura 3 se presenta la geometría de la posición de los anillos y el par, habiendo tomado aqul el valor cero para el ángulo inicial de la nutación, es decir 80 = O, resultando por ello que la dirección del par

coincide con el eje Y.

Para demostrar la anterior expresión [3] basta con aplicar las ecuaciones de la dinámica de cuerpos sólidos.

Para la transformación de unos ejes inerciales X, Y, Z a ejes móviles ligados al sólido X, 1;, l, ' utilizamos la correspondiente a ángulos de Euler del tipo 3, 1, 3.

Es decir (ver Figura 4)

1°) Giro alrededor de Z de valor ~ (precesión)

2°) Giro alrededor de X' de valor: fj (nutación)

3°) Giro alrededor de l" de valor: 'fI (spin)

Supongamos un sólido rlgido, rotando con una velocidad angular 'lIJ al que está rígídamente...

1. Actuador Híbrido Inercial Aeroespacial caracterizado por

constar de: -Conjunto Giroscópico -Rueda de Reacción -Medios Electrónicos de Cálculo y Mando -Medios Mecánicos de Soporte y Sujeción 2. Actuador Híbrido Inercial Aeroespacial según Reivindicación-l

caracterizado por poseer un Conjunto Giroscópico provisto de dos giróscopos de par (GMC) , que cumple las siguientes condiciones: -Cada giróscopo está provisto de rotor, motor de espín, motor de nutación y soporte -Los ejes de nutación de ambos giróscopos son paralelos y están dirigidos según la dirección del eje de apuntamiento del vehículo portador. -La distancia entre los ejes de nutación puede ser cualquiera compatible con el resto de equipos del vehículo portador.

3. Actuador Híbrido Inercial Aeroespacial según Reivindicación-l caracterizado por poseer una Rueda de ReacciÓn RW que cumple con las siguientes condiciones:

-Está dotada de rotor, motor de espln y soporte -El eje de la rueda de reacción es paralelo a los de nutación del conjunto giroscópico y por tanto también paralelo a la dirección de apuntamiento del vehiculo portador.

s 4. Actuador Híbrido Inercial Aeroespacial según Reivindicación-l caracterizado por poseer Medios Electrónicos de Cálculo y Mando compuesto por un Microprocesador con software y conexiones con capacidad para aceptar, elaborar y suministrar las órdenes al resto de equipos del propio actuador.

5. Actuador Híbrido Inercial Aeroespacial según Reivindicación-l caracterizado por poseer Medios Mecánicos de soporte y sujeción de los componentes del propio actuador entre si y al vehículo portador y capaces de transmitirle los pares generados.

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