Procedimiento de mando de un sistema de control de posición y sistema de control de posición de un vehículo espacial.

Procedimiento de mando de un sistema (30) de control de posición de un vehículo espacial (10),

comprendiendo el sistema (30) de control de posición un subsistema (300) de maniobra que comprende al menos una rueda de reacción, debiendo ser controlada la posición del vehículo espacial (10) en el transcurso de al menos una fase de preparación seguida de una fase de observación en el transcurso de la cual debe ser efectuada una toma de vistas, caracterizado por que el citado procedimiento comprende, en el transcurso de la citada al menos una fase de preparación:

- una etapa (50) de preparación, en el transcurso de la cual el subsistema (300) de maniobra es mandado para controlar la posición del vehículo espacial (10),

- seguida de una etapa (55) de parada de la al menos una rueda de reacción, en el transcurso de la cual la velocidad de rotación de la al menos una rueda de reacción es llevada a un valor sensiblemente nulo previamente a la citada fase de observación,

y por que, en el transcurso de la fase de observación, un subsistema (310) de control fino, de firma vibratoria inferior a la del subsistema (300) de maniobra, es mandado para controlar la posición del vehículo espacial (10).

Procedimiento de mando de un sistema de control de posición y sistema de control de posición de un vehículo espacial La presente invención pertenece al ámbito del control de posición de vehículos espaciales. De modo más particular, la presente invención concierne al control de posición de vehículos espaciales que efectúan una misión de observación y cuya posición es modificada en el transcurso de fases de preparación, seguidas de fases de observación, en el transcurso de las cuales son efectuadas tomas de vistas.

En el caso especialmente de misiones de observación de la Tierra de muy alta resolución por satélite desde una órbita baja (denominada " órbita LEO ") , de altitud inferior a algunos miles de kilómetros, o desde una órbita alta (que va hasta la órbita geoestacionaria, denominada " órbita GEO ") , es necesario tener una estabilidad muy importante de la línea de visión de los instrumentos de observación puestos en práctica.

Un satélite de observación está provisto generalmente de un sistema de control de posición, que comprende uno o varios accionadores inerciales, para alinear la línea de visión de un instrumento de observación del satélite en una dirección deseada, y estabilizar la posición de este instrumento de observación durante la toma de vistas.

En el caso de accionadores inerciales de tipo ruedas de reacción, es conocido que la rotación de los desequilibrios dinámicos de las ruedas de reacción origina vibraciones que se propagan hasta la línea de visión del instrumento de observación y alteran la calidad de las imágenes. Las vibraciones son sobre todo importantes cuando las ruedas de reacción utilizadas son de gran capacidad de par y de momento cinético, y por tanto la masa y la velocidad del rotor son importantes.

Esto conduce a exigencias contradictorias en el caso de satélites que deban realizar maniobras de basculamiento rápidas y frecuentes para multiplicar las tomas de vistas. En efecto, para efectuar maniobras rápidas, habrá que utilizar ruedas de reacción de gran capacidad, que producirán grandes vibraciones durante las tomas de vistas.

A fin de limitar las vibraciones generadas por ruedas de reacción, es conocido, especialmente por la solicitud internacional WO 2007/077350, montar estas ruedas de reacción en un dispositivo aislante que atenúe la amplitud de las vibraciones transmitidas al instrumento de observación. Sin embargo, las vibraciones después de la atenuación siguen siendo generalmente demasiado importantes para las necesidades de misiones de observación de muy alta resolución.

Por la patente US 6758444, se conoce igualmente utilizar un número de ruedas de reacción estrictamente superior al número de ejes según los cuales se desea controlar la posición del satélite, lo que ofrece al menos un grado de libertad suplementario para el control de la posición. Este grado de libertad suplementario es utilizado para minimizar una función de coste representativa del nivel de vibraciones generadas por las ruedas de reacción. Sin embargo, este método necesita un conocimiento de un modelo preciso de las vibraciones inducidas por las ruedas de reacción. Tal modelo es difícil de obtener en la práctica con una precisión suficiente, de modo que las prestaciones serán generalmente limitadas e insuficientes para las necesidades de misiones de observación de muy alta resolución.

Además, el documento FR 2 927 312 describe las características del preámbulo de las reivindicaciones 1 y 12.

La presente invención tiene por objetivo facilitar un sistema de control de la posición de un vehículo espacial, por ejemplo un satélite de observación de la Tierra, así como un procedimiento de mando de tal sistema, que permitan a la vez modificar rápidamente la posición del vehículo espacial durante las fases de preparación, y limitar las vibraciones durante las fases de observación.

La presente invención concierne a un procedimiento de mando de un sistema de control de posición de un vehículo espacial, comprendiendo el sistema de control de posición un subsistema de maniobra que comprende al menos una rueda de reacción, y debiendo ser controlada la posición del vehículo espacial en el transcurso de al menos una fase de preparación seguida de una fase de observación en el transcurso de la cual debe ser efectuada una toma de vistas. De acuerdo con la invención, el procedimiento comprende, en el transcurso de la al menos una fase de preparación:

- una etapa de preparación, en el transcurso de la cual el subsistema de maniobra es mandado para controlar la posición del vehículo espacial, -seguida de una etapa de parada de la al menos una rueda de reacción, en el transcurso de la cual la velocidad de rotación de la al menos una rueda de reacción es llevada a un valor sensiblemente nulo previamente a la citada fase de observación, Preferentemente, en un sistema de control de posición que comprenda un subsistema de control fino, de firma vibratoria inferior a la del subsistema de maniobra, el subsistema de control fino es mandado, en el transcurso de la fase de observación, para controlar la posición del vehículo espacial.

Preferentemente, la etapa de parada de la al menos una rueda de reacción comprende una subetapa de desaceleración de la al menos una rueda de reacción en bucle cerrado o de frenado de la citada rueda en bucle abierto.

Preferentemente, en un subsistema de maniobra en el que la al menos una rueda de reacción es arrastrada en rotación por un motor eléctrico polifásico, la subetapa de frenado en bucle abierto consiste en cortocircuitar las fases del citado motor eléctrico polifásico. Preferentemente, la subetapa de frenado en bucle abierto es ejecutada cuando la velocidad de rotación de la al menos una rueda es inferior a un umbral predefinido.

Preferentemente, la etapa de preparación comprende una subetapa de maniobra, en el transcurso de la cual el subsistema de maniobra es mandado para bascular la posición del vehículo espacial de una posición de observación a otra, y una subetapa en el transcurso de la cual el subsistema de maniobra es mandado para estabilizar la posición del vehículo espacial alrededor de una posición de observación.

Preferentemente, la etapa de preparación comprende una subetapa de desaturación del subsistema de maniobra, en el transcurso de la cual se compensan todos o parte de los momentos cinéticos inducidos por pares perturbadores externos.

Preferentemente, la desaturación es efectuada mandando el subsistema de control fino, y/o mandando un subsistema de desaturación del sistema de control de posición.

Preferentemente, en un subsistema de maniobra que comprenda una pluralidad de ruedas de reacción configuradas de modo que exista al menos un vector de velocidades de rotación no todas nulas, denominado " núcleo del subsistema de maniobra ", en el cual la suma de los momentos cinéticos elementales generados por cada una de las citadas ruedas de reacción sea sensiblemente nula, la etapa de preparación comprende, al inicio de al menos una fase de preparación, una subetapa de aceleración de las ruedas de reacción alrededor del núcleo del subsistema de maniobra. Preferentemente, la etapa de preparación comprende además una subetapa de desaceleración de las ruedas de reacción alrededor del núcleo del subsistema de maniobra, previamente a la etapa de parada de las ruedas de reacción.

Preferentemente, el procedimiento comprende, en el transcurso de la fase de observación, una etapa de mantenimiento de la parada de la al menos una rueda de reacción, en el transcurso de la cual la velocidad de rotación de cada rueda de reacción es mantenida en un valor sensiblemente nulo.

La presente invención concierne igualmente a un sistema de control de posición de un vehículo espacial, que comprenda un subsistema de maniobra que comprenda al menos una rueda de reacción, puesto en práctica para controlar la posición del vehículo espacial en el transcurso de al menos una fase de preparación, cuya al menos una fase de preparación va seguida de una fase de observación en el transcurso de la cual debe ser efectuada una toma de vistas. De acuerdo con la invención, el sistema de control de posición comprende medios adaptados para efectuar una parada de la al menos una rueda de reacción previamente a la citada fase de observación.

Preferentemente, el sistema de control de posición comprende un subsistema de control fino, de firma vibratoria inferior a la del subsistema de maniobra, puesto en práctica para controlar la posición del vehículo espacial en el transcurso de la fase de observación.

Preferentemente, el sistema de control de posición comprende un subsistema... [Seguir leyendo]

1. Procedimiento de mando de un sistema (30) de control de posición de un vehículo espacial (10) , comprendiendo el sistema (30) de control de posición un subsistema (300) de maniobra que comprende al menos una rueda de reacción, debiendo ser controlada la posición del vehículo espacial (10) en el transcurso de al menos una fase de preparación seguida de una fase de observación en el transcurso de la cual debe ser efectuada una toma de vistas, caracterizado por que el citado procedimiento comprende, en el transcurso de la citada al menos una fase de preparación:

- una etapa (50) de preparación, en el transcurso de la cual el subsistema (300) de maniobra es mandado para controlar la posición del vehículo espacial (10) , -seguida de una etapa (55) de parada de la al menos una rueda de reacción, en el transcurso de la cual la velocidad de rotación de la al menos una rueda de reacción es llevada a un valor sensiblemente nulo previamente a la citada fase de observación, y por que, en el transcurso de la fase de observación, un subsistema (310) de control fino, de firma vibratoria inferior a la del subsistema (300) de maniobra, es mandado para controlar la posición del vehículo espacial (10) .

2. Procedimiento de acuerdo con la reivindicación 1, caracterizado por que la etapa (55) de parada de la al menos una rueda de reacción comprende una subetapa (550) de desaceleración de la al menos una rueda de reacción en bucle cerrado

3. Procedimiento de acuerdo con una de las reivindicaciones 1 a 2, caracterizado por que la etapa (55) de parada de la al menos una rueda de reacción comprende una subetapa (551) de frenado de la al menos una rueda de reacción en bucle abierto

4. Procedimiento de acuerdo con la reivindicación 3, caracterizado por que, en un subsistema (300) de maniobra en el que al menos una rueda de reacción es arrastrada en rotación por un motor eléctrico polifásico, la subetapa (551) de frenado en bucle abierto consiste en cortocircuitar las fases del citado motor eléctrico polifásico.

5. Procedimiento de acuerdo con una de las reivindicaciones 3 a 4, caracterizado por que la subetapa (551) de frenado en bucle abierto es ejecutada cuando la velocidad de rotación de la al menos una rueda es inferior a un umbral predefinido.

6. Procedimiento de acuerdo con una de las reivindicaciones precedentes, caracterizado por que la etapa (50) de preparación comprende una subetapa (501) de maniobra, en el transcurso de la cual el subsistema (300) de maniobra es mandado para bascular la posición del vehículo espacial de una posición de observación a otra, y una subetapa (502) en el transcurso de la cual el subsistema (300) de maniobra es mandado para estabilizar la posición del vehículo espacial (10) alrededor de la posición de observación objetivo.

7. Procedimiento de acuerdo con una de las reivindicaciones precedentes, caracterizado por que la etapa (50) de preparación comprende una subetapa (503) de desaturación del subsistema (300) de maniobra, en el transcurso de la cual se compensan todos o parte de los momentos cinéticos inducidos por pares perturbadores externos.

8. Procedimiento de acuerdo con la reivindicación 7, caracterizado por que la desaturación es efectuada mandando el subsistema (310) de control fino, y/o mandando un subsistema (320) de desaturación del sistema (30) de control de posición.

9. Procedimiento de acuerdo con una de las reivindicaciones precedentes, caracterizado por que, en un subsistema

(300) que comprende una pluralidad de ruedas de reacción configuradas de modo que exista al menos un vector de velocidades de rotación no todas nulas, denominado " núcleo del subsistema (300) de maniobra ", en el cual la suma de los momentos cinéticos elementales generados por cada una de las citadas ruedas de reacción es sensiblemente nula, la etapa (50) de preparación comprende, al inicio de la al menos una fase de preparación, una subetapa (500) de aceleración de las ruedas de reacción alrededor del núcleo del subsistema (300) de maniobra.

10. Procedimiento de acuerdo con la reivindicación 9, caracterizado por que la etapa (50) de preparación comprende una subetapa (504) de desaceleración de las ruedas de reacción alrededor del núcleo del subsistema (300) de maniobra, previa a la etapa (55) de parada de las ruedas de reacción.

11. Procedimiento de acuerdo con una de las reivindicaciones precedentes, caracterizado por que, en el transcurso de la fase de observación, comprende una etapa (60) de mantenimiento de la parada de la al menos una rueda de reacción, en el transcurso de la cual la velocidad de rotación de cada rueda de reacción es mantenida en un valor sensiblemente nulo.

12. Sistema (30) de control de posición de un vehículo espacial (10) , que comprende un subsistema (300) de maniobra que comprende al menos una rueda de reacción, puesto en práctica para controlar la posición del vehículo espacial (10) en el transcurso de al menos un fase de preparación, cuya al menos una fase de preparación va

seguida de una fase de observación en el transcurso de la cual debe ser ejecutada una toma de vistas, caracterizado por que el citado sistema comprende medios adaptados para efectuar una parada de la al menos una rueda de reacción previamente a la citada fase de observación, y por que comprende un subsistema (310) de control fino, de firma vibratoria inferior a la del subsistema (300) de maniobra, puesto en práctica para controlar la posición del vehículo espacial (10) en el transcurso de la fase de observación.

13. Sistema (30) de acuerdo con la reivindicación 12, caracterizado por que comprende un subsistema (320) de desaturación, adaptado para compensar todos o parte de los momentos cinéticos elementales inducidos por pares perturbadores externos.