Nuevas estrategias óptimas para el control de satélites geoestacionarios utilizando sistemas de propulsión eléctrica

Problema planteado por GMV Aerospace and Defence, S.A.

Profesores coordinadores del problema:

Pilar Romero (Universidad Complutense de Madrid)

Antonio Pérez-Cambriles (GMV Aerospace and Defence, S.A.)

Exposición del problema:

Debido a la acción de diversas perturbaciones (campo gravitatorio terrestre, atracción lunisolar y presión de radiación solar) un satélite geoestacionario abandona en poco tiempo la posición nominal asignada. Para que permanezca dentro de los márgenes establecidos, es necesario corregir su posición mediante la aplicación de maniobras periódicas para producir un cambio en su velocidad y compensar, así, dichas perturbaciones.

La operatividad de este tipo de satélites depende, pues, de las maniobras periódicas que necesariamente han de llevarse a cabo para su mantenimiento en estación y, como consecuencia, el cálculo preciso de estas maniobras deviene relevante para la misión.

Desde este punto de vista, se puede decir que las maniobras utilizadas son las denominadas maniobras Norte-Sur (impulsos perpendiculares al plano orbital) y las Este-Oeste (impulsos tangenciales a la órbita) realizadas mediante un sistema de motores a bordo del satélite, cuyo combustible generalmente es hidracina.

Las técnicas standard para el cálculo de las maniobras se sustentan en el conocimiento, mediante métodos analíticos, de elementos orbitales medios, que dan cuenta de las perturbaciones de largo periodo, y en métodos de linealización para la determinación de los impulsos, aplicando estrategias óptimas que minimizan el consumo de combustible (estrategia MSL (dirección secular de la evolución del vector inclinación) para maniobras N/S y SSP (perigeo hacia el sol) para maniobras E/W). Actualmente están en uso distintos programas para el control de este tipo de satélites basados en las técnicas mencionadas que, en el mejor de los casos se pueden obtener compilados. Podemos citar entre otros, el Portable ESOC Package for Syncronous Orbit Control (ESA)

Los sistemas de propulsión actualmente en uso para la corrección de la órbita son de tipo químico (generalmente, motores de hidracina), aunque las nuevas tendencias en propulsión espacial apuntan a la posibilidad de la utilización de sistemas de propulsión eléctrica (arc-jets, XIPS). Esto, que permitirá reducir en una importante cantidad la masa del satélite en el lanzamiento, hace necesario implementar nuevas estrategias de corrección debido, tanto a las limitaciones en la magnitud de los impulsos proporcionados por dichos sistemas, como, dado el alto consumo de energía eléctrica, a la imposiblidad de maniobrar durante un periodo prolongado de tiempo durante la época de eclipses.

Nuestro objetivo es planificar y analizar el establecimiento de estrategias óptimas para el mantenimiento en estación (Norte/Sur y Este/Oeste) que satisfagan las restricciones impuestas por el uso de sistemas de propulsión eléctricos

El uso de dichos sistemas introduce nuevas e importantes limitaciones:

§ Limitación en la magnitud de los impulsos,

§ Imposibilidad de maniobrar durante un periodo prolongado de tiempo en la época de los eclipses debido a que las baterias no pueden recargarse complementamente durante 45 a 60 días.

En concreto, para lograr dicho objetivo nos proponemos, en primer lugar, revisar las estrategias SML para el control del vector inclinación y la estrategia SPP para el control de la longitud y el vector excentricidad, modificandolas con el objetivo de que los valores de los elementos orbitales se mantengan dentro de los límites establecidos durante el periodo sin maniobras. Esto requiere:

§ Determinación precisa de los tiempos límites sin maniobras.

§ Determinación de unos valores objetivos óptimos de los elementos orbitales previos a la época de los eclipses.

Esquema del trabajo a realizar:

1) Cálculo de elipses para distintos valores de inclinación y el nodo, utilizando el software disponible.

2) estudio de las capacidades de almacenamiento de energía para la determinación de los tiempos límites sin maniobras.

3) A partir del hecho de ver que si el nodo se corrige de forma diferente a la que corresponde a MSL, la duración de los eclipses puede reducirse 20m cada día. Entonces las baterías pueden recargarse más tiempo. Es necesario, entonces evaluar se el incremento de velocidad necesario en el NSSK cuando la SML no se aplica es menor que el que se obtiene con la exposición adicional solar (20m x 90 días)

4) Definición de un modelo simplificado que permita el análisis de la evolución de los parámetros orbitales y la determinación de los tiempos óptimos de la maniobra.