ES2969220T3 - Procedimiento de emisión de datos por un vehículo espacial que comprende un módulo de emisión láser - Google Patents

Abstract

La presente invención se refiere a un método (50) para la adquisición de imágenes por una nave espacial (10) que comprende un instrumento de observación (20) y un módulo de transmisión láser (30), comprendiendo dicho método las etapas de: - (S50) adquirir, por el instrumento de observación, una imagen de una zona de calibración, denominada imagen de calibración; - (S51) obtener datos de referencia asociados con la zona de calibración; - (S52) determinar un error de puntería de una línea de visión láser comparando la imagen de calibración y los datos de referencia; - (S53) controlar el apuntamiento de la nave espacial corrigiendo el error de apuntamiento, para apuntar la línea de visión láser hacia un módulo receptor de láser; y - (S54) transmitir los datos mediante el módulo de transmisión láser al módulo receptor de láser. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN

Procedimiento de emisión de datos por un vehículo espacial que comprende un módulo de emisión láserSector de la técnica

La presente invención pertenece al sector de la transmisión de datos por vehículos espaciales, tales como satélites de observación, y se refiere, más particularmente, a un procedimiento de emisión de datos por un vehículo espacial en órbita desplazable, correspondiendo dichos datos a imágenes adquiridas por un instrumento de observación del vehículo espacial, así como a un vehículo espacial para la implementación de tal procedimiento de emisión.

Estado de la técnica

Las misiones de observación terrestre efectuadas por un vehículo espacial consisten en adquirir imágenes de partes de la superficie de la Tierra, es decir, efectuar tomas de vistas de la misma. Tales adquisiciones se realizan, por ejemplo, en respuesta a peticiones de clientes, y sirven de base para la producción de imágenes compuestas finales.

De manera convencional, tal vehículo espacial sigue una órbita desplazable alrededor de la Tierra a fin de realizar adquisiciones durante su sobrevuelo de la superficie de la Tierra. A este efecto, comprende un instrumento de observación asociado a una resolución espacial predeterminada, así como una línea de visión óptica. De manera conocida, tal línea de visión óptica forma la parte saliente del camino óptico del instrumento de observación e indica en dirección a la superficie de la Tierra durante las adquisiciones de imágenes.

El método de adquisición implementado generalmente para la observación de una zona terrestre es el conocido bajo el nombre de «barrido por bandas» (o «pushbroom» en la literatura técnica anglosajona). En tal modo «pushbroom», un sensor de líneas realiza la adquisición sucesiva de una pluralidad de imágenes de líneas y la imagen de la zona terrestre completa, llamada «imagen compuesta», se obtiene combinando dichas imágenes de líneas.

Debido a las necesidades crecientes en términos de adquisición de imágenes, se debe poder adquirir y transferir al suelo numerosas imágenes en el transcurso de un mismo período orbital. Para permitir que se transfiera rápidamente al suelo una gran cantidad de datos, una posibilidad prevista es equipar el vehículo espacial con un módulo de emisión láser para transferir estos datos mediante una conexión láser. Sin embargo, la utilización de un módulo de emisión láser para transferir los datos al suelo aumenta igualmente la complejidad del vehículo espacial y de su control.

La patente EP 3488540 B1 propone un instrumento de observación que funciona en modo «pushbroom», que comprende un sensor de líneas y un módulo de emisión láser situados ambos en un plano focal de una óptica del instrumento de observación. Tales disposiciones son ventajosas puesto que permiten reducir, en cierta medida, la cantidad de equipo embarcado en el vehículo espacial, puesto que el sensor de líneas y el módulo de emisión láser utilizan a la vez la misma óptica.

Sin embargo, la solución propuesta por la patente EP 3488540 B1 sigue siendo compleja, especialmente desde un punto de vista del control del vehículo espacial para asegurar una indicación precisa del módulo de emisión láser durante las transferencias de datos.

Objeto de la invención

La presente invención tiene por objetivo solucionar, en todo o en parte, los inconvenientes de la técnica anterior, especialmente los divulgados con anterioridad, al proponer una solución que permite mejorar la indicación del módulo de emisión láser limitando el equipo embarcado en el vehículo espacial.

A este efecto, y según un primer aspecto, se propone un procedimiento de emisión de datos por un vehículo espacial en órbita desplazable alrededor de la Tierra, comprendiendo el vehículo espacial:

- un instrumento de observación que comprende una óptica y un sensor matricial situado en un plano focal de dicha óptica, para adquirir imágenes en el marco de una misión de observación del vehículo espacial, estando dicho instrumento de observación asociado a un campo de visión, siendo dicho campo de visión fijo con referencia al vehículo espacial y estando definido por el sensor matricial situado en el plano focal de la óptica,

- un módulo de emisión láser asociado a una línea de visión láser fija con referencia al vehículo espacial, estando dicho módulo de emisión láser situado en el plano focal o en un plano focal secundario de la óptica o en un plano focal intermedio de una parte de la óptica.

El procedimiento de emisión comprende las etapas de:

- adquisición, por el sensor matricial, de una imagen de una zona llamada de calibración, llamada imagen de calibración,

- obtención de datos de referencia asociados a la zona de calibración,

- determinación de un error de indicación de la línea de visión láser por comparación con la imagen de calibración y los datos de referencia,

- control de la indicación del vehículo espacial al corregir el error de indicación, para hacer que la línea de visión láser indique hacia un módulo de recepción láser,

- emisión de datos por el módulo de emisión láser con destino al módulo de recepción láser, comprendiendo dichos datos una o varias imágenes adquiridas por el sensor matricial en el marco de la misión de observación del vehículo espacial.

Para poder controlar de manera precisa la indicación de la línea de visión láser durante la emisión de datos por el módulo de emisión láser, es ventajoso tener en cuenta un error de indicación de la línea de visión láser. Por «error de indicación», se entiende un sesgo sobre la indicación de la línea de visión láser que implica que, si se controla la indicación de la línea de visión láser para orientarla hacia un punto de consigna predeterminado, por ejemplo, en la superficie de la Tierra, entonces, la línea de visión láser indica en realidad hacia un punto diferente de dicho punto de consigna. Tal error de indicación se explica, por ejemplo, por un desconocimiento de:

- la orientación real de la línea de visión láser con referencia al vehículo espacial: en efecto, aunque la línea de visión láser sea fija con referencia al vehículo espacial, puede experimentar sin embargo variaciones en el transcurso de la misión del vehículo espacial, debido especialmente a deformaciones mecánicas (en particular, termoelásticas) de una estructura de dicho vehículo espacial, que puede modificar la posición y la orientación del instrumento de observación con relación a los sensores de posición (sensor estelar, girómetro, etc.) del vehículo espacial,

- la posición real del vehículo espacial, por ejemplo, en el caso de errores en las medidas de los sensores de posición (inducidos especialmente por una desviación de los girómetros), en particular, en el caso considerado en este documento, en el que se controla la indicación de la línea de visión láser, fija con referencia al vehículo espacial, al controlar la posición de dicho vehículo espacial, etc.

El error de indicación es esencialmente un desconocido en dos dimensiones, por ejemplo, modelizado por un error de posición de balanceo (por ejemplo, alrededor de un eje de balanceo colineal a un vector velocidad del vehículo espacial con referencia inercial) y un error de posición de cabeceo (por ejemplo, alrededor de un eje de cabeceo perpendicular a un plano de la órbita del vehículo espacial), etc. Para poder estimarlo, hay que poder observar por lo tanto este error de indicación en un espacio de dos dimensiones, al menos.

En la solución propuesta, el sensor del instrumento de observación es un sensor matricial, es decir, un sensor que comprende una pluralidad de líneas de celdas de adquisición y una pluralidad de columnas de celdas de adquisición. Tal sensor matricial produce imágenes 2D de la escena observada, lo que se puede utilizar, por consiguiente, para estimar el error de indicación.

Además, el módulo de emisión láser y el sensor matricial utilizan (al menos en parte) la misma óptica del instrumento de observación.

El módulo de emisión láser está situado, por ejemplo, en el plano focal de la óptica, como el sensor matricial, o en un plano focal secundario obtenido por duplicación del plano focal de modo que se superponen ópticamente el plano focal y el plano focal secundario. El módulo de emisión láser puede estar también situado en un plano focal intermedio correspondiente a una parte de la óptica del instrumento de observación. Por ejemplo, si el instrumento de observación tiene una óptica de tipo Korsch, el plano focal intermedio puede corresponder al plano focal del Cassegrain asociado.

Dado que el módulo de emisión láser y el sensor matricial utilizan la misma óptica, el error de indicación es esencialmente el mismo para el sensor matricial y para el módulo de emisión láser. Por consiguiente, el sensor matricial, utilizado para adquirir las imágenes que el módulo de emisión láser emite a continuación, se utiliza de manera igualmente ventajosa para estimar el error de indicación del módulo de emisión láser.

A este efecto, el sensor matricial realiza la adquisición de una imagen (2D) de calibración de una zona de calibración para la que están disponibles los datos de referencia. Estos datos de referencia, asociados a la zona de calibración, corresponden a datos deducibles de una imagen que representa la zona de calibración y corresponden a los valores esperados para estos datos en ausencia de errores de indicación. Por consiguiente, al comparar los datos de referencia con la imagen de calibración (es decir, con los valores de los datos correspondientes, tales como los deducidos de la imagen de calibración), es posible observar el error de indicación y estimarlo.

El error de indicación así estimado se utiliza a continuación para corregir la indicación de la línea de visión láser. La orientación de la línea de visión láser se controla entonces teniendo en cuenta el error de indicación estimado, para hacer que la línea de visión láser indique hacia el punto de consigna considerado.

Tal como se ha indicado anteriormente, es el mismo sensor matricial el que se utiliza a la vez para adquirir las imágenes emitidas por el módulo de emisión láser (es decir, las imágenes adquiridas en el marco de la misión de observación del vehículo espacial) y para adquirir las imágenes de calibración utilizadas para calibrar el error de indicación de la línea de visión láser de dicho módulo de emisión láser. Por lo tanto, no es necesario prever medios materiales dedicados a la calibración del error de indicación, tal como otro sensor matricial dedicado a la adquisición de imágenes de calibración para estimar el error de indicación.

En los modos particulares de implementación, el procedimiento de emisión puede comprender además, de manera opcional, una o varias de las características siguientes, consideradas separadamente o según todas las combinaciones técnicamente posibles.

En los modos particulares de implementación, los datos de referencia comprenden una imagen teórica de la zona de calibración.

En los modos particulares de implementación, el módulo de recepción láser está integrado en una estación en tierra y la zona de calibración es una zona terrestre, asociada a dicho módulo de recepción láser.

En los modos particulares de implementación, la zona de calibración es una zona de cielo de modo que la imagen de calibración representa estrellas que se encuentran en el campo de visión del sensor matricial y los datos de referencia se determinan a partir de un catálogo de estrellas.

En los modos particulares de implementación, el módulo de recepción láser está embarcado en otro vehículo espacial en órbita terrestre.

En los modos particulares de implementación, la zona de calibración comprende una fuente luminosa de posición predeterminada y los datos de referencia comprenden una posición teórica de la fuente luminosa en la imagen de calibración, determinándose el error de indicación por comparación de una posición estimada de la fuente luminosa en la imagen de calibración con la posición teórica.

En los modos particulares de implementación, la fuente luminosa se ubica conjuntamente con el módulo de recepción láser.

En los modos particulares de implementación, si la zona de calibración es una zona en la superficie de la Tierra, el vehículo espacial tiene una velocidad de desplazamiento respecto al suelo Vsuelo y el instrumento de observación está asociado a una resolución espacial Rs según una dirección de desplazamiento, la adquisición de la imagen de calibración se realiza durante una duración llamada de inmovilización superior a Rs/Vsuelo durante la cual la posición del vehículo espacial se controla de modo que una huella en el suelo del campo de visión se mantiene inmóvil en la superficie de la Tierra. Tales disposiciones permiten evitar los efectos de marcha y mejorar la relación señal a ruido («signal to noise ratio» o SNR) de la imagen de calibración. Preferiblemente, la duración de inmovilización es significativamente superior a Rs/Vsuelo (factor 100, incluso 1000).

En los modos particulares de implementación, las etapas del procedimiento se iteran para la emisión de datos hacia un mismo módulo de recepción láser, de modo que se alternan fases de calibración y fases de emisión, realizando las fases de calibración la estimación del error de indicación y realizando las fases de emisión la emisión de datos hacia el mismo módulo de recepción.

En efecto, el error de indicación puede variar eventualmente en el transcurso de una misma emisión de datos, por ejemplo, debido a una deformación termoelástica de la estructura del vehículo espacial que varía en el transcurso del tiempo. En tal caso, es ventajoso prever varias fases de calibración del error de indicación en el transcurso de una emisión de datos hacia un mismo módulo de recepción láser, alternando las fases de calibración y las fases de emisión, para corregir la desviación del error de indicación.

Según un segundo aspecto, se propone un vehículo espacial destinado a estar colocado en órbita desplazable alrededor de la Tierra, que comprende:

- medios de control de posición del vehículo espacial,

- un instrumento de observación asociado a un campo de visión fijo con referencia al vehículo espacial y definido por un sensor matricial situado en un plano focal de una óptica del instrumento de observación,

- un módulo de emisión láser asociado a una línea de visión láser fija con referencia al vehículo espacial, estando dicho módulo de emisión láser situado en el plano focal o en un plano focal secundario de la óptica o en un plano focal intermedio de una parte de la óptica,

- medios configurados para implementar un procedimiento de emisión de datos según uno cualquiera de los modos de implementación de la presente invención.

En los modos particulares de realización, el vehículo espacial puede comprender además, de manera opcional, una o varias de las características siguientes, consideradas separadamente o según todas las combinaciones técnicamente posibles.

En los modos particulares de realización:

- teniendo dicho vehículo espacial una inercia de cabeceo It y teniendo los medios de control de posición una capacidad Ct de formación de par de cabeceo, la relación Ct/It es superior a 0,01 s-2, y/o

- teniendo dicho vehículo espacial una inercia de balanceo Ir y teniendo los medios de control de posición una capacidad Cr de formación de par de balanceo, la relación Cr/Ir es superior a 0,01 s-2.

En los modos particulares de realización, la capacidad Ct es superior a 0,8 Nm y/o la capacidad Cr es superior a 0,8 Nm.

En los modos particulares de realización, los medios de control de posición comprenden al menos una rueda a reacción recuperadora de energía eléctrica y/o al menos un accionador giroscópico.

En los modos particulares de realización, el instrumento de observación comprende al menos dos espejos fijos con referencia al vehículo espacial, y el módulo de emisión láser emite una radiación láser según la línea de visión láser mediante al menos dos espejos del instrumento de observación.

En los modos particulares de realización, el instrumento de observación comprende una óptica de Korsch.

Descripción de las figuras

La invención se comprenderá mejor con la lectura de la descripción siguiente, dada a título de ejemplo de ningún modo limitativo, y haciendo referencia a las figuras, que representan:

- Figura 1: una representación esquemática de un vehículo espacial en órbita desplazable alrededor de la Tierra, - Figura 2: un diagrama que ilustra las etapas principales de un modo de implementación de un procedimiento de emisión,

- Figura 3: una representación esquemática del vehículo espacial en el transcurso de una emisión de datos, que comprende varias fases de calibración y varias fases de emisión,

- Figura 4: una representación esquemática de un satélite para la implementación de un procedimiento de emisión, - Figura 5: una representación esquemática de un sensor matricial que implementa un filtro de Bayer modificado, - Figura 6: una representación de una vista en corte de un primer ejemplo de realización de un instrumento de observación y de un módulo de emisión láser,

- Figura 7: una representación de una vista en corte de un segundo ejemplo de realización del instrumento de observación y del módulo de emisión láser,

- Figura 8: una representación de una vista en corte de un tercer ejemplo de realización del instrumento de observación y del módulo de emisión láser.

En estas figuras, referencias idénticas de una figura a otra designan elementos idénticos o similares. Por razones de claridad, los elementos representados no están a escala, salvo mención en contra.

Descripción detallada de la invención

La figura 1 representa esquemáticamente un vehículo espacial en órbita desplazable (es decir, una órbita no geoestacionaria) alrededor de la Tierra 80. Preferiblemente, el vehículo espacial está colocado en una órbita circular, de altitud preferiblemente inferior a 2000 km, incluso inferior a 1000 km. Nada excluye sin embargo, según otros ejemplos, considerar otros tipos de órbitas, especialmente órbitas elípticas.

En el ejemplo ilustrado por la figura 1, el vehículo espacial es un satélite 10. Nada excluye sin embargo, según otros ejemplos no detallados, considerar otros tipos de vehículos espaciales (transbordador espacial, sonda, etc.).

Dicho satélite 10 se desplaza por su órbita circular alrededor de la Tierra 80 con una velocidad de desplazamiento respecto al suelo Vsuelo Por ejemplo, el satélite 10 se desplaza por una órbita circular de altitud sensiblemente igual a 500 km con una velocidad de desplazamiento respecto al suelo sensiblemente igual a 7 km.s_1.

El satélite 10 comprende un instrumento de observación 20 para adquirir imágenes de partes de la superficie de la Tierra 80.

Por «adquisición» de una parte de la superficie de la Tierra 80, se hace referencia en este documento a la medición, en el transcurso de un intervalo de tiempo de duración predeterminada, de un flujo óptico recibido de dicha parte de la superficie de la Tierra 80 por dicho instrumento de observación 20.

El instrumento de observación 20 comprende, de manera en sí conocida, medios de adquisición configurados para detectar el flujo óptico que proviene de la superficie de la Tierra 80. En particular, el instrumento de observación 20 comprende al menos un sensor matricial 24 que comprende una pluralidad de celdas de adquisición (píxeles) organizadas en varias líneas y varias columnas. En la presente descripción, se considera, de ninguna manera limitativa, que cada línea se extiende transversalmente a la dirección de desplazamiento, mientras que cada columna se extiende sensiblemente según dicha dirección de desplazamiento. El instrumento de observación 20 comprende igualmente una óptica que comprende uno o varios espejos dispuestos para reflejar el flujo óptico que proviene de la superficie de la Tierra 80 en dirección a dicho sensor matricial 24, dispuesto al nivel de un plano focal PF de la óptica de dicho instrumento de observación 20.

El instrumento de observación 20 está asociado a una línea de visión óptica 21 (parte a) de la figura 1). Dicha línea de visión óptica 21 forma la parte saliente del camino óptico del instrumento de observación 20 y se encuentra con la superficie de la Tierra 80 en un punto llamado «punto en el suelo» S. Por convención, la línea de visión óptica 21 está definida como correspondiente al camino óptico que parte del centro del sensor matricial 24. La línea de visión óptica 21 es fija con referencia al satélite, es decir, que la orientación de la línea de visión óptica 21 con relación a un cuerpo 11 del satélite no puede modificarse y sigue el movimiento del satélite 10 cuando se modifica la posición de dicho satélite 10.

El instrumento de observación 20 está asociado igualmente a un campo de visión fijo con referencia al satélite. Este campo de visión fijo corresponde a la abertura angular del instrumento de observación 20 y a las celdas de adquisición del sensor matricial 24. Por otro lado, se señala que por «fija», se hace referencia en este documento al hecho de que la línea de visión óptica 21 es fija con referencia al satélite y que, además, la abertura angular es de tamaño invariable. El campo de visión del instrumento de observación 20 forma una huella en el suelo de longitud L según la dirección de desplazamiento. La longitud de la huella en el suelo puede variar con la incidencia de la línea de visión óptica 21 sobre la superficie de la Tierra 80, y la longitud L correspondiente a la longitud mínima de la huella en el suelo, que se obtiene con una indicación Nadir de la línea de visión óptica 21. Sin embargo, las adquisiciones de imágenes no se efectúan necesariamente con una indicación Nadir y se pueden efectuar con una indicación cualquiera.

Adicionalmente, el instrumento de observación 20 está asociado a una resolución espacial Rs predeterminada. De manera convencional, la resolución espacial corresponde al tamaño, por ejemplo, en metros, del objeto más pequeño que se puede detectar en una escena representada por una imagen adquirida por el instrumento de observación 20. También, cuanto más disminuye el tamaño del objeto más pequeño detectable, más aumenta la resolución espacial. Por ejemplo, si la resolución espacial es igual a 0,5 metros (m), entonces, el elemento más pequeño de la superficie de la Tierra 80 que un píxel del sensor puede representar tiene un área 0,25 m2. Nada excluye considerar otros valores de resolución espacial. Preferiblemente, la resolución espacial Rs es inferior a dos metros (2 m), incluso inferior al metro (1 m). Como para la longitud L, la resolución espacial puede variar con la incidencia de la línea de visión óptica 21 sobre la superficie de la Tierra 80. La resolución espacial Rs corresponde en este documento a la resolución espacial del instrumento de observación obtenida con una indicación Nadir (y al perigeo de la órbita en el caso de una órbita elíptica). La resolución espacial Rs es inferior a la longitud L y es, de manera preferente, significativamente inferior a dicha longitud L, por ejemplo, de un factor al menos 5000, incluso al menos 10000.

El satélite 10 comprende igualmente un módulo de emisión láser 30 para emitir datos en forma de una radiación láser. Los datos a emitir en forma de una radiación láser comprenden especialmente imágenes de la superficie de la Tierra 80 adquiridas por el instrumento de observación 20. Estos datos se emiten con destino a un módulo de recepción láser 40, que se encuentra en una estación en tierra en la superficie de la Tierra 80 en el ejemplo no limitativo de la figura 1. Evidentemente, se pueden prever varios módulos de recepción láser 40, por ejemplo, distribuidos en la superficie de la Tierra 80 para aumentar las oportunidades de transferir datos hacia el suelo. Igualmente, es posible considerar uno o varios módulos de recepción láser 40 embarcados en otros satélites, por ejemplo, en órbita geoestacionaria (GEO). La conexión entre el módulo de emisión láser 30 y un módulo de recepción láser 40 se designa generalmente por «conexión láser».

El módulo de emisión láser 30 comprende, de manera en sí conocida, una fuente de radiación láser y medios adaptados para modular la radiación láser en función de los datos a emitir.

El módulo de emisión láser 30 está asociado a una línea de visión láser 31 (parte b) de la figura 1) fija con referencia al satélite, como la línea de visión óptica 21. Además, las líneas de visión óptica 21 y láser 31 están conectadas porque el módulo de emisión láser 30 está integrado en el instrumento de observación 20, de modo que el módulo de emisión láser 30 utiliza, en todo o en parte, una óptica del instrumento de observación 20. Por ejemplo, el módulo de emisión láser 30 está situado en el plano focal PF del instrumento de observación 20, como el sensor matricial 24. Igualmente, se describen otros ejemplos a continuación. Se ha de señalar que las líneas de visión óptica 21 y 31 pueden ser diferentes una de otra, o bien, estar confundida una con otra, según los ejemplos.

Debido a esta integración del módulo de emisión láser 30 en el instrumento de observación 20, las líneas de visión óptica 21 y láser 31 están sometidas esencialmente al mismo error de indicación. Así, es posible estimar el error de indicación mediante el sensor matricial 24 y utilizar el error de indicación así estimado para corregirlo durante el control de la indicación de la línea de visión láser 31 durante las emisiones de datos.

La figura 2 representa esquemáticamente las etapas principales de un procedimiento 50 de emisión de datos por el satélite 10, mediante el módulo de emisión láser 30.

Tal como se ilustra por la figura 2, el procedimiento 50 de emisión comprende una etapa S50 de adquisición, por el sensor matricial 24, de una imagen de una zona llamada de calibración, llamada imagen de calibración. La zona de calibración es una zona predeterminada, por ejemplo, una zona en la superficie de la Tierra 80 o una zona de cielo sobre fondo de estrellas, para la que se pueden obtener datos de referencia en el transcurso de una etapa S51. Estos datos de referencia, cuyos ejemplos se describirán con más detalle a continuación, son datos deducibles de una imagen que representa la zona de calibración, y corresponden a los valores esperados para estos datos en ausencia de errores de indicación.

Por ejemplo, un punto de consigna predeterminado está asociado a la zona de calibración, y la posición del satélite 10 se puede controlar para orientar la línea de visión óptica 21 hacia este punto de consigna. El sensor matricial 24 realiza a continuación la adquisición de la imagen de calibración, que es, por lo tanto, una representación de la zona de calibración realizada haciendo que la línea de visión óptica 21 indique hacia el punto de consigna. En presencia de un error de indicación, que se pretende estimar, el punto señalado efectivamente por la línea de visión óptica 21 es distinto del punto de consigna, y la imagen de calibración difiere de la que sería en ausencia del error de indicación.

En los modos preferidos de implementación, al ser la zona de calibración una zona en la superficie de la Tierra 80, la adquisición de la imagen de calibración se realiza durante una duración llamada de inmovilización, superior a Rs/Vsuelo durante la cual la posición del satélite 10 se controla de modo que una huella en el suelo del campo de visión se mantiene inmóvil en la superficie de la Tierra 80. Tales disposiciones permiten evitar los efectos de marcha en la imagen de calibración. Preferiblemente, la duración de inmovilización es significativamente superior a Rs/Vsuelo (factor 100, incluso 1000), porque esto contribuye a mejorar significativamente la SNR de la imagen de calibración.

Tal como se ilustra por la figura 2, el procedimiento 50 de emisión comprende a continuación una etapa S52 de determinación del error de indicación de la línea de visión láser por comparación de la imagen de calibración y los datos de referencia. Se ha de señalar que esta comparación puede ser directa (por ejemplo, si los datos de referencia corresponden a una imagen de referencia de la zona de calibración considerada) o indirecta (por ejemplo, se debe aplicar previamente un pretratamiento a la imagen de calibración y/o a los datos de referencia). Al ser los datos de referencia representativos de los valores esperados en ausencia de errores de indicación, la diferencia entre los datos de referencia y los datos correspondientes deducidos de la imagen de calibración es, por lo tanto, representativa del error de indicación, y esta diferencia se puede utilizar para estimar dicho error de indicación. El error de indicación se puede estimar bajo diferentes formas, por ejemplo, como un error de posición de balanceo y un error de posición de cabeceo o, también, como un vector que une el punto de consigna al punto realmente señalado debido al error de indicación, etc.

Después de haber estimado el error de indicación, el procedimiento 50 de emisión comprende una etapa S53 de control de la indicación del satélite 10 en función del error de indicación, para hacer que la línea de visión láser 31 indique hacia un módulo de recepción láser 40. En otras palabras, la orientación de la línea de visión láser 31 se controla para compensar el error de indicación estimado. Según un ejemplo no limitativo, si el satélite 10 se debe colocar, en ausencia de errores de indicación, en una posición de consigna (Ar0, At0) (siendo Ar0 la consigna de balanceo y At0 de posición de cabeceo), para orientar la línea de visión láser 31 hacia el módulo de recepción láser 40, y si el error de indicación estimado corresponde a un error de posición de balanceo óAr y un error de posición de cabeceo óAt, entonces, es posible considerar una posición de consigna modificada (Ar<0>- óAr, Ate - óAt) para orientar la línea de visión láser 31 que compensa el error de indicación.

Al estar la línea de visión láser 31 orientada hacia el módulo de recepción láser 40, el procedimiento 50 de emisión comprende a continuación una etapa S54 de emisión de datos por el módulo de emisión láser 30 con destino a dicho módulo de recepción láser 40, mediante la conexión láser. Tal como se ha indicado anteriormente, los datos pueden comprender especialmente una o varias imágenes adquiridas por el sensor matricial 24, en el marco de la misión de observación del satélite 10.

Se ha de señalar que, durante toda la duración de la etapa S54 de emisión de datos, la posición del satélite 10 se controla para mantener la línea de visión láser 31 orientada hacia el módulo de recepción láser 40. Si se considera, por ejemplo, un módulo de recepción láser 40 integrado en una estación en tierra inmóvil en la superficie de la Tierra 80, esto significa, por lo tanto, que la indicación de la línea de visión láser 31 se debe mantener inmóvil en la superficie de la Tierra 80 durante toda la duración de la etapa S54 de emisión de datos. Por «mantener inmóvil», se entiende que la consigna de posición del satélite se determina para mantener el punto señalado por la línea de visión láser 31 sensiblemente inmóvil sobre el módulo de recepción láser 40, inmóvil, a su vez, en la superficie de la Tierra 80, a pesar del desplazamiento del satélite 10. Por «sensiblemente inmóvil», se entiende que el objetivo del control de posición es mantener el punto señalado por la línea de visión láser 31 inmóvil, aunque el mismo puede variar ligeramente durante la duración de la etapa S54 de emisión, debido a, por ejemplo, errores de control de posición y/o ruidos de medida. Debido a tal control de posición, se comprende que la incidencia de la línea de visión láser 31 sobre la superficie de la Tierra 80 varía durante la duración de la etapa S54 de emisión. Por ejemplo, si la incidencia de la línea de visión láser 31 es sensiblemente normal a la superficie de la Tierra 80 al principio de la etapa S54 de emisión, entonces, la incidencia de dicha línea de visión láser 31 sobre dicha superficie de la Tierra 80 será ligeramente oblicua al final de la etapa S54 de emisión, para compensar el desplazamiento del satélite 10. Así, la consigna de posición dada varía en el transcurso de la etapa S54 de emisión y tiene especialmente por objetivo detener el desplazamiento de la línea de visión láser 31 respecto al suelo.

Se ha de señalar que, al ser el error de indicación susceptible de desviarse en el transcurso del tiempo, es preferible reducir la duración entre la estimación del error de indicación y la emisión de datos. En los modos preferidos de implementación, la zona de calibración está situada próxima al módulo de recepción láser 40, a fin de limitar la duración de la maniobra necesaria para pasar de una indicación de la línea de visión óptica 21 sobre el punto de consigna asociado a la zona de calibración a una indicación de la línea de visión láser 31 sobre el módulo de recepción láser 40. En ciertos modos de implementación, se pueden confundir el punto de consigna asociado a la zona de calibración y el módulo de recepción láser 40, en particular, si se confunden la línea de visión óptica 21 y la línea de visión láser 31.

Por consiguiente, si el módulo de recepción láser 40 está integrado en una estación en tierra en la superficie de la Tierra 80, entonces, la zona de calibración es preferiblemente una zona terrestre asociada a dicha estación en tierra, es decir, una zona terrestre predeterminada que comprende dicha estación en tierra o próxima a la misma. Si el módulo de recepción láser 40 está embarcado en otro vehículo espacial, por ejemplo, otro satélite en órbita GEO, la zona de calibración es preferiblemente una zona de cielo asociada a dicho otro satélite, es decir, una zona de cielo en el plano trasero del otro satélite con relación al instrumento de observación 20 o desplazada con relación a dicho otro satélite.

De manera alternativa o complementaria, el satélite 10 dispone, en los modos preferidos de realización, de capacidades de formación de par elevadas, en particular, con relación a la inercia de dicho satélite 10, para poder realizar las maniobras eventuales de manera muy rápida, y limitar así la duración entre la estimación del error de indicación y la emisión de datos.

En ciertos casos, la desviación del error de indicación puede ser no despreciable durante la duración necesaria para emitir el conjunto de datos a emitir, por ejemplo, si el error de indicación se desvía rápidamente y/o si la cantidad de datos a emitir es importante. En este caso, puede ser necesario efectuar un seguimiento del error de indicación. Así, en los modos preferidos de implementación, las etapas del procedimiento 50 de emisión se iteran para la emisión de datos hacia un mismo módulo de recepción láser 40, para realizar un seguimiento del error de indicación a partir de una pluralidad de imágenes de calibración adquiridas sucesivamente en el transcurso de la misma emisión de datos. En este caso, la emisión de datos hacia un mismo módulo de recepción láser 40 se puede descomponer en una alternancia de fases de calibración y fases de emisión:

- una fase de calibración reagrupa las etapas del procedimiento 50 de emisión relativas a la estimación del error de indicación, a saber, la etapa S50 de adquisición de una imagen de calibración (incluyendo el control de indicación para orientar la línea de visión óptica hacia la zona de calibración considerada), la etapa S51 de obtención de datos de referencias y la etapa S52 de estimación del error de indicación,

- una fase de emisión reagrupa las etapas del procedimiento 50 de emisión relativas a la emisión de datos, a saber, la etapa S53 de control de indicación en función del error de indicación y la etapa S54 de emisión de datos.

Los datos se emiten hacia un mismo módulo de recepción láser 40, de modo que la etapa S53 de control de indicación de cada fase de emisión tiene por objetivo orientar la línea de visión láser 31 hacia este módulo de recepción láser 40. Para esta emisión de datos hacia un mismo módulo de recepción láser 40, las fases de calibración pueden adquirir, todas, imágenes de calibración de la misma zona de calibración, o bien, adquirir imágenes de calibración de zonas de calibración diferentes.

La figura 3 representa esquemáticamente el satélite 10 realizando una emisión de datos hacia un módulo de recepción láser 40 en la superficie de la Tierra 80. Tal como se ilustra por la figura 3, la emisión de datos se descompone en dos fases de emisión PE<1>y PE<2>precedidas por fases de calibración PC<1>y PC<2>respectivas.

El procedimiento 50 de emisión comprende, en primer lugar, una primera fase de calibración PC1 que tiene por objetivo realizar una primera estimación del error de indicación. En el transcurso de la primera fase de calibración PC<1>, el sensor matricial 24 adquiere una primera imagen de calibración de una primera zona de calibración, obtiene los primeros datos de referencia asociados y deduce la primera estimación del error de indicación.

El procedimiento 50 de emisión comprende a continuación una primera fase de emisión PE<1>que tiene por objetivo emitir datos con destino al módulo de recepción láser 40. En el transcurso de la primera fase de emisión PE<1>, la línea de visión láser 31 está orientada hacia el módulo de recepción láser 40, teniendo en cuenta la primera estimación del error de indicación, y se emiten datos por el módulo de emisión láser 30 manteniendo la indicación de la línea de visión láser 31 inmóvil sobre el módulo de recepción láser 40.

El procedimiento 50 de emisión comprende a continuación una segunda fase de calibración PC2 que tiene por objetivo realizar una segunda estimación del error de indicación. En el transcurso de la segunda fase de calibración PC2, el sensor matricial 24 adquiere una segunda imagen de calibración de una segunda zonas de calibración (que puede ser la misma que la primera zona de calibración), obtiene los segundos datos de referencia asociados (si es necesario) y deduce la segunda estimación del error de indicación.

El procedimiento 50 de emisión comprende a continuación una segunda fase de emisión PE2 que tiene por objetivo seguir la emisión de datos con destino al módulo de recepción láser 40. En el transcurso de la segunda fase de emisión PE2, la línea de visión láser 31 está orientada hacia el módulo de recepción láser 40, teniendo en cuenta la segunda estimación del error de indicación, y se emiten datos por el módulo de emisión láser 30 manteniendo la indicación de la línea de visión láser 31 inmóvil sobre el módulo de recepción láser 40.

Se describen ahora ejemplos no limitativos de zonas de calibración y de datos de referencia asociados que se pueden utilizar para estimar el error de indicación del módulo de emisión láser 30.

Según un primer ejemplo, los datos de referencia asociados a una zona de calibración corresponden a una imagen teórica de dicha zona de calibración. Esta imagen teórica representa la imagen de la zona de calibración que tendría que ser obtenida por el satélite 10, en ausencia de errores de indicación, durante la adquisición de la imagen de calibración.

En efecto, a partir de una imagen georreferenciada de la zona de calibración (adquirida previamente, por ejemplo, por el sensor matricial 24 del satélite 10 en el transcurso de un sobrevuelo precedente de la zona de calibración), es posible situar sobre esta imagen georreferenciada la huella en el suelo teórico del campo de visión del sensor matricial 24 durante la adquisición de la imagen de calibración (teniendo en cuenta la posición del satélite 10 en su órbita y del punto de consigna señalado durante esta adquisición y, eventualmente, de un modelo numérico de terreno de la zona de calibración). La intersección entre la huella en el suelo teórico y la imagen georreferenciada corresponde, por lo tanto, a una imagen teórica de la zona de calibración. En ausencia de errores de indicación, la imagen de calibración debería ser sensiblemente idéntica a esta imagen teórica. El reajuste de la imagen de calibración con la imagen teórica, que puede implementar cualquier método conocido por el experto en la técnica, permite poner en correspondencia los píxeles de estas imágenes, es decir, permite identificar los píxeles de estas imágenes que representan la misma parte de la zona de calibración. La comparación de las posiciones en las imágenes de los píxeles que representan una misma parte de la zona de calibración se puede utilizar para estimar el error de indicación que afecta a la adquisición de la imagen de calibración.

Según otro ejemplo, los datos de referencia comprenden una posición teórica en la imagen de calibración de un elemento característico de la zona de calibración. Por «elemento característico» se entiende un elemento que se puede detectar en la imagen de calibración, por ejemplo, porque debe presentar en la imagen de calibración una forma característica o, preferiblemente, porque se traduce en la imagen de calibración por uno o varios píxeles que presentan valores característicos. Por ejemplo, a partir de las coordenadas geográficas del elemento característico en la zona de calibración, es posible estimar la posición teórica en la imagen de calibración de este elemento característico (teniendo en cuenta la posición del satélite 10 en su órbita y del punto de consigna señalado durante esta adquisición y, eventualmente, un modelo numérico del terreno de la zona de calibración). La posición real del elemento característico en la imagen de calibración se puede estimar detectando dicho elemento característico en la imagen de calibración. La comparación de la posición teórica y la posición real del elemento característico en la imagen de calibración se puede utilizar entonces para estimar el error de indicación sobre la adquisición de la imagen de calibración.

En los modos preferidos de implementación, el elemento característico es una fuente luminosa, que emite una radiación luminosa que conduce a valores característicos del o de los píxeles que representan dicha fuente luminosa en la imagen de calibración.

Si la zona de calibración se sobrevuela durante la noche, por ejemplo, cuando la Tierra se encuentra entre el satélite 10 y el Sol, entonces, la radiación luminosa emitida por la fuente luminosa es, por ejemplo, una radiación en el dominio de longitudes de onda visibles. En efecto, al no estar la zona de calibración iluminada por el Sol, una radiación luminosa de alta intensidad, incluso en el dominio de longitudes de onda visibles, se podrá detectar en la imagen de calibración, más aún cuando se conoce su posición teórica en dicha imagen de calibración.

Si la zona de calibración se sobrevuela durante el día, es decir, dicha zona de calibración está iluminada por el Sol, entonces, la radiación luminosa emitida por la fuente luminosa es preferiblemente una radiación en el dominio de longitudes de onda no visibles, por ejemplo, una radiación infrarroja, tal como una radiación infrarroja cercana («near infrared» o NIR). En efecto, dado que la zona de calibración está iluminada por el Sol, será más fácil detectar una radiación en el dominio de longitudes de onda no visibles, tal como una radiación NIR. Esto supone evidentemente que el sensor matricial 24 es sensible igualmente en el dominio de longitudes de onda no visibles, utilizado por la fuente luminosa.

Preferiblemente, la radiación luminosa emitida por la fuente luminosa es una radiación láser. Tal radiación láser se puede detectar de manera más precisa en la imagen de calibración, lo que permite mejorar la precisión en la estimación del error de indicación. Por ejemplo, la fuente luminosa es un módulo de emisión láser, que se puede ubicar conjuntamente con el módulo de recepción láser 40, utilizado para emitir datos con destino al satélite 10 (que comprende, llegado el caso, un módulo de recepción láser).

Según otro ejemplo, la zona de calibración es una zona de cielo de modo que la imagen de calibración representa las estrellas que se encuentran en el campo de visión del sensor matricial 24, y los datos de referencia se determinan a partir de un catálogo de estrellas. De manera en sí conocida, un catálogo de estrellas comprende informaciones que permiten conocer las posiciones de ciertas estrellas, por ejemplo, las efemérides de estas estrellas. El sensor matricial 24 del instrumento de observación 20 se utiliza, por lo tanto, como un sensor estelar. Por ejemplo, es posible estimar la posición del satélite 10 a partir de las posiciones de las estrellas en la imagen de calibración. El error de indicación se puede estimar entonces, por ejemplo, comparando la posición estimada con la posición medida por otros sensores de posición del satélite 10. Igualmente, es posible determinar, a partir del catálogo de estrellas, las posiciones teóricas de las estrellas en la imagen de calibración. El error de indicación se puede estimar entonces, por ejemplo, comparando las posiciones reales de dichas estrellas en la imagen de calibración con sus posiciones teóricas.

La figura 4 representa esquemáticamente un ejemplo de realización de un satélite 10 para la implementación del procedimiento 50 de emisión.

Tal como se ilustra por la figura 4, el satélite 10 comprende dos generadores solares 12, 13 dispuestos en las caras respectivas opuestas de un cuerpo 11 de dicho satélite 10. El instrumento de observación 20 está dispuesto en una cara que une dichas caras que portan los generadores solares 12, 13.

El satélite 10 comprende igualmente medios de control de posición (no representados en las figuras), tales como accionadores inerciales. Dichos medios de control de posición presentan una capacidad Ct de formación de par de cabeceo y una capacidad Cr de formación de par de balanceo. En otras palabras, Ct (resp. Cr) corresponde al valor máximo que puede tomar un par de cabeceo (resp. de balanceo) formado por los medios de control de posición del satélite 10.

Además, la inercia de cabeceo del satélite 10 se designa It y la inercia de balanceo del satélite 10 se designa Ir. El satélite 10 comprende además un circuito de tratamiento (no representado en las figuras), que controla el funcionamiento del instrumento de observación 20, del módulo de emisión láser 30 y de los medios de control de posición. El circuito de tratamiento comprende, por ejemplo, uno o varios procesadores y medios de memorización (disco duro magnético, memoria electrónica, disco óptico, etc.) en los que está memorizado un producto de programa de ordenador, en forma de un conjunto de instrucciones de código de programa a ejecutar para implementar las diferentes etapas del procedimiento 50 de emisión. De manera alternativa o complementaria, el circuito de tratamiento comprende un o unos circuitos lógicos programables (FPGA, PLD, etc.) y/o un o unos circuitos integrados especializados (ASIC, etc.) y/o un conjunto de componentes electrónicos discretos, etc., adaptados para efectuar la totalidad o parte de dichas etapas del procedimiento 50 de emisión.

En otras palabras, el circuito de tratamiento corresponde a medios configurados de manera informática (producto de programa de ordenador específico) y/o material (FPGA, PLD, ASIC, componentes electrónicos discretos, etc.) para efectuar la totalidad o parte de las etapas del procedimiento 50 de emisión, por un control adaptado del instrumento de observación 20, del módulo de emisión láser 30 y de los medios de control de posición.

Se ha de señalar que el satélite 10 puede comprender igualmente, de manera convencional, otros elementos tales como sensores (sensor estelar, girómetro, etc.), que pueden estar igualmente conectados al circuito de tratamiento. En los modos preferidos de realización, la relación Ct/It es superior a 0,01 s-2, incluso superior a 0,018 s-2. Por ejemplo, la capacidad Ct de formación de par de cabeceo es superior a 0,8 Newtons por metro (Nm) y la inercia de cabeceo It es inferior a 80 kgm2. En los modos preferidos de realización, la capacidad Ct de formación de par de cabeceo es superior a 1 Nm y la inercia de cabeceo It es inferior a 60 kgm2.

Al considerar un satélite 10 que presenta una relación Ct/It elevada, es posible realizar maniobras rápidas. En particular, si el paso de una orientación de la línea de visión óptica 21 hacia una zona de calibración (fase de calibración) hacia una orientación de la línea de visión láser 31 hacia el módulo de recepción láser 40 (fase de emisión) necesita una maniobra de cabeceo, una relación Ct/It elevada permite limitar la duración de la misma, lo que permite limitar especialmente la desviación eventual del error de indicación entre el instante en el que se estima (fase de calibración) y el instante en el que se utiliza (fase de emisión). Se ha de señalar que todo lo que se ha dicho anteriormente para la capacidad Ct de cabeceo y la relación Ct/It es igualmente aplicable para la capacidad Cr de balanceo y la relación Cr/Ir, especialmente.

En los modos preferidos de realización, los medios de control de posición comprenden una o varias ruedas a reacción recuperadoras de energía eléctrica. Tales ruedas a reacción recuperadoras de energía eléctrica se conocen de la solicitud de patente EP 2247505 A1, especialmente.

La utilización de ruedas a reacción recuperadoras de energía eléctrica es particularmente ventajosa por las siguientes razones. En primer lugar, conviene señalar que, para suministrar una capacidad de par de cabeceo (resp. de balanceo) elevada (superior a 0,8 Nm, incluso superior a 1 Nm) mediante ruedas a reacción, es necesario utilizar ruedas a reacción bastante macizas, lo que tiende a aumentar la inercia de cabeceo It (resp. Ir) del satélite 10. Sin embargo, con ruedas a reacción recuperadoras de energía eléctrica, en particular, tales como las descritas en la solicitud de patente EP 2247505 A1, es posible reducir la masa requerida, a capacidad de par equivalente, con relación a las ruedas a reacción no recuperadoras de energía eléctrica. Además, debido a que las ruedas a reacción son recuperadoras de energía eléctrica, se reducen las necesidades de energía eléctrica del satélite 10. Especialmente, es posible reducir las dimensiones y la masa de los generadores solares 12, 13, lo que permite reducir la inercia del satélite 10. Así, el aumento de masa necesario eventualmente para tener una capacidad de par importante (aunque menor con ruedas a reacción recuperadoras de energía eléctrica que con ruedas a reacción no recuperadoras de energía eléctrica) se puede compensar, al menos en parte, por una reducción de la masa y de las dimensiones de los generadores solares 12, 13.

En los modos particulares de realización, los medios de control de posición comprenden uno o varios accionadores giroscópicos («Control Moment Gyroscope» o CMG en la literatura técnica anglosajona).

La utilización de accionadores giroscópicos es particularmente ventajosa debido a que presentan una relación (capacidad de par/masa) elevada. Así, es posible tener una capacidad de par elevada sin penalizar la inercia del satélite 10.

Tal como se ha indicado anteriormente, el instrumento de observación 20 comprende al menos un sensor matricial 24, por ejemplo, de tipo CMOS (acrónimo de la expresión anglosajona «Complementary Metal-Oxyde-Semiconductor»). Sin embargo, se ha de señalar que el instrumento de observación 20 puede comprender varios sensores matriciales 24. Por ejemplo, varios sensores matriciales se pueden implementar para adquirir imágenes en diferentes longitudes de onda respectivas (rojo, verde, azul, infrarrojo cercano, etc.), etc.

En los modos preferidos de realización, el instrumento de observación 20 comprende un filtro de Bayer. Un filtro de Bayer, de manera en sí conocida, permite adquirir imágenes de color en diferentes longitudes de onda respectivas rojo, verde y azul («Red, Green, Blue» o RGB en la literatura técnica anglosajona) con un mismo sensor matricial 24. Tales disposiciones permiten simplificar el instrumento de observación 20.

En ciertos modos de realización, es posible modificar el filtro de Bayer para incluirlo en el infrarrojo cercano. Un ejemplo de tal filtro modificado se presenta de manera esquemática en la figura 5. Más particularmente, la parte a) de la figura 5 representa un sensor matricial 24 que comprende varios juegos de celdas de adquisición sensibles, respectivamente, en las longitudes de onda roja (designada por R en la figura 8), verde (G), azul (B) e infrarroja cercana (NIR). En este ejemplo, el sensor matricial 24 comprende 16 x 16 celdas de adquisición, y puede ampliarse a un número más grande de celdas de adquisición repitiendo, por ejemplo, el patrón de 4 x 4 celdas de adquisición que se encuentra en la parte superior izquierda (rodeado por un trazo discontinuo). La parte b) de la figura 5 representa las respuestas espectrales de diferentes filtros asociados, respectivamente, a las longitudes de onda roja (R), verde (G), azul (B) e infrarroja cercana (NIR). Igualmente, es posible, según otros ejemplos, tener varios planos focales, un plano focal con un sensor matricial y un filtro de Bayer clásico (que forma una matriz de Bayer) y otro plano focal con, al menos, otro sensor matricial y otro filtro, por ejemplo, de infrarrojo cercano. Por último, nada impide fragmentar el plano focal según los filtros respectivos adaptados a una misión particular o utilizar un plano focal único sin filtro.

En los modos preferidos de realización, el instrumento de observación 20 está configurado para activar sucesivamente celdas de adquisición durante la adquisición de una imagen. Tal modo de adquisición se conoce bajo el nombre de «rolling shutter acquisition mode» en la literatura técnica anglosajona. Tales disposiciones, adaptadas particularmente a los sensores matriciales muy grandes, permiten limitar la cantidad de datos que el instrumento de observación 20 debe procesar simultáneamente, puesto que las celdas de adquisición no se activan todas simultáneamente.

Además de uno o varios sensores matriciales 24, el instrumento de observación 20 puede comprender otros elementos, como, por ejemplo, una óptica que comprende uno o varios espejos, una o varias lentes, una estructura de soporte, unos componentes electrónicos, etc.

En los modos preferidos de realización, el instrumento de observación 20 comprende al menos dos espejos fijos con referencia al vehículo espacial, y el módulo de emisión láser 30 emite una radiación láser según la línea de visión láser 31 mediante al menos dos espejos del instrumento de observación 20. Así, mientras que los espejos se implementan para reflejar sucesivamente un flujo óptico recibido de la superficie de la Tierra 80 en dirección al sensor matricial 24, la totalidad o parte de estos espejos se utilizan igualmente para reflejar en sentido contrario la radiación láser emitida por el módulo de emisión láser 30. El instrumento de observación 20 y el módulo de emisión láser 30 están, por lo tanto, conectados de modo estructural entre sí y están, por lo tanto, sometidos a los mismos errores de indicación. Se pueden considerar como correspondientes al mismo equipo para las operaciones de control de indicación.

Las figuras 6 a 8 representan ejemplos no limitativos de realización, en los que el módulo de emisión láser 30 utiliza los espejos del instrumento de observación 20. Se ha de señalar que las figuras 6 a 8 están representadas a escala, pero únicamente para los diferentes espejos y sus posiciones respectivas.

En las figuras 6 a 8, la óptica del instrumento de observación 20 es de tipo Korsch, lo que permite tener a la vez una gran compacidad y una masa reducida, con una línea focal elevada. Tal como se ilustra por las figuras 6 a 8, la óptica de Korsch comprende un espejo M1 de 480 mm, un espejo M2 de 160 mm, un espejo de plegado M3 y un espejo M4. El flujo óptico incidente es, por lo tanto, reflejado sucesivamente por el espejo M1, el espejo M2 (mediante el espejo M1), el espejo de plegado M3 y el espejo M4, hasta alcanzar el plano focal PF, a cuyo nivel se encuentra el sensor matricial 24 del instrumento de observación 20.

Con tal óptica de Korsch, se puede concebir un instrumento de observación de aproximadamente 80 kg, embarcado en un satélite de aproximadamente 300 kg. El plano focal puede comprender, por ejemplo, uno o varios sensores matriciales, comprendiendo cada sensor matricial 14192 x 10140 celdas de adquisición (píxeles), por ejemplo, según el modelo IMX 411 comercializado por la firma Sony®. Para un satélite en órbita a 500 km de altitud, permite alcanzar una resolución de 0,5 m, con una longitud L de 5 km. Por ejemplo, el cuerpo 11 del satélite tiene unas dimensiones de 1,53 x 1,14 x 1,0 m. Dos generadores solares 12, 13 de 1 m2 aseguran una potencia de 250 W suficiente para las necesidades del satélite. Gracias a esta compacidad, las inercias Ixx, Iyy, Izz según los tres ejes X, Y, Z con referencia al satélite son reducidas: (Ixx, Iyy, Izz) = (57, 76, 77) kgm2. En órbita, la posición del satélite 10 está controlada, por ejemplo, alrededor de una posición de referencia en la que el eje X es colineal con el eje de balanceo y el eje Y es colineal con el eje de cabeceo, en cuyo caso, las inercias Ixx e Iyy corresponden, respectivamente, a la inercia de balanceo Ir y a la inercia de cabeceo It.

En el ejemplo ilustrado por la figura 6, el módulo de emisión láser 30 está situado frente al espejo M2, al nivel de un plano focal intermedio asociado a los espejos M1 y M2. La radiación láser emitida por el módulo de emisión láser 30 es, por lo tanto, reflejada sucesivamente por el espejo M2, luego, por el espejo M1, a partir del que se refleja según la línea de visión láser 31.

En el ejemplo ilustrado por la figura 7, el módulo de emisión láser 30 está situado al nivel del plano focal PF del instrumento de observación 20, en un lugar del plano focal PF que está desplazado con relación al sensor matricial 24. La radiación láser emitida por el módulo de emisión láser 30 es, por lo tanto, reflejada sucesivamente por los espejos M4, M3, M2 y M1, a partir del que se refleja según la línea de visión láser 31. En este ejemplo, las líneas de visión óptica 21 y 31 son necesariamente diferentes entre sí, y la línea de visión láser 31 no se encuentra en el campo de visión del sensor matricial 24. Si se considera, por ejemplo, el caso en el que la imagen de calibración tiene por objetivo detectar una fuente luminosa que corresponde a un módulo de emisión láser en el suelo, ubicado conjuntamente con el módulo de recepción láser 40, entonces, hay que realizar necesariamente una maniobra entre la adquisición de la imagen de calibración (el módulo de emisión láser en el suelo y el módulo de recepción láser 40 que se encuentra en el campo de visión del sensor matricial 24) y la emisión de datos (estando la línea de visión láser 31, fuera del campo de visión del sensor matricial 24, orientada hacia el módulo de recepción láser 40). En tal caso, una relación Ct/It (resp. Cr/Ir) superior a 0,01 s-2, incluso superior a 0,018 s-2, permite reducir la duración de esta maniobra.

En el ejemplo ilustrado por la figura 8, el módulo de emisión láser 30 está situado al nivel de un plano focal secundario PS, que corresponde a una duplicación del plano focal PF del instrumento de observación 20. A este efecto, un elemento de duplicación ED de plano focal está dispuesto en la trayectoria de las radiaciones entre el plano focal PF y el espejo M4. El elemento de duplicación ED puede comprender una lámina dicroica o un espejo configurado para reflejar uno entre la radiación láser del módulo de emisión láser 30 y el flujo óptico que sale de la escena observada y para transmitir, sin reflexión, el otro entre la radiación láser y el flujo óptico. En el ejemplo ilustrado por la figura 8, lo que se refleja es la radiación láser, de modo que dicha radiación láser es reflejada sucesivamente por el elemento de duplicación ED, luego, por los espejos M4, M3, M2 y M1. En este ejemplo, se pueden confundir las líneas de visión óptica 21 y 31. Si se considera, por ejemplo, el caso en el que la imagen de calibración tiene por objetivo detectar una fuente luminosa que corresponde a un módulo de emisión láser en el suelo, ubicado conjuntamente con el módulo de recepción láser 40, entonces, el hecho de disponer de líneas de visión óptica 21 y láser 31 confundidas permite reducir mucho las necesidades en términos de maniobra entre la adquisición de la imagen de calibración y la emisión de datos con destino al módulo de recepción láser 40.

Se ha de señalar que son posibles otras configuraciones para la óptica del instrumento de observación 20, que puede comprender especialmente un número de espejos diferente del número de espejos (4) representados en las figuras 6 a 8. Por ejemplo, la óptica del instrumento de observación puede comprender dos espejos dispuestos, por ejemplo, como los espejos M1 y M2 de la figura 6, estando el módulo de emisión láser 30 y el sensor matricial 24, por ejemplo, situados ambos al nivel del plano focal del instrumento de observación 20 (que corresponde, en este caso, al plano focal intermedio de la figura 6).

Claims (15)

REIVINDICACIONES

1. Procedimiento (50) de emisión de datos por un vehículo espacial (10) en órbita desplazable alrededor de la Tierra (80), comprendiendo el vehículo espacial:

- un instrumento de observación (20) que comprende una óptica y un sensor matricial (24) situado en un plano focal (PF) de dicha óptica, para adquirir imágenes en el marco de una misión de observación del vehículo espacial, estando dicho instrumento de observación asociado a un campo de visión fijo con referencia al vehículo espacial y definido por el sensor matricial (24),

- un módulo de emisión láser (30) asociado a una línea de visión láser (31) fija con referencia al vehículo espacial, estando dicho módulo de emisión láser situado en el plano focal o en un plano focal secundario (PS) de la óptica o en un plano focal intermedio de una parte de la óptica,

comprendiendo dicho procedimiento las etapas de:

- (S50) adquisición, por el sensor matricial, de una imagen de una zona de calibración, llamada imagen de calibración,

- (S51) obtención de datos de referencia asociados a la zona de calibración,

- (S52) determinación de un error de indicación de la línea de visión láser por comparación con la imagen de calibración y los datos de referencia,

- (S53) control de la indicación del vehículo espacial al corregir el error de indicación, para hacer que la línea de visión láser indique hacia un módulo de recepción láser,

- (S54) emisión de datos por el módulo de emisión láser con destino al módulo de recepción láser, comprendiendo dichos datos una o varias imágenes adquiridas por el sensor matricial (24) en el marco de la misión de observación del vehículo espacial.

2. Procedimiento (50) según la reivindicación 1, en el que los datos de referencia comprenden una imagen teórica de la zona de calibración.

3. Procedimiento (50) según la reivindicación 2, en el que el módulo de recepción láser está integrado en una estación en tierra y la zona de calibración es una zona terrestre.

4. Procedimiento (50) según la reivindicación 1 o 2, en el que la zona de calibración es una zona de cielo de modo que la imagen de calibración representa estrellas que se encuentran en el campo de visión del sensor matricial y los datos de referencia se determinan a partir de un catálogo de estrellas.

5. Procedimiento (50) según la reivindicación 4, en el que el módulo de recepción láser está embarcado en otro vehículo espacial en órbita terrestre.

6. Procedimiento (50) según la reivindicación 1, en el que la zona de calibración comprende una fuente luminosa de posición predeterminada y los datos de referencia comprenden una posición teórica de la fuente luminosa en la imagen de calibración, determinándose el error de indicación por comparación de una posición estimada de la fuente luminosa en la imagen de calibración con la posición teórica.

7. Procedimiento (50) según la reivindicación 6, en el que la fuente luminosa se ubica conjuntamente con el módulo de recepción láser.

8. Procedimiento (50) según una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en el que si el vehículo espacial tiene una velocidad de desplazamiento respecto al suelo Vsuelo y el instrumento de observación está asociado a una resolución espacial Rs según una dirección de desplazamiento, la adquisición de la imagen de calibración se realiza durante una duración llamada de inmovilización superior a Rs/Vsuelo durante la cual la posición del vehículo espacial se controla de modo que una huella en el suelo del campo de visión se mantiene inmóvil en la superficie de la Tierra.

9. Procedimiento (50) según una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, en el que las etapas del procedimiento se iteran para la emisión de datos hacia un mismo módulo de recepción láser, de modo que se alternan fases de calibración (PC<1>, PC<2>) y fases de emisión (PE<1>, PE<2>), realizando las fases de calibración la estimación del error de indicación y realizando las fases de emisión la emisión de datos hacia el mismo módulo de recepción láser.

10. Vehículo espacial (10) destinado a estar colocado en órbita desplazable alrededor de la Tierra (80) según una dirección de desplazamiento, que comprende:

- medios de control de posición del vehículo espacial,

- un instrumento de observación (20) asociado a un campo de visión fijo con referencia al vehículo espacial y definido por un sensor matricial (24) situado en un plano focal (PF) de una óptica del instrumento de observación, - un módulo de emisión láser (30) asociado a una línea de visión láser (31) fija con referencia al vehículo espacial, estando dicho módulo de emisión láser situado en el plano focal o en un plano focal secundario (PS) de la óptica o en un plano focal intermedio de una parte de la óptica,

- medios configurados para implementar un procedimiento de emisión de datos según una cualquiera de las reivindicaciones precedentes.

11. Vehículo espacial (10) según la reivindicación 10, en el que:

- teniendo dicho vehículo espacial (10) una inercia de cabeceo It y teniendo los medios de control de posición una capacidad Ct de formación de par de cabeceo, la relación Ct/It es superior a 0,01 s-2, y/o

- teniendo dicho vehículo espacial (10) una inercia de balanceo Ir y teniendo los medios de control de posición una capacidad Cr de formación de par de balanceo, la relación CA es superior a 0,01 s-2

12. Vehículo espacial (10) según la reivindicación 11, en el que la capacidad Ct es superior a 0,8 Nm y/o la capacidad Cr es superior a 0,8 Nm.

13. Vehículo espacial (10) según una cualquiera de las reivindicaciones 10 a 12, en el que los medios de control de posición comprenden al menos una rueda a reacción recuperadora de energía eléctrica y/o al menos un accionador giroscópico.

14. Vehículo espacial (10) según una cualquiera de las reivindicaciones 10 a 13, en el que el instrumento de observación comprende al menos dos espejos (M1, M2, M3, M4) fijos con referencia al vehículo espacial, y el módulo de emisión láser emite una radiación láser según la línea de visión láser mediante al menos dos espejos del instrumento de observación.

15. Vehículo espacial (10) según la reivindicación 14, en el que el instrumento de observación comprende una óptica de Korsch.