ES3025154T3 - Device for controlling the angular velocity of a spacecraft, and corresponding spacecraft - Google Patents

Abstract

La invención se refiere a un dispositivo (1) para controlar la velocidad angular de una nave espacial desmantelada (2) con el fin de facilitar las operaciones de retirada activa de la nave espacial como residuo espacial. Dicho dispositivo comprende un estator (3) y un rotor (4) móvil sobre un eje de rotación (A21) con respecto al estator. El estator (3) está diseñado para ser impulsado por la nave espacial (2) para su estabilización, y el rotor (4) está diseñado para orientarse según el campo magnético terrestre (5). El estator (3) comprende un cuerpo (6) no ferromagnético y eléctricamente conductor, mientras que el rotor (4) comprende un sistema magnetizado (7) configurado para inducir, en el estator (3), corrientes de Foucault que frenan el movimiento relativo del rotor (4) con respecto al estator (3). (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN

Dispositivo de control de velocidad angular de una nave espacial y nave espacial correspondiente

Campo de invención

El campo de la invención es aquel del control de actitud de naves espaciales, tales como los satélites.

La invención se refiere más particularmente a un dispositivo de control de velocidad angular de una nave espacial fuera de servicio.

Por tanto, la invención tiene aplicaciones, especialmente, pero no exclusivamente, para todas las naves espaciales para las cuales se deba considerar una operación de retirada al final de su vida útil.

Técnica anterior y sus inconvenientes

Las naves espaciales fuera de servicio contribuyen a la acumulación de desechos espaciales. La presencia en el espacio de tales desechos espaciales es una problemática, ya que constituye una contaminación en la medida en que los desechos en cuestión siguen trayectorias las cuales pueden cruzar la órbita de naves espaciales funcionales, lo cual crea riesgos de colisión. Además, las colisiones de desechos entre sí aumentan el número total de desechos, lo cual aumenta aún más el riesgo de colisión para las naves funcionales.

En este contexto, la normativa prevé que no se puede dejar un satélite fuera de servicio en órbita más de 25 años. Si un tal satélite vuela a una altura superior a aproximadamente 600 km, la resistencia atmosférica no es suficiente para hacerlo caer a la Tierra. Por tanto, ya sea que un tal satélite esté configurado para descender por sus propios medios o, si se avería antes de poder hacerlo, será necesario que otra nave espacial se una a él para hacerlo bajar a la Tierra.

Sin embargo, incluso en el caso de un satélite en órbita lo suficientemente baja como para que la resistencia atmosférica sea suficiente para hacerlo bajar a la Tierra, es conveniente verificar que no exista ningún riesgo asociado con una tal caída. Por ejemplo, si el satélite contiene demasiadas piezas susceptibles de sobrevivir en el reingreso atmosférico (acero, titanio, cerámicas), esto podría representar un riesgo en el suelo si el satélite reingresara pasivamente (es decir, en cualquier lugar). El satélite debe ser entonces capaz de efectuar un reingreso denominado controlado que requiere significativamente más combustible y operaciones más delicadas.

Asimismo, con el fin de capturar y desorbitar un desecho espacial tal como un satélite fuera de servicio, se conocen naves espaciales adaptadas para realizar maniobras tales como acoplarse a los desechos, de modo que formen un compuesto, como por ejemplo los satélites desorbitados tales como los descritos en las solicitudes EP2746163 y EP2671804. Sin embargo, se entiende que la velocidad de rotación del satélite fuera de servicio sigue siendo un factor limitante del éxito de la fase de captura para tales misiones. En efecto, es frecuente que un satélite fuera de servicio sea accionado por una velocidad angular significativa, ya sea por causa de un fallo fatal que también interrumpió la misión (fallo de propulsión, colisión con un desecho), o por causa de la acumulación de perturbaciones externas débiles (presión de radiación solar) en largos períodos. Además, incluso en el caso de una captura exitosa, la continuación inmediata de las operaciones para el control del compuesto es incompatible con una gran velocidad de rotación, especialmente cuando el satélite fuera de servicio está conectado al satélite desorbitador mediante enlaces flexibles, como por ejemplo un arpón o una red.

También se conoce la patente EP3538441 la cual enseña un proyectil que comprende un recinto externo separado por un fluido viscoso de un cuerpo interno magnetizado.

Se conoce el documento de patente EP0087628 titulado «Magnetic bearing wheel for an artificial satellite»de Mitsubishi electric.

Se conoce el documento de patente US3526795 titulado«TORQUE REACTION ATTITUDE CONTROL DEVICE»por PECS WILLIAM.

Se conoce el documento de patente US6191513 titulado«Stator-controlled magnetic bearing»de CHEN H MING.

Se conoce el documento de patente US4062509 titulado«Closed loop roll/yaw control System for satellites»de MUHLFELDER LUDWIG.

Existe una necesidad general de mejorar las técnicas de control de una nave espacial fuera de servicio.

Exposición de la invención

La invención se refiere a un dispositivo de control de velocidad angular para una nave espacial fuera de servicio que permite facilitar las operaciones de retirada activa de la nave espacial como desecho espacial. Un tal dispositivo de control de velocidad angular comprende un estator y un rotor móvil según un eje de rotación con respecto al estator, estando el estator destinado para ser impulsado por la nave espacial que se va a estabilizar, estando el rotor destinado para orientarse según el campo magnético terrestre. El estator comprende un cuerpo eléctricamente conductor y no ferromagnético mientras que el rotor comprende un sistema magnetizado configurado para inducir, en el estator, corrientes de Foucault de frenado de un movimiento relativo del rotor con respecto al estator.

Por tanto, la invención propone una solución nueva e inventiva para controlar la actitud de una nave espacial fuera de servicio (es decir, a bordo de la cual no hay ninguna fuente de energía disponible). Este objetivo se alcanza mediante un dispositivo de amortiguación magnética pasiva fijado a la estructura de la plataforma, donde un rotor equipado con imanes es libre de girar en el interior de un estator conductor no ferromagnético (es decir, de modo que no se magnetice con el tiempo). Los imanes del sistema magnetizado se colocan en frente del cuerpo, por ejemplo, de aluminio. Incluso si la nave espacial pivota, el rotor permanece alineado con el campo geomagnético: la velocidad angular diferencial entre el rotor y la plataforma crea corrientes de Foucault en el estator y, por tanto, disipa la energía cinética de rotación, tendiendo a detener la rotación de la nave espacial con respecto al campo magnético terrestre.

En algunos modos de realización, el rotor es guiado en al menos un alojamiento del estator, comprendiendo el rotor al menos un imán que coopera con al menos un contraimán dispuesto en el dicho alojamiento del estator, de modo que induzca una sustentación magnética del rotor con respecto al estator cuando el dispositivo de control de actitud está en microgravedad y también cuando el dispositivo de control de actitud está en gravedad terrestre. Dos imanes y contraimanes actúan, por ejemplo, en dos direcciones opuestas y según el eje de rotación del rotor.

Por tanto, se minimizan las fricciones al nivel del contacto entre el rotor y el estator.

En algunos modos de realización, el dispositivo de control de velocidad angular comprende medios de mantenimiento a distancia de zonas magnetizadas respectivas del estator y del rotor, estando los medios de mantenimiento a distancia dispuestos para resistir a los esfuerzos en el despegue y en el desenganche. Por tanto, los imanes y los contraimanes correspondientes no tienen que soportar el peso del rotor, por ejemplo, en presencia de gravedad o durante aceleraciones (por ejemplo, en el lanzamiento de un satélite que comprende un tal dispositivo).

En algunos modos de realización, los medios de mantenimiento a distancia comprenden al menos un anillo del rotor y un hombro del estator. El anillo está destinado para cooperar con el hombro dispuesto a distancia y en frente del anillo según una dirección axial y según una dirección radial. El anillo puede entrar en apoyo con el hombro, por ejemplo, durante la aceleración, garantizando así el mantenimiento a distancia. El hombro está dispuesto de modo que garantice una distancia mínima entre las zonas magnetizadas respectivas del estator y del rotor. En algunos modos de realización, el rotor comprende partes que constituyen un eje de pivote y un diafragma flexible. El anillo del rotor está conectado mecánicamente al eje de pivote mediante el diafragma. El anillo puede soportar el sistema magnetizado, mientras que el eje de pivote soporta el o los pares de imanes y contraimanes.

En la presente invención, un satélite puede comprender, por ejemplo, imanes para el frenado, imanes para la orientación con respecto al campo magnético terrestre e imanes y contraimanes para una sustentación del eje del rotor.

Por tanto, el eje de pivote no tiene que soportar la tensión mecánica que permite bloquear un movimiento de balanceo del eje de pivote con respecto al eje de rotación.

En algunos modos de realización, el sistema magnetizado comprende una pluralidad de imanes de frenado dispuestos según un plano perpendicular al eje de rotación del rotor.

En algunos modos de realización, los momentos magnéticos de los imanes de frenado se suman según un componente distinto de cero en el plano perpendicular al eje de rotación del rotor, de modo que los imanes de frenado también permitan una orientación del rotor según el campo magnético terrestre.

Una tal configuración permite combinar la función de brújula y la función de inducción de corrientes.

En algunos modos de realización, los momentos magnéticos de varios de los imanes de frenado son sustancialmente perpendiculares al plano perpendicular al eje de rotación del rotor, de modo que su campo magnético cruce el plano perpendicular al eje de rotación del rotor para inducir las corrientes de Foucault en al menos dos zonas del cuerpo del estator situadas en ambos lados del plano perpendicular al eje de rotación del rotor. El estator presenta, por ejemplo, un perfil en forma de U que llega alrededor y a ambos lados del anillo.

Por tanto, la cantidad de corrientes inducidas por un imán del rotor se duplica con respecto a una implementación en la cual el momento magnético del imán es sustancialmente paralelo al plano de rotación del rotor (es decir, perpendicular al eje de rotación del rotor).

En algunos modos de realización, los momentos magnéticos de varios de los imanes de frenado forman un ángulo oblicuo con respecto al dicho plano perpendicular al eje de rotación del rotor.

Una tal configuración permite combinar la función de brújula y la duplicación de las corrientes inducidas. La invención también se refiere a una nave espacial que comprende uno o varios dispositivos de control de velocidad angular tal como se describió anteriormente (según uno cualquiera de los modos de realización mencionados anteriormente).

En algunos modos de realización, la nave espacial comprende además medios de control de actitud según tres ejes adaptados para estabilizar la actitud de la nave espacial en funcionamiento. El o los dispositivos de control de velocidad angular de la nave espacial cuando está fuera de servicio actúan simultáneamente con los medios de control de actitud de la nave espacial en funcionamiento y ejercen una acción insignificante con respecto a estos medios de control de actitud de la nave espacial en funcionamiento. En algunos modos de realización, cada dispositivo de control de velocidad angular está dispuesto de modo que el eje de rotación del rotor forme un ángulo inferior o igual a 45° con un eje de mayor inercia de la nave espacial, tal como la nave espacial fuera de servicio tiende hacia un movimiento de rotación alrededor de este eje de mayor inercia.

Una primera ventaja de la invención es permitir la reducción de la velocidad angular del satélite que se va a capturar, de manera previa a su captura lo cual queda, por tanto, facilitado. Por tanto, la presente invención permite evitar que un satélite fuera de servicio sea accionado por una velocidad angular significativa, ya sea a causa de un fallo fatal que cause la interrupción de la misión tal como un fallo de propulsión, o una colisión con un desecho, o a causa de la acumulación de perturbaciones externas débiles causadas por ejemplo por una presión de radiación solar, en largos periodos.

Lista de las figuras

Otros objetivos, características y ventajas de la invención aparecerán más claramente con la lectura de la siguiente descripción, dada a título de simple ejemplo ilustrativo, y no limitativo, en relación con las figuras, entre las cuales:

[La Figura 1] representa un dispositivo de control de velocidad angular de una nave espacial según un ejemplo de realización de la invención;

[La Figura 2] representa un dispositivo de control de velocidad angular de una nave espacial según otro ejemplo de realización de la invención;

[La Figura 3a] representa una configuración de los imanes de frenado de un dispositivo de control de velocidad angular de una nave espacial según un ejemplo de realización de la invención;

[La Figura 3b] representa una configuración de los imanes de frenado de un dispositivo de control de velocidad angular de una nave espacial según otro ejemplo de realización de la invención;

[La Figura 4a] representa una vista detallada de una parte axial de un dispositivo de control de velocidad angular de una nave espacial según un ejemplo de realización de la invención, cuando el dispositivo está sometido a una primera tensión mecánica;

[La Figura 4b] representa una vista detallada de la parte axial del dispositivo de la [Figura 4a], cuando el dispositivo está sometido a una segunda tensión mecánica;

[La Figura 4c] representa una vista detallada de la parte axial del dispositivo de la [Figura 4a], cuando el dispositivo está sometido a una tercera tensión mecánica;

[La Figura 5] representa una vista en sección axial de un dispositivo de control de velocidad angular de una nave espacial equipada con un diafragma flexible según un ejemplo de realización de la invención;

[La Figura 6] representa un modelo simplificado de un dispositivo de control de velocidad angular de una nave espacial que permite predecir la constante de tiempo de desrotación de la nave espacial;

[La Figura 7] representa una nave espacial equipada con dos dispositivos de control de velocidad angular según un ejemplo de realización de la invención.

Descripción detallada de modos de realización de la invención

El principio general de la invención se basa en un dispositivo de control de velocidad angular de una nave espacial que permite, especialmente, facilitar las operaciones de retirada de la nave espacial como desecho espacial. Un tal dispositivo comprende un estator y un rotor móvil según un eje de rotación con respecto al estator, estando el estator destinado para ser impulsado por la nave espacial que se va a estabilizar, estando el rotor destinado para orientarse según el campo magnético terrestre. El estator comprende un cuerpo eléctricamente conductor y no ferromagnético mientras que el rotor comprende un sistema magnetizado configurado para inducir, en el estator, corrientes de Foucault de frenado de un movimiento relativo del rotor con respecto al estator. El rotor se comporta como una aguja de brújula gracias a un sesgo de momento magnético proporcionado por una disposición asimétrica de las polaridades de los imanes de frenado o gracias a los imanes de orientación dedicados. Por tanto, incluso en ausencia de una fuente de energía a bordo de la nave, el rotor permanece alineado con el campo magnético terrestre (función de brújula). La velocidad angular diferencial entre el rotor y la nave espacial crea corrientes de Foucault en el estator y, por tanto, disipa la energía cinética de rotación, tendiendo a detener el movimiento de rotación de la nave espacial con respecto al campo magnético terrestre. Por tanto, la velocidad de rotación de la nave espacial es controlada.

A continuación, se presenta, en relación con la [Figura 1] un dispositivo 1 de control de velocidad angular de una nave 2 espacial según un ejemplo de realización de la invención.

Como se describe más adelante en relación con la [Figura 7], el dispositivo 1 según la invención permite especialmente controlar la velocidad angular de la nave 2 espacial cuando esta última está fuera de servicio. Esto permite, por ejemplo, facilitar las operaciones de retirada activa de la nave 2 espacial como desecho espacial.

De regreso a la [Figura 1], el dispositivo 1 comprende un estator 3 y un rotor 4 móvil según un eje A21 de rotación del rotor 4 con respecto al estator 3. El estator es, por ejemplo, solidario del bastidor del satélite. Según la aplicación para el control de la velocidad angular de la nave 2 espacial, el estator 3 está destinado para ser impulsado por la nave 2 espacial que se va a estabilizar. El rotor 4 está por su parte destinado para orientarse según el campo 5 magnético terrestre.

Además, el estator 3 comprende un cuerpo 6 eléctricamente conductor, por ejemplo, de aluminio, mientras que el rotor 4 comprende un sistema 7 magnetizado configurado para inducir, en el estator 3, las corrientes de Foucault de frenado de un movimiento relativo del rotor 4 con respecto al estator 3.

Por tanto, se obtiene un dispositivo de amortiguación magnético pasivo destinado para ser fijado a la estructura de la nave 2 espacial, donde el rotor 4 equipado con el sistema 7 magnetizado es libre de girar en el interior de un estator 3.

El cuerpo 6 del estator 3 es eléctricamente conductor y no ferromagnético de modo que no se magnetice con el tiempo. El cuerpo 6 está, por ejemplo, hecho de aluminio o de cobre.

Además, según el ejemplo de realización de la [Figura 1], el sistema 7 magnetizado comprende, por un lado, imanes 18 de frenado y, por otro lado, imanes 19 de orientación. Los imanes 18 de frenado están configurados para inducir, en el estator 3, las corrientes de Foucault de frenado del movimiento relativo del rotor 4 con respecto al estator 3. Los imanes 19 de orientación están configurados para mantener la orientación del rotor 4 con respecto al campo 5 magnético terrestre (función de brújula).

A continuación, se presenta, en relación con la [Figura 2] un dispositivo 1 de control de velocidad angular según otro ejemplo de realización de la invención.

Según el ejemplo de realización de la [Figura 2], el sistema 7 magnetizado comprende una pluralidad de imanes 18a, 18b, 18c, 18d de frenado dispuestos según un plano P20 perpendicular al eje A21 de rotación del rotor 4 con respecto al estator 3.

Más particularmente, los momentos M22a y M22b magnéticos de los imanes 18a y 18b de frenado se suman según un componente distinto de cero en el plano P20 de modo que los imanes 18a y 18b de frenado permitan también una orientación del rotor 4 según el campo 5 magnético terrestre.

Por tanto, en este ejemplo de realización, los imanes 18 de frenado cumplen la función de los imanes 19 de orientación (función de brújula). Los imanes 18 de frenado y los imanes 19 de orientación son en este caso los mismos imanes.

A continuación, se presenta, en relación con la [Figura 3a] una configuración de los imanes 18 de frenado según un ejemplo de realización de la invención.

Más particularmente, los momentos M22 magnéticos de varios imanes 18 de frenado son en este caso sustancialmente paralelos al plano P20 perpendicular al eje A21 de rotación del rotor 4.

En una tal configuración radial, el radio de la trayectoria de las corrientes de Foucault inducidas se maximiza en el cuerpo 6. Por tanto, también se maximiza la disipación de energía.

Además, los mismos imanes 18 de frenado se pueden utilizar para garantizar también la función de orientación del rotor 4 con respecto al estator 3 como se describió más arriba en relación con la [Figura 2].

Según una tal configuración de los imanes 18 de frenado, es también más fácil controlar el tamaño del entrehierro entre los imanes 18 y el cuerpo 6 del estator 3 (por ejemplo, para abordar el problema de las vibraciones de lanzamiento, del juego libre en el pivote del rotor 4) o alojar imanes 18 con una relación de aspecto más grande (por ejemplo, una mayor altura de los imanes 18 permite un entrehierro más significativo).

Además, la carcasa del estator 3 puede ser de un material cualquiera, por ejemplo, plástico, con simplemente una pista 6 de material no ferromagnético (por ejemplo, de aluminio o de cobre) que forma un alojamiento o dispuesta en un alojamiento realizado en el estator 3, en frente de los imanes 18. Este alojamiento se extiende por ejemplo alrededor del estator con un perfil en forma de U. El estator comprende por ejemplo un anillo cilíndrico que entra en este alojamiento.

A continuación, se presenta, en relación con la [Figura 3b] una configuración de los imanes 18 de frenado según otro ejemplo de realización de la invención.

Más particularmente, los momentos M22 magnéticos de varios imanes 18 de frenado son en este caso sustancialmente perpendiculares al plano P20. En otras palabras, los momentos M22 magnéticos de los imanes 18 de frenado en cuestión son en este caso sustancialmente paralelos al eje A21 de rotación del rotor 4.

Por tanto, el campo magnético de los imanes 18 de frenado atraviesa el plano P20 para inducir las corrientes de Foucault en al menos dos zonas del cuerpo 6 del estator 3 situadas una frente a la otra a ambos lados del plano P20 en cuestión. Por tanto, las corrientes de Foucault inducidas son potencialmente el doble con respecto a una configuración radial de los imanes 18 de frenado tal como se ha descrito más arriba en relación con la [Figura 3a]. Sin embargo, en la configuración normal de los imanes 18 de frenado de la [Figura 3b], los imanes 18 de frenado no pueden cumplir al mismo tiempo la función de orientación del rotor 4 con respecto al estator 3. En este caso se necesitan imanes adicionales que cumplan la función de orientación del rotor 4 con respecto al estator 3, por ejemplo, los imanes 19 de orientación como se ha descrito más arriba en relación con la [Figura 1].

En otras implementaciones, los imanes adicionales que cumplen la función de orientación del rotor 4 con respecto al estator 3 son otros imanes 18 de frenado en configuración radial como se ha descrito más arriba en relación con la [Figura 3a]. Por tanto, se obtiene una configuración mixta con algunos imanes 18 de frenado en configuración normal y algunos imanes 18 de frenado en configuración radial.

En otras implementaciones, los momentos M22 magnéticos de varios imanes 18 de frenado forman un ángulo oblicuo con respecto al plano P20 perpendicular al eje A21 de rotación del rotor 4. Por ejemplo, los momentos M22 magnéticos en cuestión forman un ángulo con el eje A21 de rotación del rotor 4 comprendido entre 10 grados y 80 grados, de preferencia comprendido entre 30 grados y 60 grados. En una tal configuración, también se inducen las corrientes de Foucault a ambos lados del plano P20 en cuestión. Además, un componente distinto de cero del momento magnético total de los imanes 18 de frenado puede, por tanto, obtenerse en el plano P20 en cuestión. De esta manera, los imanes 18 de frenado también garantizan la función de orientación del rotor 4 con respecto al estator 3 (función de brújula).

A continuación, se presenta, en relación con la [Figura 4a], la [Figura 4b] y la [Figura 4c] la parte axial del dispositivo 1 de control de velocidad angular según un ejemplo de realización de la invención.

En la práctica, el rotor 4 debe ajustarse en el estator 3 con suficiente precisión para que los imanes 18 de frenado se desplacen típicamente a menos de 1 mm del cuerpo 6 del estator 3 sin nunca tocarse. Además, los medios de ajuste del rotor 4 al estator 3 deben inducir la menor fricción posible, de modo que el rotor 4 siempre sea libre de girar. La fricción debe ser una fracción del par magnético que impulsa el rotor 4. Esto no es necesariamente un problema para las condiciones en órbita, cuando las fuerzas y los pares que actúan sobre el rotor 4 son pequeños. Pero esto podría ser un problema durante las pruebas en tierra, con el fin de permitir la prueba del dispositivo 1 antes de ponerlo en órbita.

En este objetivo, el rotor 4 es, en este caso, guiado en un alojamiento 10a, 10b correspondiente del estator 3. En el presente ejemplo de realización, son los dos extremos de un eje 4 de pivote del rotor 4 los cuales están guiados en un alojamiento 10a, 10b correspondiente del estator 3. En otros ejemplos de realización, el rotor 4 no comprende un eje 4 de pivote como tal. En este caso son, por ejemplo, rótulas dispuestas a lo largo del eje A21 de rotación y destinadas para ser guiadas cada una con un alojamiento correspondiente del estator 3.

De regreso con la [Figura 4a], la [Figura 4b] y la [Figura 4c], cada extremo del eje 8 de pivote comprende uno (o más) imanes 11a, 11b que cooperan con uno (o más) contraimanes 12a, 12b dispuestos en el alojamiento 10a, 10b correspondiente del estator 3. Por tanto, se induce una sustentación magnética del rotor 4 con respecto al estator 3 cuando el dispositivo 1 de control de actitud está en microgravedad, pero también cuando el dispositivo 1 de control de actitud está en gravedad terrestre. Por tanto, es posible probar el dispositivo 1 en el suelo.

Por ejemplo, el rango autorizado de movimiento a lo largo del eje A21 de rotación para el rotor 4 es tal que, en la Tierra (es decir, bajo 1 g) y cuando el dispositivo está dispuesto de modo que el eje A21 esté vertical, la suspensión magnética del rotor 4 con respecto al estator 3 vinculado al par de imán 11a, 11b/contraimán 12a, 12b que se encuentra en la parte superior del dispositivo 1 tiene un efecto insignificante sobre el eje 8 de pivote. De la misma manera, en órbita (es decir, bajo cero g o en microgravedad), las dos suspensiones vinculadas a los dos pares de imán 11a, 11b/contraimán 12a, 12b tienen un efecto insignificante sobre el eje 8 de pivote cuando este último se encuentra a la mitad de su rango de movimiento autorizado en traslación a lo largo del eje A21, lo cual hace que la fricción sea aún más débil.

En otros ejemplos de realización, el rotor 4 y el estator 3 no están equipados con tales pares de imán 11a, 11b/contraimán 12a. La fricción se reduce, por ejemplo, a través de medios mecánicos del tipo cojinetes de bolas o materiales que reducen las fricciones.

De regreso a la [Figura 4a], la [Figura 4b] y la [Figura 4c], el dispositivo 1 de control de velocidad angular debe resistir a las cargas de lanzamiento sin ningún mecanismo de sujeción, siendo el rotor 4 libre de desplazarse en cualquier momento. Sin embargo, con el fin de minimizar las fricciones, es necesaria una tolerancia mecánica distinta de cero entre el rotor 4 y el estator 3. Potencialmente, puede haber un juego mecánico entre el rotor 4 y el estator 3 cuando el rotor 4 alcanza los extremos de su rango de movimiento autorizado en traslación y en rotacional. El eje 8 de pivote y los pares de imán 11a, 11b/contraimán 12a, 12b no están necesariamente diseñados para soportar el peso del rotor 4 o los choques.

Para abordar este problema, el dispositivo 1 de control de velocidad angular comprende, en este caso, medios de mantenimiento a distancia de las zonas magnetizadas respectivas del estator 3 y del rotor 4, es decir las zonas en las cuales se implementan los pares de imán 11a, 11b/contraimán 12a, 12b. Los medios de mantenimiento a distancia en cuestión están dispuestos para resistir esfuerzos tanto en el despegue como en el desenganche, y esto para las 3 posibles traslaciones entre el rotor 4 y el estator 3 (las 3 traslaciones en cuestión están indicadas por las flechas punteadas en las [Figura 4a], [Figura 4b] y [Figura 4c]).

Según el presente ejemplo de realización, los medios de mantenimiento a distancia comprenden un anillo 15 del rotor 4 y un hombro 16 del estator 3. El anillo 15 está destinado para cooperar con el hombro 16 dispuesto a distancia y en frente del anillo 15 según una dirección axial y según una dirección radial. Más particularmente, el hombro 16 está dispuesto de modo que garantice una distancia mínima entre las zonas magnetizadas respectivas del estator 3 y del rotor 4.

En otros ejemplos de realización, se implementan varios anillos en el rotor 4. Los anillos en cuestión están configurados para cooperar con los hombros correspondientes del estator 3.

En otros ejemplos de realización, se consideran otras formas de medios de mantenimiento a distancia. Por ejemplo, el (o los) anillo se puede implementar en el estator 3 y el hombro (o los hombros) correspondiente se implementa en el rotor 4.

A continuación, se presenta, en relación con la [Figura 5] un dispositivo 1 de control de velocidad angular equipado con un diafragma 17 flexible según otro ejemplo de realización de la invención.

Más particularmente, el anillo 15 del rotor 4 está conectado mecánicamente al eje 8 de pivote mediante el diafragma 17. El diafragma 17 está configurado para que, cuando un movimiento de balanceo que tiende a hacer desviar el eje 8 de pivote se imprime en el rotor 4 (movimiento de balanceo simbolizado por la flecha punteada en la [Figura 5]):

- en un primer momento, cada uno de los dos extremos del eje 8 de pivote llega a una posición de apoyo contra una pared del alojamiento 10a, 10b correspondiente del estator 3 mientras el diafragma 17 permanece sin flexionar; luego

- en un segundo momento, permaneciendo los dos extremos del eje 8 de pivote en la posición de apoyo, la flexión del diafragma 17 provoca que el anillo 15 y los hombros 16 lleguen en tope para bloquear el movimiento de balanceo del rotor 4 en una posición que garantiza un espacio mínimo entre los imanes 18 de frenado y el estator 3.

Por tanto, durante un tal movimiento de balanceo, se evita que el rotor 4 toque el estator 3 garantizando al mismo tiempo que el eje 8 de pivote no tenga que soportar la tensión mecánica que permite bloquear el movimiento de balanceo en cuestión.

A continuación, se presenta, en relación con la [Figura 6] un modelo simplificado del dispositivo 1 de control de velocidad angular según un ejemplo de realización de la invención.

Más particularmente, un tal modelo permite estimar la constante de tiempo de desrotación de una nave espacial a la cual se va a fijar un dispositivo de control de velocidad angular según la presente técnica.

Como hipótesis simplificadora, se considera, en este caso, un imán 18 de frenado con una longitud b suficientemente grande con respecto a su ancho a como para que pueda considerarse infinito. El imán 18 de frenado está alojado radialmente en la periferia de un rotor 4 cilíndrico de longitud infinita a lo largo de su eje (eje y) y radio R. El imán 18 de frenado se desplaza a una distancia supuestamente infinitesimal £ (= entrehierro) de una carcasa metálica cilindrica, también de longitud infinita a lo largo del eje del cilindro, modelando el estator 3.

El imán 18 está magnetizado radialmente y su altura h a lo largo de la dirección radial es lo suficientemente grande con respecto a su ancho para que también pueda considerarse infinita. Debido a la altura infinita del imán 18, el campo B magnético generado por el imán 18 en su superficie se aproxima al valor asintótico, caracterizado por la remanencia, Br, del material:

[Matemática ‘]

Según un tal modelo unidimensional, el campo eléctrico y las corrientes tienen componentes distintos de cero únicamente a lo largo del eje y. Esto simplifica el análisis, ya que la ley de Maxwell-Faraday:

[tolemaica;)

d B

V xE=

d t

se reduce a una sola ecuación diferencial:

con R el radio del cilindro y u> la velocidad angular de rotación del cilindro alrededor de su eje. Como el campo eléctrico y el campo magnético son cero en el infinito, la integración según x de la ecuación [Matemática 3] es simple. El resultado es que el campo eléctrico axial es proporcional al campo magnético radial según la siguiente relación:

[iiiaracu)

Br

Ey<=>—B ■ R(i><= ----- — ■>Hat

La potencia eléctricaPdisipada por unidad de volumen V de la carcasa del estator 3 (considerando un material de resistividad P) para un solo imán 18 es entonces:

Con el fin de obtener la potencia eléctricaPtotal disipada, la relación anterior debe integrarse sobre el volumen donde se produce el fenómeno, se supone que es e * a * b (donde e es el espesor de la carcasa del estator 3, a es el ancho del imán en la dirección tangencial, b es la longitud real y finita del imán a lo largo de y). Por tanto, se obtiene:

Cuando se considera un rotor 4 con n imanes 18 de frenado, la potencia total disipada se supone proporcional a n (suponiendo que los imanes 18 no interactúan entre sí). Cuando el estator 3 es impulsado por la nave 2 espacial para estabilizarse y el rotor permanece orientado según el campo magnético terrestre, la potencia eléctricaPtotal disipada corresponde en realidad a una pérdida de energía cinética del satéliteE=lm>con / la inercia de la nave 2 espacial para estabilizarse alrededor del eje del cilindro. Por tanto, se obtiene:

A partir de la relación anterior se puede deducir una constante de tiempo r para la disminución exponencial de la velocidad angular:

[uamul|

Ci) _ 4pl

cu BfR1 • neab

A título de ejemplo, una constante de tiemporde 28 días se obtiene para los siguientes valores de los parámetros de la ecuación [Matemática 8]:

- Número de imanes 18, n : 8;

- ancho de un imán 18 en la dirección tangencial,

a : 3 mm;

- longitud real del imán a lo largo de y, b : 15 mm;

- espesor de la carcasa del estator 3, e : 1 mm;

<- resistividad del material, p : 2,7*10>'8<Q.m;>

- radio del rotor 4, R : 2,5 cm;

- remanencia de un imán, Br : 1T; e

<- inercia de la nave 2 espacial para estabilizarse alrededor del eje del cilindro, I : 5000 kg.m>2<.>

A continuación, se presenta, en relación con la [Figura 7] una nave 2 espacial equipada con dos dispositivos 1 de control de velocidad angular según un ejemplo de realización de la invención.

De manera más particular, el estator 3 de cada dispositivo 1 está fijado a la nave 2 espacial de modo que sea impulsado por la nave 2 espacial. El rotor 4 de cada dispositivo 1 está orientado según el campo 5 magnético terrestre.

Según el presente ejemplo de realización, se implementan dos dispositivos 1 de control de velocidad angular en la nave 2 espacial para estabilizarla cuando está fuera de servicio. En efecto, un dispositivo 1 de control de velocidad angular según la presente técnica no puede teóricamente amortiguar las velocidades angulares normales a su eje. Sin embargo, una nave 2 espacial fuera de servicio tenderá naturalmente a seguir un movimiento de rotación alrededor de su eje principal de inercia máxima. Por tanto, si un tal dispositivo 1 de control de velocidad angular no se instala de modo que tenga su eje A21 de rotación estrictamente perpendicular al eje principal de inercia máxima, se puede esperar observar tasas de rotación angulares residuales.

Por tanto, si un solo dispositivo 1 de control de velocidad angular es en teoría suficiente para amortiguar la rotación de la nave 2 espacial alrededor de los 3 ejes de inercia, en la práctica puede ser interesante implementar dos o tres dispositivos 1 de control de velocidad angular con fines de redundancia.

Sin embargo, en otros ejemplos de realización, la nave 2 espacial está equipada con un solo dispositivo 1 de control de velocidad angular.

En algunos ejemplos de realización, el eje A21 de rotación del rotor 4 del (o de los) dispositivo 1 de control de velocidad angular forma un ángulo inferior o igual a 45° con el eje de mayor inercia de la nave 2 espacial (eje denotado «I<máx>» en la [Figura 7]), de tal manera que la nave 2 espacial fuera de servicio tienda hacia un movimiento de rotación alrededor de este eje de mayor inercia. En efecto, la rotación de la nave 2 espacial tenderá naturalmente hacia una rotación alrededor de su eje de mayor inercia (fenómeno denominado como«fíat spin»según la terminología anglosajona). Por tanto, una disposición según la cual el o los ejes A21 de rotación del o de los rotores 4 del o de los dispositivos 1 de control de velocidad angular forman un ángulo inferior o igual a 45° con el eje de mayor inercia de la nave 2 espacial permite garantizar una disipación de la energía cinética de rotación de la nave 2 espacial alrededor de su eje de mayor inercia que tiene por consecuencia frenar la rotación de la nave espacial.

La nave 2 espacial activa comprende además medios de control de actitud según tres ejes adaptados para estabilizar la actitud de la nave espacial en funcionamiento. El o los dispositivos 1 de control de velocidad angular actúan simultáneamente con los medios de control de actitud de la nave espacial en funcionamiento, pero ejercen una acción insignificante con respecto a estos medios de control de actitud de la nave espacial en funcionamiento.

De este modo, el o los dispositivos 1 de control de velocidad angular tienen un efecto insignificante en el control de actitud de la nave 2 espacial cuando esta última está en funcionamiento, pero permiten controlar la velocidad angular de la nave 2 espacial cuando esta última está fuera de servicio.

Claims (12)

REIVINDICACIONES

1. Dispositivo (1) de control de velocidad angular de una nave (2) espacial fuera de servicio que permite facilitar las operaciones de retirada activa de la nave espacial como desecho espacial, que comprende un estator (3) y un rotor (4) móvil según un eje (A21) de rotación con respecto al estator, estando el estator (3) destinado para ser impulsado por la nave (2) espacial que se va a estabilizar, estando el rotor (4) destinado para orientarse según el campo magnético (5) terrestre,

donde el estator (3) comprende un cuerpo (6) eléctricamente conductor y no ferromagnético mientras que el rotor (4) comprende un sistema (7) magnetizado configurado para inducir, en el estator (3), las corrientes de Foucault de frenado de un movimiento relativo del rotor (4) con respecto al estator (3).

2. Dispositivo (1) de control de velocidad angular según la reivindicación 1, en el cual el rotor (4) es guiado en al menos un alojamiento (10a, 10b) del estator (3), comprendiendo el rotor al menos un imán (11a, 11b) que coopera con al menos un contraimán (12a, 12b) dispuesto en el dicho alojamiento del estator, de modo que se induce una sustentación magnética del rotor (4) con respecto al estator (3) cuando el dispositivo (1) de control de actitud está en microgravedad y también cuando el dispositivo (1) de control de actitud está en gravedad terrestre.

3. Dispositivo (1) de control de velocidad angular según la reivindicación 1 o 2, que comprende medios de mantenimiento a distancia de zonas magnetizadas respectivas del estator y del rotor, estando los medios de mantenimiento a distancia dispuestos para resistir esfuerzos en el despegue y en el desenganche.

4. Dispositivo (1) de control de velocidad angular según la reivindicación 3, en el cual los medios de mantenimiento a distancia comprenden al menos un anillo (15) del rotor y un hombro (16) del estator (3), estando el dicho anillo destinado para cooperar con el dicho hombro (16) dispuesto a distancia y en frente del dicho anillo (15) según una dirección axial y según una dirección radial, estando el dicho hombro (16) dispuesto de manera que garantice una distancia mínima entre las zonas magnetizadas respectivas del estator y del rotor.

5. Dispositivo (1) de control de velocidad angular según la reivindicación 4, en el cual el rotor comprende partes que constituyen un eje (8) de pivote y un diafragma (17) flexible, estando el dicho anillo (15) del rotor conectado mecánicamente al eje (8) de pivote mediante el diafragma (17).

6. Dispositivo (1) de control de velocidad angular según una de las reivindicaciones 1 a 5, en el cual el sistema magnetizado comprende una pluralidad de imanes (18a, 18b, 18c, 18d) de frenado dispuestos según un plano (P20) perpendicular al eje (A21) de rotación del rotor.

7. Dispositivo (1) de control de velocidad angular según la reivindicación 6, en el cual los momentos (M22a, M22b) magnéticos de los imanes de frenado se suman según una componente distinta de cero en el dicho plano perpendicular al eje de rotación del rotor, de modo que los imanes de frenado permiten también una orientación del rotor según el campo magnético terrestre.

8. Dispositivo (1) de control de velocidad angular según la reivindicación 6 o 7, en el cual los momentos magnéticos de varios de los imanes de frenado son sustancialmente perpendiculares al dicho plano perpendicular al eje de rotación del rotor, de modo que su campo magnético cruce el dicho plano perpendicular al eje de rotación del rotor para inducir las corrientes de Foucault en al menos dos zonas del cuerpo del estator situadas en ambos lados del dicho plano perpendicular al eje de rotación del rotor.

9. Dispositivo (1) de control de velocidad angular según una de las reivindicaciones 6 a 8, en el cual los momentos magnéticos de varios de los imanes de frenado forman un ángulo oblicuo con respecto al dicho plano perpendicular al eje de rotación del rotor.

10. Nave (2) espacial que comprende al menos un dispositivo (1) de control de velocidad angular según una de las reivindicaciones 1 a 9.

11. Nave (2) espacial según la reivindicación anterior, que comprende además medios de control de actitud según tres ejes adaptados para estabilizar la actitud de la nave espacial en funcionamiento, actuando el dicho dispositivo (1) de control de velocidad angular simultáneamente con los medios de control de actitud de la nave espacial en funcionamiento y ejerciendo una acción insignificante con respecto a estos medios de control de actitud de la nave espacial en funcionamiento.

12. Nave (2) espacial según la reivindicación 10 o 11, en la cual el dicho dispositivo (1) de control de velocidad angular está dispuesto de modo que el eje de rotación del rotor forme un ángulo inferior o igual a 45° con un eje de mayor inercia de la nave espacial, de tal manera que la nave espacial fuera de servicio tienda hacia un movimiento de rotación alrededor de este eje de mayor inercia.