ES2345494T3 - Aparato para un vehiculo espacial geosincrono para extension de la vida util. - Google Patents
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Abstract
Vehículo (26) espacial para extensión de la vida útil de satélites, que comprende: un instrumento (14) mecánico adaptado para su conexión a un vehículo (25) espacial principal, teniendo el vehículo (25) espacial principal un centro (70a) de masa de vehículo espacial principal y un punto de conexión configurado para alojar el instrumento (14) mecánico; un dispositivo (16) de extensión de barquillas de propulsores; una primera barquilla (13) de propulsores y una segunda barquilla (17) de propulsores fijadas al dispositivo (16) de extensión de barquillas de propulsores, comprendiendo la primera barquilla (13) de propulsores un primer propulsor (19); y una lógica configurada para guiar el vehículo (26) espacial para extensión de la vida útil de satélites hacia el vehículo (25) espacial principal, y atracar el vehículo (26) espacial para extensión de la vida útil de satélites en el vehículo (25) espacial principal para crear un vehículo (30) espacial combinado fijando el instrumento (14) mecánico al punto de conexión en el vehículo (25) espacial principal; caracterizado porque el primer propulsor está fijado de manera rotatoria a la primera barquilla (13) de propulso- res; y la lógica está configurada además para calcular un centro (70b) de masa de vehículo espacial combinado del vehículo (30) espacial combinado y para calcular un valor de rotación angular para encender el primer propulsor (19) basándose en el centro (70b) de masa de vehículo espacial combinado calculado.
Description
Aparato para un vehículo espacial geosíncrono
para extensión de la vida útil.
En el campo de los vuelos espaciales, se han
usado sistemas tripulados y no tripulados para el atraque en, y la
extensión de la vida útil, el control o la eliminación de, otro
vehículo espacial, por ejemplo, satélites. A este respecto, un
"módulo de mando/servicio Apollo" atracó en y modificó la
órbita de un módulo lunar, el cohete no tripulado
"Atlas/Agena" atracó en el "Gemini X", "XI" y
"XII" y modificó la órbita del sistema acoplado, y
"Progress" atracó en, impulsó y posteriormente desorbitó de
manera segura la estación espacial rusa Mir. Además, Progress
atraca en y mantiene la órbita de la Estación Espacial Internacional
(ISS) de la Administración Nacional de Aeronáutica y del
Espacio/Agencia Espacial Europea/Rusa (NASA/ESA/Rusa).
Se han diseñado otros sistemas para proporcionar
capacidades de repotenciación. Por ejemplo, la NASA diseñó un
vehículo de maniobra orbital en 1986 que estaba diseñado para
repotenciar el telescopio espacial Hubble, el observatorio de rayos
gamma y otros tipos de carga útil de empresas privadas y del
gobierno. Además, la ESA está construyendo actualmente el vehículo
de transferencia automatizado (ATV), para entregar suministros y
realizar la repotenciación de la ISS. Recientemente se han llevado a
cabo o están en curso otros esfuerzos para el encuentro y o atraque
de vehículos espaciales diferentes. La agencia espacial alemana,
Deutschen Zentrum für Luft- und Raumfahrt (DLR) y la Agencia
Nacional de Desarrollo Espacial de Japón (NASDA) realizaron un
experimento de atraque en órbita en 1998 denominado
ETS-VII (GETEX) que demostró muchos conceptos
relacionados con las operaciones de proximidad de múltiples
vehículos espaciales así como el atraque robótico. También
abordaron el asunto del diseño de sistemas en cuanto a la cantidad
de movimiento impartida a un sistema de vehículos espaciales
combinados mediante el uso de brazos robóticos. La Agencia de
Investigación de Proyectos Avanzados de Defensa (DARPA) está
financiando actualmente la misión Orbital Express así como la misión
de encuentro "Demonstration of Autonomous Rendezvous
Technology" (DART). Sin embargo, ninguna de estas misiones está
dirigida a vehículos espaciales en órbita geoestacionaria.
Normalmente, la vida útil de un vehículo
espacial en órbita geoestacionaria terrestre (GEO) está por encima
de los 15 años y está limitada principalmente por el agotamiento del
combustible de mantenimiento de la órbita. Este combustible es
necesario para mantener la posición del vehículo espacial por encima
del ecuador terrestre en una altitud orbital de aproximadamente
35.800 kilómetros. La posición orbital de un vehículo espacial GEO
se ve influenciada fundamentalmente por las diferentes fuerzas
gravitacionales ejercidas por la Tierra, la Luna y el Sol,
denominadas conjuntamente "fuerzas gravitacionales" a
continuación en el presente documento. Tales fuerzas
gravitacionales dan como resultado una desviación del vehículo
espacial respecto a la posición orbital deseada, denominada
"desviación del vehículo espacial" a continuación en el
presente documento. La desviación del vehículo espacial es
inaceptable para la provisión de servicios desde estas ubicaciones y
normalmente se desea minimizar tal desviación.
La desviación del vehículo espacial se presenta
de dos formas, es decir, desviación de semieje mayor y desviación
en inclinación. La desviación del vehículo espacial de semieje mayor
da como resultado una desviación este/oeste respecto a la posición
orbital deseada y se denominada "desviación este/oeste" a
continuación en el presente documento. La desviación del vehículo
espacial en inclinación da como resultado un desplazamiento del
vehículo espacial que es ortogonal con respecto al semieje mayor de
la órbita del vehículo espacial. La desviación del vehículo
espacial en inclinación requiere aproximadamente diez veces más
energía para su corrección que la desviación del vehículo espacial
de semieje mayor. La desviación en inclinación se denomina
"desviación norte/sur" a continuación en el presente
documento. Normalmente tanto la desviación este/oeste como norte/sur
se corrigen mediante un equipo de propulsores de vehículo
espacial.
En la jerga técnica ha de tenerse en cuenta que
órbita geosíncrona se refiere a una órbita, mediante la cual la
velocidad orbital de un vehículo espacial es equivalente a la
velocidad de rotación de la Tierra. "Órbita geoestacionaria"
(GEO) es un término que se refiere a una órbita con cero grados de
inclinación alrededor de la Tierra que tiene un periodo de
aproximadamente 24 horas, es decir, un vehículo espacial en órbita
GEO parece que está suspendido inmóvil con respecto a la posición
de una persona en la Tierra. Por tanto, un satélite en órbita GEO
viaja a una velocidad igual a la de la rotación de la Tierra con el
fin de permanecer en una posición relativamente fija con respecto a
la Tierra. Con el fin de permanecer en el plano ecuatorial (cero
grados o Cinturón de Clarke) así como a una altitud deseada (a 80
km), normalmente se emplea un sistema de propulsión.
Es relativamente simple en términos de energía
compensar la desviación este/oeste encendiendo propulsores a lo
largo del vector de velocidad o hacia el nadir/cenit, debido a que
la desviación este/oeste es una variación en la excentricidad o el
periodo de la órbita. Sin embargo, es más difícil compensar la
desviación norte/sur descrita en el presente documento.
Obsérvese que la desviación norte/sur y
este/oeste con respecto a la posición de una vehículo espacial
geoestacionario están completamente aisladas de cualquier
perturbación de la actitud del vehículo espacial que se deba a un
momento por gradiente de gravedad, un momento solar o un momento por
desplazamiento mecánico interno debido al movimiento de componentes
o al agotamiento del combustible en los tanques internos.
Normalmente, tales desplazamientos de la actitud se compensan
mediante el uso del sistema de propulsión y los propulsores
descritos anteriormente y/o dispositivos de manejo de la cantidad
de movimiento. El documento
US-A-4880187 da a conocer un
vehículo espacial modular multiuso que puede adaptarse rápida y
fácilmente para realizar una variedad de misiones espaciales de
corto y largo alcance, tales como misiones de mantenimiento en
órbita y similares. El vehículo espacial modular multiuso comprende
un vehículo espacial de corto alcance completamente integrado que
incluye uno o más equipos de propulsión modulares relativamente
pequeños que proporcionan capacidad de propulsión para misiones de
relativamente corto alcance y requisitos de maniobra a corta
distancia. La capacidad de propulsión de mayor alcance se
proporciona mediante un módulo de propulsión más grande en
comparación diseñado para un montaje anidado desmontable dentro de
una cámara con un lado abierto en el vehículo de corto alcance.
Mecanismos de cerrojo relativamente simples y de fácil
funcionamiento mantienen los equipos de propulsión y el módulo de
propulsión en el vehículo espacial de corto alcance en posiciones
preseleccionadas con instalaciones eléctricas relativamente simples
conectadas entre sí para proporcionar una interfaz de control con el
vehículo espacial de corto alcance. Los equipos de propulsión y/o
el módulo de propulsión pueden reemplazarse o retirarse según se
requiera para reabastecer con combustible el vehículo espacial
modular o adaptar el vehículo espacial para una misión espacial
particular. Un vehículo espacial modular multiuso puede adaptarse
rápida y fácilmente para realizar una variedad de misiones
espaciales de corto y largo alcance, tales como misiones de
mantenimiento en órbita y similares. El vehículo espacial modular
multiuso comprende un vehículo espacial de corto alcance
completamente integrado que incluye uno o más equipos de propulsión
modulares relativamente pequeños que proporcionan capacidad de
propulsión para misiones de relativamente corto alcance y requisitos
de maniobra a corta distancia. La capacidad de propulsión de mayor
alcance se proporciona mediante un módulo de propulsión más grande
en comparación diseñado para un montaje anidado desmontable dentro
de una cámara con un lado abierto en el vehículo de corto alcance.
Mecanismos de cerrojo relativamente simples y de fácil
funcionamiento mantienen los equipos de propulsión y el módulo de
propulsión en el vehículo espacial de corto alcance en posiciones
seleccionadas previamente con instalaciones eléctricas
relativamente simples conectadas entre sí para proporcionar una
interfaz de control con el vehículo espacial de corto alcance. Los
equipos de propulsión y/o el módulo de propulsión pueden
reemplazarse o retirarse según se requiera para reabastecer con
combustible el vehículo espacial modular o adaptar el vehículo
espacial para una misión espacial particular.
El documento
US-B1-6484973 enseña aparatos y
métodos para realizar operaciones de proximidad en satélites tales
como inspección, recuperación y extensión de la vida útil de un
satélite objetivo mediante la operación de un vehículo espacial de
"inspección, recuperación y extensión de satélites"
("SIRE") que puede operar en los siguientes modos:
teleoperado, automático y autónomo. El concepto SIRE consiste además
en los métodos y técnicas usados para realizar determinadas
operaciones (en órbita) incluyendo, pero sin limitarse a, la
inspección, el mantenimiento, la recuperación y la extensión de la
vida útil de satélites, vehículos espaciales, sistemas espaciales,
plataformas espaciales, y otros vehículos y objetos en el espacio,
definidos colectivamente como "satélites objetivo". Los tres
tipos básicos de misiones de proximidad SIRE se definen como
"extensión de la vida útil", "recuperación" y
"utilidad". Un sistema remoto de cabina de mando se proporciona
para permitir el control humano del vehículo espacial SIRE durante
las operaciones de proximidad.
El documento
US-A-5765780 se refiere a un método
de simultáneamente realizar una maniobra de traslación de un
vehículo espacial mediante un propulsor y descargar la cantidad de
movimiento desde el vehículo espacial durante un periodo de tiempo
P. El método conlleva alinear el propulsor a lo largo de un vector
de empuje que está fijo durante el periodo de tiempo P, estando el
vector de empuje alineado con el centro de masa del vehículo
espacial en un tiempo P/2, y encender el propulsor durante todo el
periodo de tiempo P.
De manera general, la presente descripción se
refiere a un vehículo espacial para extensión de la vida útil de
satélites (SLES, Satellite Life Extension Spacecraft) para su
fijación a un vehículo espacial principal en órbita GEO o previsto
para órbita GEO según la reivindicación 1.
Una realización a modo de ejemplo de un SLES
según la presente descripción comprende a instrumento mecánico
adaptado para su conexión a un vehículo espacial principal, un
dispositivo de extensión de barquillas de propulsores, una primera
barquilla de propulsores y una segunda barquilla de propulsores
fijadas al dispositivo de extensión de barquillas de propulsores,
estando la primera barquilla situada con respecto a la segunda
barquilla de manera que el centro de masa de un vehículo espacial
combinado que comprende el SLES y un vehículo espacial principal
puede determinarse en relación con la primera y la segunda
barquilla.
Además un método según la presente descripción
comprende las etapas de: calcular un centro de gravedad de un
vehículo espacial principal/secundario; calcular un ángulo de
rotación de un propulsor alrededor de una suspensión cardán
basándose en una variación en un centro de gravedad; y variar la
posición del propulsor para reflejar el ángulo de rotación
calculado.
La figura 1 ilustra un sistema de referencia
inercial centrado en la Tierra que ilustra la trayectoria orbital
en forma de ocho de un vehículo espacial que orbita de manera
geoestacionaria con respecto a un sistema de referencia inercial
centrado en la Tierra con una perturbación de inclinación, que se ha
exagerado para mayor claridad.
La figura 2 es una representación simplificada
de un sistema de extensión de la vida útil de satélites (SLES) a
modo de ejemplo según la presente descripción.
La figura 3 es una representación simplificada
de un larguero a modo de ejemplo y barquillas de propulsores
montadas tal como se muestra en la figura 2.
La figura 4 es un diagrama de bloques de la
lógica de control funcional según un SLES a modo de ejemplo de la
presente descripción.
La figura 5 es una representación del SLES
representado en la figura 2 en una configuración de atraque en un
vehículo espacial principal.
La figura 6 ilustra vectores direccionales que
indican una dirección de empuje asociada con un sistema de
propulsión a modo de ejemplo del SLES representado en la figura
2.
La figura 7 es un diagrama de flujo que ilustra
la lógica de decisión asociada con el procedimiento de determinación
del centro de masa del sistema de vehículo espacial
principal/secundario combinado.
La presente descripción se refiere a un sistema
de extensión de la vida útil de vehículos espaciales (SLES), que
hace referencia a un aparato para vehículo espacial que se usa para
extender la vida útil de un satélite principal de órbita GEO o
asociado a GEO. Generalmente, el SLES atraca en el satélite
principal y asume las operaciones de control y mantenimiento, tales
como, por ejemplo, que el SLES se hace cargo de las funciones de
mantenimiento de la órbita del satélite y/o el sistema de control de
la actitud del satélite. Obsérvese que "mantenimiento de la
órbita" se refiere a tareas asociadas con posicionar el satélite
con respecto a la Tierra en el plano de la órbita, y "control de
la actitud" se refiere a tareas asociadas con orientar el
satélite con respecto a un sistema de referencia inercial o
centrado en la Tierra.
Al hacerse cargo de las funciones de
mantenimiento de la órbita y el control de la actitud, el SLES
extiende la vida útil y el potencial de rendimiento del satélite,
produciendo de ese modo una ventaja económica significativa a un
operador del satélite. Para mayor claridad, el SLES se denomina
"vehículo espacial secundario" a continuación en el presente
documento, el satélite se denomina "vehículo espacial
principal" a continuación en el presente documento y el vehículo
espacial que resulta del atraque del SLES en el satélite se denomina
"vehículo espacial principal/secundario" a continuación en el
presente documento.
La figura 1 muestra de manera general la Tierra
33 y una línea 31 representativa del plano ecuatorial de la Tierra
33. Un satélite en órbita GEO viaja a lo largo de la línea 31 a una
velocidad, que permite que la posición del satélite permanezca
relativamente estática con respecto a la Tierra 33. Al viajar de
este modo a lo largo de la línea 31, un satélite en órbita GEO
también viaja a lo largo de la trayectoria 34 en forma de ocho
debido a las fuerzas gravitacionales de la Tierra 33, la Luna (no
mostrada) y el Sol (no mostrado). Por tanto, el satélite comprende
un sistema de propulsión, mediante el cual cuando el satélite está
en el bucle 9 norte de la forma 34 de ocho, se activa un sistema de
propulsión del satélite. Tal sistema de propulsión enciende
propulsores con el fin de dirigir el satélite de regreso a la órbita
GEO a lo largo de la línea 31. Igualmente, cuando el satélite está
en el bucle 10 sur de la forma de ocho, el sistema de propulsión
enciende propulsores con el fin de dirigir el satélite de regreso a
la órbita GEO a lo largo de la línea 31. Las perturbaciones del
satélite a lo largo de la línea 31 indicativas de la desviación 35
este/oeste se compensan mediante propulsores que se encienden o
bien hacia adelante o en sentido opuesto a la trayectoria orbital o
bien ortogonalmente en dirección al nadir/cenit.
A este respecto, el sistema de propulsión
corrige las desviaciones norte/sur y este/oeste del satélite en
órbita GEO con la acción de los propulsores descrita anteriormente
en el presente documento, y tal corrección es preferible cuando se
proporciona mantenimiento de la órbita para el satélite. Además,
cuando un vehículo espacial secundario se fija a un vehículo
espacial principal formando un vehículo espacial
principal/secundario, tales tareas de mantenimiento de la órbita se
vuelven más difíciles para un vehículo espacial principal/secundario
combinado, es decir, corregir el desplazamiento se vuelve más
difícil para el vehículo espacial principal/secundario. La
corrección de la desviación norte/sur de un vehículo espacial
principal/secundario según una realización a modo de ejemplo de la
presente descripción se describe con más detalle con referencia a la
figura 5.
La figura 2 ilustra un vehículo 26 espacial
secundario a modo de ejemplo de la presente descripción. De manera
general, el vehículo 26 espacial secundario comprende paneles 12
solares, una caja 15 de control, un propulsor 11 primario,
depósitos 18 de combustible, un par de largueros 16 extensibles, un
par de barquillas 13 y 17 de propulsores, descritas con más detalle
con referencia a la figura 3, y una herramienta 14 de captura.
Obsérvese que la longitud de los largueros 13 y 17 extensibles
puede variarse correspondiendo al tamaño de un vehículo espacial
principal al que se va a fijar.
El propulsor 11 primario puede comprender
cualquier propulsor conocido en la técnica o desarrollado en el
futuro, por ejemplo, un BPT-4000 fabricado por
Aerojet o un BP-140 fabricado por Pratt Whitney.
Además, los depósitos 18 de combustible, que almacenan el
combustible para el vehículo espacial secundario, por ejemplo,
xenón, pueden obtenerse de Lincoln Composites y tienen una capacidad
de almacenamiento de 83 ó 140 kilogramos. Sin embargo, la presente
descripción no se limita a un depósito del tipo descrito
anteriormente. A este respecto, otros depósitos están disponibles
de otros fabricantes. Además, el número de depósitos implementados
en el vehículo espacial secundario puede variar según sea necesario
para alguna misión particular y dentro de las limitaciones de un
vehículo de lanzamiento. Obsérvese que el vehículo de lanzamiento se
refiere a un vehículo espacial que transporta el vehículo 26
espacial secundario desde la tierra 33 (figura 1) hasta una órbita
de transferencia GEO u otra órbita.
El par de barquillas 13 y 17 de propulsores
están montadas hacia fuera en los largueros 16 extensibles. Cada
barquilla 13 y 17 de propulsores comprende preferiblemente cincos
"propulsores de efecto Hall" tal como se describe
adicionalmente con referencia a la figura 3. Un propulsor de efecto
Hall es un tipo de propulsor electrostático en el que los iones de
xenón se aceleran mediante un campo electromagnético.
Más específicamente, las barquillas 13 y 17 de
propulsores toman energía generada mediante los paneles 12 solares,
baterías u otras fuentes de energía, y convierten esa energía en
cantidad de movimiento acelerando átomos de xenón u otros átomos
desprovistos de electrones de la capa externa a altas velocidades en
un campo magnético. Esto también puede llevarse a cabo usando un
sistema de propulsión iónica con rejillas que utiliza la
aceleración electrostática de átomos ionizados de forma similar.
Esta forma de propulsión es espectacularmente
más eficaz que los sistemas de propulsión química y permite una
reducción en la masa del vehículo espacial hasta el punto de que el
vehículo 26 espacial secundario puede volar como carga útil
secundaria en grandes vehículos de lanzamiento en vez de requerir
una posición de carga útil principal mucho más costosa en un
vehículo de lanzamiento, tal como, por ejemplo, una lanzadera
Taurus, Delta II o similares. El uso de la propulsión iónica y el
xenón u otro combustible gaseoso ionizado para propulsores Hall
también elimina el problema de la corrosión y contaminación de
combustibles químicos tóxicos que, de lo contrario, podrían
provocar en última instancia un daño o la destrucción del vehículo
espacial principal.
Es por ello que el vehículo 26 espacial
secundario emplea los grandes paneles 12 solares para proporcionar
la gran cantidad de energía necesaria para hacer funcionar los
propulsores Hall. Tal provisión de energía puede implementarse de
cualquier número de maneras conocidas en la técnica o desarrolladas
en el futuro. Por ejemplo, los paneles 12 solares pueden
suministrar 5,5 kilovatios de potencia o bien directamente a los
propulsores Hall o bien a través de una unidad de procesamiento de
potencia. Un diseño de este tipo usa células solares convencionales
disponibles de muchos fabricantes. Los paneles solares tienen un eje
de rotación o bien simple o bien doble ubicado en la base de la
"Y" de los largueros para panel solar. Se proporcionan baterías
para permitir que el vehículo espacial funcione aunque esté en la
sombra de la Tierra o la Luna, y se ubican preferiblemente en la
caja 15. Obsérvese que otras realizaciones pueden usar un suministro
de energía diferente o con paneles solares cardaneados con eje
doble. También pueden usarse paneles solares de mayor potencia
dependiendo del tipo de misión y el nivel de potencia necesaria
para los propulsores Hall.
La caja 15 de control del vehículo 26 espacial
secundario a modo de ejemplo comprende preferiblemente una
pluralidad de componentes. Por ejemplo, la caja 15 de control puede
comprender un sistema de dispositivos de manejo de la cantidad de
movimiento que pueden compensar desplazamientos de la actitud, lo
suficiente para mantener los estrictos requisitos de puntería del
vehículo 30 espacial principal/secundario (figura 5). "Requisito
de puntería" es un término que abarca la orientación del satélite
con respecto a la Tierra, incluyendo, por ejemplo, el ángulo del
satélite con respecto a la línea 31 de plano ecuatorial (figura 1)
de la Tierra 33 (figura 1). Tales dispositivos son los conocidos en
la técnica o desarrollados en el futuro que compensan tales
desplazamientos de la actitud.
Además, la caja 15 de control puede comprender
un sistema de navegación, que incluye sensores de proximidad para
controlar el movimiento y los procedimientos de fijación necesarios
cuando se fija el vehículo 26 espacial secundario a un vehículo 25
espacial principal (figura 5). Además, la caja 15 de control puede
comprender acelerómetros para determinar los parámetros de
aceleración del vehículo 26 espacial secundario. Otros componentes
que también pueden usarse son sensores estelares, receptores de GPS
u otros dispositivos de detección para determinar la posición
orbital y la actitud del vehículo espacial secundario y el vehículo
espacial principal/secundario. Los componentes descritos
anteriormente del vehículo 26 espacial secundario pueden actuar
conjuntamente por medio de un controlador 40 (figura 4), descrito
más ampliamente con referencia a la figura 4.
Los propulsores 13 y 17 en los largueros 16
extensibles se usan para corregir la desviación norte/sur y
este/oeste, y tal método de conexión se describe adicionalmente en
detalle con referencia a la figura 5. A este respecto, los
propulsores 13 y 17 se controlan de manera que se encienden a través
de un centro de masa de un vehículo 30 espacial
principal/secundario combinado (figura 5) para la corrección
norte/sur y en paralelo al centro de masa para la corrección
este/oeste. Esto se lleva a cabo, en una realización a modo de
ejemplo de la descripción, colocando los propulsores 13 y 17 en el
extremo de los largueros 16. La longitud del larguero es variable,
dependiendo del tamaño del vehículo espacial al que va a darse
servicio, y se extienden por medio de mecanismos mecánicos
habituales a la industria. El aumento de la distancia entre las
barquillas 13 y 17 de propulsores, aumenta el brazo de momento y
por tanto minimiza el eje de cruce del vector 8a, 8b de empuje
(figura 6), para el propulsor 19 (figura 3).
La figura 3 proporciona una ilustración de una
barquilla de propulsores 13 y 17. Tal como se muestra, cada
barquilla 13 y 17 de propulsores comprende preferiblemente
propulsores 19-22 y 24. En algunas realizaciones,
pueden suprimirse los propulsores y compensarse mediante el
propulsor 11 primario. Figura 2. En la caja 23 o en la caja 15 de
control pueden ubicarse un procesador de potencia (no mostrado), si
es necesario, junto con válvulas de desviación, un sistema de
alimentación de agente propulsor y telemetría. Obsérvese que un
vehículo 26 espacial secundario a modo de ejemplo tal como se
ilustra en la figura 2 puede diseñarse para su lanzamiento en un
vehículo de lanzamiento Ariane V europeo. Sin embargo, el sistema
puede modificarse fácilmente para un vehículo de lanzamiento
diferente con previsiones de volumen y masa apropiados.
El propulsor 19 está fijado de manera rotatoria
a la barquilla 13 y 17 de propulsores por medio de una suspensión
32 cardán. Por tanto, la dirección del propulsor cuando está
encendido puede variarse según una variación en el centro de masa
de un vehículo 30 espacial principal/secundario (figura 5). Esto
permite que el vehículo 26 espacial secundario se encienda a través
del centro de masa del vehículo 30 espacial principal/secundario
(figura 5) según pueda cambiar el centro de masa de la combinación
30 de vehículo espacial principal/secundario (figura 5). Esto
también puede llevarse a cabo desviando eléctricamente el haz de
iones del propulsor 13 y 17 o una combinación de desviación
mecánica y eléctrica. Tal propulsor 19 fueraborda se controla por
medio de la lógica 60 de corrección de centro de masa
principal/secundario, que se describe con más detalle con
referencia a la figura 4.
El vehículo 26 espacial secundario puede
comprender además sensores visuales (no mostrados). Tales sensores
visuales pueden usarse por el vehículo 26 espacial secundario para
ubicar el vehículo 26 espacial secundario con respecto a un
vehículo 25 espacial principal (figura 5). Tal sensor visual pueden
ser cámaras con dispositivo de carga acoplada (CCD) endurecida por
radiación configuradas para proporcionar información relativa la
objetivo, tal como, por ejemplo alcance, velocidad de alcance, y
otros datos relevantes que son relevantes para el operador en el
suelo o el sistema de control a bordo. Tales sensores visuales
pueden controlarse mediante un software de control ubicado en la
caja 15 de control.
La caja 15 de control puede comprender un
controlador, además de los otros componentes descritos. Un
controlador 40 a modo de ejemplo del vehículo 26 espacial
secundario se describe ahora con mayor detalle con referencia a la
figura 4. El controlador 40 comprende preferiblemente un elemento 42
de procesamiento, dispositivos 46 de manejo de la cantidad de
movimiento y los propulsores, entradas de sensores desde sensores de
campo estelar, acelerómetros, receptores de GPS, sensores de Sol y
Tierra, u otros dispositivos 48 de detección de actitud y posición,
un subsistema 56 de telemetría y comunicación y un ordenador 52
integrado. El ordenador 52 integrado comprende preferiblemente una
lógica 58 de control de posicionamiento y actitud, que controla, por
ejemplo, la actuación conjunta entre el sistema de navegación y el
dispositivo de manejo de cantidad de movimiento, y similares.
Debe observarse que la lógica 60 puede
implementarse en software, hardware o una combinación de los mismos.
Además, un controlador 40 de una realización a modo de ejemplo del
vehículo 26 espacial secundario comprende además una lógica 60 de
corrección de centro de masa principal/secundario. Tal como se
ilustra a modo de ejemplo en la figura 4, la lógica de corrección
principal/secundaria y su metodología asociada puede implementarse
en software y almacenarse en el ordenador 52 integrado del sistema
40. Además, el controlador 40 puede comprender una lógica 61 de
control de encuentro y atraque y una lógica 62 de control y sistema
de potencia de los propulsores. Estas funciones lógicas de control
pueden implementarse como software, hardware o una combinación de
los dos.
Obsérvese que cuando se implementan en software,
la lógica 60 de corrección de centro de masa principal/secun-
dario puede almacenarse y transportarse en cualquier medio legible por ordenador para su uso por o en conexión con un dispositivo, aparato o sistema de ejecución de instrucciones, tal como un sistema computerizado, un sistema que contiene un procesador, u otro sistema que pueda extraer las instrucciones del dispositivo, aparato o sistema de ejecución de instrucciones y ejecutar las instrucciones. Como un ejemplo, los componentes de la lógica 108 de prueba pueden almacenarse magnéticamente y transportarse en un dispositivo de almacenamiento de memoria flash informático portátil convencional.
dario puede almacenarse y transportarse en cualquier medio legible por ordenador para su uso por o en conexión con un dispositivo, aparato o sistema de ejecución de instrucciones, tal como un sistema computerizado, un sistema que contiene un procesador, u otro sistema que pueda extraer las instrucciones del dispositivo, aparato o sistema de ejecución de instrucciones y ejecutar las instrucciones. Como un ejemplo, los componentes de la lógica 108 de prueba pueden almacenarse magnéticamente y transportarse en un dispositivo de almacenamiento de memoria flash informático portátil convencional.
Una realización a modo de ejemplo del
controlador 40 comprende el elemento 42 de procesamiento, tal como
un procesador de señal digital (DSP) o una unidad de procesamiento
central (CPU), por ejemplo, que se comunica con y acciona los demás
elementos dentro del sistema 40 por medio de una interfaz 44 local,
que puede incluir uno o más buses. El sistema 40 incluye
dispositivos de entrada tales como sensores de campo estelar,
acelerómetros, receptores de GPS y sensores de Sol y Tierra. Los
dispositivos 46 de manejo de la cantidad de movimiento y los
propulsores incluyen una lógica de control (no mostrada) que
controla las válvulas para los propulsores y enciende o apaga los
dispositivos para manejo de la cantidad de movimiento. La lógica 62
de control de sistema de potencia proporciona la conmutación y el
manejo de potencia necesarios para proporcionar la cantidad correcta
de potencia a los propulsores para su nivel de empuje requerido. El
subsistema 56 de comunicaciones proporciona control remoto desde el
suelo y datos de telemetría hacia el suelo para una acción y o
revisión por parte del operador. Esto se encamina a través del
elemento 42 de procesamiento en el que se almacenan los comandos de
telemetría y se verifican antes de su ejecución.
El vehículo 30 espacial principal/secundario
combinado se ilustra en la figura 5. Preferiblemente, el vehículo
26 espacial secundario se libera en una órbita de transferencia
geosíncrona (GTO). Una órbita de ejemplo tendrá los parámetros de
33.000 x 500 kilómetros a 7 grados de inclinación y transfiere por
medio del propulsor 11 primario (figura 2) a una órbita circular de
35.900 kilómetros. Esta órbita está ligeramente por encima de la
GEO y es el uso más eficaz del sistema de propulsión iónica de bajo
empuje del vehículo 26 espacial secundario. El vehículo 26 espacial
secundario, mientras está en esta órbita superior tiene una
velocidad de avance inferior a un vehículo espacial GEO y "se
desvía" alrededor de la órbita de cinturón de Clarke o GEO.
Cuando el vehículo 26 espacial secundario está a 500 km del
vehículo 25 espacial principal (figura 5), los propulsores del
vehículo 26 espacial secundario se usan por la lógica 61 de control
de encuentro y atraque para disminuir la órbita para que coincida
con la del vehículo 25 espacial principal a 40 kilómetros.
A medida que el vehículo 26 espacial secundario
se aproxima a 40 kilómetros del vehículo 25 espacial principal, se
obtiene adquisición visual del vehículo 25 espacial principal
mediante o bien control autónomo por medio de la lógica 61 de
control de encuentro y atraque o bien control por operador del
vehículo espacial secundario por medio del subsistema 56 de
comunicación.
A este respecto, el vehículo 26 espacial
secundario se aproxima al vehículo 25 espacial principal desde la
dirección del cenit según se observa desde un sistema de referencia
centrado en la Tierra. Cuando el vehículo 26 espacial secundario
está a 2000 metros del vehículo 25 principal, se habilitan los
sensores 48 de entrada de indicación visual que proporcionan
entrada a la lógica 61 de control y encuentro, y una imagen visual
principal, es decir, una imagen del vehículo 25 espacial principal,
se mapea sobre un modelo de referencia almacenado.
Cuando el vehículo 26 espacial secundario está a
1 metro del vehículo 25 espacial principal, la lógica de control
enciende los propulsores 13, 17 y/u 11 para cerrar el hueco e
insertar la herramienta 14 de captura (figura 2) dentro de una
tobera de apogeo (no mostrada) del vehículo 25 espacial principal.
Los sensores de proximidad (no mostrados) en la herramienta 14 de
captura preferiblemente permiten informar a un operador o a la
lógica 58 de control de encuentro y atraque que la herramienta 14 de
captura está dentro de la tobera. Cuando los sensores de proximidad
en el interior de la herramienta 14 de captura indican la máxima
penetración de la tobera, la herramienta 14 de captura inicia el
bloqueo. Un método alternativo se lleva a cabo mediante el uso de
un propulsor de gas frío para dar mayor empuje al último metro de
cierre en el vehículo principal.
El vehículo 30 espacial principal/secundario se
orienta preferiblemente tal como se define en la figura 5. Una vez
fijado el vehículo 26 espacial secundario al vehículo 25 espacial
principal formando el vehículo 30 espacial principal/secundario, el
operador del vehículo espacial principal desconecta el sistema de
control de la actitud (no mostrado) del vehículo 25 principal y el
vehículo 26 espacial secundario se hace cargo del control de la
actitud y el mantenimiento de la órbita del vehículo 30 espacial
principal/secundario utilizando la lógica 58 de control y actitud.
Tal asunción del control de la actitud y el mantenimiento de la
órbita puede dar como resultado una extensión de la vida útil del
vehículo 26 espacial principal durante hasta diez (10) años.
El vehículo 25 espacial principal puede ser de
cualquier tipo conocido en la técnica o desarrollado en el futuro.
Por ejemplo, un vehículo 25 espacial principal puede ser un satélite
de comunicaciones que proporciona servicios domésticos directos a
millones de abonados, un satélite propiedad del gobierno que
proporciona datos a usuarios del Departamento de Defensa y la NASA,
o un satélite meteorológico que proporciona cobertura continua del
tiempo sobre grandes segmentos del planeta. El vehículo 26 espacial
secundario de la presente descripción puede usarse conjuntamente
con cualquier tipo de vehículo 25 espacial principal,
independientemente de la función particular del vehículo 25
espacial principal al que se vaya a fijar.
Obsérvese que el vehículo 26 espacial secundario
puede atracar en el vehículo 25 espacial principal en órbita
geoestacionaria y controlar tanto la posición como la actitud del
vehículo 30 espacial principal/secundario. Como tal, el vehículo 26
espacial secundario se fija al vehículo 25 espacial principal a
través de una interfaz mecánica simple denominada herramienta 14 de
captura en la figura 3. Una interfaz de este tipo no se usa
normalmente para reabastecimiento de combustible, reparación o
mantenimiento del vehículo 25 espacial principal. Obsérvese que la
herramienta 14 de captura es cualquier tipo de herramienta de
captura conocida en la técnica y desarrollada en el futuro.
Obsérvese además que el vehículo 26 espacial
secundario puede atracar en un vehículo 25 espacial principal
destinado a órbita GEO que se ha quedado varado en un órbita
intermedia por un funcionamiento incorrecto de una fase superior
del vehículo de lanzamiento o sistema de propulsión a bordo del
vehículo 25 espacial principal. Entonces, el vehículo 26 espacial
secundario se usa para atracar en el vehículo 25 espacial principal
y arreglar el déficit en la propulsión e impulsar el vehículo 30
espacial principal/secundario hacia la órbita GEO.
El vehículo 26 espacial secundario puede atracar
en un vehículo 25 espacial principal en órbita GEO que está
inutilizado debido a un funcionamiento defectuoso o está listo para
su retirada definitiva. Entonces, el vehículo 26 espacial
secundario puede impulsar al vehículo 30 espacial
principal/secundario a una órbita de eliminación que está varios
cientos de kilómetros por encima de la altitud de la órbita GEO. La
comunidad internacional de operadores de satélites considera que
ésta es la órbita cementerio debido a la excesiva energía requerida
para desorbitar completamente un satélite de esa altitud.
El vehículo 26 espacial secundario puede
comprender brazos robóticos, efectores de extremo y otros elementos
robóticos que pueden usarse para reparar o realizar un mantenimiento
a un vehículo 25 espacial principal en órbita GEO.
Ahora se describe con más detalle la lógica 60
de corrección de centro de masa principal/secundario con referencia
a la figura 6 y la figura 7. De manera general, una vez que el
vehículo 26 espacial secundario se fija al vehículo 25 espacial
principal, entonces la lógica de corrección de centro de masa de
vehículo espacial principal/secundario determina el desplazamiento
norte/sur descrito en el presente documento del vehículo 30 espacial
principal/secundario. A continuación se alimenta como entrada en la
lógica 58 de control de posicionamiento y actitud con el fin de
determinar la magnitud y la duración de encendidos de propulsor para
compensar la desviación norte/sur. Para corregir los errores de la
actitud o descargar una cantidad de movimiento desde los propulsores
20-22, 24 (figura 3), se encienden los propulsores
20-22, 24 durante la duración apropiada. Los
propulsores 20 en la barquilla 13 y 17 de propulsores tienen signos
opuestos pero son redundantes respecto a los propulsores 22 en la
barquilla 13 y 17 de propulsores. Los propulsores 21 y 24 son
redundantes de forma similar entre sí en las barquillas 13 y 17 de
propulsores. Los propulsores 20 o los propulsores 22 se encienden
simultáneamente con el fin de corregir la desviación este/oeste.
Alternativamente, puede usarse el propulsor 11 como elementos
redundantes respecto a los propulsores 22 en las barquillas 13 y 17
de propulsores. Los propulsores 21 y o 24 en las barquillas 13 y 17
de propulsores se usan para el control de alabeo de la actitud del
vehículo espacial principal/secundario.
A este respecto, la figura 6 proporciona una
representación vectorial del vehículo 30 espacial
principal/secundario. El bloque 1 representa el vehículo 25
espacial principal (figura 5) que tiene un centro de masa solo en el
punto 70a. El vehículo 26 espacial secundario se representa
mediante la formación 2 en T, que están fijada al bloque 1 en el
punto 41. Los largueros 16 (figura 2) se representan en la figura 6
mediante las líneas 80 y 82. Igualmente, las direcciones de
encendido por los propulsores 19 se representan mediante los
vectores 8a y 8b, el propulsor 24 se representa mediante el vector
4, el propulsor 21 se representa mediante el vector 7, el propulsor
22 se representa mediante el vector 6, y el propulsor 20 se
representa mediante el vector 5. El propulsor 11 primario se
representa mediante los tres vectores.
Así, el vehículo 26 espacial secundario se fija
al vehículo 25 espacial principal insertando la herramienta 14 de
captura en la tobera de la fase de impulsión en apogeo (no
mostrado), que está en el centro de masa del plano
x-y, tal como se ilustra en la figura 5. Por tanto,
el centro de masa en el plano x-y del vehículo 30
espacial principal es aproximadamente 70a y es coherente con el
centro de masa de vehículo espacial principal en el plano
x-y solo. Esto también representa el centro de masa
original antes del atraque del vehículo espacial secundario. El
centro de masa x-y permanece estático, puesto que el
vehículo 26 espacial secundario se fija al vehículo 25 espacial
principal en el centro de masa x-y del vehículo 26
espacial principal. Sin embargo, tal como se indica en la figura 6,
el centro de masa en el plano z varía. Por ejemplo, durante la
fijación, la lógica 60 de corrección de centro de masa de vehículo
espacial principal/secundario determina el centro 70b de masa del
vehículo 30 espacial principal/secundario inicial. Entonces, la
lógica 60 calcula el ángulo \theta con respecto a las puntas de
los largueros 16 y las barquillas 13 y 17 de propulsores a través de
este centro de masa inicial.
El ángulo \Delta\theta representa el ángulo
de rotación del propulsor 19 alrededor de la suspensión 32 cardán
(figura 4). Por tanto, cuando la lógica 60 de corrección de centro
de masa principal/secundario detecta una variación en el plano z
del centro de masa, por ejemplo, desde 70b hacia el centro 70a de
masa original, entonces la lógica 60 calcula una variación
\Delta\theta en el ángulo de rotación del propulsor 19 alrededor
de la suspensión 32 cardán y se hace rotar el propulsor de manera
correspondiente. Por tanto, el ángulo \theta se determina
determinando el centro 70b de masa, calculando la variación en el
ángulo del encendido del propulsor para corrección de la desviación
norte/sur, y moviendo entonces el propulsor 19 para reflejar la
variación en el centro de masa del vehículo 30 espacial
principal/secundario.
Una arquitectura y funcionalidad a modo de
ejemplo de la lógica 60 se describe adicionalmente con referencia a
la figura 7.
Tal como se indica, la lógica 60 determina en
primer lugar un ángulo inicial para el que se ajusta el ángulo de
propulsor 19 que compensará la variación en el centro de masa 70
(figura 6) del vehículo 25 espacial principal cuando se fija el
vehículo espacial secundario, tal como se indica en la etapa
702.
Si existe una variación en el centro de masa del
vehículo 30 espacial principal/secundario (figura 5), tal como se
indica en la etapa 704, entonces la lógica 60 calcula la nueva
variación en el centro de masa, tal como se indica en la etapa 706.
A continuación, la lógica 60 calcula el nuevo ángulo que corregirá
el propulsor para que compense la variación en el centro 70 de masa
(figura 6), tal como se indica en la etapa 708. Entonces, la lógica
60 hace rotar la suspensión 32 cardán con el fin de efectuar el
nuevo ángulo en el que se va a encender el propulsor 19, tal como
se indica en la etapa 710.
El ángulo \Delta\theta (figura 6) entre el
propulsor 19 en los extremos de los largueros 16, las barquillas 13
y 17 de propulsores y el vehículo 25 espacial principal existe
debido al agotamiento del combustible de posicionamiento de los
depósitos 18 (figura 2). Este ángulo continuará variando, siendo
necesario volver a calcular el centro de masa del sistema
principal/secundario de manera regular.
Cuando un vehículo 25 espacial principal alcanza
el final de su vida de combustible, o bien se retira a una órbita
de eliminación varios cientos de kilómetros por encima de la órbita
GEO o bien se retira parcialmente eliminando el control de la
inclinación, reduciendo de ese modo pero no eliminando los
requisitos de propulsión. Finalmente, cuando se agota el
combustible, se mantiene la mayor parte si no toda la funcionalidad
de la carga útil del satélite GEO, pero no puede usarse, y de ahí
la utilidad del proceso de extensión de la vida útil.
Claims (18)
1. Vehículo (26) espacial para extensión de la
vida útil de satélites, que comprende:
- un instrumento (14) mecánico adaptado para su conexión a un vehículo (25) espacial principal, teniendo el vehículo (25) espacial principal un centro (70a) de masa de vehículo espacial principal y un punto de conexión configurado para alojar el instrumento (14) mecánico;
- un dispositivo (16) de extensión de barquillas de propulsores;
- una primera barquilla (13) de propulsores y una segunda barquilla (17) de propulsores fijadas al dispositivo (16) de extensión de barquillas de propulsores, comprendiendo la primera barquilla (13) de propulsores un primer propulsor (19); y
- una lógica configurada para guiar el vehículo (26) espacial para extensión de la vida útil de satélites hacia el vehículo (25) espacial principal, y atracar el vehículo (26) espacial para extensión de la vida útil de satélites en el vehículo (25) espacial principal para crear un vehículo (30) espacial combinado fijando el instrumento (14) mecánico al punto de conexión en el vehículo (25) espacial principal;
caracterizado porque el primer propulsor
está fijado de manera rotatoria a la primera barquilla (13) de
propulso-
res;
res;
y la lógica está configurada además para
calcular un centro (70b) de masa de vehículo espacial combinado del
vehículo (30) espacial combinado y para calcular un valor de
rotación angular para encender el primer propulsor (19) basándose
en el centro (70b) de masa de vehículo espacial combinado
calculado.
\vskip1.000000\baselineskip
2. Vehículo espacial según la reivindicación 1,
en el que la segunda barquilla de propulsores comprende un segundo
propulsor fijado de manera rotatoria a la segunda barquilla (17) de
propulsores, estando adaptado cada uno de los propulsores primero y
segundo para su rotación alrededor de un eje de rotación.
3. Vehículo espacial según la reivindicación 2,
en el que la lógica está configurada además para calcular
dinámicamente el centro (70b) de masa de vehículo espacial
combinado del vehículo (30) espacial combinado cuando el instrumento
(14) mecánico se acopla al punto de conexión.
4. Vehículo espacial según la reivindicación 3,
en el que la lógica está configurada además para calcular un primer
ángulo de rotación alrededor del eje de rotación correspondiente al
centro (70b) de masa de vehículo espacial combinado calculado.
5. Vehículo espacial según la reivindicación 4,
en el que la lógica está configurada además para detectar una
variación en el centro (70b) de masa de vehículo espacial combinado
y calcular un segundo ángulo de rotación alrededor del eje de
rotación correspondiente a la variación en el centro (70b) de masa
de vehículo espacial combinado.
6. Vehículo espacial según la reivindicación 1,
en el que la segunda barquilla (17) de propulsores comprende un
segundo propulsor que está unido de manera rígida a la segunda
barquilla de propulsores.
7. Método de posicionamiento de satélite,
comprendiendo el método las etapas de:
- posicionar un primer vehículo (26) espacial a una distancia de atraque de un segundo vehículo (25) espacial, teniendo el segundo vehículo (25) espacial un primer centro (70a) de masa;
- guiar el primer vehículo (26) espacial hacia el segundo vehículo (25) espacial;
- fijar el primer vehículo (26) espacial al segundo vehículo (25) espacial para obtener un vehículo (30) espacial combinado;
- calcular un centro (70b) de masa de vehículo espacial combinado, reflejando el centro (70b) de masa de vehículo espacial combinado una variación respecto al primer centro (70a) de masa;
- calcular un ángulo de rotación de un propulsor (19) cardaneado alrededor de una suspensión (32) cardán en relación con el centro (70b) de masa de vehículo espacial combinado calculado; y
- variar el ángulo de rotación del propulsor (19) cardaneado para reflejar una variación del primer centro (70a) de masa con respecto al centro (70b) de masa de vehículo espacial combinado.
\newpage
8. Método según la reivindicación 7, que
comprende además las etapas de:
- calcular una primera dirección de encendido y una primera magnitud de fuerza para un propulsor (22) fijo; y
- calcular una segunda dirección de encendido y una segunda magnitud de fuerza para el propulsor (19) cardaneado.
\vskip1.000000\baselineskip
9. Método según la reivindicación 8, en el que
el cálculo de la primera dirección de encendido y el cálculo de la
segunda dirección de encendido se basan en el centro (70b) de masa
de vehículo espacial combinado calculado.
10. Sistema, que comprende:
- un vehículo (25) espacial principal que comprende un dispositivo de conexión, teniendo el vehículo (25) espacial principal un primer centro (70a) de masa;
- un vehículo (26) espacial para extensión de la vida útil de satélites según la reivindicación 1.
\vskip1.000000\baselineskip
11. Sistema según la reivindicación 10, en el
que la primera barquilla (13) de propulsores está fijada a un
larguero (16) extensible configurado para extenderse con el fin de
compensar diversos tamaños de vehículo espacial principal.
12. Sistema según la reivindicación 11, en el
que el vehículo (26) espacial para extensión de la vida útil de
satélites comprende una pluralidad de propulsores y barquillas de
propulsores correspondientes, pudiendo ponerse cada propulsor en
rotación por el controlador (40) con el fin de compensar el segundo
centro (70b) de masa cuando el controlador (40) conecta el vehículo
(26) espacial para extensión de la vida útil de satélites al
vehículo (25) espacial principal.
13. Sistema según la reivindicación 10, en el
que el vehículo (26) espacial para extensión de la vida útil de
satélites está configurado para determinar el primer centro (70a) de
masa del vehículo (25) espacial principal.
14. Sistema según la reivindicación 13, en el
que el vehículo (26) espacial para extensión de la vida útil de
satélites está configurado para determinar el segundo centro (70b)
de masa basándose en el primer centro (70a) de masa del vehículo
(25) espacial principal.
15. Sistema según la reivindicación 14, en el
que el vehículo (26) espacial para extensión de la vida útil de
satélites comprende además un larguero (16) extensible que tiene un
primer extremo y un segundo extremo.
16. Sistema según la reivindicación 15, en el
que el larguero (16) extensible está conectado a la primera
barquilla (13) de propulsores en el primer extremo y a la segunda
barquilla de propulsores en el segundo extremo, en el que la
segunda barquilla de propulsores comprende un segundo propulsor
fijado de manera rotatoria a la segunda barquilla (17) de
propulsores.
17. Sistema según la reivindicación 16, en el
que el controlador (40) calcula un primer ángulo correspondiente al
primer propulsor (19) rotatorio y un segundo ángulo correspondiente
al segundo propulsor rotatorio, calculándose los ángulos primero y
segundo de manera que cada propulsor rotatorio se enciende a través
del segundo centro (70b) de masa.
18. Sistema según la reivindicación 17, en el
que el controlador (40) recalcula periódicamente el ángulo primero
y segundo de los propulsores rotatorios primero (19) y segundo con
el fin de corregir una variación en el segundo centro (70b) de masa
basándose en el consumo del combustible.
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