Satelliti in formazione e sistemi drag-free

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1 Satelliti in formazione e sistemi drag-free Gianfranco Sechi Thales Alenia Space Italia Controlli Automatici: dalla Terra al Cielo Politecnico di Torino, 18 gennaio 2008 Cosa e il volo in formazione Si dice che due o piu satelliti/veicoli spaziali volano in formazione quando, volando contemporaneamente ed assumendo posizioni ed assetti relativi prefissati, concorrono al raggiungimento degli obiettivi della missione loro associata (osservazione della sfera celeste, della Terra, etc.). La formazione costituisce un sistema distribuito. Cio che distingue la formazione da una costellazione (GPS, Galileo) e la presenza di una azione di controllo in tempo reale, avente in carico il moto relativo (posizione e/o assetto) tra satelliti. In dipendenza della particolare missione, il volo in formazione consente: la distribuzione del payload su diversi satelliti (lancio singolo, multiplo); di offrire prestazioni degradate a fronte di avaria di un satellite; scalabilita del numero di satelliti in formazione. 2 1

2 Esempi di applicazione Alcuni esempi di missioni scientifiche basate sul volo in formazione: telescopio ottico, telescopio a raggi-x (es. Simbol-X (2 satelliti)) coronaronografo (es. Proba-3 (2 satelliti)) sistema SAR bi-statico (es. Nanoform (5 satelliti)) missione gravimetrica (Post-GOCE (2 satelliti)) 3 Vantaggi/ Sfide tecnologiche Vantaggi: Consente la realizzazione di missioni non fattibili utilizzando un unico satellite alle attuali tecnologie. A seconda della tipologia di missione, offre scalabilita (approccio incrementale alla costituzione della formazione) e degradazione delle prestazioni a seguito di avaria Svantaggi/ Sfide tecnologiche: Maggiore complessita del sistema realizzato dovuta a: introduzione di sistemi di controllo di posizione ed assetto relativi sistemi di FDIR operanti in tempo reale capaci di garantire l integrita dei satelliti a valle di anomalie ed avarie che si possano verificare (es. strategie di anti-collisione, sistemi di comando e controllo); metodi di progettazione e verifica del sistema multi-satellite. Nuovi sistemi di micro-propulsione (μn mn) Metrologie a radio-frequenza (cm) e ottiche (nm mm) Metodologie di controllo avanzate 4 2

3 Simbol-X Simbol-X e un telescopio per alte energie di nuova generazione, capace di osservare mediante un singolo strumento raggi X nell intervallo (0.5 80keV) Il telescopio e distribuito su due satelliti: il Mirror SpaceCraft (MSC) e il Detector SpaceCraft (DSC). l ottica e costituita da 100 elementi con deposito multi-strato e profilo Wolter-I il piano focale e realizzato mediante un mosaico di rilevatori CdZnTe la lunghezza focale e pari a 20m (distanza tra i satelliti) Per la banda di energie piu elevata, Simbol-X permettera un guadagno pari a due ordini di grandezza in termini di sensibilita e risoluzione spaziale rispetto lo stato dell arte degli attuali telescopi a raggi X. 5 Simbol-X Orbita Alta orbita ellittica Periodo orbitale : 4 days Altezza del perigeo : 20000km Altezza dell apogeo : km Requisiti per il controllo di formazione Distanza nominale tra i satelliti : Errore del controllo di posizione relativa : 20m 7cm ( ), 1cm ( ) 6 3

4 Simbol-X Fasi di missione 7 Simbol-X Equipaggiamenti che potrebbero essere utilizzati dal controllo d assetto (non rispondenti al progetto corrente) Sensore di Sole TNO/TPD DSS Giroscopio LITTON LN-200S Star-tracker GA AA-STR 8 Thruster EADS 1N CHT-1 Ruota d inerzia TELDIX RSI 8-120/351 4

5 Simbol-X Equipaggiamenti che potrebbero essere utilizzati dal controllo di formazione (non rispondenti al progetto corrente) Micro-thruster TAS-I COLD GAS MICRO-PROPULSION Metrologia ottica TAS-I HDOM OPT. METR. 9 Metrologia a radio-frequenza e link di comunicazione RF METROLOGY Nanoform Nanoform e una missione per rilevamento delle bio-masse e spessore dei ghiacci basata su mini-satelliti Realizza un radar SAR bi-statico 1 S/C (Madre) con radar e in grado di raccogliere i dati provvenienti da altri satelliti della formazione, 4 S/C (Figli) con capacita di sola Rx Orbita Sun-sincrona, h = 556 km Due geometrie sono necessarie per la formazione: In linea di fila (bio-massa) Cartwheel (spessore dei ghiacci) 10 5

6 Nanoform I satelliti figli sono progettati in modo da non essere tolleranti al primo guasto. L avaria di un satellite figlio comporta la riconfigurazione della formazione, ancora capace di fornire prestazioni degradate. Requisiti per il controllo di formazione: Distanza nominale tra satelliti: 200m (figlio-figlio), 1500m (madre-figli) Errore nella posizione relativa: 2m (direzione di volo), 10m (normale alla direzione di volo) Assetto nominale: LVLH Errore di assetto relativo: 1 (attorno la direzione di volo), 0.1 (attorno alle normali alla direzione di volo) Equipaggiamenti selezionati specificatamente per il FF: Sistema di micro-propulsione Ricevitore GPS Sistema di comunicazione tra satelliti 11 Sistemi drag-free Accanto ai requisiti di controllo d assetto, vi sono delle applicazioni scientifiche di satelliti singoli o in formazione per cui e richiesta l attenuazione della accellerazione lineare e/o angolare. Alcuni esempi di applicazione: osservazione del campo gravitazionale (GOCE, post-goce) onde gravitazionali (LISA)) I livelli di accelerazione residua richiesti sono: m/s2, m/s2/ Hz in [0.005,0.1] Hz (GOCE) m/s2, m/s2/ Hz in [0.001,0.01] Hz (Post-GOCE) m/s2/ 0.1Hz (LISA) 12 6

7 Sistemi drag-free Il sistema di controllo deve quindi realizzare un ambiente virtuale (in certi intervalli di frequenza) in cui le uniche azioni cui il satellite e sensibile sono quelle di tipo gravitazionali. La realizzazione di sistemi drag-free necessita di: nuovi sistemi di micro-propulsione (risoluzione e rumorosita dell ordine del μn o meno) sistemi di misura particolarmente sofisticati metrologie ottiche metodologie di controllo avanzate 13 Sistemi drag-free - GOCE Sistema di controllo delle forze aerodinamiche (drag-free) e di assetto DFM Commanded X-force EGG Accelerations Preprocessing EGG measures Angular acceleration observers EGG measures X-linear acceleration control IPA Command Interface Estimated Ang. Acc. STR MGM SSTI Operating state Preprocessing SSTI/STR/MGM measures FPM CORE Monitoring variable Required torque Motore a ioni alimentato a gas Xenon (spinta massima = 20 mn) Applied torque MTR Command Computing STATE TRANSITION Commanded currents MTR Command Interface 14 SUPERVISOR COMMANDS MTR Commands Barra magnetica 7

8 Sistemi drag-free - GOCE Esempi di prestazioni raggiunte Accelerazione lineare residua (direzione di volo) Accelerazioni angolari residue Acceleration [m/s 2 /Hz 0.5 ] Unilateral spectral density of linear acceleration - X-SPCF axis Acceleration PSD PSD requirement in MBW Frequency [Hz] Z-SPCF Y-SPCF X-SPCF [rad/s 2 /Hz 0.5 ] [rad/s 2 /Hz 0.5 ] [rad/s 2 /Hz 0.5 ] Unilateral spectral density of angular accelerations With worst-case 0.8 IPA misalignment DFAC requirements With 0.3 IPA misalignment Frequency [Hz] 15 Sistemi di controllo Le prestazioni richieste e la complessita dei sistemi da controllare, I diversi scenari operativi imposti dalla specifica missione, richiedono approcci sistematici alla sintesi dei numerosi sistemi di controllo. La progettazione viene eseguita ricorrendo a metodologie moderne, in variabili di stato. Ogni anello di controllo incapsula le seguenti funzioni: Generatore della traiettoria di stato desiderata; Osservatore per la ricostruzione in tempo reale dello stato; Legge di controllo; Distributore del comando ai singoli attuatori; Pre-processing delle misure. 16 8

9 Struttura del controllo Diagramma a blocchi del controllo di posizione relativa tra due satelliti 17 9