Propagador embarcado en satélites SGP o J2

La primera pregunta que debe hacerse es la siguiente: ¿la nave espacial necesita conocer su propia posición? Muchas naves espaciales, si no la mayoría, no necesitan esa información. El equipo de tierra simplemente necesita saber cuándo programar las maniobras, lo que significa que solo el equipo de tierra necesita saber la posición de la nave espacial, no la nave espacial en sí.

Si la nave espacial necesita conocer su propia posición, entonces un propagador en sí mismo no es suficiente para la determinación orbital (OD) a bordo. En el tema de la determinación orbital, como se define en "Determinación estadística de la órbita" por Schutz et al. 2004, la solución al problema incluye no solo la posición y velocidad de una nave espacial, sino también la incertidumbre de esa posición y velocidad. Un ejemplo de cómo podría funcionar esto está disponible aquíNotará que los gráficos incluyen el error entre el estado real de la nave espacial y el estado estimado (puntos verdes), junto con la incertidumbre (línea roja). Si usa cualquier tipo de propagador, ya sea el SPG4 que se lanzó inicialmente en 1988, o los últimos y mejores modelos, la "solución" será solo la posición y la velocidad de la nave espacial. Según la definición anterior, eso no corresponde a una solución completamente definida de determinación orbital. En cambio, corresponde a un "estado de nave espacial propagada", que puede estar literalmente a cientos de kilómetros de distancia en comparación con la realidad. Por ejemplo, la diferencia entre un efecto no J2 y un efecto J2 es de 0,097 km en un solo día. Los animo a ejecutar algunas simulaciones diferentes en el GMAT de la NASA para comparar los estados finales de las naves espaciales usando diferentes fidelidades de los armónicos y de la resistencia.

Más específicamente, un propagador SPG4 puede dar a la nave espacial una estimación muy aproximada de dónde está, pero la dinámica de la nave espacial del mundo real es demasiado complicada para ser determinada por cualquier propagador por sí mismo sin ninguna medición y sin ejecutar un filtro OD.

Necesitaría algunas mediciones del mundo que lo rodea (a través de lecturas de GPS o pases de seguimiento terrestre) para determinar con precisión su estado y la incertidumbre en su estado. Además, si se considera que un módulo GPS consume mucha energía, es probable que el cálculo necesario para un SGP4 también se considere que consume mucha energía.

Los pájaros LEO pueden estar equipados con un módulo GPS que puede manejar las velocidades de las naves espaciales (por lo general, están restringidos por ITAR, pero nada le impide diseñar su propio chip). Si está equipado con un módulo GPS, son posibles dos estrategias para OD.

En primer lugar, la nave espacial podría almacenar a bordo cada una de las medidas y enviarlas a tierra bajo petición. El equipo de tierra luego determinaría una solución OD de forma independiente para determinar con precisión la órbita de la nave espacial. Luego, el equipo cargará un archivo de maniobra basado en la propagación terrestre de la trayectoria de la nave espacial.

En segundo lugar, si la nave espacial necesita conocer su propia posición sin apoyo terrestre, entonces necesita ejecutar un filtro Kalman a bordo. El filtro de Kalman permitirá a la nave espacial infundir mediciones de GPS con el modelo esperado de su dinámica (es decir, campo de gravedad de la Tierra, modelo de arrastre, posición de los planetas, etc.) y calcular una estimación de su posición y velocidad (y opcionalmente otros parámetros). ), junto con una incertidumbre de su estado.

Al realizar operaciones de navegación de naves espaciales, un analista de OD ejecutará muchos filtros diferentes con ligeras variaciones en el modelo dinámico. Por ejemplo, en el caso de la misión GRAIL alrededor de la Luna, los analistas simularon pequeñas maniobras en su "modelo real" para tener en cuenta los errores en el campo de gravedad que los científicos e ingenieros no entendieron completamente durante la misión.

Muchos satélites no tienen ninguna medida de posición o velocidad. Las tablas de etiquetas de tiempo que incluyen el estado del satélite, el vector magnético y solar se cargan desde tierra y el satélite las utiliza para el control de actitud y las maniobras de control de órbita.

El satélite LEO puede usar las funciones de GPS y OD para obtener el estado del satélite sin depender de las actualizaciones terrestres. Esta capacidad permite que el satélite use órbita de circuito cerrado y control de actitud porque ahora tiene una retroalimentación en tiempo real.

El SGP4 se puede utilizar como propagador integrado, ya sea como respaldo si falla el GPS o como propagador de órbita principal si no es necesario conocer la posición exacta del satélite. La precisión de la posición de unos pocos kilómetros es más que suficiente para muchos casos de uso, incluidas las aplicaciones de vuelo en formación. El receptor GPS consume mucha energía que podría no estar disponible todo el tiempo (por ejemplo, en 1U CubeSats). SGP4 requiere una potencia informática muy limitada y la única entrada requerida es TLE y tiempo.

La propagación numérica basada en TLE acumulará rápidamente errores con respecto a la posición real del satélite. El error disminuirá cada vez que se carguen nuevas mediciones de TLE en el satélite. NORAD actualiza el catálogo TLE casi todos los días para que se pueda enviar TLE nuevo al satélite diariamente y reducir el error acumulado.

La ingeniería se trata de compromisos. Si la precisión esperada de SGP4 es lo suficientemente buena para la misión, utilícela y ahorre el dinero del receptor GPS calificado para el espacio.