¿Qué tiene de difícil la maniobra de propulsor cero de la ISS?

P: ¿Por qué es tan difícil planificar y ejecutar la maniobra que no se había hecho antes de 2007?

R: El primer ZPM se realizó en noviembre de 2006 cuando la ISS se giró 90 grados. El documento que describe esta maniobra se puede obtener en https://www.academia.edu/4543547/First_Ever_Flight_Demonstration_of_Zero_Propellant_Maneuver_Attitude_Control_Concept

También se puede descargar (sin necesidad de iniciar sesión) en: https://www.researchgate.net/publication/268554560_First_Ever_Flight_Demonstration_of_Zero_Propellant_ManeuverTM_Attitute_Control_Concept

Re dificultad en la planificación y ejecución de la maniobra:

• Como los ZPM tardan más que una maniobra de propulsor equivalente (pueden tardar entre 5 y 10 veces más tiempo), la línea de tiempo operativa de la ISS debe modificarse y eso afecta a muchos otros subsistemas que deben coordinarse. Cualquier cosa que interrumpa un cronograma operativo existente aumenta el riesgo y se debe realizar un trabajo adicional que cuesta más y dado que los ZPM no se incluyeron en el presupuesto de ISS, eso significa que el dinero debe provenir de otro lugar.
• Debido a que los ZPM son más lentos que las maniobras de los propulsores, se debe realizar un análisis térmico separado para evaluar el impacto de un "sol rancio", es decir, el sol que brilla demasiado en un punto particular de la ISS. Tenga en cuenta que las maniobras que toman menos de una órbita (alrededor de 90 minutos) no necesitan ningún análisis adicional. Dado que los ZPM tardan más de 90 minutos, se debe realizar un trabajo adicional que cuesta dinero.

Finalmente, sobre el momento, es una combinación compleja de disponibilidad de la solución y su madurez, momento oportuno donde la gestión y las operaciones se alinean con la nueva tecnología. Tener una buena idea y una implementación no fue suficiente, ya que también es necesario cambiar la percepción y el statu quo de que esto es realmente posible.

P: ¿Cuáles son las fuentes de errores que pueden ocurrir durante la maniobra?

R: Algunas de las fuentes de error que afectan directamente la cantidad de impulso que se usa durante el ZPM:

• Incertidumbre en el conocimiento de la inercia de la ISS. Además de conocer la inercia de cada componente de la ISS, también existe la variación de la inercia debida a los paneles solares giratorios.
• Incertidumbre en las condiciones iniciales (actitud y velocidad).
• Incertidumbre en la resistencia aerodinámica que resulta en un par perturbador en la ISS

P: ¿Cómo el hecho de que la ISS no sea un cuerpo rígido complica el problema del control de actitud para maniobras grandes?

R: La respuesta general es ninguno. El ZPM en general no excita la estructura flexible de la ISS a diferencia de los disparos de propulsores porque utiliza actuadores CMG suaves. El diseño del ZPM se basa en la dinámica de cuerpo rígido. Hay un sistema de control CMG de retroalimentación envuelto alrededor de los comandos ZPM que incluye filtros flexibles que suprimen el impacto de las vibraciones estructurales en las mediciones de actitud y velocidad.

P: Suponiendo que se pierda el control de actitud de propulsión (es decir, falla de los propulsores del segmento ruso), ¿pueden los ZPM dar lugar a situaciones fuera de lo nominal (por ejemplo, que la estación gire más allá de la autoridad de control de los CMG)?

R: La respuesta general es no. Recuerde que hay un controlador de actitud de retroalimentación estable envuelto alrededor del ZPM y el diseño siempre incluye un margen de impulso sustancial (al menos 50%). El trabajo del controlador de retroalimentación es hacer que la ISS rastree la trayectoria ZPM. El margen de impulso está diseñado para hacer frente a las discrepancias entre la dinámica de la ISS modelada y la real que pueden resultar en el uso de más impulso del anticipado. Entonces, mientras el impulso de CMG no esté saturado, tendríamos autoridad de control. ¿Y cómo sabemos eso? Porque antes del vuelo, existe un extenso análisis sobre el impacto de las incertidumbres de la ISS en el impulso máximo que se requeriría durante una ZPM. Al final, estamos asumiendo un riesgo calculado de que no se produzca una situación fuera de control.

Curiosamente sucedió lo contrario. En 2007, todas las computadoras del segmento ruso fallaron al mismo tiempo, lo que provocó la pérdida del control automático del propulsor mientras el transbordador estaba acoplado a la ISS. Si no se recuperó el control del propulsor, el desacoplamiento del transbordador podría haber puesto a la ISS en tal giro. Y un ZPM fue una de las dos opciones consideradas para recuperar una ISS en rotación. El análisis mostró que una ISS que gira hasta 0,1 grados/seg podría recuperarse y devolverse a una actitud estable utilizando un ZPM. Afortunadamente, las computadoras se recuperaron antes de que el transbordador tuviera que desacoplarse. Una referencia para esto es el documento https://www.academia.edu/5497196/ISS_Contingency_Attitude_Control_Recovery_Method_For_Loss_Of_Automatic_Thruster_Control

También se puede descargar (sin necesidad de iniciar sesión) en: https://www.researchgate.net/publication/273441779_ISS_Contingency_Attitude_Control_Recovery_Method_For_Loss_Of_Automatic_Thruster_Control

y también directamente de la NASA en: https://ntrs.nasa.gov/search.jsp?R=20080009592

Creo que el ZPM se realizó por primera vez antes de 2007. El documento parece tratar sobre el uso del ZPM para voltear la ISS por completo ("reorientar la Estación Espacial Internacional 180 grados"), no solo sobre el uso del ZPM para el control de actitud diario. Del resumen de la primera página (énfasis mío):

La prueba de vuelo estableció la capacidad de avance para realizar simultáneamente una maniobra de actitud de gran ángulo y desaturación de impulso sin la necesidad de utilizar propulsores.

y más adelante, en la página 2,

A principios de la década del 2000, se utilizó el concepto ZPM...

es decir, el "avance" en el documento que vinculó fue cuánto movió ZPM la estación, no solo que ZPM movió la estación.

Mi copia de la Guía de referencia de la Estación Espacial Internacional , publicada en 2006, tiene una página (pág. 67) sobre "Orientación, navegación y control" que dice "El método preferido de control de actitud es el uso de girodinos, Control Moment Giroscopios (CMG)...."

Esa página continúa diciendo que "los CMG están, sin embargo, limitados en la cantidad de momento angular que pueden proporcionar y la velocidad a la que pueden mover la estación. Cuando los CMG ya no pueden proporcionar la energía necesaria , se recurre a los motores de cohetes, "(énfasis mío) lo que implica para mí que los CMG no son suficientes para mantener permanentemente la orientación de la ISS en caso de que se pierdan los propulsores, lo que tal vez responda a su última pregunta.

No puedo ayudarte con tu segunda o tercera pregunta.

¿Por qué es tan difícil planificar y ejecutar la maniobra que no se había hecho antes de 2007?

Solo soy un astrónomo de sillón, pero después de leer los documentos, me parece que esto es una optimización. Es un poco como algunos otros inventos que evocan el sentimiento "Bueno, por supuesto que es obvio". Pero como muchas grandes ideas, es posible que no haya sido tan obvio antes.

Se afirmó en el artículo publicado que la programación para rotar usando propulsor era lo más simple de hacer. Entonces ellos hicieron eso primero. Ahora deben haberse dado cuenta de que había una mejor manera y lo hicieron.