Dissertação

{en_GB=Design and Analysis of an Attitude Determination and Control System for the ORCASat Nanosatellite} {} EVALUATED

{pt=O Sistema de Determinação e Controlo de Atitude (ADCS) de um CubeSat é inerentemente exigente devido a fortes restrições de massa, volume, potência e custo. O objetivo desta tese é projectar e analisar o desempenho de um ADCS em Model-in-Loop realista, capaz de alcançar os requisitos da missão do ORCASat 2U - desacelerar o satélite de velocidades angulares altas, garantir um erro máximo de 2º de conhecimento de atitude, e de 10º de erro de apontamento para o modo nominal, para as fases eclipsadas e iluminadas pelo Sol. O controlo ADCS selecionado consiste num controlo magnético activo, com uma roda que dota o satélite de um momento angular forçado no eixo de picada. O conjunto de sensores consiste em sensores solares, magnetómetros e giroscópios. Um Filtro de Kalman Extendido Multiplicativo, originalmente desenvolvido para o CubeSat ECOSat-III, é adaptado para o novo ADCS, e simulado no novo sistema para verificar se a precisão do conhecimento é mantida dentro dos requisitos. Para o controlo de atitude, uma lei B-dot modificada, fazendo uso de magnetorquers, é implementada, e são feitas simulações para manobras de desaceleração angular. Um Controlador de Rotação de Eigenaxis Modificado é implementado para apontar o satélite na direcção nadir, em modo nominal. O desempenho e a robustez deste sistema, com os mais significativos momentos e forças perturbativas presentes em Órbita Terrestre Baixa (LEO), são avaliados quando sujeitos a variações de parâmetros com impacto significativo no ADCS. Os resultados demonstram que o ADCS proposto cumpre os três requisitos de missão estabelecidos., en=The Attitude Determination and Control System (ADCS) in CubeSats is inherently challenging, due to strict constraints on mass, volume, power, and cost. The goal of this thesis is to present a design and simulation analysis of a realistic Model-in-Loop ADCS capable of achieving the mission requirements of the 2U ORCASat - detumble the spacecraft from high angular rates, guarantee a maximum 2º attitude knowledge error, and 10º nadir pointing error for nominal mode, for both the eclipse and sunlit phases of the orbit. The selected ADCS control consists of an active magnetorquer controller, and a wheel to provide a momentum bias along the pitch axis of the spacecraft. The ADCS sensor suite consists of Sun sensors, magnetometers, and gyroscopes. A Multiplicative Extended Kalman Filter, originally developed for the ECOSat-III CubeSat, is adapted here to the new ADCS design, and simulated for evaluation and verification of the proposed architecture. For attitude control, a modified B-dot control law using magnetorquers is implemented, and simulations to accomplish the required detumble maneuver are made. A modified Eigenaxis Rotation Control is implemented for nominal pointing control. The system performance and robustness, in the presence of the most significant perturbative torques and forces present in Low Earth Orbit (LEO), is evaluated by varying design parameters that have a significant impact on the ADCS. Results demonstrate that the proposed ADCS is capable of fulfilling all three specified mission requirements.}
{pt=Determinação e Controlo de Atitude, CubeSat, Momento forçado, Magnetorquer, Controlador de Rotação de Eigenaxis, en=Attitude Determination and Control System, CubeSat, Momentum Bias, Magnetorquer, Eigenaxis Rotation Control}

Julho 29, 2019, 16:0

Orientação

ORIENTADOR

Afzal Suleman

Departamento de Engenharia Mecânica (DEM)

Professor Associado