Dissertação
{pt_PT=Modelling and Simulation of the ECOSAT-III Attitude Determination and Control System} {} EVALUATED
{pt=A determinação e controlo de atitude em CubeSats é desafiante devido a restrições de volume e à falta de pequenos sensores de atitude. Adicionalmente, os sistemas de controlo de atitude nestes satélites utilizam tipicamente “magnetorquers” como actuadores, que têm eficácia reduzida a inclinações orbitais menores e sofrem de uma precisão inferior comparativamente a rodas de reacção. Deste modo, a maioria dos designs de controlo para CubeSats contêm erros de atitude consideráveis. Nesta tese é proposto um sistema de determinação de atitude e controlo (ADCS) que utiliza sensores e actuadores de baixo custo e permite obter uma precisão de direcionamento superior a 4:78 deg. Realiza-se o desenvolvimento e comparação de quatro diferentes algoritmos de estimação que utilizam medições provenientes de um sensor solar, magnetómetro, e giroscópio de sistemas micro-electromecânicos (MEMS). O “multiplicative extended Kalman filter” (MEKF) é implementado como base comparativa para os outros três algoritmos: o “unscented quaternion Kalman filter” (UQKF), o “two-step optimal estimator” (2STEP), e o “constant gain geometric attitude observer” (GEOB). Para o controlo de atitude, uma versão melhorada da lei “B-dot” que utiliza “magnetorquers” é implementada para o “detumbling”. Um controlador em “sliding mode” é empregado para a fase nominal de “Earth-tracking” utilizando um sistema especial de rodas de reacção (RWS). Um sistema de “dumping” de momento utilizando os “torquers” é implementado para garantir que o RWS evita a saturação. São realizadas simulações no âmbito do satélite ECOSat-III. O ADCS proposto garante um erro de direcionamento abaixo dos 2 deg e um “detumbling” em 3.5 órbitas., en=Attitude determination and pointing control in cube satellites is challenging mainly due to volumetric constraints and lack of small attitude sensors. In addition, the attitude control systems in CubeSats typically employ magnetorquers as the main actuators, which become less effective at lower orbital inclinations and suffer from reduced pointing accuracy when compared to reaction wheels. As a result, most CubeSat control designs are characterized by considerable pointing errors. In this thesis, an attitude determination and control system (ADCS) using low-cost sensors and actuators that allows for a pointing accuracy better than 4:78 deg is proposed. The development and comparison of four attitude estimation algorithms is performed using sun sensor, magnetometer, and micro-electromechanical systems (MEMS) gyro measurements. The multiplicative extended Kalman filter (MEKF) is implemented as a benchmark for the other three algorithms: the unscented quaternion Kalman filter (UQKF), the two-step optimal estimator (2STEP), and the constant gain geometric attitude observer (GEOB). For attitude control, an enhanced version of the B-dot control law using magnetorquers is implemented for the detumbling stage. A three-axis sliding mode controller is employed for the nominal, Earth-tracking phase, using a specially designed reaction wheel system (RWS). A momentum dumping system using the magnetic torquers is also devised to ensure that the RWS does not reach saturation. Simulations are performed in an environment for the ECOSat-III CubeSat. The proposed ADCS yields a pointing error lower than 2 deg and detumbles the satellite in 3.5 orbits.}
abril 20, 2016, 16:30
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