Nanosatellite attitude control using magnetorquers

Autor: Meiringer, Martin
Jazyk: angličtina
Rok vydání: 2016
Předmět:
DOI: 10.34726/hss.2016.27706
Popis: Die vorliegende Arbeit befasst sich mit dem Problem der Lageregelung eines Nanosatelliten. Dieser soll in einer definierten Orientierung in Bezug zur Erde stabilisiert werden. Die Arbeit wurde im Zuge des CubeSat Pegasus Projektes des TU Wien Space Teams durchgeführt und soll in der internationalen QB50 Mission zum Einsatz kommen. Der CubeSat Pegasus Satellit ist aus Standard-Hardware aufgebaut und mit mehreren Luftspulen ausgestattet, um durch Interaktion mit dem Erdmagnetfeld ein gewünschtes Drehmoment zu erzeugen. Diese Art der Aktuierung resultiert in einem unteraktuierten System, da nur Momente orthogonal zum lokalen Magnetfeld erzeugt werden können. Ein allgemeines mathematisches Modell zur Beschreibung der rotatorischen Bewegung des Satelliten wird hergeleitet. Um die definierte Orientierung zu berechnen, wird eine allgemeine Methode zur Trajektorienplanung für Satelliten auf das gegebene Problem angewandt. Die Umgebungsbedingungen in der Flughöhe des Satelliten werden mit Hilfe mathematischer Modelle des Erdmagnetfeldes, der Sonnenposition und erwarteten Störungen hinreichend genau abgebildet. Die Orientierung des Satelliten wird mit Hilfe von Messungen des Erdmagnetfeldes und der Sonnenposition mittels Extended Kalman Filter geschätzt. Um die Anforderungen an die Regelung zu erfüllen, wurde unter Berücksichtigung der bestehenden Hardwarelimitierungen eine sequentielle Regelungsstrategie bestehend aus zwei unabhängigen Regelgesetzen entwickelt. Zunächst wird mit einem einfachen Regelgesetz die hohe Winkelgeschwindigkeit des Satelliten nach dem Abwurf reduziert ohne dabei die aktuelle Lage zu berücksichtigen. Sobald die Winkelgeschwindigkeiten einen bestimmten Grenzwert unterschreiten, wird ein PD Regelgesetz zur Stabilisierung der Fluglage verwendet. Die Stabilität der Regelgesetze wird mittels Lyapunov Methoden und der Averaging Theory nach Khalil überprüft. Auf diese Weise kann die sogennante almost global stability nachgewiesen werden. Die theoretischen Ergebnisse werden mit einer realitätsnahen Simulation unter Berücksichtigung von fehlerhaften Messungen und Rauschen validiert. Die Simulationsergebnisse zeigen, dass die gestellten Anforderungen erfüllt werden und das Projekt erfolgreich umgesetzt werden kann.
The aim of this work is to derive an attitude control system for a nanosatellite that stabilizes a defined orientation with respect to the Earth. The work is part of the CubeSat Pegasus project of the TU Wien Space Team for the international QB50 mission. The CubeSat Pegasus is built with commercial off-the-shelf hardware and uses a set of magnetic coils to generate a control torque utilizing the Earth-s magnetic field. This actuation principle results in an underactuated mechanical system, because the generated torque is restricted to be perpendicular to the local magnetic field. A mathematical framework including a general model describing the attitude dynamics of a rigid spacecraft is derived. A general formalism for satellite trajectory planning is presented and simplified for the desired task. The environment in the altitude of the satellite's orbit is described using mathematical models of the Earth's magnetic field, the Sun position, and disturbance torques. The satellite's orientation is determined using measurements of the Earth's magnetic field and the Sun's position in an Extended Kalman Filter design. In order to achieve the given requirements while considering the hardware limitations, a sequential control strategy using two different control laws is developed. In a first control phase, the high angular velocity of the satellite at tip-off is decreased without considering the attitude. When the angular velocities get small enough, a PD control law is applied to stabilize the satellite-s attitude at a pre-calculated trajectory. The stability of the control strategy is proven, using Lyapunov methods and Khalil's averaging theory. Thereby, almost global stability of the rigid spacecraft is shown. The presented theoretical results are supported with simulations of a realistic case study including expected measurement errors. The simulation results show that the given requirements are fulfilled and a realization of the project is possible.
Databáze: OpenAIRE
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