@MastersThesis{Bringhenti:2016:TéDeRo,
author = "Bringhenti, Philipe Massad",
title = "T{\'e}cnicas de dessatura{\c{c}}{\~a}o de rodas de
rea{\c{c}}{\~a}o e estima{\c{c}}{\~a}o de atitude por filtro
de Kalman aplicados ao CONASAT",
school = "Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)",
year = "2016",
address = "S{\~a}o Jos{\'e} dos Campos",
month = "2016-05-09",
keywords = "dessatura{\c{c}}{\~a}o, rodas de rea{\c{c}}{\~a}o, filtro de
Kalman, estima{\c{c}}{\~a}o de atitude, controle de atitude,
momentum damping, reaction wheel, Kalman filter, attitude
estimation, attitude control.",
abstract = "Sat{\'e}lites apontados para a Terra precisam manter uma atitude
fixa mesmo na presen{\c{c}}a de dist{\'u}rbios, sejam esses de
origem interna ou externa. Em muitas aplica{\c{c}}{\~o}es, um
apontamento de alta precis{\~a}o {\'e} alcan{\c{c}}ado
utilizando rodas de rea{\c{c}}{\~a}o, que armazenam a quantidade
de movimento angular do corpo do sat{\'e}lite, mas s{\~a}o
limitadas {\`a} compensa{\c{c}}{\~a}o de torques internos e
torques externos peri{\'o}dicos. Os torques seculares, como, por
exemplo, o arrasto aerodin{\^a}mico e a press{\~a}o de
radia{\c{c}}{\~a}o solar, acabam por saturar as rodas de
rea{\c{c}}{\~a}o (atingindo velocidades m{\'a}ximas positivas
ou negativas), sendo necess{\'a}ria a a{\c{c}}{\~a}o de um
torque externo por expuls{\~a}o de massa ou de origem
magn{\'e}tica para for{\c{c}}ar a velocidade angular de volta
aos limites permitidos e dessaturar as rodas, diminuindo o
ac{\'u}mulo de quantidade de movimento angular. Logo, uma lei de
controle adequada {\'e} necess{\'a}ria para amenizar a
influ{\^e}ncia dos torques de perturba{\c{c}}{\~a}o, permitindo
o funcionamento nominal das rodas. Esse trabalho visa apresentar,
simular e validar diferentes t{\'e}cnicas de
dessatura{\c{c}}{\~a}o de rodas de rea{\c{c}}{\~a}o em
sat{\'e}lites de pequeno porte. O modelo de sat{\'e}lite
escolhido foi o CONASAT, baseado em CubeSats, atualmente em
desenvolvimento no INPE. Al{\'e}m disso, este trabalho
tamb{\'e}m contempla o estudo e implementa{\c{c}}{\~a}o de um
filtro de Kalman para sistemas lineares, para
estima{\c{c}}{\~a}o de bias de girosc{\'o}pios e da atitude
representada em quat{\'e}rnios, melhorando as medidas fornecidas
por um algoritmo de determina{\c{c}}{\~a}o de atitude como o
algoritmo TRIAD. Quando a determina{\c{c}}{\~a}o de atitude
{\'e} feita utilizando medidas do sensor solar, a
estima{\c{c}}{\~a}o do bias nos girosc{\'o}pios permite que o
filtro apresente uma baixa deriva na estima{\c{c}}{\~a}o da
atitude quando o sat{\'e}lite se encontra na sombra da Terra,
diminuindo assim o erro no controle de atitude em toda a
{\'o}rbita. ABSTRACT: Earth-pointed satellites must maintain a
fixed attitude even in the presence of internal and external
disturbances. In many applications, a high precision pointing is
achieved using reaction wheels as actuators, which are used as
momentum storage for the spacecraft, but are limited to the
compensation of internal and periodical external torques only.
Secular torques, such as aerodynamic drag and solar radiation
pressure, tend to saturate the reaction wheels (leading to a
maximum positive or negative speed), and it is necessary to apply
an external torque (magnetic or mass expulsion) to force the
wheels speed back to operational levels, decreasing the total
angular momentum of the spacecraft. Therefore, an adequate control
law is necessary to minimize the influence of disturbance torques,
allowing the nominal operation of the wheels. This work aims to
present, implement and validate methods of reaction wheels
desaturation for small satellites. The satellite model studied on
this work was the CONASAT, based on Cubesats (INSTITUTO NACIONAL
DE PESQUISAS ESPACIAIS, 2011), currently being developed at INPE.
This work also covers the study and implementation of a Kalman
filter for attitude (represented by quaternions) and gyroscope
biases estimation, improving the measures provided by the TRIAD
attitude determination algorithm. When using solar sensors for
attitude determination, the gyros bias estimation allows a low
drift filter in the attitude estimation when the spacecraft is in
the Earths shadow, decreasing the attitude control error during
the entire orbit.",
committee = "Carrara, Valdemir (presidente) and Kuga, H{\'e}lio Koiti
(orientador) and Silva, William Reis and Leite, Alexandre
Carvalho",
copyholder = "SID/SCD",
englishtitle = "Reaction wheels’ desaturation techniques and attitude estimation
using Kalman filter applied to CONASAT",
language = "pt",
pages = "99",
ibi = "8JMKD3MGP3W34P/3LFCSL2",
url = "http://urlib.net/ibi/8JMKD3MGP3W34P/3LFCSL2",
targetfile = "publicacao.pdf",
urlaccessdate = "27 abr. 2024"
}