%0 Thesis
%4 sid.inpe.br/mtc-m21b/2016/04.07.20.06
%2 sid.inpe.br/mtc-m21b/2016/04.07.20.06.41
%T Técnicas de dessaturação de rodas de reação e estimação de atitude por filtro de Kalman aplicados ao CONASAT
%J Reaction wheels’ desaturation techniques and attitude estimation using Kalman filter applied to CONASAT
%D 2016
%8 2016-05-09
%9 Dissertação (Mestrado em Mecânica Espacial e Controle)
%P 99
%A Bringhenti, Philipe Massad,
%E Carrara, Valdemir (presidente),
%E Kuga, Hélio Koiti (orientador),
%E Silva, William Reis,
%E Leite, Alexandre Carvalho,
%I Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)
%C São José dos Campos
%K dessaturação, rodas de reação, filtro de Kalman, estimação de atitude, controle de atitude, momentum damping, reaction wheel, Kalman filter, attitude estimation, attitude control.
%X Satélites apontados para a Terra precisam manter uma atitude fixa mesmo na presença de distúrbios, sejam esses de origem interna ou externa. Em muitas aplicações, um apontamento de alta precisão é alcançado utilizando rodas de reação, que armazenam a quantidade de movimento angular do corpo do satélite, mas são limitadas à compensação de torques internos e torques externos periódicos. Os torques seculares, como, por exemplo, o arrasto aerodinâmico e a pressão de radiação solar, acabam por saturar as rodas de reação (atingindo velocidades máximas positivas ou negativas), sendo necessária a ação de um torque externo por expulsão de massa ou de origem magnética para forçar a velocidade angular de volta aos limites permitidos e dessaturar as rodas, diminuindo o acúmulo de quantidade de movimento angular. Logo, uma lei de controle adequada é necessária para amenizar a influência dos torques de perturbação, permitindo o funcionamento nominal das rodas. Esse trabalho visa apresentar, simular e validar diferentes técnicas de dessaturação de rodas de reação em satélites de pequeno porte. O modelo de satélite escolhido foi o CONASAT, baseado em CubeSats, atualmente em desenvolvimento no INPE. Além disso, este trabalho também contempla o estudo e implementação de um filtro de Kalman para sistemas lineares, para estimação de bias de giroscópios e da atitude representada em quatérnios, melhorando as medidas fornecidas por um algoritmo de determinação de atitude como o algoritmo TRIAD. Quando a determinação de atitude é feita utilizando medidas do sensor solar, a estimação do bias nos giroscópios permite que o filtro apresente uma baixa deriva na estimação da atitude quando o satélite se encontra na sombra da Terra, diminuindo assim o erro no controle de atitude em toda a órbita. 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.
%@language pt
%3 publicacao.pdf