@MastersThesis{Mota:2018:MoPeAt,
author = "Mota, Renan Sodr{\'e}",
title = "Modelagem da perturba{\c{c}}{\~a}o na atitude de um
sat{\'e}lite durante o procedimento de abertura dos pain{\'e}is
solares",
school = "Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE)",
year = "2018",
address = "S{\~a}o Jos{\'e} dos Campos",
month = "2018-03-16",
keywords = "painel solar, controle de atitude, filtro de kalman,
sat{\'e}lites artificiais, solar array, attitude control, kalman
filter, artificial satellite.",
abstract = "Este estudo tem o objetivo desenvolver uma ferramenta
computacional e utiliz{\'a}la para analisar os efeitos do
procedimento de abertura do painel solar na din{\^a}mica de
atitude de sat{\'e}lites artificiais. Os sat{\'e}lites t{\^e}m
evolu{\'{\i}}do nas {\'u}ltimas d{\'e}cadas, o que significa
que os sat{\'e}lites mais simples v{\^e}m sendo
substitu{\'{\i}}dos por modelos mais complexos e
flex{\'{\i}}veis. Cada vez mais eles v{\^e}m incluindo
ap{\^e}ndices flex{\'{\i}}veis em suas estruturas. Esses
ap{\^e}ndices, no caso estudado, s{\~a}o pain{\'e}is solares.
Essenciais para qualquer miss{\~a}o, eles precisam ser acomodados
ao corpo principal do sat{\'e}lite para facilitar o processo de
lan{\c{c}}amento e abertos no espa{\c{c}}o para fornecer energia
para os subsistemas do sat{\'e}lite. O momento de abertura {\'e}
crucial, mas tamb{\'e}m gera perturba{\c{c}}{\~o}es que afetam
a atitude do sat{\'e}lite e precisam ser compensadas pelo sistema
de controle. Os estudos foram realizados no ambiente virtual SAS
(Spacecraft Attitude Simulator). O simulador permite ao
usu{\'a}rio configurar cada etapa da malha de controle,
possibilitando o ajuste dos ganhos do controlador PID
(Proporcional, Integral e Derivativo) e dos par{\^a}metros que
modelam sensores e atuadores. A perturba{\c{c}}{\~a}o, por sua
vez, {\'e} computada separadamente e {\'e} inserida na malha por
meio de torques perturbadores da din{\^a}mica do movimento. Esses
valores adicionais foram calculados pela ferramenta computacional
desenvolvida usando uma abordagem de rob{\'o}tica com a
formula{\c{c}}{\~a}o de Newton-Euler. Esse simulador tamb{\'e}m
permite que o usu{\'a}rio implemente o estimador mais apropriado
para o projeto. Neste caso, foi utilizado um filtro de Kalman para
estimar os valores da atitude do sat{\'e}lite durante o processo
de abertura dos pain{\'e}is. Os resultados dos testes de controle
do sat{\'e}lite mostraram como as perturba{\c{c}}{\~o}es
geradas impactam a atitude do sat{\'e}lite e devem ser levadas em
considera{\c{c}}{\~a}o em qualquer an{\'a}lise de miss{\~a}o.
ABSTRACT: This study has the objective develop a computational
tool and use it to analyze the effects of the solar array
deployment procedure on artificial satellites attitude dynamics.
The satellites have evolved in the last decades, meaning that more
complex and flexible satellites are replacing the simpler ones.
Most of the time the satellites now include the presence of
flexible appendages. These appendages in this case of study are
solar arrays. Essential to any mission, they must be stowed to
ease the launching process and be deployed in space to provide
energy for the satellites subsystems. The deployment moment is
crucial, but also generates perturbations that affect the
satellite attitude and must be compensated for by the control
system. The studies were implemented in the SAS (Spacecraft
Attitude Simulator) virtual environment. The simulator allows the
user to define each step of the control process separately,
meaning that the perturbation can be computed separately from the
attitude dynamics and act on it as additional torques, which were
calculated using a robotics approach with the Newton-Euler
formulation. It also allows the user to implement its desired
estimator. In this case it was used a Kalman filter to estimate
the values of the satellites attitude during the deployment
procedure. Results from the satellites control tests show how such
perturbation affects the satellite attitude and that it should be
taken into account in any mission analysis.",
committee = "Kuga, Helio Koiti (presidente) and Rocco, Evandro Marconi
(orientador) and Milani, Paulo Gi{\'a}como and Costa Filho,
Aguinaldo Cardozo",
englishtitle = "Modelling of a satellite attitude disturbance during the process
of solar array deployment",
language = "pt",
pages = "161",
ibi = "8JMKD3MGP3W34R/3QQHQ4L",
url = "http://urlib.net/ibi/8JMKD3MGP3W34R/3QQHQ4L",
targetfile = "publicacao.pdf",
urlaccessdate = "27 abr. 2024"
}