A Magnetic Attitude Control System for an Axisymmetric Spinning Spacecraft

Sorensen, John A.

doi:10.2514/3.59677

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“…Rennard (1967), também desconsiderando nutação e assumindo rotação spin constante, investigou o efeito médio do torque de controle magnético devido ao chaveamento do MTQ em instantes pré-programados numa órbita. Ambas as abordagens desconsideraram a necessidade de estimação da atitude do eixo de spin para realizar a lei de controle Sorensen (1971) tratou do controle magnético com um triedro de MTQs operando em malha fechada com a estimação de atitude e velocidade angular. A estimação usou a modelagem linearizada em torno da rotação spin nominal e reduzida nutação, desconsiderando a interferência da corrente nos MTQs sobre as medidas de magnetômetro.…”

Section: Controle Magnéticounclassified

Controle em três eixos para aquisição de atitude por satélite universitário partindo de condições iniciais desfavoráveis

Viegas

Santos

Waschburger

et al. 2012

Sba Controle & Automação

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A concepção de um satélite universitário de baixo custo busca atender as restrições de seu lançamento como carga útil secundária. A configuração girostato foi investigada para avaliar o desempenho do Sistema de Controle de Atitude (SCA) autônomo durante a aquisição de atitude quando o satélite se separa do veículo lançador em uma condição inicial desfavorável. A configuração girostato é controlada em três eixos e busca manter voltada para o Sol a única face com o painel solar. Uma roda de momentum, cujo eixo de rotação é ortogonal àquela face, provê rigidez giroscópica para, em conjunto com três bobinas de torque com núcleo de ar, gerar torques para controle de atitude em três eixos. O SCA inicia sua ação a partir da separação, operando em malha fechada com a estimação da atitude e da velocidade angular do satélite. Essas estimativas são fornecidas por um filtro de Kalman estendido (FKE) que processa medidas vetoriais da direção do Sol e do campo geomagnético oriundas de sensores de Sol e magnetômetro triaxial. Partindo de condições desfavoráveis, os resultados mostraram que o apontamento do satélite demanda cerca de um dia e meio dia para prover erro de apontamento inferior a 10º e menos de dois dias para manter o erro abaixo de 0,1º. Em torno do eixo da roda, ocorre oscilação do satélite em torno da referência, mas dentro de uma margem aceitável. A duração das manobras em relação à capacidade de carga das baterias embarcadas confirmou a viabilidade da configuração girostato. O desempenho e a complexidade dessa configuração foram comparados com a estabilização de corpo rígido com rotação spin visando selecionar configuração apropriada para a missão do satélite.

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Section: Controle Magnéticounclassified

Controle em três eixos para aquisição de atitude por satélite universitário partindo de condições iniciais desfavoráveis

Viegas

Santos

Waschburger

et al. 2012

Sba Controle & Automação

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“…(5) could be denoted, more appropriately, as k p and k n , transforming Eq. (5) to (6) where, by definition, k n and k p are constrained by the relationship (7) Finally, the roll and yaw control torques, g c \ and g c3 , respectively, produced by the pitch dipole are…”

Section: A/i X B Control Policy For Angularmentioning

confidence: 99%

Comparative stability analysis and performance of magnetic controllers for bias momentum satellites

Hablani

1995

Journal of Guidance, Control, and Dynamics

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This paper reexamines magnetic controllers for roll/yaw control of Earth-pointing bias momentum satellites in circular orbits using pitch dipoles. A general magnetic controller employs three gains, first for controlling precession, second for damping nutations, and third for stiffening the roll/yaw motion directly, using attitude angles and rates for feedback. For an orbit-averaged magnetic field, dependence on these gains of the closed-loop roots associated with precession and nutation and their damping coefficients is investigated via eigenanalysis and root loci. Stability inequalities constraining the three gains are developed by applying Routh-Hurwitz criteria, and the stability boundaries so obtained are spot checked with Floquet theory. The stability and performance of a three-gain controller is compared with that of 1) the classical A/t x B controller and 2) controllers having zero stiffness gain with or without yaw feedback for precession. Faster transient performance and improved pointing accuracy attributed to yaw feedback and stiffness gain are clearly brought forth in this study. Simple formulas are developed to calculate the gains for desired precession rate and nutation damping coefficient.

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“…The latter assumption implies that the satellite is spinning about a principal axis, stably oriented with respect to the orbit plane, and that disturbing torques are effectively cancelled by attitude control torques. 3 In this case, the equations of motion in the plane of spin expressed in a reference frame fixed to the satellite and centered at the proof mass position sensor null point, are…”

Section: Relative Equationsmentioning

confidence: 99%

Mass Attraction Reduction by Integral Control in Spinning DragFree Satellites

Powell

Lange²,

Jhin

1972

Journal of Spacecraft and Rockets

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In typical drag-free satellite designs, the largest internal force that perturbs the proof mass from a drag-free trajectory is the mass attraction of the satellite. Spinning the satellite with the spin vector normal to the orbital velocity vector eliminates most of the errors due to a constant body fixed gravitational force from the vehicle. If, however, there is a spatial gradient in the vehicle gravity field at the proof mass, spin does not necessarily eliminate this disturbance. An integral controller is discussed here which substantially attenuates the disturbances not eliminated by the spin. The mechanism by which mass attraction errors are reduced with integral control and the factors influencing its stability are examined. Mechanization errors of the integral controller show that drag-free performance with a disturbing acceleration level of 10 ~1 3 g (or position error of 1 km after one year) is quite feasible. In a nonspinning, nonintegral control drag-free satellite with mass attraction properties the same as that assumed here, drag-free performance of 10 ~1 0 g would result.-cos(tu/,0 C AC C r fbx,fby f ex, fey feh,fev f ex, fey = |/i | = fix,fty -F e = F G = h = I h j v = IhcJvc = k c = k p = m b = r = r d = •6 = Nomenclature (df ex /dx + df ey /dy)/2 (8f ex /dx -df ey /dy)/2 (8f ex /dy + df ey /8x)/2body fixed disturbing specific forces on satellite control specific force on satellite horizontal and vertical components of force on proof mass due to mass attraction magnitude of inertially fixed force on proof mass body fixed components of mass attraction on proof mass magnitude off ix j iy inertially fixed disturbing specific forces on satellite disturbing forces on proof mass force of gravity on proof mass in-track trajectory error integral of f eh and f ev integral of x bi and y bi integral control gain position gain mass of proof mass proof mass position with respect to an inertial reference deadspace radius sm(co h t) w = Xb,yb = position coordinates of proof mass in satellite fixed reference frame Xbt,ybi = proof mass position in an inertial reference frame x e ,y e = mass center location in satellite fixed reference frame x u ,yu = integral control bias coordinates y = velocity/position gain 77 = complex expression for x b +jy b

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A Magnetic Attitude Control System for an Axisymmetric Spinning Spacecraft

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Controle em três eixos para aquisição de atitude por satélite universitário partindo de condições iniciais desfavoráveis

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