Geri Dön

Attitude estimation and magnetic attitude control of a LEO satellite

Bir alçak yörünge uydusu için yönelim kestirimi ve manyetik yönelim kontrolü

PDF İndir

  1. Tez No: 735297
  2. Yazar: MEHMET EŞİT
  3. Danışmanlar: PROF. DR. CENGİZ HACIZADE, DR. ÖĞR. ÜYESİ HALİL ERSİN SÖKEN
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Savunma ve Savunma Teknolojileri, Defense and Defense Technologies
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2022
  8. Dil: İngilizce
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Savunma Teknolojileri Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Savunma Teknolojileri Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 104

Özet

Bu tez çalışması kapsamında, alçak Dünya yörüngesindeki küçük uydular için düşük maliyetli bütün halde bir yönelim belirleme ve kontrol sistemi (YBKS) tasarlanmıştır. Teknolojik gelişmelerle birlikte son yıllarda, daha büyük uydulara kıyasla benzer işlevleri daha düşük maliyetlerle yerine getirmeleri nedeniyle küçük uyduların kullanımı önemli ölçüde artmıştır. Uzay çalışmalarının en başından beri kullanılıyor olmasına rağmen, son zamanlardaki eğilimin en önemli sebeplerinden biri uydu ekipmanlarının küçülmesi ve bunlar ile geliştirilen küçük uyduların, büyük uyduların kapasitelerini yakalaması ya da aynı kapasiteye birkaç küçük uydu ile ulaşılabilir hale gelmesidir. Alçak dünya yörüngesinde de küçük uyduların yaygın olarak kullanılmasının yanı sıra, küçük uydular üzerinde düşük maliyetli araçlarla operasyonların yürütülebilmesi önem kazanmıştır. Düşük maliyetli ekipman seçimi de uzay aracı YBKS'nde önemli bir husustur. Bu durumda algoritmalar, YBKS ekipmanının kapasitesi dahilinde ihtiyaçları en iyi şekilde karşılayacak düzeyde tasarlanmalıdır. YBKS, uydu içerinde en kritik altsistemlerden biri olması dolayısıyla, en ufak bir hata uydu kaybı gibi sonuçlara yol açabilir. Bu nedenle mevcut uzay çalışmalarında düşük maliyetli ekipmana sahip küçük uydu platformları için güvenilir, yüksek performanslı ve hataya dayanıklı YBKS'nin önemi yüksektir. YBKS ekipmanı iki gruba ayrılabilir; algılayıcılar ve eyleyiciler. Yönelim algılayıcıları olarak yıldız izler, Güneş algılayıcı, Dünya ufuk algılayıcısı ve manyetik alan ölçer gibi aletler kullanılırken ataletsel ölçüm birimi olarak da dönüölçerler kullanılabilmektedir. Yıldız izleyiciler yörüngeden bağımsız bir şekilde çok hassas yönelim bilgisini sağlamasına rağmen pahalı, ağır ve zaman alıcı cihazlardır. Öte yandan, manyetik alan ölçerler ve Güneş algılayıcıları çok dayanıklı ve uygulanması kolay oldukları için alçak yörüngelerde yaygın olarak kullanılmaktadırlar. Ayrıca gelişen teknoloji ile mevcut yönelim sensörüne ek olarak görev bütçesine göre farklı donüölçer çeşitleri de kullanılmaktadır. Yönelim kontrolü tepki tekerleri, kontrol moment jiroskopları gibi momentum korunumu yasasını kullanan cihazlar kullanılarak ya da manyetik tork çubukları veya yönelim itki sistemleri ile gerçekleştirilebilmektedir. Bunlar arasında, yönelim hassasiyet gereksinimi düşük olduğu durumlarda manyetik tork çubuklarının kullanımı en mantıklı seçimdir. Ayrıca, ana yönelim eyleyicisi olarak diğer eyleyiciler kullanırken, manyetik tork çubukları momentum boşaltma, açısal hız sönümleme gibi diğer görevlerinin yanı sıra arızalarda veya düşük enerji modunda yedek eyleyiciler olarak da kullanılabilirler. Uydunun, daha yüksek kapasiteli (yıldız izler, tepki tekeri gibi) ekipmanlara sahip olduğu durumlarda bile, düşük güç tüketim modu veya arıza durumları için YBKS'nin diğer yönelim ekipmanlarını (Güneş algılayıcı, manyetik alan ölçer, manyetik tork çubuğu gibi) içeren algoritmalarının tasarlanmasına da ihtiyaç duyulabilmektedir Tez çalışması dahilinde dönüölçer, manyetotik alan ölçer ve Güneş algılayıcılar ile yönelim tespiti ve manyetik tork çubukları ile yönelim kontrolü eden, düşük maliyetli bir YBKS'nin tasarımı üzerine çalışılmıştır. Bu düşük maliyetli mimari, düşük bütçeli uydularda birincil sistem olarak kullanılabileceği gibi farklı uydu sistemlerinde yedek sistem olarak da kullanılabilir. Vektör ölçümlerini kullanan farklı statik yönelim belirleme algoritmalerı incelenmiş ve benzetimlerle yönelim belirleme problemine uygulanmıştır. Farklı yöntemler arasında doğruluk, uzay tarihçesi ve dayanıklılık dikkate alınarak QUEST algoritması kaba yönelim belirleme algoritması olarak seçilmiştir. Hassas tutum belirleme sistemi, QUEST ve çarpımsal genişletilmiş Kalman filtresinin (MEKF) birleştirildiği bütünleşik bir yapıda tasarlanmıştır. Bu yapıda, filtreyi güncellemek için QUEST çıkışları kullanılmaktadır. Bu şema, filtre yapısını değiştirmeden; çok sayıda yönelim algılayıcılarının kullanıldığı durumda esneklik sağlar ve yıldız izleyicilerin birincil olarak kullanıldığı durumlarda birbirlerinin yerine kullanılabilirler. Ayrıca, gürbüz bir yapıya ve hızlı yakınsama özelliklerine sahiptir. Bunun yanında, çarpımsal yaklaşım, kuaterniyonun norm kısıtını korur ve böylece filtre, kuaterniyonu yönelim parametresi olarak kullanarak tekillik sorunlarıyla karşılaşmaz. Tezde, uydu yönelim ve açısal hız kestirimi için bütünleşik QUEST/MEKF yaklaşımı uygulanmıştır. Ayrıca bu bütünleşik yöntem; yakınsama hızı, doğruluk ve gürbüzlük açısından geleneksel MEKF yöntemi ile karşılaştırılmıştır. Uydunun açısal hız değerleri yüksek ise, yönelim kestirimi ve yönelim kontrolünden önce manyetik tork çubukları kullanılarak açısal hızın sönümlenmesi gerekmektedir. Bunun için uygulanması kolay olması ve sadece manyetometre ölçümlerine ihtiyaç duyması dolayısıyla yaygın bir kullanıma sahip Bdot kontrol algoritması seçilmiştir. Açısal hızın sönümlenmesinden sonra model öngörülü kontrol (MPC) yaklaşımı ile sadece manyetik tork çubukları kullanılarak yönelim kontrol edilmiştir. Manyetik kontrol, anlık olarak üç eksende yönelim kontrolü sağlamasa da, manyetik alan zamanla değiştikçe, yörünge boyunca kontrol sağlanabilmektedir. Manyetik alan, yörünge boyunca değiştiğinden, sistemin gelecekteki davranışını tahmin edebildiği ve kontrol momentini buna göre ayarlayabildiği için MPC seçilmiştir. Ek olarak, manyetometreler TWO-STEP algoritması kullanılarak tamamen kalibre edilmektedir. Bu sayede, yönelim kestirimi ve kontrol aşamalarında kalibre edilmiş manyetometre ölçümleri kullanılmıştır. Son olarak, YBKS'nin kestirim ve kontrol bölümleri birleştirilmiştir. Uydu sistemi yüksek açısal hız değerleri ile harekete başlatılmıştır. Bdot algoritması ile yüksek açısal hızlar sönümlenmiştir. Sönümleme algoritmasının hemen ardına MPC kullanılarak yönelim kontrolüne geçilmiştir. Bütünleşik QUEST/MEKF algoritması da sistemin başlangıcından itibaren çalıştırılmış ve çıktıları MPC algoritmasına beslenmiştir. Böylece kontrol momenti, kestirim değerleri kullanılarak hesaplanmıştır. Bunlara ek olarak, uydunun yöneliminin belirlenmesi ve kontrol edilmesine başlanmadan önce TWO-STEP kalibrasyon algoritması ile manyetometre ölçümleri kalibre edilmiştir. MPC için ufuk boyunca gerekli olan manyetik alan değerleri dipole model kullanılarak elde edilirken, sistem modellemesi ve referans vektör değerleri için IGRF değerleri kullanılmıştır. Sistem benzetimleri, güneş-senkron bir alçak Dünya yörüngesindeki bir mikro-uydu için MATLAB ortamında tamamlanmıştır. Sonuç olarak üç yörünge sonunda açısal hızlar sönümlenirken toplam on-oniki yörünge civarında da yönelim değerleri istenilen değerlere yaklaşmıştır.

Özet (Çeviri)

In this thesis, a complete low-cost ADCS is designed for a micro-satellite orbiting in LEO. The attitude determination system of the satellite is considered to be equipped with gyroscopes, TAM and Sun sensor which are the most common attitude sensors for small satellites. For satellite attitude control purposes, magnetorquers are selected as they are cheap, robust and easy to implement. Several static attitude determination algorithms which make use of the vector measurements are described and applied to the attitude determination problem by simulations. A comparison is made between different methods and QUEST algorithm is chosen considering the accuracy, space heritage and robustness. The fine attitude determination system is designed with the integrated scheme in which QUEST and MEKF are combined. In this scheme, QUEST outputs are used to update the filter. This structure provides flexibility with the number of attitude sensors and it can be interchangeably used with star trackers, when available onboard, without changing the filter structure, and also it has a robust structure and fast convergence characteristics. Besides, the multiplicative approach preserves the norm constraint of quaternion and so the filter does not encounter singularity issues by using the quaternion as the attitude parameter. The integrated QUEST/MEKF approach is implemented for the satellite attitude and angular rate estimation. Moreover, the integrated method is compared with the traditional MEKF in terms of convergence speed, accuracy and robustness. Before controlling the attitude, a satellite detumbling method is applied first to reduce the angular rate of the satellite. The Bdot control algorithm is selected as it is easy to apply and it needs only the magnetometer measurements. After detumbling the angular velocity, the attitude is controlled by using MPC approach. Although the magnetic control does not provide three-axis control instantly, the control can be achieved along the orbit in near-polar orbits as the magnetic field is changing over time. Since the magnetic field changes along the orbit, the MPC is chosen as it can predict the future behaviour of the system and adjust the control moment accordingly. Additionally, the magnetometers are fully-calibrated using the TWO-STEP algorithm. Thus, calibrated TAM measurements can be used in both the attitude determination and control algorithms. Eventually, the determination and the control parts of the ADCS are integrated to build a complete system for the satellite. The system is designed such that it first uses Bdot control and then MPC is applied once the spacecraft is detumbled. Integrated QUEST/MEKF outputs are fed to the MPC algorithm and the control moment is calculated by using the estimated states. The simulations are conducted in MATLAB environment for a sun-synchronous LEO micro-satellite.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    611201

    Design of kalman filter based attitude determination and control algorithms for a leo satellite

    Alçak yörüngeli bir uydu için kalman filtre tabanlı yönelim belirleme ve kontrol algoritmalarının tasarımı

    GAMZE EFENDİOĞLU

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2019

    Elektrik ve Elektronik MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Elektrik-Elektronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. MEHMET KEMAL LEBLEBİCİOĞLU

  2. Tez No

    508748

    Ukf adaptation and filter integration for attitude determination and control of nanosatellites with magnetic sensors and actuators

    Başlık çevirisi yok

    HALİL ERSİN SÖKEN

    Doktora

    İngilizce

    İngilizce

    2013

    Astronomi ve Uzay BilimleriGraduate University for Advanced Studies (SOKENDAI)

    Prof. SHINICHIRO SAKAI

  3. Tez No

    681154

    Development of single-frame methods aided kalman-type filtering algorithms for attitude estimation of nano-satellites

    Nano-uydularda yönelim kestirimi için tek-çerçeve yöntemlere dayali kalman-tipi filtreleme algoritmalarinin geliştirilmesi

    DEMET ÇİLDEN GÜLER

    Doktora

    İngilizce

    İngilizce

    2021

    Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. CENGİZ HACIZADE

    PROF. DR. ZEREFŞAN KAYMAZ

  4. Tez No

    803818

    Gyroless attitude estimation algorithm for nanosatellites

    Nanouydular için jiroskopsuz yönelim kestirim algoritmaları

    ŞİRİN YAKUPOĞLU ALTUNTAŞ

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2023

    Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. CENGİZ HACIZADE

    DR. ÖĞR. ÜYESİ HALİL ERSİN SÖKEN

  5. Tez No

    292113

    Sensor fusion based attitude determination for small satellites

    Küçük uydularda sensor füzyonu temelli yönelim belirleme

    ELGİZ BAŞKAYA

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2010

    Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. ÇİNGİZ HACIYEV

Geri Dön