LUSEX LU S atellite EX periment

1. LUSEX LUSatellite EXperiment Determinación y Control de Actitud Ing. Raúl Bon Foster (lu5ag@amsat.org.ar) Ing. José Víctor Pérez Losada (lu2cpj@amsat.org.ar)

2. Introducción Vehículo espacial = tarea multidisciplinaria muy compleja. Aspectos más importantes a determinar: Estudio de la órbita. Conociento y control de actitud.

3. Introducción El LUSEX (LU Satellite EXperiment) es un proyecto de satélite llevado adelante por AMSAT Argentina con la colaboración de miembros y otras entidades con las siguientes premisas: Tipo CuboSat, de solo 10 cm de cara, y de no más de 1 Kg de peso, Orbita Baja, polar, circular, de unos 800 Km de altura.

4. Introducción Misión primaria: Proveer un repetidor en el espacio con caracte- rísticas especiales para la experimentación. Misiones secundarias: Desarrollar una tecnología de satélites extremadamente pequeños, Baliza para telemetría en APRS, transmitir desde el satélite a tierra imágenes previamente cargadas, en modos de televisión de barrido lento (SSTV)

5. Sistemas de Control de Actitud Conceptos de control por realimentación. El concepto de control activo de la actitud es que misma se mide y compara con el valor deseado. La señal de error así obtenida se usa entonces para determinar una maniobra de corrección de torque, que es implementada por el actuadores de a bordo. Debido a que las perturbaciones externas seguirán ocurriendo, y dado que las mediciones como las correcciones serán imperfectas, el ciclo continuará indefinidamente.

6. Sistemas de Control de Actitud Métodos de control de actitud usados normalmente: Volantes de inercia Giroscopio inercial de control Toberas de reacción Magnetorquers (Torqueadores magnéticos)

7. Sistemas de Control de Actitud Volantes de inercia: se trata de volantes o ruedas que giran, por lo tanto acumulan momento angular, que se opone a cambios en la dirección del eje de giro. Giroscopio inercial de control: es básicamente un volante de inercia en un cardan, colocado perpendicular al eje de rotación de la rueda. Un torque aplicado al cardan produce un cambio en el momento angular perpendicular al vector momento angular existente. Toberas de reacción: son motores que funcionan por expulsión de masa, acción y reacción. Magnetorquers (Torqueadores magnéticos): son bobinas, que al circular corriente a través de ellas, producen un campo magnético normal al plano de la misma, el cual interactúa con el campo magnético terrestre, produciendo un momento o par.

8. Perturbaciones en un vehículo espacial Momentos aerodinámicos:la atmósfera superior creará una fuerza de resistencia (Drag) produciendo un momento perturbador . Momentos por gradiente-gravitatorio: un objeto en órbita experimentará una atracción más fuerte sobre su lado inferior que su lado superior. Esta atracción diferencial, dará como resultado un momento que tiende a rotar el objeto para alinear su eje largo con la vertical local. Momentos por presión de radiación solar: la presión de radiación solar puede producir momentos perturbadores . Este momento es independiente de la velocidad o la posición de vehículo espacial, existe mientras el vehículo esté iluminado, y es siempre perpendicular a la línea de sol. Momentos magnéticos: la Tierra y los otros planetas, aún ejercen otro momento sobre el vehículo espacial en órbitas bajas. Este momento puede ser usado a favor de la corrección de mediante el uso de bobinas de torque.

9. Perturbaciones en un vehículo espacialCondiciones de diseño Perturbaciones varias: otras perturbaciones que pueden afectar la actitud de la nave pueden ser, el venteo de fluidos internos, piezas móviles dentro del satélite, momentos debidos a antenas, paneles solares e instrumentos de investigación de a bordo. Condiciones de diseño Conocer el estado de rotación y actitud después de la separación para realizar el proceso de detumbling y con ello llevar al satélite a un estado controlable. Conocer la posición y actitud del satélite, para controlar esta última y orientar el satélite y los paneles al sol para máxima generación de energía. Dadas las limitaciones de tamaño, el sistema de control de actitud debe tener poco peso, poco tamaño y bajo consumo de energía.

10. Condiciones de diseño El sistema de control y estabilización debe ser en tres ejes. La precisión necesaria en el apuntamiento está en el orden de +/- 25 grados respecto del Sol y es principalmente dependiente de rendimiento de la generación de energía cuando los paneles no son normales al Sol. Dado el tamaño, del satélite, se ha optado por el sistema de magnetorquers, descartando otras posibilidades tales como ruedas de reacción , toberas o giroscopios. Se utilizaran sensores de sol y magnetómetros, así como medición de la corriente producida por los paneles solares. dato no aplicable para la determinación de la actitud ya que luego de la separación, los paneles estarán aun plegados. En el mejor de los casos aportarían información solo en el eje +Z, e inmediatamente después de la separación la corriente, no necesariamente será representativo del apuntamiento. En caso de avería de algún panel se pierde referencia en dicho eje.

11. Sistema de control de actitud del LUSEX Procesamiento de la información: esta basado en un controlador de la familia Microchip, el DSPIC33, al cual se conectaran los sensores antes mencionados y además los sensores de corriente de cada bobina. El controlador de ADCS estará conectado con el procesador central del satélite, con el cual mantendrá comunicación para la información de estado de los sensores y actuadores, y para que el procesador central pueda enviar los datos de los parámetros Keplerianos para la corrección de actitud. Bobinas de Magnetorquers: las tres bobinas deberán tener el mismo comportamiento, por lo tanto el dimensionamiento tanto eléctrico como mecánico será idéntico para cada una.

12. Sistema de control de actitud del LUSEX Diseño de la bobina de magnetorque a

13. Sistema de control de actitud del LUSEX Drivers de Magnetorquers: son los circuitos de potencia que harán de interfaz entre el procesador y el actuador (bobina de magnetorque), teniendo en cuenta que las bobinas requerirán de variabilidad del campo generado, es decir, que deberán polarizarse en un sentido, y luego cambiar esta polarización al sentido contrario. Debido a esta condición, hemos optado por una salida tipo puente H como se muestra en la figura: Con L1 designamos la bobina, los terminales A y B se conectan al controlador, y ambos colectores a el terminal + de la barra de potencia.

14. Sistema de control de actitud del LUSEX Debemos tener en cuenta al momento del dimensionamiento: Dispersión del HFE en cada transistor: dado por las temperaturas extremas a la que estará sometido, a tener en cuenta, por la potencia requerida y por la corriente que se debe entregar a cada bobina para producir el momento magnético deseado. Consumo de corriente : el control del satélite depende del campo generado por la bobina, a su vez el campo magnético es linealmente dependiente de la corriente que pasa a través de la bobina, y a su vez esta corriente es dependiente de la temperatura en forma lineal, seria ideal poder medir la temperatura de la bobina, para así saber el requerimiento de corriente debido a su temperatura en ese momento, como esto es un poco difícil de implementar, se sensara la corriente que pasa a través de ella, intercalando un resistor en serie con la bobina, y luego medir con el conversor A/D del microcontrolador, para tomar la acción pertinente.

15. Sistema de control de actitud del LUSEX Desarrollo y conclusiones: ya se han construido y ensayado eléctricamente las bobinas con los siguientes resultados: a temperatura de 15°C presentan una resistencia de 97 Ohms, lo cual para una tensión de alimentación de 3.7 V implica una potencia disipada de 141 mW. Esto está en el mismo orden de magnitud de otros antecedentes. Tratándose de tres bobinas, en el peor de los casos, a dicha temperatura las tres bobinas consumirían 423 mW a la temperatura indicada, aunque no serán activadas simultáneamente. Si tomamos en cuenta las temperaturas esperadas, se esperan consumos entre 100 y 200 mW por bobina, que se pueden accionar evitando la simultaneidad y que además su ciclo de trabajo es pequeño, planteado en un 10% durante las maniobras , lo cual es apto para tomar acción después de la separación, para el detumbling, cuando podría haber poca energía provista solo por la batería y los pequeños paneles pegados a las caras del cubo.

16. Sistema de control de actitud del LUSEX Si bien el consumo de energía aparece como significativo, hay que tener en cuenta que solo se actuará una bobina por vez y en un ciclo de trabajo pequeño, por lo que la energía requerida por los magnetorquers para el control de actitud de la nave es totalmente compatible con la energía que se dispone. Fotografía de la bobina ya realizada y testeada

17. LUSEX LU Satellite EXperiment AMSAT Argentina Muchas gracias por su atención Grupo LUSEX Ing. Raúl Bon Foster (lu5ag@amsat.org.ar) Ing. José Víctor Pérez Losada (lu2cpj@amsat.org.ar)