Rapid Detumbling of Satellites

Abstract

Den innledende fasen av attituderegulering av en satellitt er undersøkt, med høy initiell vinkelfart. Målet med denne fasen er å redusere vinkelfarten slik at attituderegulering kan begynne, denne prosessen blir kalt "detumbling". Attitudedynamikken er modellert etter et romfartøy i sirkulær bane rundt jorda med magnetiske spoler og redundante reaksjonshjul som pådragsorgan. Det er definert tre mål som må oppnås: Detumbling, oppnåelse av referansehastigheter for reaksjonshjul, og oppnåelse av ønsket attitude. For dette formålet undersøkes fem forskjellige regulatorer, hvorav tre bruker magnetiske spoler, og to bruker reaksjonshjul til detumbling. To av disse benytter en ny formulasjon basert på tilbakekobling fra en tidsderivert enhetsvektor som er konstant i referanserammen. Stabiliteten til hver regulator er analysert med Lyapunov-teori. Bruken av redundante reaksjonshjul gjør at det blir nødvendig med en kontrollallokeringsmetode. Fire metoder for kontrollallokering med et sekundært mål om å oppnå referansehastigheter for reaksjonshjul er presentert. PD-kontroll brukes for å oppnå ønsket attitude etter detumblingfasen. Reaksjonshjul kan gå i metning ettersom de har en øvre grense i rotasjonshastighet, dette nødvendiggjør bruken av de magnetiske spolene til å redusere drivmomentet. En simulator er utviklet i Matlab for å vurdere ytelsen til regulatorene og kontrollallokeringsmetodene ved å sammenligne konvergenstid og energiforbruk. Forstyrrelser fra omgivelsene og målestøy legges til for å måle robusthet, og aktuatorfeil simuleres for å evaluere feiltoleranse. Bruk av reaksjonshjul er mye raskere enn å bare bruke magnetiske spoler til detumbling, hvor ulempen er at lengre tid må brukes på å redusere rotasjonshastigheten i hjulene i etterkant.

The initial phase of attitude control of a spacecraft after launch is considered, where the spacecraft starts with a high angular velocity. The objective of this phase is to reduce the angular velocity until attitude control can commence, a process commonly referred to as detumbling. The attitude dynamics is modeled for a spacecraft actuated with magnetorquers and redundant reaction wheels in a circular orbit. The objectives that are considered are detumbling, reaching reaction wheel speed references, and obtaining a desired attitude. For this purpose five different detumbling control laws are investigated, three of which use magnetorquers and two use reaction wheels, where stability is analyzed using Lyapunov theory. Two of the presented control laws are novel formulations based on feedback from the derivative of a unit vector that is constant in the frame of reference. With the use of a redundant reaction wheel assembly, control allocation becomes necessary. Four control allocation algorithms for finding reaction wheel torques with a secondary objective of reaching reaction wheel speed references are presented and compared. After detumbling is complete, PD control with reaction wheels is used to obtain the final attitude, where magnetorquers are used for momentum dumping. Momentum dumping is the process of removing excess angular momentum from the reaction wheels, which is necessary as reaction wheels can saturate by reaching a maximum angular speed. A simulator is developed in Matlab to compare performance of the detumbling controllers and control allocation methods by comparing convergence time and energy use, where environmental disturbances and measurement noise are added to gauge robustness, and actuator failure is simulated to compare fault tolerance. The use of reaction wheels for detumbling provides reduction of angular velocity magnitudes faster compared to magnetorquers, where the trade-off is a longer time spent dumping momentum from the reaction wheels.