System stabilizacji położenia niskoorbitalnego satelity okołoziemskiego z użyciem dwóch kół reakcyjnych i magnetosiłowników
Article in Polish
PDF file (pobrano 762 razy)
Streszczenie
Systemy stabilizacji dla satelitów o wysokich wymaganiach dotyczących precyzji orientacji, takich jak satelity komunikacyjne czy obserwacyjne, są zwykle realizowalne z użyciem kół reakcyjnych. Najczęściej stosowana jest kombinacja trzech kół wzajemnie do siebie prostopadłych (rozpinających przestrzeń R3) oraz czwarte - koło zapasowe. Taki system jest wspomagany systemem magnetosiłowników używanym do zrzucania zmagazynowanego w kołach momentu. Artykuł porusza problem systemu stabilizacji wykorzystującego jedynie dwa koła reakcyjne i używającego permanentnie magnetosiłowników jako kompensacji trzeciego koła. Projektowanie systemu jest wieloetapowe. Zawiera między innymi stworzenie algorytmu propagującego położenie na orbicie, etapy budowy modelu satelity zawierającego koła reakcyjne oraz magnetosiłowniki, jak również sposób linearyzacji modelu wokół położenia wskazującego nadir. Powstały system jest aproksymowany jako periodyczny pod względem zmian w zewnętrznym polu magnetycznym. Periodyczność jest wykorzystana do konstrukcji optymalnego kontrolera z nieskończonym horyzontem. Poprawne działanie systemu, czyli stabilizacja położenia przy dużych odchyleniach początkowych, jak również dużych prędkościach kątowych jest wykazana na drodze symulacji.
Słowa kluczowe
koło reakcyjne, magnetosiłownik, satelita okołoziemski, system stabilizacji
Attitude Control System for Low Earth Orbit satellite using reaction wheels and magnetic torquers
Abstract
Three axis spacecraft stabilisation with high pointing requirements, used on communication or surveillance satellites, is mostly realised by means of reaction wheels. The combination used frequently is composed of three main wheels and fourth as a redundant unit. That system is augmented by magnetorquers, used for momentum offloading. This article treats about a three axis stabilisation system that utilises only two reaction wheels and is constantly using the magnetorquers to compensate for the third wheel. During the development of the control system, firstly the underlying principles are revisited. Than an orbit propagation algorithm is constructed. The full model of the spacecraft, incorporating wheels and magnetorquers is derived. The model linearization about a nadir pointing attitude is performed. The system is approximated as a periodic due to changes in external magnetic field, as seen from Earth orbiting satellite. The periodicity is used to construct an infinite horizon optimal controller. Simulations are run, providing that the system reaches a steady state starting with large initial attitude misalignment as well as large initial rates.
Keywords
Earth orbiting satellite, magnetic torquer, reaction wheel, stabilization system
Bibliography
- Anderson B., Moore J.: Optimal Control Linear Quadratic Methods. Prentice Hall, London 1989.
- Curtis H. D.: Orbital Mechanics for Engineering Students. Butterworth-Heinemann, Boston, USA 2005.
- Goldstein H.: Classical Mechanics. Addison-Wesley Press, Melbourne 1950.
- Hughes P. C.: Spacecraft Attitude Dynamics. John Wiley & Sons, New Jersey, USA 1986.
- Psiaki M. L.: (2000), Magnetic Torquer Attitude Control via Asymptotic Periodic Linear Quadratic Regulation. Journal of guidance, control and dynamics, ISSN 0731-5090, Vol. 24, No 2, 2001, pp. 386-394.
- Resnick R., Halliday D.: Fizyka 2. wydanie 15, Wydawnictwo Naukowe PWN, Warszawa 2001.
- Vallado D. A.: Fundamentals of Astrodynamics and Applications. Kluwer Academic Publishers, Dordrecht, The Netherlands 2001.
- Wertz J. R.: Spacecraft attitude determination and Control. Kluwer Academic Publishers, Dordrecht, The Netherlands 2002.
- Wiśniewski R.: Satellite Attitude Control Using Only Electromagnetic Actuation. PhD thesis at the Department of Control Engineering, Aalborg University, Denmark 1996.