Download Surface Tension Lockup in the Image Nutation Damper

Amsat Argentina
LUSEX
LU Satellite EXperiment
LUSEX – Satélite cubesat de Amsat Argentina – Sistema de Detección y Control de Actitud
Lusex – Sistema de Determinación y
Control de Actitud para el Satélite LUSEX

El sistema de control y estabilización
debe ser en tres ejes.
Raul Bon Foster - Amsat Argentina
lu5ag@amsat.org.ar

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.
José Víctor Pérez – Amsat Argentina
Lu2cpj@amsat.org.ar
Colabora:
Pedro Converso
Lu7abf@amsat.org.ar
Introducción
1.
3.1.2 Spin.
Como misiones secundarias están las de
desarrollar una tecnología de satélites
extremadamente pequeños, proveer una baliza
para telemetría en APRS, transmitir desde el
satélite a tierra imágenes previamente cargadas,
en modos de televisión de barrido lento (SSTV)
en formatos Martin 1 o bien Robot 36.
Consiste en rotar al satélite sobre alguno de
sus
ejes,
para
lograr
estabilización,
ecualización
de
temperaturas
mediante
exposición cíclica al Sol.
En este caso en particular, en el único eje que
se podría rotar es el eje Z, dado que los
paneles siempre debe apuntar al Sol.
2.
Premisas del Diseño del Sistema de
Determinación y Control de Actitud.
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.

Sistemas Pasivos
Dadas las características y limitaciones del
LUSEX, este sistema no resulta viable.
La misión primaria del satélite es proveer un
repetidor en el espacio con características
especiales para la experimentación.

3.1
Este sistema puede ser efectivo para la
estabilización en la medida que un satélite sea
relativamente grande y que tenga su eje Z
siempre apuntado a la tierra y con un momento
de inercia significativo en el eje Z que podría
estar dado por el boom gravitacional con un
peso es su extremo.
Se trata de una unidad basada en la forma de un
cubo de solo 10 cm de cara, y de no más de 1
Kg de peso, a ser puesto en órbita baja, polar,
circular, de unos 800 KM de altura.
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.
Tipos de control y su factibilidad
3.1.1 Gradiente Gravitacional.
El LUSEX (LU Satellite EXperiment) es un
proyecto de satélite del tipo CuboSat, llevado
adelante por Amsat Argentina con la
colaboración de miembros y otras entidades.

3.
3.1.3 Estabilización magnética pasiva
Se trata de imanes distribuidos en la estructura,
que causan que el satélite se oriente respecto
del campo magnético terrestre. Sin embargo el
campo magnético no es constante, sino que las
líneas de fuerza se aproximan a un dipolo
magnético.
Esto causa que la actitud de satélite cambie a
lo largo de toda la órbita, lo cual en este caso
no es un efecto deseado porque no mantendría
orientados los paneles solares.
Dadas las limitaciones de tamaño, el
sistema de control de actitud debe tener
poco peso, poco tamaño y bajo consumo
de energía.
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Además, el campo magnético de los imanes
interferiría con los magnetómetros que se
necesitan para determinar la actitud.
Dado que la estabilización que se plantea es en
tres ejes, entonces hay 3 bobinas en planos
distintos del cubo.
Como consecuencia este tipo de estabilización
no es adecuada para este satélite y en estas
condiciones.
Los magnetorquers tienen algunas limitaciones:
3.2

Sistemas Activos.
3.2.1 Volantes de Inercia

Se trata de volantes o ruedas que giran por lo
tanto acumulan momentum angular, que se
opone a cambios en la dirección del eje de giro.
Es un excelente método de estabilización,
básicamente inercial, y en principio apto para
orientar respecto del sol.

En este caso en particular, el pequeño tamaño
del satélite, y la complejidad de construcción de
este sistema, junto con el hecho que para
controlar la acumulación o pérdida de
momentum es necesario complementar con
otros sistemas, por ejemplo magnetorquers o
propulsores, no hacen viable este tipo de
estabilización.
Si el campo de uno de ellos es paralelo
al campo de la tierra, su acción es nula.
Ello se soluciona en base a la selección
del tiempo en el cual se actúa el
magnetorquer.
No se pueden actuar más de dos
magnetorquers simultáneamente.
El
campo
producido
por
los
magnetorquers distorsiona y afecta la
medición hecha por los magnetómetros.
La solución de este problema se logra
pasivando los magnetómetros en el
momento
que
se
acciona
el
magnetorquer.
Dadas las limitaciones, de volumen, masa u
otro tipo expresadas, el sistema de control
basado en magnetorquers es el seleccionado
para esta misión.
4.
3.2.2 Spin dual
Sensores
Para adquirir datos que permitan conocer la
actitud del satélite, se plantea el uso de:
Consiste en mantener relativamente fija una
parte del satélite mientras se hace girar otra
parte. Por su grado de complejidad, y dadas las
reducidas dimensiones de este satélite, no se
considera viable este tipo de sistema.


6 Sensores de sol.
3 Magnetómetros.
Los sensores de sol se instalarán uno en cada
cara del cubo. Los magnetómetros con
medición en 3 ejes están disponibles dentro de
una sola unidad, tipo circuito integrado SMD o
menor, que va soldado en la plaqueta principal.
3.2.3 Propulsores
Son motores que funcionan por expulsión de
masa, acción y reacción. Los más habituales
están basados en Hidrazina. Dado que las
dimensiones de estos motores son más grandes
que este satélite, no se continúa el análisis de
este tipo de control.
También se medirá la corriente de paneles,
pero no es totalmente aplicable su uso como
sensor adecuado a la determinación y control
de actitud por las siguientes razones:

3.2.4 Magnetorquers

Son bobinas que cuando circula corriente en sus
devanados
producen un campo magnético
normal al plano de la bobina. Este campo
interactúa con el campo magnético terrestre,
produce un momento o par, y se usa para
controlar la actitud del satélite.

Después de la separación los paneles
no estarán aún desplegados.
En el mejor de los casos los paneles
aportarían información de sol solo en el
eje +Z, e inmediatamente después de la
separación el par tensión corriente, no
necesariamente será representativo del
apuntamiento.
Si hubiese algún problema físico o
eléctrico con los paneles, se pierde
referencia en el eje deseado.
3
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5.
Procesamiento de la información de
sensores
Ya se han construido dos bobinas de
magnetorquer, que 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 [2].
El procesamiento de información de sensores,
esta basado en un controlador, DSPIC33, al cual
convergen los sensores descriptos, los sensores
de sol, los magnetómetros y los sensores de
corriente de cada bobina de magnetorquer. A su
vez el controlador 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.
Tratándose de tres bobinas, en el peor de los
casos, a dicha temperatura las tres bobinas
consumirían 423 mW a la temperatura indicada,
aunque por lo antedicho no serán activadas
simultáneamente. Si tomamos en cuenta las
temperaturas esperadas [3], 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
[4][5], 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.
En la elección del controlador de ADCS,
debemos tener en cuenta la memoria disponible
del mismo, ya que deberá procesar los
algoritmos de corrección, y el manejo de los
sensores y actuadores, en caso de no disponer
de memoria suficiente, parte de estas
operaciones podrá realizarla el procesador
central.
7.
6.
Drivers de magnetorquers
Bobinas para magnetorquers
Los drivers de los magnetorquers, son los
circuitos de potencia, que hacen de interfaz
entre el gobierno o control de actitud
(microprocesador de control) y las bobinas
propiamente dichas. Debemos tener en cuenta,
que las bobinas de magnetorquers requieren
variabilidad del campo generado, es decir que
las mismas deberán polarizarse en un sentido y
luego en otro sentido. Debido a esta condición,
optaremos por el diseño de una salida de
potencia en el modo puente H. El mismo
consiste en disponer cuatro transistores de la
siguiente forma:
Para el diseño de los actuadores, se asume que
las tres bobinas deben tener el mismo
comportamiento,
por
lo
tanto
el
dimensionamiento eléctrico y mecánico será el
mismo en todos los casos. Se debe tener
especial atención al momento del diseño, de los
diferentes factores que afectan a la nave, como
la masa y las dimensiones y por otro lado a las
condiciones a la que estarán sometidas, como la
amplitud de temperaturas a la que estará
expuesta.
Para la elección de los materiales tendremos en
cuenta las temperaturas máximas y mínimas a la
que estará sometida la bobina, el campo
magnético que deseamos crear, y con estas
variables, dimensionaremos, teniendo especial
atención al consumo de corriente tanto a
máxima como a mínima temperatura, lo cual es
un factor critico. En efecto y basándonos en
estas premisas, las ecuaciones de diseño que
aplicaremos serán cuatro, a saber: cálculo de la
masa de la bobina, cálculo de la disipación de
potencia, cálculo de la resistencia de la bobina y
cálculo del momento magnético producido por la
misma, siempre teniendo en cuenta que el factor
preponderante y limitante en el diseño es la
masa de las mismas.
Fig.1 Driver de bobinas de magnetorquers
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Con el símbolo de motor (M) designaremos a la
bobina correspondiente. Los emisores de los
transistores Q1 y Q2 se conectarán al potencial
positivo de la fuente de potencia, y las entradas
A y B se conectaran al microcontrolador.
8.
Podemos ver que el funcionamiento es bastante
simple, en el circuito, mientras que la unidad de
control accionan o encienden Q1 y Q3 se genera
una corriente positiva, mientras que cuando se
encienden Q2 y Q4 se genera una corriente
negativa, de esta manera podemos conseguir la
variabilidad de campo por cada bobina.
Tanto el diseño y la implementación del mismo
es bastante sencilla. Solo debemos tener en
cuenta al momento del dimensionamiento del
puente, la dispersión del HFE en cada transistor,
producido está dado por las temperaturas
extremas a la que estará sometido, siendo esta
dispersión un parámetro importante 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.
9.
Conclusiones

Los magnetorquers aparecen como la
opción más adecuada para esta misión

Si bien su consumo de energía parece
significativo, solo se actuará de a una
bobina por vez y con un ciclo de trabajo
relativamente pequeño, por lo tanto la
cantidad de energía consumida por los
magnetorquers es compatible con la
disponibilidad de energía prevista para
el satélite, que se expresa en el trabajo
sobre energía parte del conjunto del
cual el presente forma parte.
Referencias
1. Surface Tension Lockup in the Image
Nutation Damper - Anomaly and Recovery by
Carl Hubert y Daniel Swanson; NASA; URL:
http://image.gsfc.nasa.gov/publication/documen
t/2001_hubert_swanson.pdf .
(Resumen incluído en Apendice A)
Debemos también tener en cuenta que deben
agregarse diodos, disponiendo los mismos entre
colector y emisor de cada transistor, esto se
debe a la tensión de pico provocada por cada
bobina, que si no estuvieran estos diodos para
neutralizarla, acabaríamos por destruir el puente
de potencia.
2. Attitude Control System for AaU CubeSat,
Autonomous and Reliable Systems by Torben
Graversen, Michael Kvist Frederiksen, Søren
Vejlgaard Vedstesen, Rafael Wisniewski;
University
of
Aalborg,
Denmark;
http://www.cubesat.aau.dk/dokumenter/acs_rep
ort.pdf .
Otro factor importante a tener en cuenta el
consumo de corriente, sabemos que el control
del satélite depende del campo generado por la
bobina, a su vez el campo magnético creado por
la bobina es linealmente dependiente de la
corriente que pasa a través de ella, y a su vez
esta corriente es dependiente de la temperatura
en forma lineal. Por lo tanto, seria ideal poder
medir la temperatura de la bobina, para así
saber el requerimiento de corriente debido a su
temperatura en ese momento.
3. Desplazamiento de la órbita del LUSAT-1 por
Marcelino García, LU7DSU; URL:
http://www.lusat.org.ar/Orbita_Lusat.html .
4. The Canadian Advanced Nanospace
eXperiment (CanX-1); Luke Stras et al.,
University
of
Toronto;
Canada;
URL:
http://www.utias-sfl.net/docs/canx1-amsat2003.pdf .
Como esto es un poco difícil de implementar, lo
ideal será sensar la corriente que pasa a través
de ella, para esto podemos disponer de un
resistor en serie con la bobina, y por medio de
un circuito sensor de corriente, poder medir esta,
amplificarla y luego medirla con el conversor A/D
del microcontrolador, para tomar la acción
pertinente.
5. Cloud CubeSat Attitude Control System;
Jacob Izraelevitz et al.; Olin-NASA Summer
Research Program, Summer 2008, URL:
http://nasa.ece.olin.edu/projects/2008/acs/files/
User_Manual.doc .
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Apéndice A.
Una vez escrita la rutina, fue cargada al satélite
y puesta a funcionar, aunque los resultados
fueron contrarios a lo esperado y la nutación
aumentó. Se revisaron las deducciones,
ecuaciones y rutinas, llegándose a la
conclusión que un signo estaba mal, lo cual
derivó en la polaridad opuesta en la corriente
de la bobina.
Análisis y Resumen del Trabajo
Surface Tension Lockup in the Image
Nutation Damper - Anomaly and Recovery de
Hubert y Swanson
Se trata de un trabajo en el cual se explican las
generalidades de la misión y luego concentra el
análisis en el conocimiento y control de spin,
actitud y nutación del satélite IMAGE, dedicado
a estudiar la magnetosfera y su respuesta
dinámica al flujo de partículas cargadas
provenientes del sol.
Se corrigió el signo, la rutina y además como
medida de precaución se hizo actuar a la
bobina lejos del perigeo, donde el campo
magnético terrestre es menor. Todo este
proceso se hizo durante 7 órbitas, y demostró
ser efectivo, bajando la nutación a casi cero.
Se realiza una descripción acerca del diseño del
amortiguador de nutación, como se comportó
durante el lanzamiento y como fue el mecanismo
de su falla, pese a ser un diseño probado en
muchos lanzamientos anteriores.
Conclusiones
Se recomienda leer este trabajo, especialmente
por el team de control, por las siguientes
razones:
Sucedió que dicho amortiguador, consiste en un
anillo circular de 30 cm de radio, hecho con un
tubo de acero inoxidable de aprox. 1 cm de
sección lleno de mercurio, que con spin de 49
rpm dado por la tercera etapa funcionó dentro de
lo previsto.



Pero luego de la separación, con solo 0,5 rpm el
amortiguador no funcionó porque el mercurio se
acumuló en sectores del tubo y no en forma
continua en la periferia del mismo, necesario
para disipar energía por viscosidad.

Una vez analizado el problema en tierra, hechos
mayores estudios, modelizaciones y descartada
la hipótesis de una falla física catastrófica, se
comenzó a trabajar una posible solución basada
en un magnetorquer que había sido incluido
físicamente, incluso probado en tierra, pero cuyo
software no se había preparado para controlarlo,
por cuestiones de presupuesto y tiempo de
implementación.
Es un antecedente básico aplicable al
proyecto LUSEX.
Está escrito en una forma coloquial,
amena y fácilmente entendible.
Avanza con un grado de profundidad no
habitual hasta dicho momento acerca
del comportamiento de amortiguadores
de nutación pasivos, basados en
líquidos viscosos.
En la sección referencias incluye
mención a varios otros trabajos sobre
amortiguadores de nutación pasivos.
Datos de trabajo:
Título: Surface Tension Lockup in the Image
Nutation Damper - Anomaly and Recovery.
Autores: Carl Hubert (Hubert Astronautics) y
Daniel Swanson (Lockheed Martin Space
Systems).
Idioma: Inglés.
Año: 2001 (Aprox)
Páginas: 16
Filename: 2001_hubert_swanson.pdf
URL:
http://image.gsfc.nasa.gov/publication/documen
t/2001_hubert_swanson.pdf
Luego se analizó el período de rotación (spin) y
nutación, basado en el sensor de sol. Con esto
se determinó en cuales momentos había que
energizar la bobina del magnetorquer y con cual
signo, a partir de lo cual se preparó una rutina
de control para darle pulsos de corriente a la
bobina.
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