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Bsf08 Spacecraft Attitude Determination And Control V1 0
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  • 1. Basics of Spaceflight Spacecraft Attitude  S f A i d Determination and Control D t i ti dC t l Prof. Dr.‐Ing. Bernd Dachwald dachwald@fh aachen.de dachwald@fh‐aachen de Aerospace Technology Department Hohenstaufenallee 6, 52064 Aachen, Germany FH Aachen University of Applied Sciences Winter 2009 / 2010 / v1.0
  • 2. Overview and Introduction What is Spacecraft Attitude … and Why Do We Have to Control It? • The orientation of the spacecraft in space is called its attitude • Most spacecraft have instruments and/or antennas that must be  pointed into specific directions. Solar arrays must be pointed into the  d f d l b d h sun. The thruster must be pointed into the required direction during  thrust maneuvers thrust maneuvers • To control the attitude, the spacecraft operators (or the spacecraft's  computer, in case of an autonomous system) must have the ability to 1. Determine the current attitude 2. Determine the error between the current and the desired attitude 3. Apply torques to remove the error • Therefore, the spacecraft needs an attitude determination and control  system (ADCS) • Attitude determination requires sensors • Attitude control requires actuators Attitude control requires actuators Prof. Dr.‐Ing. Bernd Dachwald Spacecraft Attitude Determination and Control FH Aachen / Winter 2009/10 / v1.0      2
  • 3. Overview and Introduction Attitude Determination & Control Process Thruster must point  into thrust direction Attitude Requirements: Antenna must point  Antenna must point Actuators into Earth direction Torque Internal Demands Torques External Disturbance  stu ba ce Disturbance Torques Di t b T Torques ‐ Aerodynamic ‐ Gravity‐Gradient ‐ Magnetic On board On‐board ‐ Solar Radiation Pressure Solar Radiation Pressure Computer Measured Solar array Sensor must Attitude must point point into Attitude into sun target direction direction d Control „Real“ Commands Attitude Ground Control Attitude Sensors Measured Attitude Prof. Dr.‐Ing. Bernd Dachwald Spacecraft Attitude Determination and Control FH Aachen / Winter 2009/10 / v1.0      3
  • 4. Disturbing Forces and Torques Overview Disturbing Forces and Torques Acting on Spacecraft • Aerodynamic force / torque  from planetary atmospheres, at Earth: altitude / 500 km • Gravity gradient torque Gravity gradient torque  from planetary gravity fields, ∝ 1/R3, at Earth: altitude ≈ 500‐35000 km • Magnetic torque  g q from planetary magnetic fields, ∝ 1/R3, at Earth: altitude ≈ 500‐35000 km • Solar radiation pressure force / torque  i th i l t 1/r t E th ltit d ' 600 km in the inner solar system, ∝ 1/ 2, at Earth: altitude ' 600 k • Force / torque from micrometeorite and debris impacts at all altitudes • Spacecraft generated forces / torques  e.g. from mass movements (mechanisms, propellant, astronauts), at all altitudes • Their relative importance is a generally a function of spacecraft size, mass, mass distribution, altitude, and design R: Distance from Earth (center) r: Distance from sun Prof. Dr.‐Ing. Bernd Dachwald Spacecraft Attitude Determination and Control FH Aachen / Winter 2009/10 / v1.0      4
  • 5. Disturbing Forces and Torques Aerodynamic Aerodynamic Torque (simplified) Aerodynamic drag (simplified): 1 ³ v´ FA = ρCD A⊥ v 2 − 2 v A⊥ CP F A: Aerodynamic force v FA ρ: Atmospheric density r CD : Aerodynamic (drag) coefficient CM A⊥ : Area normal to the spacecraft velocity vector v: Spacecraft velocity vector Aerodynamic torque: TD = r × FA T D: Aerodynamic torque r: Vector from the center of mass (CM) to the center of pressure (CP) Prof. Dr.‐Ing. Bernd Dachwald Spacecraft Attitude Determination and Control FH Aachen / Winter 2009/10 / v1.0      5
  • 6. Disturbing Forces and Torques Comparison Typical Magnitude of Disturbing Torques Altitude Diagrams like this are strongly  dependent on the shape and  design of the spacecraft 100 000 Radiation P R di ti Pressure 10 000 Gravity Gradient Magnetic Effects 1 000 Aerodynamic Effects 100 Torque Prof. Dr.‐Ing. Bernd Dachwald Spacecraft Attitude Determination and Control FH Aachen / Winter 2009/10 / v1.0      6
  • 7. Attitude Description Description of Spacecraft Attitude Spacecraft attitude is characterized by the orientation of a  spacecraft‐ fixed coordinate system with respect to a reference  coordinate system Example: orbit‐defined coordinate system Roll, Pitch, Yaw: p y – Yaw axis is directed toward nadir (i.e. Earth center) – Pitch axis is directed toward the south orbit normal – Roll axis is perpendicular to yaw and pitch axis Yaw rotation Roll rotation Pitch rotation Prof. Dr.‐Ing. Bernd Dachwald Spacecraft Attitude Determination and Control FH Aachen / Winter 2009/10 / v1.0      7
  • 8. Attitude Determination Attitude Determination Objective and Sensors • Objective: To determine the attitude, or orientation, or pointing direction of a  spacecraft‐fixed reference frame with respect to a known (usually inertial)  reference frame.  reference frame • Attitude determination requires two or more attitude sensors like – M Magnetometers measure the magnitude and direction of the magnetic field – Sun sensors Sun sensors  measure the position of the sun – Earth sensors Earth sensors  measure the position of the Earth or the attitude with respect to the horizon – Star sensors  compare some image of the sky with a build‐in library – Gyroscopes  measure the rotation of spacecraft without external references Prof. Dr.‐Ing. Bernd Dachwald Spacecraft Attitude Determination and Control FH Aachen / Winter 2009/10 / v1.0      8
  • 9. Attitude Sensors Sun Sensors Simple Sun Sensors Sunlight g Sunlight S li ht Sensors Sensors Electronics Signal Prof. Dr.‐Ing. Bernd Dachwald Spacecraft Attitude Determination and Control FH Aachen / Winter 2009/10 / v1.0      9
  • 10. Attitude Sensors Sun Sensors Sun Sensors • Accuracy limit of a sun sensor is about several arcseconds (0.1 – 0.01 deg) for  precise sensors and 0.5 deg for coarse sensors • O One sun sensor measurement does not give the complete attitude but only a  td t i th l t ttit d b t l direction (only two degrees of freedom of the vector are sensitive to the  attitude). • Two measurements are required to determine the attitude: – by a second independent sensor – by the same sensor but separated significantly in time by the same sensor but separated significantly in time. ? Prof. Dr.‐Ing. Bernd Dachwald Spacecraft Attitude Determination and Control FH Aachen / Winter 2009/10 / v1.0      10
  • 11. Attitude Sensors Star Sensors Star Sensors • Starlight strikes the CCD  of a camera • By determining the  y g direction to two Star 1 different stars in the  Star 2 picture, the complete attitude can  be determined • Star sensors are very  accurate (typically 1‐3  arcsec, some up to 0.001 arcsec) … • … but they generally do  not function well at  angular rates above  some deg/s (due to their  small field of view) ⇒ a coarse sensor is  also required for high  angular rates Prof. Dr.‐Ing. Bernd Dachwald Spacecraft Attitude Determination and Control FH Aachen / Winter 2009/10 / v1.0      11
  • 12. Attitude Control Tasks Typical Attitude Control Tasks Tumbling S/C after separation High angular rate Arbitrary orientation Slow‐down angular speed Low angular rate Arbitrary orientation Attain safe attitude (power, thermal) Low angular rate Sun‐pointing Low accuracy Low accuracy Attain operational attitude (payload  Low angular rate operations) Operational orientation p High accuracy S e to suppo t o b t ope at o s Slew to support orbit operations Low angular rate o a gu a ate Oriented to support orbit maneuver Large disturbances Prof. Dr.‐Ing. Bernd Dachwald Spacecraft Attitude Determination and Control FH Aachen / Winter 2009/10 / v1.0      12
  • 13. Attitude Control Reaction Jets Reaction Jets m˙ ˙ m<0 • By expelling a mass     (for the spacecraft            ) with a velocity c,  F = mc a thruster exerts a force          ˙ onto the spacecraft • If the thruster has a moment arm r with respect to the  spacecraft‘s center of mass (CM), it exerts a torque about CM: T=r×F • A single thruster also changes the spacecraft‘s linear momentum A single thruster also changes the spacecraft s linear momentum  p, because F = p ˙ F = mc ˙ ( (this is typically not desired yp y because it also changes r the orbit of the spacecraft) CM Prof. Dr.‐Ing. Bernd Dachwald Spacecraft Attitude Determination and Control FH Aachen / Winter 2009/10 / v1.0      13
  • 14. Attitude Control Reaction Jets Reaction Jets • Therefore, thrusters are used in pairs, so that T1 + T2 = 2(r × F) F1 + F2 = 0 • Depending on the actual thruster, one can have a very high Depending on the actual thruster, one can have a very high  control authority – Cold gas:  F1 = mc1 ˙ up to 10 N – Hydrazine:  up to 10 kN up to 10 kN r1 – Ion thrusters:  10 mN down to < 1 mN CM r2 F2 = mc2 ˙ Prof. Dr.‐Ing. Bernd Dachwald Spacecraft Attitude Determination and Control FH Aachen / Winter 2009/10 / v1.0      14
  • 15. Attitude Control Reaction Wheels Reaction Wheels • Rotating the spacecraft does not necessarily  require thrusters (conservation of angular  momentum!) ) • Reaction wheels (RWs) are a common choice for  active attitude control • RW RW provide quick and accurate control id i k d l • Internal torque only (external torque is still  required for de‐saturating the wheels, when they  q g , y have reached their maximum rotation speed) • Three RWs are necessary for three‐axis control  but four wheels are usually used for redundancy  but four wheels are usually used for redundancy (tetrahedron mounting) • Control logic is simple for three independent  axes but can get complicated with redundancy • Static and dynamic imbalances can produce  vibrations (attitude jitter) vibrations (attitude jitter) • Typical torque is 0.1 − 1 Nm Prof. Dr.‐Ing. Bernd Dachwald Spacecraft Attitude Determination and Control FH Aachen / Winter 2009/10 / v1.0      15
  • 16. Attitude Control System Design Basic Concept of Feedback Control • Satellite attitude is measured and compared with a desired value  ⇒ Attitude error • Attitude error is used to determine corrective torque to be  applied by onboard actuators ⇒ New attitude • C l Cycle continues indefinitely because ti i d fi it l b – disturbance torques occur – attitude measurement is imperfect attitude measurement is imperfect – attitude correction is imperfect  Prof. Dr.‐Ing. Bernd Dachwald Spacecraft Attitude Determination and Control FH Aachen / Winter 2009/10 / v1.0      16
  • 17. References References [Ro08] Lucy Rogers: It’s ONLY Rocket Science. An Introduction in Plain English. Springer, 2008 [Sw08] Graham Swinerd: How Spacecraft Fly. Spaceflight Without Formulae. Springer, 2008 Springer 2008 [Se05] Jerry Jon Sellers: Understanding Space. An Introduction to Astronautics. Third Edition. McGraw‐Hill, 2005 [Gr04] Michael D. Griffin, James D. French:  Space Vehicle Design. p g Second Edition. AIAA Education Series, 2004 Prof. Dr.‐Ing. Bernd Dachwald Spacecraft Attitude Determination and Control FH Aachen / Winter 2009/10 / v1.0      17