Küp uyduların yönelim kontrol sistemleri

Abstract

Yönelim kontrol sistemleri uzay araçları, uçaklar ve su altı araçları gibi çoğu modern teknoloji uygulamalarında zorunludur ve doğru çalışmalarında önemli rol oynar. Çalışmada, yönelim kontrolünde kullanılan sensörler, eyleyiciler uyduya etki eden dış momentler, referans sistemleri incelenmiş ve QB50 projesi kapsamında İTÜ ve HHO'nun tasarladığı BeEagleSat küp uydunun yönelim kontrol simülasyonu MATLAB kullanılarak yapılmıştır. Uydunun fırlatıldığı irtifada yönelim kontrolünün 2 gün içinde sağlanıp sağlanamayacağı ve 200km irtifaya kadar mevcut nominal uçuş pozisyonunu muhafaza edip edemeyeceği denenmiştir.Yönelim kontrol simülasyonunda yunuslama ekseninin kontrolü için reaksiyon tekeri, diğer eksenlerin kontrolü için manyetik tork üretici kullanılmıştır. Ayrıca algılayıcı olarak uydunun her bir yüzeyine bir güneş algılayıcı yerleştirilmiştir. Simülasyon hazırlanırken dünyanın ideal küre olduğu varsayılarak eğikliğinin etkisi dikkate alınmamıştır. Hava moleküllerinin sürtünme etkisi dikkate alınmış olup uydunun sadece uçuş yönündeki molekülleri tarafından etkilendiği ve uyduya çarpan hava moleküllerinin bütün enerjisini uyduya aktardığı kabul edilmiştir.Çalışmanın sonucunda uydunun yaklaşık 10000 saniye sonra, yaklaşık olarak 2.8 saat sonra, nominal uçuş pozisyonuna kavuştuğu görülmüştür. 200 km irtifaya gelinirken Uydunun dış torklar etkisinin toplamı ve buna karşı uyguladığı kontrol torklarının aynı paterni izlediği görülmüştür. Bu durum uydunun nominal uçuşunu koruması için bir gerekliliktir.

Attitude control systems are mandatory for many technological operations such as spacecrafts, aircrafts and underwater vehicles and play a great role in their proper operation. In this study sensors and actuators which are used for attitude control systems, environmental torques which effect the satellite and the reference systems are presented. In the simulation part of this study, the attitude control simulation of the BeEagleSat cube-sat that is designed for the QB50 project on which AFA and ITU are currently working has been done by writing the MATLAB codes. At this point, it has been tested whether the attitude control of the satellite could be success within 2 days and whether the attitude control capability could continue at the altitude of 200km.Reaction wheel to control the pitch axis and magnetic torquer to control the other axises have been used in the attitude control simulation. Additionally, a sun sensor has been placed on each side of the satellite. It has been assumed that the globe is an ideal sphere and does not have a tilt while the simulation was prepared. The friction effect of the air molecules has been taken into account while it has been assumed that the satellite is effected by the molecules that are on the flight direction and all of the energy of the air molecules colliding with the satellite is passed to the satellite. At the end of this study it is observed that satellite reached nominal flight position about 2,8 hours later. While descending down to 200km altitude, it is seen that total environmental torques effect and control torques follow the same pattern. This is compulsory to maintain nominal flight condition.