Nonlinear pulse width modulation(PWM) controlled system is considered to achieve control performance of thruster-controlled spacecraft. The actual PWM controlled motions occurs, very closely, around the average model rajectory. Furthermore nonlinear PWM controller design can be directly applied to thruster controlled spacecraft to determine thruster on-time. Sliding mode control for attitude tracking of three-axis thruster-controlled spacecraft is presented. Simulation results are shown which use modified Rodrigues parameters and sliding mode control law to achieve attitude tracking of a three-axis spacecraft with thrusters.
Jet Propulsion Laboratory has traditionally performed system level vibration testing of flight spacecraft. There have been many discussions in the aerospace community for more than a decade about spacecraft vibration testing benefits or lack thereof. The benefits and potential issues of fully assembled flight spacecraft vibration testing are discussed herein. The following specific topics are discussed: spacecraft screening test to uncover workmanship problems for launch dynamics environments, force- and moment-limited vibration testing, potential issues with structural frequency identification using base shake test data, and failures related to vibration shaker testing and ways to prevent them.
The KOMPSAT(Korea Multi-Purpose SATellite) has two optical imaging instruments called EOC(Electro-Optical Camera) and OSMI (Ocean Scanning Multispectral Imager). The image data of these instruments are transmitted to ground station and restored correctly after post-processing with the telemetry data transfeered from KOMPSAT spacecraft. The major timing information of the KOMPSAT is OBT (On-Board Time) which is formatted by the on-board computer of the spacecraft, based on 1Hz sync. pulse coming from the GPS receiver involved. The OBT is transmitted to ground station with the house-keeping telemetry data of the spacecraft while it is distributed to the instruments via 1553B data bus for synchronization during imaging and formatting. The timing information contained in the spacecraft telemetry data would have direct relation to the image data of the instruments, which should be well explained to get a more accurate image. This paper addresses the timing analysis of the KOMPSAT spacecraft and instruments, including the gyro data timing analysis for the correct restoration of the EOC and OSMI image data at ground station.
Choi, Wan Sik;Lee, Sanguk;Eun, Jong Won;Choi, Han Jun;Chae, Dong Suk
International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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제1권2호
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pp.50-67
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2000
The spacecraft simulator is used for command validation, operational check of the Satellite Operation Subsystem (SOS), spacecraft anomaly analysis support, satellite operator training etc. In this paper, S/W design features and modeling characteristics of the KOMPSAT Spacecraft Simulator Subsystem (SIM) are described. Validation procedures and simulation results are also provided. The SIM provides extensive simulation capabilities by including models for most of the spacecraft subsystems. The software structure of the SIM was designed and implemented so as to support operations not only in real-time but also in non real-time by utilizing the Hewlett Packard (HP) UNIX functions. The SIM incorporates as many user-friendly Man Machine Interface (MMI) windows as possible so that all the SIM normal operations can be executed through the MMI windows.
In this paper, attitude control laws are proposed for an underactuated spacecraft. The stabilization problem of the complete system including the kinematics as well as the dynamics of the spacecraft is addressed. The quaternion parameterization is used. The key idea is that the angular velocity of a uncontrolled axis is first regulated and then, the other states are regulated. Based on numerical simulations, it is conjectured that the closed-loop nonlinear system of a spacecraft with the proposed control laws is globally asymptotically stable. The control law for the stabilization problem around the origin as well as the command following problem are proposed. The numerical examples indicate that the stabilization of an underactuated asymmetric spacecraft can be achieved successfully.
After launching, spacecraft is exposed to extreme environments. So spacecraft should be tested after design/manufacture to verify whether components can be operated functionally. Acceleration transferred from launch vehicle to spacecraft produces quasi-static load, sine vibration and random vibration. Random vibration is also induced by acoustic vibrations transferred by surface of spacecraft. And shock vibration is produced when spacecraft is separated from launch vehicle. To verify operation of spacecraft under these launch environments, separation shock test, sine vibration test, acoustic vibration test and random vibration test should be performed. This paper describes these launch environment test requirements.
Waimer, Steffen;Manzato, Simone;Peeters, Bart;Wagner, Mark;Guillaume, Patrick
Advances in aircraft and spacecraft science
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제5권2호
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pp.205-223
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2018
During launch a spacecraft is subjected to a variety of dynamical loads transmitted through the launcher to spacecraft interface or air-born transmission excitations in the acoustic pressure field inside the fairing. As a result, spacecraft are tested on ground to ensure and demonstrate the global integrity of the structure against these loads, to screen the flight hardware for quality of workmanship and to validate mathematical models. This paper addresses the numerical modelling and simulation of the low frequency sine and random vibration tests performed on electrodynamic shaker facilities to comprise the mechanical-borne transmission loads through the launcher to spacecraft interface. Consequently, the paper reviews techniques and methodologies to derive a reliable and representative coupled virtual vibration testing simulation environment based on experimental data. These technologies are explored with the main objectives to ensure a stable, reliable and accurate control while testing. As a result, the use of the derived simulation models in combination with the added value of improved control and signal processing algorithms can lead to a safer and smoother vibration test control of the entire environmental test campaign.
The ground-based spacecraft simulator is a useful tool to realize various space missions and satellite formation flying in the future. Also, the spacecraft simulator can be used to develop and verify new control laws required by modern spacecraft applications. In this research, therefore, Hardware-in-the-loop (HIL) simulator which can be demonstrated the experimental validation of the theoretical results is designed and developed. The main components of the HIL simulator which we focused on are the thruster system to attitude control and automatic mass-balancing for elimination of gravity torques. To control the attitude of the spacecraft simulator, 8 thrusters which using the cold gas (N2) are aligned with roll, pitch and yaw axis. Also Linear actuators are applied to the HIL simulator for automatic mass balancing system to compensate for the center of mass offset from the center of rotation. Addition to the thruster control system and Linear actuators, the HIL simulator for spacecraft attitude control includes an embedded computer (Onboard PC) for simulator system control, Host PC for simulator health monitoring, command and post analysis, wireless adapter for wireless network, rate gyro sensor to measure 3-axis attitude of the simulator, inclinometer to measure horizontality and battery sets to independently supply power only for the simulator. Finally, we present some experimental results from the application of the controller on the spacecraft simulator.
위성방열판은 내부의 부품유닛에서 발생하는 열을 외부우주로 방출하는 열전달경로를 확보하기 위해 적용되는 열제어방법 중 한 가지로서, 이것의 최적설계는 효율적인 위성 열설계의 한 방향이 될 수 있다. 본 연구는 위성 열제어 개발에서 활용하는 위성 열해석과 최적화알고리즘을 결합한 통합해석을 통하여 위성열모델 노드기반의 방열판설계최적화 접근방식을 제안하였다. 이 방법은 위성열해석과 최적화알고리즘의 해석소프트웨어의 종류에 상관없이 적용가능한 개념이며, 일반적인 위성열모델을 사용한 방열판설계의 개념을 그대로 유지하면서 최적화를 할 수 있기 때문에 위성설계에 실제적으로 사용할 수 있다. 또한, 두 해석소프트웨어를 결합하는 전체적인 해석구조와 본 방열판 설계 최적화문제에 대한 정식화를 제시하였다.
International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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제17권2호
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pp.184-194
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2016
In existing identification methods for on-orbit spacecraft, such as eigensystem realization algorithm (ERA) and subspace method identification (SMI), singular value decomposition (SVD) is used frequently to estimate the modal parameters. However, these identification methods are often used to process the linear time-invariant system, and there is a lower computation efficiency using the SVD when the system order of spacecraft is high. In this study, to improve the computational efficiency in identifying time-varying modal parameters of large spacecraft, a faster recursive algorithm called fast approximated power iteration (FAPI) is employed. This approach avoids the SVD and can be provided as an alternative spacecraft identification method, and the latest modal parameters obtained can be applied for updating the controller parameters timely (e.g. the self-adaptive control problem). In numerical simulations, two large flexible spacecraft models, the Engineering Test Satellite-VIII (ETS-VIII) and Soil Moisture Active/Passive (SMAP) satellite, are established. The identification results show that this recursive algorithm can obtain the time-varying modal parameters, and the computation time is reduced significantly.
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[게시일 2004년 10월 1일]
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