VIII Congreso Internacional de Investigación REDU
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Publicado el 25 de abril de 2022 | http://doi.org/10.5867/Medwave.2022.S1.CI74
Sistema de estabilización para nanosatélite tipo CubeSat 3U
Stabilization system for nanosatellite type CubeSat 3U
Fausto Freire Carrera , Karla Mora Cajas
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Tema
Desarrollo tecnológico y procesos energéticos
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Palabras clave
Estabilización, CubeSat, Orbita LEO, Cuaterniones, Poisson
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Introducción
Los nanosatélites son cruciales para el avance tecnológico espacial, debido al bajo costo son accesibles para realizar investigaciones académicas, varias universidades han enviado sus prototipos al espacio, como es el caso de la Universidad UTE, que tiene previsto próximamente colocar en el espacio un tercer nanosatélite.
Los nanosatélites del estándar CubeSat, tienen restricciones dependiendo del tipo, de peso y tamaño; esto impone limitaciones constructivas y es necesario priorizar las tareas que deba desarrollar el nanosatélite en el espacio.
Este tipo de nanosatélites comúnmente carecen de sistemas de estabilización y propulsión, por tanto, los esfuerzos se direccionan a desarrollar este tipo de sistemas, bajo estrictos condicionamientos de peso, tamaño y consumo energético.
Objetivos
Diseñar un sistema de estabilización para controlar la actitud de un nanosatélite de tipo CubeSat 3U, utilizando como ruedas de reacción los motores BLDC de los discos duros y comprobar el funcionamiento de los subsistemas: mecánico, electrónico y control del sistema de estabilización considerando las condiciones ambientales en la órbita LEO.
Método
Se determinaron los requerimientos estructurales y funcionales del sistema estabilizador como: medidas, peso, material de la estructura mecánica de soporte, componentes electrónicos, órbita de colocación, velocidad de giro y ángulos de inclinación.
Para realizar el control de actitud del nanosatélite se determinaron las perturbaciones espaciales que afectan en la órbita LEO, se realizó la representación de actitud mediante ecuaciones cinemáticas de Euler, Poisson y Cuaterniones, se desarrolló un controlador difuso y se realizaron simulaciones del sistema ensamblado en Matlab que recibe datos suministrados desde SolidWorks y Proteus.
Principales Resultados
La estructura mecánica del sistema de estabilización es cubica de 8 mm por lado, construida en fibra de carbono.
El sistema estabilizador y el CubeSat alcanzan un peso de 3,808 kg, y con la altitud de trabajo en los 620 Km, permite realizar 15 ciclos orbitales cada 24 h, alrededor de la Tierra.
Las perturbaciones de arrastre aerodinámico, gradiente gravitacional y campos magnéticos generan un torque de 4,648 x10^(-7) Nm.
Los motores de disco duro generan un torque máximo de 23,198 x 10^(-3) Nm
Para la simulación del caso 1 se controló la actitud del CubeSat expuesto a perturbaciones espaciales, logrando estabilizar en 0,03 s.
Para la simulación del caso 2 se controló la actitud del CubeSat expuesto a una inclinación de 25˚ y perturbaciones espaciales, logrando estabilizar el CubSat en 1,85 s.
Conclusiones
Se logro diseñar un sistema estabilizador para los nanosatélites tipo 3U, con un peso máximo de 0,808 kg.
Las ruedas de reacción del tipo “motor BLDC” resultaron ser actuadores muy precisos para el control de actitud de un nanosatélite CubSat 3U.
La disposición de las ruedas en el sistema de estabilización es una en cada eje; la cuarta rueda en el eje “y” aportó una mayor velocidad angular.
Las ecuaciones de Poisson y Cuaterniones se usaron para la representación de actitud en simulación.
El controlador de lógica difusa desarrollado fue preciso para validar el funcionamiento del sistema estabilizador y realizó un correcto control de actitud del CubeSat 3U, expuesto a diferentes perturbaciones.
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