A Design Of A Test Bed For Cubesat Attitude Determination And Control System

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2016Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2016Gelişen teknoloji ve keşfedilen yeni metodlar ile birlikte, daha küçük uyduları tasarlamak ve üretmek mümkün hale gelmiştir. Bu yeni küçük uydulara küp uydu denmektedir. Bir küp uydu 10cmX10cmX10cm boyutlarında ve 1.3 kg kütlesinde olarak tanımlanmıştır. İlk çıkış amaçları öğrencilere bire bir uydu geliştirme tecrübesi edinmeleri için yapılmıştır. 2000'ler yıllardan bu yana küp uydu geleştirilmesi ve de fırlatmaları sürekli artmaktadır. 2012'de fırlatılan uydu sayısı 25 iken, 2017 yılı için planlanan uydu sayısı 311dir. Şu anda geliştirilmekte olan bütün küp uyduların \%40'ı üniversiteler tarafından yapılmaktadır. Bu uydular çoğunlukla öğrenciler tarafından geliştirilmektedir. Bunun sonucu olarak uydulardaki risk artmaktadır. 2016 yılına kadar fırlatılan nano uyduların başarısızlık oranı \%33'tür. Sadece üniversiteler tarafından geliştirilen uydularda kısmi başarıların da tam başarı olarak kabul edilmesi durumunda tüm küçük uyduların başarı oranı \%40 civarında oluyor. 2010 yılına kadar yapılmış olan nanouyduların neredeyse yarısı 3U ve ondan küçük uydular olarak tasarlanmıştır. 2016 yılı verileri incelendiğinde fırlatılan ve planlananlar için bu oran \%70'lere ulaşmaktadır ve toplam sayı 1000'den fazladır. Uydu sayıları bu kadar artarken başarısızlık da artacaktır. Mevcut eğilim göz önüne alındığında uyduların fırlatılmadan önce daha çok test edilmesi gerektiği görülmüştür. Fırlatılan uyduların büyük çoğunluğu yörüngeye ulaşabilmekte fakat ardından kısa bir süre sonra işlevsiz hale gelmektedir. Buradan anlaşıldığı üzere termal-vakum testleri ve titreşim testleri uydunun sadece dayanıklılığını göstermektedir. Fakat uzun vade de uydunun herhangi bir yazılım ya da algoritma sonucunda başarısız hale gelip gelemeyeceği ya da farklı sorunlarda ne gibi sonuçların ortaya çıkacağı öngörülememektedir. Oranın azaltılması adına uyduların fonksiyonel testlerinin arttırılması gerekmektedir. Gerekli olan test ekipmanları uydulardaki alt sistemler temel alınarak belirlenebilir. Bir küp uydu başlıca elektrik düzenleme biriminden, pil biriminden, güneş panellerinden, yapıdan, yönelim belirleme ve kontrol sisteminden, uçuş bilgisayarından, modemden ve bilimsel yükten oluşmaktadır. Yörüngedeki bir uydunun durumu göz önüne alınırsa, fonksiyonel olduğu zaman boyunca çeşitli etkiler altında kalmakta ve görevler yerine getirmektedir. Sürekli olarak bir manyetik alan etkisinde kalmaktadır, değişen açılarla güneş ışığına maruz kalmaktadır, yıldızlara ve de dünyaya bakarak konum algılamakta, fotoğraf çekmekte, kendisini yönlendirmekte, enerji üretip dağıtımını yapmaktadır. Tüm bunları yeryüzünde yapabilmek için bütünleşik bir test sistemine ihtiyaç duyulmaktadır. Örnek olarak dünyanın manyetik modelini gerçeklemek için Helmholtz kafesi kullanılabilir. Bu kafes ile modellenen manyetik alan içerisinde uydunun manyetometresi denenebilir, toplanan verilere göre yönelim belirleme ve kontrol sisteminin yörünge tahmini ve kontrolü denenebilir. Değişen açılarla güneş ışığına maruz kalabilmesi için güneş ışığı benzetim düzeneği yapılabilir. Yapılan bu sistem ile güneş panellerinin üretimleri kontrol edilebilir, yönelim belirleme ve kontrol sisteminin alt birimleri ve algoritması kontrol edilebilir. Bir diğer sistem olarak dünya haritası ve de yıldız haritası ekranlarda oluşturularak uydu uzaydaymışçasına fotoğraf çekmesi sağlanabilir, yönelim belirleme ve kontrol sistemin yönelendirmesi, algoritması, tepki tekeri gibi sistemleri denenebilir. Tüm bu sistemlerin birleştirilebilmesi için ayrıca uydunun rahatça haraket edebileceği, düşük sürtünmeli bir düzenek gerekmektedir. Bu hava yatağı ile sağlanabilir. Bu sayede uydu üç eksende serbest olarak hareket edebilir. Bahsedilen bilgiler ışığında yönelim belirleme ve kontrol sisteminin uzaydaki bütün görev ve durumlarda aktif ya da dolaylı olarak rol oynadığı görülmektedir. Bu yüzden yönelim belirleme ve kontrol sistemi için bir düzeneğin geliştirilmesi diğer sistemler içinde rahat bir başlangıç oluşturacaktır. Yönelim belirleme ve kontrol sistemi küp uydularda gün geçtikçe daha çok kullanılmaktadır. Bunun sebebi hem sistemlerin fiyatlarının azalması hem de görevlerin zorluklarının ve hassasiyetlerinin artmasından kaynaklanmaktadır. Yönelim belirleme ve kontrol sistemi uydunun yönlendirilmesinde, konumunun belirlenmesinde, uydunun denge halinde tutulmasında, fotoğraf çekerken sabitlenmesinde ve itki sistemleri için yönlendirme oluşturmak üzere kullanılmaktadır. Bir yönelim belirleme ve kontrol sisteminde birçok duyarga sistemi bulunmaktadır. Güneş ve ufuk senyörü uydunun hangi yöne doğru yöneldiğini, uydunun tutulma zamanlarının anlaşılmasında kullanılabilmektedir. Ebatlarından dolayı uydularda bu araçlardan birer adet olmaktadır. Odak noktası ayarlanmış kamera oldukları için güç ihtiyaçları vardır. Bunun dışında kaba güneş duyargaları da bulunabilir. Bu tarz duyargalar daha çok güneş hücreleri şeklinde olmaktadır. Uydunun her yüzeyinde en az bir tane konulmaktadır. Uydunun tam olarak hangi yüzeyinin güneşe baktığının anlaşılması ve de yörünge tahmin yazılımın hassasiyetinin arttırılmasında kullanmaktadır. Güneş hücresi şeklinde oldukları için kendi enerjilerini kendileri üretebilmektedirler ve bu da sistemi daha güvenli ve bağımsız yapmaktadır. Bir diğer alt sistem de ataletsel ölçüm birimidir. Elektronik, yazılımsal ve mekanik parçaların bir araya gelmesinden oluşmaktadır. İçerisinde manyetometre, ivmeölçer ve gyro bulunabilir. Hepsinin bir arada olmasından dolayı hassasiyetleri o kadar yüksek değildir. Manyetometre daha hassas ve daha düşük manyetik alanları da ölçebilir. Yıldız takip sistemleri de uydunun konumunu ve de yönelimini anlamak için kullanılmaktadır. Bu sayılan sistemler pasif sistemlerdir. Yönelim belirleme ve kontrol sisteminde aktif yani hareketli elemanlar da bulunmaktadır. Bunlar uydunun sabit tutulması ve de döndürülmesi için kullanılmaktadırlar. Bunlardan en basiti manyetik eğleyicilerdir. Dünya çevresindeki manyetik alanı kullanarak sahip olduğu sargılardan akım geçirmek suretiyle kuvvet oluşturarak uyduyu sabit tutabilir ya da tepki tekerlerinin doyuma girmesini engellemek için sönümlenmelerine yardımcı olmaktadırlar. Ardından sırasıyla tepki tekeri, momentum tekeri ve kontrol moment gyroskobu gelmektedir. Bu sistemler arasında sadece küçük farklılıklar vardır. Tepki tekeri genelde kapalı olup ihtiyaç halinde yüksek hızlara çıkarak uydunun istenilen bir doğrultuya yönlendirilmesini sağlamaktadır. Momentum tekerleri ise sürekli olarak dönmektedir. Bu yüksek hızlı dönme uydunun yörüngede ilerlemesi sırasında uydunun sabit tutulmasını sağlamaktadır. Uyduların yeryüzünde test edilebilmesi için tavsiye edilen başlangıç sistemi Helmholtz kafesidir. Çünkü diğer bahsedilen test sistemlerine kıyasla daha basit ve ucuzdur. Bu tez çalışmasında helmholtz kafesi tasarlanmıştır. İlk olarak dairesel kafes sonlu elemanlar yöntemi ile analiz edilmiştir. Planlanan uydu boyutları değerlendirildiğinde 3U ve daha küçük uyduların daha çok olduğu görülmektedir. Bu bilgi ışığında 30cmx30cmx30cm'lük bir hacim içresinde oluşturulacak manyetik alan birçok uydunun ihtiyacını karşılayabilecek nitelikte olmaktadır. Helmholtz kafesleri sahip oldukları sargıların yarıçapı kadar mesafe ile iki sargının yerleştirilmesinden oluşur ve bu aradaki mesafede homojen alan oluşur. Yapılan sonlu eleman analizleri sonucunda 30x30x30cm3 lük hacmin 30cm sargı arası mesafesi yerine 60cm sargılar arası mesafeye sahip bir sistemin içerisine konması manyetik alanın homojen dağılımında içeriye konulacak sistem için çok büyük farklılıklar oluşturmuştur. İkinci olarak da kafes şekillerine göre benzetim ve analizler yapıldı. Kare ve dairesel kafes yapıları incelendiğinde kare yapıların, dairesel yapılara göre daha homojen olduğu görüldü. Bütçe ve zaman yetersizliğinden dolayı sistemin çalışabilirliğinin kanıtlanması amacıyla küçük bir kafes tasarlanmasına karar verildi. Tasarlanan kafes 5cmx5cmx5cm lük bir hacimde homojen bir manyetik alan oluşturacak şekilde benzetimi ve analizi yapıldı.. Mevcut Helmhotz kafesinde manyetik alanın belirlenebilmesi için öncelikle uydunun bir konumunun olması ve o konumdaki manyetik alan bilgilerinin elde edilmiş olması gerekmektedir. Bunu gerçekleştirebilmek için Dünya manyetik modeli IGRF ve yörünge ilerletici SGP4 yazılımları kullanılarak küresel koordinatlara bağlı olarak manyetik alanlar hesaplanmıştır. Ardından bu değerler kartezyen koordinatlara çevrilerek kafeste kullanıma uygun hale getirilmiştir. Kafesin etkin bir şekilde çalışabilmesi için güç kaynaklarının dikkatli bir şekilde hesaplanması gerekmektedir Çalışacak olan güç kaynaklarının tepki süreleri, kafes içerisinde kullanılacak olan manyetometreden yavaş olmalıdır. Aksi takdirde ölçüm bilgisi tam gelmeden, sistem değeri tekrar değişecek ve de düzenlenecek bu da sürekli olarak sistemin yanlış konumdaymış gibi düzenleme yapmasına sebep olacaktır. Ayrıca sistemin hassasiyeti güç kaynağının anahtarlama elemanın anahtarlama frekansına ve onu kontrol edecek olan mikro denetleyicinin kristal frekansına bağlıdır. İkisi arasındaki oran adım büyüklüğünü vermektedir. Yani adım büyüklüğü ne kadar küçük olursa, manyetik alan değişimi o kadar hassas bir şekilde gerçekleştirilebilir. Planlanan işler olarak ilk önce masa üstü modelinin güç kaynağının üretilmesi gelmektedir. Ardından yazılım ile bağlantısı sağlanarak sistem bir bütün olarak denenecektir. Çalışması durumunda yazılımda bir değişiklik yapmadan sadece kafes ve güç kaynağı ölçeklenerek daha büyük ve asıl sisteme geçiş yapılabilir. Bu tez çalışması sırasında bu tezin çok fazla konuyu bir arada barındırdığı görülmüştür. Aslında bu çalışmanın 3 farklı proje olarak yapılması daha kaliteli ve etkin bir sistemin çıkmasında etkili olacaktır. Manyetik alan ve yörünge ilerletici, kafes tasarımı ve de güç kaynağı tasarımı olmak üzere üçe bölünerek daha detaylı çalışmalar yapılabilir.Owing to the recent developments in miniaturization and integration technologies, CubeSat’s can handle more complex practical missions. Such missions require 3-axis control of the satellite along with a miniaturized 3-axis attitude determination and control systems (ADCS). With the QB0 project, the CubeSat’s developed in ITU-SSDTL have also started to use such ADCS systems. Whether they are developed or procured, an ADCS system usually requires a suitable test bed to test the behavior and the performance of it. An ADCS system used for LEO missions usually operates within the Earth’s magnetic environments. Therefore magnetic field sensors such as magnetometers are employed to measure the mediums’ magnetic field or the change in the magnetic field to determine the orientation and motion of a satellite. Magnetic actuators such as magneto torquers are used to align with the magnetic field of the earth or to damp the tumbling motion of a satellite resulting from unbalanced torque distribution on it. A major goal of the SSDTL is to have such a test bed available in the lab. In addition to related software, the major components are a Helmholtz cage and a suitable air bearing table. With this in mind, the purpose of the present thesis is to aid the development of such an ADCS test bed designing first a suitable Helmholtz Cage system. The sizing of the test system depends on requirements such as the maximum mass of the satellite to be tested, coordinates of center of mass and disturbance levels to be counteracted. In the present thesis, first a comprehensive nanosatellites literature survey is conducted. The success rates and mission failure reasons are also investigated. Based on this preliminary study it is observed that 3U CubeSat’s are generally adopted for most missions. Therefore a Helmholtz Cage that will house a 3U CubeSat is considered. A circular Helmholtz cage that will fit a 3U CubeSat is designed and analyzed. 1 axis and 3 axis Helmholtz cage cases are considered. Magnetic field lines present within the cage are demonstrated. Since the size of the Cage considered was just large enough to house 3U the magnetic field lines were not uniform enough. Therefore similar analysis is carried out for larger cage of double the size of the small one. Both are compared for uniformity of the magnetic fields. Then a small square cage is designed and analyzed. Again, 1 axis and 3 axis Helmholtz cage cases are considered. Magnetic field lines present within the cage are demonstrated. The large square cage was found to be the best choice for testing a 3U CubeSat. As a result, a square Helmholtz cage which can be used to test a 3U CubeSat at LEO from 250 km to 1500 km.Yüksek LisansM.Sc

Laboratory performance of x-ray detector on 2U cubesat beeaglesat

A CdZnTe based semiconductor X-ray detector (XRD) and its associated readout electronics has been developed by the Space Systems Design and Testing Laboratory of Istanbul Technical University and the High Energy Astrophysics Detector Laboratory of Sabanci University along with an SME partner. The XRD will be the secondary science mission on board BeEagleSat, which is developed as one of the double CubeSats for the QB50 project. QB50 is a European Framework 7 project carried out by a number of international organizations led by the von Karman Institute of Belgium. The heart of the XRD is a 2.5 mm thick, 15 mm x 15 mm CdZnTe crystal with orthogonal electrode strips on top and bottom for position resolution on the crystal. There are 3 sets of steering electrodes in between anodes. A commercial off the shelf (COTS) high voltage source provides necessary potential difference to transport electrons and holes towards electrodes. The signals from each strip are read by a COTS ASIC, RENA-3b, controlled my MSP 430. The XRD board (single ~10 cm x 10 cm board) also carries the necessary power regulators and 7 COTS batteries. In a previous paper presented at the IAC 2014, we discussed the main design of the XRD and provided results from some of the early vibration tests of the mechanical design. At the time, the CdZnTe crystal has not been attached, and the readout electronics and software were still in development phase. In this paper, we present the laboratory performance of the electronic readout system and discuss the current phase of the XRD development

Development and in orbit testing of an x ray detector within a 2U cubesat

A CdZnTe based semiconductor X-ray detector (XRD) and its associated readout electronics is developed by the Space Systems Design Laboratory of Istanbul Technical University and High Energy Astrophysics Detector Laboratory of Sabanci University along with an SME partner. The detector will utilize 30 orthogonal cross strip electrodes (and 3 steering electrodes in between anodes) whose geometry is optimized by an extensive set of simulations and energy resolution measurements. The signals will be read by RENA 3b ASIC controlled by MSP 430 microcontroller. The system will have its own battery and will be turned on intermittently due to power constraints. CdZnTe based X-ray detectors have been utilized in space, but they are either pixellated (NuStar), or they consist of many individual crystal pieces (BAT in Swift satellite). The aim of the XRD is to show that large volume crystals with orthogonal strips are viable alternatives, especially for small satellite systems with medium energy resolution requirement. XRD will also characterize the hard X-ray background in 20-200 keV at low Earth orbit conditions as a function of altitude. Due to power and telemetry constraints, the individual events will be corrected for hole trapping on-board, histogrammed, and only the X-ray spectra will be transmitted to the ground station along with a small set of raw data for diagnostic purposes. The XRD is planned to travel into space, as a secondary science mission, on board BeEaglesat which is a 2U CubeSat developed as one of the possible double (2U) CubeSats for the QB50 project. QB50 is a European Framework 7 (FP7) project carried out by a number of international organizations led by the von Karman Institute of Belgium. Its main scientific objective is to study in situ the temporal and spatial variations of a number of key constituents and parameters in the lower thermosphere with a network of about 50 double and triple CubeSats, separated by few hundred kilometers and carrying a determined set of sensors

Collaborative open hardware development: lesson learned from PQ9

This presentation highlights the efforts done at the Space Systems Engineering group at the Deft University of Technology related to open and collaborative hardwar development. It presents the PQ9 standard that was developed for femto satellites and PocketQubes. It was presented at the Open Source CubeSat Workshop (Nov 22nd and 23rd 2017) in Darmstadt (https://oscw.space)