Design of spacecraft attitude determination system using MEMS sensors

Abstract

The CubeProp module is a propulsion module developed by NanoSpace AB that will fly on-board the MIST CubeSat in 2017. NanoSpace is interested in developing an attitude determination system for the Cube-Prop module that also can be used to measure the performance of the thrusters in space. In this thesis such a system is designed and the performance is validated through numerical simulation. A method for testing the system is also chosen. The first step in designing the system is to perform a requirement analysis. This analysis leads to the decision of using only commercially available MEMS sensors. The MAX21000 gyroscope is chosen to be used after performing an initial performance calculation of the sensor together with a market survey. To determine how many gyroscopes of this types that are needed, simulations for attitude determination systems with 1, 2 and 3 gyroscopes are performed. Based on these simulations the thrust is calculated using a thrust measurement algorithm and it is concluded that the system should consist of 2 gyroscopes. The attitude determination performance and the de-spin performance is then simulated for this dual gyroscope system. The results from the simulations show that by using a dual gyroscope system the thrust can be determined down to a size of 10 µN. The mean error of the attitude after a 90 ° rotation is 0.049 °. A rotation around the z-axis of 1 ° s−1 can be de-spun so that the rotation around any body-axis is smaller then 0.02 ° s−1. The best way to test a real life model of this system is by using an air bearing table as the attitude determination and the control system can be tested simultaneously.CubeProp modulen är en framdrivningsmodul avsedd för CubeSats som är utvecklad av NanoSpace AB i Uppsala. Modulen kommer att vara ett av ett flertal experiment ombord satelliten MIST som ska skjutas upp år 2017. NanoSpace vill utveckla ett system som ska sitta på CubeProp modulen för att kunna bestämma riktningen och rotationen av satelliten. Dessutom vill dom kunna mäta prestandan på modulens raketmotorer. I det här arbetet utvecklas ett sådant system och dess prestanda är utvärderad med hjälp av en numerisk simulering. Metoder för att testa en fysisk version av systemet utvärderas också. I det första steget i designprocessen görs en kravanalys. Denna analys leder till beslutet att fokusera på MEMS sensorer som redan finns ute på marknaden. Genom att göra enklare prestandaberäkningar och en marknadsundersökningar så valdes gyroskopsensorn MAX21000 för att användas i systemet. För att bestämma antalet sensorer så gjordes ett antal simuleringar med olika system som bestod av 1, 2 och 3 sensorer. Genom att att använda en egenutvecklad algoritm så beräknas den levererade kraften från raketmotorerna ut med hjälp av dom olika simuleringarna. Baserat på detta så räcker det med att använda 2 gyroskopsensorer för att systemet ska få den krävda prestandan. Prestandan i riktningsbestämmelse samt prestandan för att bromsa en rotation simuleras sedan enbart för ett system med 2 sensorer. Simuleringarna visar att detta system kan bestämma kraften från motorerna ner till en kraft på 10 µN. Medelstorleken i riktningsavikelse är enbart 0.049 ° efter en 90 ° rotation kring en axel. En initial rotation runt z-axeln på 1 ° s−1 kan stoppas av systemet så att rotationshastigheten kring alla axlar är mindre än 0.02 ° s−1. Det bästa sättet att testa en fysisk version av systemet är att använda air bearing tables eftersom man med hjälp av dessa samtidigt kan utvärdera riktningsbestämmelsen och kontrollsystemet