| Summary: | Este estudo tem o objetivo desenvolver uma ferramenta computacional e utilizála para analisar os efeitos do procedimento de abertura do painel solar na dinâmica de atitude de satélites artificiais. Os satélites têm evoluído nas últimas décadas, o que significa que os satélites mais simples vêm sendo substituídos por modelos mais complexos e flexíveis. Cada vez mais eles vêm incluindo apêndices flexíveis em suas estruturas. Esses apêndices, no caso estudado, são painéis solares. Essenciais para qualquer missão, eles precisam ser acomodados ao corpo principal do satélite para facilitar o processo de lançamento e abertos no espaço para fornecer energia para os subsistemas do satélite. O momento de abertura é crucial, mas também gera perturbações que afetam a atitude do satélite e precisam ser compensadas pelo sistema de controle. Os estudos foram realizados no ambiente virtual SAS (Spacecraft Attitude Simulator). O simulador permite ao usuário configurar cada etapa da malha de controle, possibilitando o ajuste dos ganhos do controlador PID (Proporcional, Integral e Derivativo) e dos parâmetros que modelam sensores e atuadores. A perturbação, por sua vez, é computada separadamente e é inserida na malha por meio de torques perturbadores da dinâmica do movimento. Esses valores adicionais foram calculados pela ferramenta computacional desenvolvida usando uma abordagem de robótica com a formulação de Newton-Euler. Esse simulador também permite que o usuário implemente o estimador mais apropriado para o projeto. Neste caso, foi utilizado um filtro de Kalman para estimar os valores da atitude do satélite durante o processo de abertura dos painéis. Os resultados dos testes de controle do satélite mostraram como as perturbações geradas impactam a atitude do satélite e devem ser levadas em consideração em qualquer análise de missão. === This study has the objective develop a computational tool and use it to analyze the effects of the solar array deployment procedure on artificial satellites attitude dynamics. The satellites have evolved in the last decades, meaning that more complex and flexible satellites are replacing the simpler ones. Most of the time the satellites now include the presence of flexible appendages. These appendages in this case of study are solar arrays. Essential to any mission, they must be stowed to ease the launching process and be deployed in space to provide energy for the satellites subsystems. The deployment moment is crucial, but also generates perturbations that affect the satellite attitude and must be compensated for by the control system. The studies were implemented in the SAS (Spacecraft Attitude Simulator) virtual environment. The simulator allows the user to define each step of the control process separately, meaning that the perturbation can be computed separately from the attitude dynamics and act on it as additional torques, which were calculated using a robotics approach with the Newton-Euler formulation. It also allows the user to implement its desired estimator. In this case it was used a Kalman filter to estimate the values of the satellites attitude during the deployment procedure. Results from the satellites control tests show how such perturbation affects the satellite attitude and that it should be taken into account in any mission analysis.
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