| Summary: | O objetivo da pesquisa é o desenvolvimento de um procedimento de determinação de atitude em três eixos para satélites em órbitas terrestres e baixas (LEO), baseado no Sistema de Posicionamento Global (GPS), e considerando os aspectos operacionais necessários. As principais contribuições do trabalho são a incorporação do conceito de integridade a todo o procedimento e a integração dos passos e modos de operacionais usualmente segmentados na literatura. A redução de volume, massa, potência e custo do sistema de navegação e o aumento da autonomia do satélite são potenciais vantagens do uso de GPS que podem ser de interesse, especialmente no projeto de micro-satélites com fracos requisitos de apontamento. O algoritmo melhora a precisão da estimativa local de atitude obtida pelo GPS através da sua fusão com a atitude propagada pelos giros. O algoritmo de fusão é especialmente projetado para detectar falhas simples no GPS ou nos giros. As medidas do GPS e dos giros são modeladas como sendo corrompidas por ruídos Gaussianos coloridos, cujos efeitos são mitigados por um modelo de compensação dinâmica estocástico. O vetor de estados, que inclui o quatérnion de atitude e parâmetros do modelo de erros, é estimado pelo filtro estendido de Kalman e propagado entre instantes de amostragem do GPS pelas saídas dos giros após a compensação de suas derivas. O algoritmo é testado por simulação numérica e com dados reais de GPS tomados em solo. Os cenários das simulações incluem casos de órbitas polares e de baixa inclinação e três diferentes modos de falha: ausência de sinal da constelação GPS; interferência no sinal de um único satélite GPS; e deriva do giro maior que o nível especificado. Os resultados mostram que o algoritmo é capaz de detectar as falhas simuladas com diferentes níveis de intensidade, sendo adequado para aplicações espaciais. === The aim of this research is to develop a three-axis attitude determination procedure for low Earth orbiting (LEO) satellites based on the Global Positioning System (GPS) and considering the necessary operational aspects. Its main contributions are to embody the integrity concept to the whole procedure and to integrate the operational steps and modes usually split in the literature. Reducing size, weight, power and cost of the navigation system and increasing the satellite autonomy are also potential advantages of using GPS that may be of interest, especially to the design of micro satellites with low pointing requirements. The algorithm improves a GPS based snapshot attitude estimate by fusing it with attitude data propagated by the gyros. The fusion algorithm is especially designed to detect single faults on either the GPS or the gyros. Both GPS and gyro measurements are modeled as corrupted by colored Gaussian noises whose effects are mitigated by a stochastic dynamic compensation model. The state vector, which includes the attitude quaternion and parameters of the error model, is estimated from an extended Kalman filter and propagated between GPS sampling times based on the gyro output after bias compensation. The algorithm is tested by numerical simulation and with real GPS data taken on ground. The simulation scenarios include both polar and low inclined orbit cases and three different failure modes: no signal from the GPS constellation; interference on a single GPS satellite; and gyro drift higher than its specified level. The results show that the algorithm is able to detect the simulated faults with different intensity levels and is suitable to space applications.
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