Mechanical design of Resistojet-based spacecraft Attitude Control System
Loading...
URL
Journal Title
Journal ISSN
Volume Title
School of Electrical Engineering |
Master's thesis
Unless otherwise stated, all rights belong to the author. You may download, display and print this publication for Your own personal use. Commercial use is prohibited.
Authors
Date
2024-11-18
Department
Major/Subject
Space Science and Technology
Mcode
Degree programme
Master's Programme in Electronics and Nanotechnology
Language
en
Pages
54
Series
Abstract
The purpose of this master's thesis is to design a 3-axis Attitude Control System (ACS). The system uses four resistojet type thrusters, and provides attitude control for a larger four-axis propulsion module. The main focus of the thesis will be on the mechanical design, and the various factors driving the design process. The fundamental goal of mechanical design is to invent a solution that complies with a number of requirements and constraints. As such, the particular design constraints for this project are presented in their separate chapter. The constraints range from physical, such as mass, volume and shape, to environmental, such as thermal, vacuum and radiation tolerance. Design is further guided by industry and company practices and capabilities and available Commercial Off The Shelf (COTS) components. Company manufacturing capabilities and limitations in particular played a significant role in the design process, as the components were manufactured in-house using a variety of methods, such as Computer Numerical Control (CNC) milling and Laser microwelding. The design process was entirely computerized, using modern Computer Aided Design (CAD) and Computer Aided Manufacturing (CAM) software. The project experienced multiple changes during the design phase, including alterations to the entire system's form factor. Mechanical redesign was thus needed to adapt to these changes, while still complying with the fundamental requirements of the project. Adaptation was enabled by a modular design philosophy providing flexible options to adapt to change. In the final system configuration, the thrusters are integrated in two identical dual thruster units. The system's power and control electronics, and propellant control solenoid valves are housed in a separate module. The first iteration of the ACS was an engineering model, used in ground testing. The lessons learned from the ground testing campaign were incorporated in the final Flight Model, which in turn was successfully launched and deployed in orbit. The thesis concludes with a discussion on future improvement potential and lessons learned from the project.Syftet med denna avhandling är att utveckla mekaniska delen av ett styrraketssystem. Systemet är baserat på fyra resistojet-raketmotorer och ger lägeskontroll i tre axlar för en större fyraxlad satellitdrivenhet. Avhandlingens huvudfokus ligger på den mekaniska designen och de olika faktorerna som styr designprocessen. Mekaniska designprocessens grundläggande mål är att utveckla en lösning som uppfyller ett antal krav och begränsningar. De specifika designbegränsningarna för detta projekt presenteras därför i ett eget kapitel. Begränsningarna omfattar både fysiska faktorer såsom massa, volym och form, samt miljöfaktorer som värme-, vakuum- och strålningstolerans. Designen styrs ytterligare av praxis inom industrin och företaget, samt tillgängliga kommersiellt färdiga komponenter. Systemets delar tillverkades in-house, med metoder såsom CNC-fräsning och lasersvetsning. Designprocessen var fullständigt datoriserad och utnyttjade moderna CAD och CAM program. Projektet utsattes för betydliga förändringar under designfasen, inklusive ändring av hela systemets formfaktor. Mekanisk omdesign var därmed nödvändig för att projektets grundläggande krav fortfarande skulle uppfyllas. Anpassningen möjliggjordes av en modulär designfilosofi. I den slutliga systemkonfigurationen är raketmotorerna integrerade som par i två identiska thrusterenheter. Systemets kraft- och styrelektronik samt magnetventilerna som styr flödet av drivmedel är inrymda i en separat modul. Den första versionen av styrraketssystemet var en ingenjörsmodell (s.k. "flatsat") och avsedd för marktestande. Lärdomarna från marktestprogrammet användes i sin tur för att skapa den slutliga flygmodellen. Projektet avlutades framgångsrikt, då flygmodellen sköts upp och placerades lyckat i omloppsbana. Avhandlingen slutar med en diskussion om framtida förbättringspotential och lärdomar från projektet.Description
Supervisor
Kallio, EsaThesis advisor
Peitso, PyryKeywords
spacecraft design, resistojet, mechanical engineering, small satellites, attitude control, satellite propulsion