Solar array drive mechanism disturbance simulation

Micro-vibrations or jitter do not represent a dimensioning load for the spacecraft structure. Nevertheless, they are increasingly gaining relevance when it comes to mission performances, being characterized by frequencies outside the typical AOCS bandwidth. Indeed, space missions performance requirements in terms of pointing errors are more and more stringent. The Solar Array Drive Mechanism (SADM) is the electro-mechanical device that permits the rotation of the solar panels and it is one of the jitter sources which can be present on board. When steering the Solar Array in order to maximize the sun light on the solar cells, the mechanism might generate several perturbations. These harmonic perturbations, mainly coming from the SADM stepper motor and gears, may fall in coincidence or close to the Solar Array flexible modes. The flexible modes amplification factors, which are usually relevant because of the small structural damping and the absence of aerodynamics, magnify the disturbances, which are transmitted to the spacecraft payload, degrading the performances for example in terms of images quality. In order to estimate the amount of jitter due to the Solar Array Drive Assembly (SADA), i.e. the SADM and Solar Array assembly, starting from the early design phase, a Simulink block modeling the SADA was required in the ESA GNC/AOCS Simulations Toolbox (GAST), the tool used by the European Space Agency GNC/ AOCS division during Concurrent Design Facility (CDF) sessions and preliminary design phases. For these feasibility studies, one of the main constraints is the simulation time: in order to assess different solutions and design possibilities, many simulations have to be performed during CDF sessions. Following the same general architecture (rigid hub inverse dynamic model and flexible appendage direct dynamic model in feedback, with the stepper motor and gearbox between them), three simulation models have been developed. The perturbations introduced in the system by the gearbox have been simply modeled as a positional transmission error, to represent the results of kinematic experimental tests which are usually performed on the mechanism, in later design phases. Results have been compared to flight data coming from an ESA earth observation satellite mounting the mechanism.

Le micro-vibrazioni, o jitter, pur non rappresentando un carico dimensionante per la struttura del satellite risultano sempre più rilevanti in termini di performance della missione ed errori di puntamento. Infatti, i requisiti di prestazioni di una missione spaziale per quanto riguarda gli errori di puntamento sono sempre più stringenti. Inoltre, esse sono caratterizzate da frequenze superiori a quelle tipiche del Sistema di Controllo d’Assetto e Orbita (AOCS). Il Solar Array Drive Mechanism (SADM), sistema elettromeccanico che consente la rotazione dei pannelli solari, è una delle sorgenti di micro-vibrazioni che si può trovare a bordo del satellite. Nel momento in cui tale meccanismo governa la rotazione del pannello per massimizzare la luce solare su quest’ultimo, esso genera molteplici perturbazioni. Si tratta di disturbi di tipo armonico che possono provenire principalmente dal motore passo-passo o dal riduttore di velocità. Tali disturbi possono manifestare un contenuto in frequenza coincidente o prossimo a quello dei modi flessibili dei pannelli solari. I fattori di amplificazione di tali modi propri, che sono generalmente importanti a causa del basso smorzamento strutturale e dell’assenza di aerodinamica, amplificano i disturbi, in seguito trasmessi al carico pagante presente sul satellite, degradandone le prestazioni ad esempio in termini di qualità delle immagini. Al fine di stimare la quantità di jitter dovuto al Solar Array Drive Assembly (SADA), ovvero l’assemblaggio di SADM e pannello solare, a partire dalle prime fasi di progetto preliminare, si richiedeva un blocco Simulink che ne modellasse il comportamento all’interno della libreria GNC/AOCS Simulations Toolbox (GAST). Essa rappresenta lo strumento utilizzato dalla divisione GNC/AOCS dell’Agenzia Spaziale Europea durante le sessioni tenute in Concurrent Design Facility (CDF) e le fasi preliminari del progetto. Per questi studi di fattibilità, uno dei vincoli principali consiste nel tempo di simulazione: per testare diverse architetture e soluzioni, si desidera effettuare molteplici simulazioni durante ogni singola sessione in CDF . Seguendo la stessa architettura generale (modello dinamico inverso del corpo del satellite rigido e modello dinamico diretto dell’appendice flessibile in feedback su di esso, con motore e riduttore di velocità a collegare i due), sono stati sviluppati tre modelli di simulazione. Le perturbazioni introdotte nel sistema dagli ingranaggi del riduttore di velocità sono state modellate attraverso errori di trasmissione in posizione, al fine di ripro- durre i risultati dei test sperimentali cinematici, condotti sul meccanismo in fasi successive del progetto. I risultati delle simulazioni sono stati comparati ai dati di volo provenienti dalla telemetria di un satellite di osservazione della Terra dell’ESA.