Resumen

Los nanosatelites, en especial los CubeSats, representan una herramienta de bajo costo para el estudio, interpretaciOn y diseilo de los m6dulos satelitales y sus factores asociados. Con la llegada de los CubeSats a la industria aeroespacial, existe un aumento en el desarrollo y ejecución de misiones satelitales trayendo consigo las problemáticas características de cada subsistema satelital. Particularmente para el subsistema de determinaci6n y control de actitud (ADCS), las problemáticas del sistema radican en el alto grado de no linealidad del modelo dinámico satelital y las perturbaciones del entorno orbital. La cinética contiene no linealidades algebraicas de segundo orden por parte de la velocidad angular; por otro lado, dependiendo de las coordenadas de actitud en las que se describa la orientación del satélite, la cinemática puede contener no linealidades algebraicas y/o trigonométricas y conllevar a singularidades geométricas o indeterminaciones. Las perturbaciones a su vez afectan el movimiento rotational del satélite. Estas problemáticas presentes en el modelo dinámico (cinético y cinemático) afectan el desarrollo de los controladores, dado que complican la implementación de las leyes de control, limitan el rango de operación del satélite y requieren de técnicas para el rechazo de perturbaciones. Esta investigación aborda el desarrollo de técnicas control de actitud para un CubeSat que comprenda las no linealidades del modelo dinámico satelital y rechace perturbaciones del entorno orbital con el fin de realizar maniobras de apuntamiento. En este escenario, el sistema de control de actitud es capaz de realizar: apuntamiento solar, seguimiento a nadir y seguimiento activo terrestre. Mediante el uso de la metodología en V, se abordan los procesos de diseño de misión, los requerimientos para el subsistema, el desafío e implementación de la dinámica orbital, satelital y los controladores y por último, la evaluación de los controladores y verificación del cumplimiento de los requerimientos. La trayectoria satelital se obtiene mediante modelos de propagación orbital; la cinemática y controladores del satélite se implementan con la coordenada de actitud mas reciente, los parámetros modificados de Rodrigues (MRP) y su cinética abarca los aspectos no lineales del modelo matemático del CubeSat. Se hate uso de la teoría de Lyapunov como un instrumento matemático para validar la estabilidad en la implementación de dos controladores no lineales: uno por retroalimentación no lineal y otro por mottos deslizantes (SMC). Cada controlador afecta los tres apuntamientos individualmente, las dinámicas orbitales, satelitales y del controlador son integradas en un mismo entorno de simulación. Como resultado del proceso, los controladores no lineales implementados logran realizar maniobras de apuntamiento rechazando las perturbaciones y cumplen los requerimientos establecidos. Finalmente, mediante el análisis del error de apuntamiento se concluye que las técnicas de control no lineal son una opción viable y alterna a los controladores típicamente usados.