This research outlines a low-cost, low-power, arc-minute accurate star tracker that is designed for use on a CubeSat. The device is being developed at the University of Texas at Austin for use on two different 3-unit CubeSat missions. The hardware consists of commercial off-the-shelf parts designed for use in industrial machine vision systems and employs a 1024x768 grey-scale charge coupled device (CCD) sensor. The software includes the three standard steps in star tracking: centroiding, star identification, and attitude determination. Centroiding algorithms were developed in-house. The star identification code was adapted from the voting method developed by Kolomenkin, et al. Attitude determination was performed using Markley's singular value decomposition method. The star tracker was then tested with internal simulated star-fields. The resulting accuracy was less than an arcminute. It was concluded that this system is a viable option for CubeSats looking to improve their attitude determination. On-orbit demonstration of the system is planned when the star tracker flies on the planned CubeSat missions in 2013 or later. Further testing with external simulated star fields and night sky tests are also planned. / text

Les caméras pushbroom sont omniprésentes en imagerie satellitaire. Ce capteur linéaire enregistre des images 1-D et utilise le défilement du satellite autour de la terre pour construire des bandeaux d’image ; son principe de fonctionnement est identique aux scanners et photocopieurs que l’on peut utiliser tous les jours. Les avantages liés à cette technologie sont principalement une résolution d’image étendue qui va bien au delà des caméras perspectives, un coût d’exploitation faible et une robustesse au contexte spatial. Pour reconstruire des images couleur, le plan focal d’un satellite embarque plusieurs caméras pushbroom sensibles à différentes bandes spectrales de la lumière. Ce mode d’acquisition dépendant du temps suppose que l’orientation du satellite, également appelée attitude dans cette étude, ne varie pas au cours du survol d’une scène. Les satellites ont jusqu’à maintenant été considérés comme stables du fait de leur inertie. Cependant les technologies récentes développées dans la recherche spatiale tendent à réduire leur taille et alléger leur poids pour les rendre plus agiles et moins coûteux en énergie lors de leur mise en orbite. La résolution des capteurs a également été améliorée, ce qui rend nettement plus critique la moindre oscillation de l’imageur. Ces facteurs cumulés font qu’un changement d’attitude de quelques microradians peut provoquer des déformations géométriques notables dans les images. Les solutions actuelles utilisent les capteurs de positionnement du satellite pour asservir son attitude et rectifier les images, mais elles sont coûteuses et limitées en précision. Les images contiennent pourtant une information cohérente sur les mouvements du satellite de par leurs éventuelles déformations. Nous proposons dans cette étude de retrouver les variations d’attitude par recalage des images enregistrées par le satellite. Nous exploitons la disposition des caméras pushbroom dans le plan focal ainsi que la nature stationnaire des oscillations pour conduire l’estimation. Le tout est présenté dans un cadre bayesien, où les données images peuvent se mêler avec une information a priori sur le mouvement ainsi que des mesures exogènes fournies par un capteur stellaire couramment appelé star tracker. Différentes solutions sont décrites et comparées sur des jeux de données satellitaires fournis par le constructeur de satellite EADS Astrium. / Linear pushbroom cameras are widely used for earth observation applications. This sensor acquires 1-D images over time and uses the straight motion of the satellite to sweep out a region of space and build 2-D image ; it operates in the same way as a usual flatbed scanner. Main advantages of such technology are : robustness in the space context, higher resolution than classical 2-D CCD sensors and low production cost. To build color images, several pushbroom cameras of different modalities are set in parallel onto the satellite’s focal plane. This acquisition process is dependent of the time and assumes that the satellite’s attitude remains constant during the image recording. However, the recent manufacture of smal- ler satellites with higher sampling resolution has weakened this assumption. The satellite may oscillates around its rotations axis, and an angular variation of a few microradians can result in noticeable warps in images. Current solutions use inertial sensors on board the satellite to control the attitude and correct the images, but they are costly and of limited precision. As warped images do contain the information of attitude variations, we suggest to use image registration to es- timate them. We exploit the geometry of the focal plane and the stationary nature of the disturbances to recover undistorted images. To do so, we embed the estimation process in a Bayesian framework where image registration, prior on attitude variations and mea- surements of a star tracker are fused to retrieve the motion of the satellite. We illustrate the performance of our algorithm on four satellite datasets provided by EADS Astrium.

Attitude control is an essential subsystem of most spacecraft buses, therefore attitude determination plays a very important role as it is the feedback system for any closed-loop attitude control system. Of all attitude determination sensors star trackers are usually the most accurate ones. Unfortunately, the star trackers usually used on classical, large spacecrafts are too big, heavy and power hungry. For pico-satellites, which can only carry a limited amount of volume and mass and provide only limited power, these sensors obviously cannot be used. Consequently, miniaturized star trackers have been developed in recent years, but so far the available star trackers are not sufficiently miniaturized to be feasible for the use on pico-satellites, including STELLA, a miniaturized star tracker developed at the University of Würzburg. Therefore, further miniaturization is necessary, which is why the University of Würzburg is active on the research of star trackers for small satellites. A first prototype for a new star tracker for pico-satellites, called PicoStar, has been developed in the scope of this thesis. Using a simpler system design and new image sensors, its volume could be reduced by two-thirds and the mass by about half compared to STELLA. The expected performance is kept reasonably. There is still room for further reduction of the power consumption, as it is currently up to 30% higher than required. As this Master thesis focuses on the implementation of the embedded system and the optimization of the software of the star tracker, the prototype is not finalized. So far, the star tracker algorithm has been implemented and the attitude determination is running. First test results have shown that the next steps in the PicoStar development, among other things, have to be further calibration and testing. / Validerat; 20151109 (global_studentproject_submitter)

Depuis les tous premiers jours de l'ère spatiale, les satellites artificiels ont été considérés comme un outil pour la résolution de problèmes scientifiques et pratiques, notamment dans l'astronomie, l'observation de la Terre et les télécommunications. Traditionnellement, les gros satellites artificiels, avec une masse allant de plusieurs centaines de kilogrammes jusqu'à plusieurs tonnes, ont été utilisés pour ces besoins. Un élément clef pour permettre le succès de ces missions spatiales est un contrôle précis de l'attitude du satellite. Afin d'assurer la haute précision de pointage, un système de contrôle d'attitude et d'orbite (SCAO) repose sur les données fournies par un instrument optoélectronique appelé un senseur stellaire (ou Star Tracker, ST). L'utilisation des étoiles éloignées comme points de repère permet la détermination de l'attitude du satellite avec une précision de l'ordre de la seconde d'arc. Beaucoup de travaux sur la miniaturisation des sous-systèmes des satellites artificiels ont été entrepris au court des vingt dernières années. Cela a permis à l'industrie et aux passionnés de développer et construire des satellites de quelques kilogrammes pouvant accomplir de véritables missions spatiales. Centaines de ces satellites appelés « nano-satellites » sont lancé chaque année et certains parmi eux peut être considéré comme un replacement des gros satellites. Cependant, dû à de grosses contraintes de masse et de volume définis par les standards na no-satellites, tel que lU-3U CubeSat Design Specification, l'intégration de senseur stellaire dans ces nano-satellites n'était jusqu'à présent pas possible, limitant l'application de ces plateformes. Dans ce travail, senseur stellaire est considéré comme un système composé par un module caméra et un module de traitement d'image. les solutions possibles pour chaque module sont analysées séparément dans un contexte de miniaturisation de ST par modélisation et simulation. Elles sont ensuite évaluées ensemble comme les prototypes fonctionnels dans un installation hardware-in-the-loop (Hll). Cette recherche aborde plusieurs problèmes liés à la miniaturisation d'optique de caméra et du capteur d'image à pixel actif (active pixel sensor, APS), tels que la sensibilité réduite à la lumière des étoiles et l'incertitude de position des centroïdes à cause de la distorsions et l'aberrations chromatique d'optique miniaturisée. L'évaluation dans l'installation Hll se concentre autour des performances du module de traitement et plus particulièrement sur les performances du logiciel ST dans le mode d'opération « perdu dans l'espace» ("Iost-in-space", LIS). Une contribution originale de cette recherche est un algorithme de reconnaissance d'étoiles (StarID) nommé « RING-O » développé et breveté par l'auteur. Par rapport aux autres algorithmes existants, RING-O peut facilement être adapté et ajusté à différentes caméras et plateformes de traitement. Des implémentations logicielles d'algorithme ont été effectuées sur deux prototypes, l'un basé sur smartphone et l'autre basé sur une plateforme Xilinx Zynq, afin de réaliser une analyse des goulets et d'extraire les performances du système. Optimisé pour les plateformes multi-coeurs, RING-O garantit les délais d'acquisition initiale d'attitude comparable et souvent plus petits que les délais d'acquisition déclaré par les autres développeurs de senseur stellaires européens. / From the early days of the space age, satellites were considered as a solution for many scientific and practical tasks, notably astronomy, Earth observation and telecommunication. Traditionally and to the present day, mostly large satellites with a mass from several hundred kilograms to several tons are used for these purposes. The key success factor of such space missions is a fine control of satellite’s attitude. To ensure high pointing accuracy, satellite’s attitude determination and control subsystem (ADCS) relies on precise three-dimensional attitude data provided by an opto-electronic instrument called star tracker (ST). The use of stars as reference objects allows to determine the satellite’s attitude in real time with an arc-second precision.A significant work on miniaturization of satellite subsystems carried out in the past twenty years, allows us today to build a complete satellite with a mass of only a few kilograms. An increasing number of successful nano- and picosatellite missions demonstrates constantly improving capabilities of modern miniaturized satellite platforms. However, until recently, integration of a star tracker into a nanosatellite was not possible because of a large size of the device and relatively high power consumption, and that limited possible applications of the nanosatellites. In attempt to change the situation, in the last five years about a dozen of miniature star tracker prototypes, suitable for nanosatellite platforms, were proposed by various developers. Some were successfully tested in space, yet most prototypes, including the tiniest ones, are still at the development stage.A modern star tracker is a system, that can be represented as two modules, a digital camera module and a processing module. Use of a compact camera lens and a small-size image sensor allows to significantly reduce overall mass and size of the device, and at the same time, may cause significant image quality deterioration, due to increased distortion, uncompensated spherical and chromatic aberration, lower signal-to-noise ratio (SNR) and overall lower light sensitivity of the camera module. Thus, embedded software of the processing module, responsible for pre-processing, star identification and attitude calculation, should take into account the limitations imposed by the miniaturization of the camera module. At the same time, hardware architecture of the processing module should have the capacity to perform necessary correction of the digital image in real time, and to ensure stability and expected performance of the star identification and attitude calculation routines.The goal of hardware and software prototyping of a miniature star tracker system, carried out in this work, is to evaluate various design solutions, that could be brought into the camera or into the processing module, in order to help the miniaturization of the system. Another goal is to analyze the impact of every hardware and software component on the overall performance of a miniaturized star tracker system. Among the list of star tracker characteristics, the initial attitude estimation time and the attitude output rate became the focus of the research. Current work addresses possible performance bottlenecks, that may appear on any step of star tracker operation, from capturing starlight to calculation of components of the attitude quaternion, and proposes an original solution to speed-up the star identification routine.

The Generic Nanosatellite Bus (GNB) is a spacecraft platform designed to accommodate the integration of diverse payloads in a common housing of supporting components. The development of the GNB at the Space Flight Laboratory (SFL) under the Canadian Advanced Nanospace eXperiment (CanX) program provides accelerated access to space while reducing non-recurring engineering (NRE) costs. The work presented herein details the development of the attitude determination and control subsystem (ADCS) of the GNB. Specific work on magnetorquer coil assembly, integration, and testing (AIT) and reaction wheel testing is included. The embedded software development and unit-level testing of the GNB sun sensors are discussed. The characterization of the AeroAstro star tracker is also a major focus, with procedures and results presented here. Hardware models were developed and incorporated into SFL's in-house high-fidelity attitude dynamics and control simulation environment. This work focuses on specific contributions to the CanX-3, CanX-4&5, and AISSat-1 nanosatellite missions.

The Generic Nanosatellite Bus (GNB) is a spacecraft platform designed to accommodate the integration of diverse payloads in a common housing of supporting components. The development of the GNB at the Space Flight Laboratory (SFL) under the Canadian Advanced Nanospace eXperiment (CanX) program provides accelerated access to space while reducing non-recurring engineering (NRE) costs. The work presented herein details the development of the attitude determination and control subsystem (ADCS) of the GNB. Specific work on magnetorquer coil assembly, integration, and testing (AIT) and reaction wheel testing is included. The embedded software development and unit-level testing of the GNB sun sensors are discussed. The characterization of the AeroAstro star tracker is also a major focus, with procedures and results presented here. Hardware models were developed and incorporated into SFL's in-house high-fidelity attitude dynamics and control simulation environment. This work focuses on specific contributions to the CanX-3, CanX-4&5, and AISSat-1 nanosatellite missions.

As the use of small satellites for advanced space missions continues to grow, the importance of low mass and cost three-axis attitude stabilization systems increases as well, with these systems requiring high accuracy attitude knowledge. Star trackers provide the most accurate attitude knowledge of any type of attitude sensor, but the high cost, size, and weight of commercial star trackers can be prohibitive to small satellite missions. Many simple star trackers have been developed using commercial off-the-shelf camera sensors and processing hardware, but the challenge remains in testing and characterizing these devices. A common solution is night sky tests, in which the star tracker is held up to the night sky to image the star field and perform attitude determination. Commercial star trackers, on the other hand, are regularly tested with manufacturer provided star field images that attach directly to the sensor. These methods, however, severely limit the sky conditions that can be used in testing. Night sky tests depend on weather and can only image regions of the sky the user has access to, while lab-based testing uses the few provided still images. This thesis presents a hardware-in-the-loop star tracker test bed developed for comprehensive ground-based testing of both in-house and commercial star trackers. The system consists of a small screen to display a star field, a simple in-house camera star tracker, and a microprocessor. This test bed allows any star field image to be simulated. The system is set up for use on a stationary tabletop, but its small size lends itself for use with a spacecraft dynamics platform, which can facilitate testing of control algorithms using real star tracker output.

Les caméras pushbroom sont omniprésentes en imagerie satellitaire. Ce capteur linéaire enregistre des images 1-D et utilise le défilement du satellite autour de la terre pour construire des bandeaux d'image ; son principe de fonctionnement est identique aux scanners et photocopieurs que l'on peut utiliser tous les jours. Les avantages liés à cette technologie sont principalement une résolution d'image étendue qui va bien au delà des caméras perspectives, un coût d'exploitation faible et une robustesse au contexte spatial. Pour reconstruire des images couleur, le plan focal d'un satellite embarque plusieurs caméras pushbroom sensibles à différentes bandes spectrales de la lumière. Ce mode d'acquisition dépendant du temps suppose que l'orientation du satellite, également appelée attitude dans cette étude, ne varie pas au cours du survol d'une scène. Les satellites ont jusqu'à maintenant été considérés comme stables du fait de leur inertie. Cependant les technologies récentes développées dans la recherche spatiale tendent à réduire leur taille et alléger leur poids pour les rendre plus agiles et moins coûteux en énergie lors de leur mise en orbite. La résolution des capteurs a également été améliorée, ce qui rend nettement plus critique la moindre oscillation de l'imageur. Ces facteurs cumulés font qu'un changement d'attitude de quelques microradians peut provoquer des déformations géométriques notables dans les images. Les solutions actuelles utilisent les capteurs de positionnement du satellite pour asservir son attitude et rectifier les images, mais elles sont coûteuses et limitées en précision. Les images contiennent pourtant une information cohérente sur les mouvements du satellite de par leurs éventuelles déformations. Nous proposons dans cette étude de retrouver les variations d'attitude par recalage des images enregistrées par le satellite. Nous exploitons la disposition des caméras pushbroom dans le plan focal ainsi que la nature stationnaire des oscillations pour conduire l'estimation. Le tout est présenté dans un cadre bayesien, où les données images peuvent se mêler avec une information a priori sur le mouvement ainsi que des mesures exogènes fournies par un capteur stellaire couramment appelé star tracker. Différentes solutions sont décrites et comparées sur des jeux de données satellitaires fournis par le constructeur de satellite EADS Astrium.

Thesis (MEng)-- Stellenbosch University, 2013. / ENGLISH ABSTRACT: The next generation of CubeSats will require accurate attitude knowledge throughout orbit for advanced science payloads and high gain antennas. A star tracker can provide the required performance, but star trackers have traditionally been too large, expensive and power hungry to be included on a CubeSat. The aim of this project is to develop and demonstrate a CubeSat compatible star tracker. Subsystems from two other CubeSat components, CubeSense and CubeComputer, were combined with a sensitive, commercial image sensor and low-light lens to produce one of the smallest star trackers in existence. Algorithms for star detection, matching and attitude determination were investigated and implemented on the embedded system. The resultant star tracker, named CubeStar, can operate fully autonomously, outputting attitude estimates at a rate of 1 Hz. An engineering model was completed and demonstrated an accuracy of better than 0.01 degrees during night sky tests. / AFRIKAANSE OPSOMMING: Die volgende generasie van CubeSats sal akkurate orientasie kennis vereis gedurende 'n volle omwentelling van die aarde. 'n Sterkamera kan die vereiste prestasie verskaf, maar sterkameras is tradisioneel te groot, duur en krag intensief om ingesluit te word aanboord 'n CubeSat. Die doel van hierdie projek is om 'n CubeSat sterkamera te ontwikkel en te demonstreer. Substelsels van twee ander CubeSat komponente, CubeSense en CubeComputer, was gekombineer met 'n sensitiewe kommersiële beeldsensor en 'n lae-lig lens om een van die kleinste sterkameras op die mark te produseer. Algoritmes vir die ster opsporing, identi kasie en orientasie bepaling is ondersoek en geïmplementeer op die ingebedde stelsel. Die gevolglike sterkamera, genaamd CubeStar, kan ten volle outonoom orientasie afskattings lewer teen 'n tempo van 1 Hz. 'n Ingenieursmodel is voltooi en 'n akkuraatheid van beter as 0.01 grade is gedemonstreer.

Star trackers are essential instruments commonly used on satellites. They provide precise measurement of the orientation of a satellite and are part of the attitude control system. For cubesats star trackers need to be small, consume low power and preferably cheap to manufacture. In this thesis work the electronics for a miniature star tracker has been developed. A star detection algorithm has been implemented in hardware logic, tested and verified. A platform for continued work is presented and future improvements of the current implementation are discussed. / Stjärnkameror är vanligt förekommande instrument på satelliter. De tillhandahåller information om satellitens orientering med mycket hög precision och är en viktig del i satellitens reglersystem. För kubsatelliter måste dessa vara små, strömsnåla och helst billiga att tillverka. I detta examensarbete har elektroniken för en sådan stjärnkamera utvecklats. En algoritm som detekterar stjärnor har implementerats i hårdvara, testats och verifierats. En hårdvaruplattform som fortsatt arbete kan utgå ifrån har skapats och förslag på förbättringar diskuteras.