علوم و فناوری فضایی
سال:1395 | دوره:9 | شماره:2 |تعداد مقالات:8

به دلیل حضور برخی ترم های غیر خطی در معادلات پرواز یک ماهواره بر باید یک راهبرد مناسب و پایدار کنترلی برای غلبه بر این ترم ها و در نتیجه، فرایند ردیابی صحیح مسیر بهینه رسیدن ماهواره بر به مدار مورد نظر را طراحی کرد. در این مقاله، مبانی طراحی یک کنترل کننده برای سیستم غیر خطی نوین و ساده با هدف کنترل یک نوع ماهواره بر در جهت ردیابی مسیر بهینه آن توضیح داده می شود. مبنای اساسی این استراتژی، خطی سازی برخط معادلات غیر خطی طی پرواز و در نهایت، بازنمایی معادلات سیستم به صورت ژاکوبین توسعه یافته است. نکته مهم این است که سیستم تنها در برخی نقاط کاری و تعادل خطی سازی نمی شود و در هر بازه نمونه برداری، سعی شده است که سیستم معادلات غیر خطی به معادلات خطی تبدیل و سپس، با استفاده از تئوری جای دهی قطب ها، یک کنترل کننده ردیاب مناسب برای سیستم پیشنهاد شود. نتایج طراحی و شبیه سازی حاکی از دقت و همگرایی مناسب سیگنال های مرجع (سیگنال های شامل سرعت و زاویه پیچش) و در نتیجه، انجام موفقیت آمیز ماموریت است.

به منظور اطمینان یابی از صحت عملکرد زیرسیستم تعیین و کنترل وضعیت ماهواره و اجزای آن، لازم است تا مجموعه تست هایی را در سطح قطعات و زیرسیستم انجام داد. یکی از ابزارهای پرکاربرد در فرآیند انجام این تست ها پیچه هلمهولتز است که وظیفه آن تولید میدان مغناطیسی یکنواخت است. این وسیله در تست عملکردی و کالیبراسیون حسگرها و عملگرهای مغناطیسی، تست سخت افزار در حلقه زیرسیستم تعیین و کنترل وضعیت، و همچنین تست های مربوط به اندازه گیری پسماند مغناطیسی قطعات ماهواره کاربرد دارد. در این مقاله، معادلات ریاضی حاکم بر پیچه هلمهولتز بررسی، نحوه طراحی و ملاحظات آن پیشنهاد شده و مجموعه تست های عملکردی و همچنین تست های شناسایی برای بررسی طراحی و ارزیابی نمونه ساخته شده ارائه می شود. با یافتن مدل ریاضی این وسیله، مقدمات لازم برای طراحی سیستم کنترل حلقه بسته به منظور حذف اغتشاشات مغناطیسی محیطی و ایجاد میدان مغناطیسی مطلوب توسط پیچه هلمهولتز فراهم می آید.

در این مقاله، کنترل چرخش ماهواره توسط عملگرهای مغناطیسی با استفاده از قوانین کنترل «نرخ و محور چرخش» و «کاهش نرخ نوسانات» مورد بررسی آزمایشگاهی قرار گرفته است. ارزیابی این قوانین کنترلی توسط «شبیه ساز سه درجه آزادی کنترل وضعیت ماهواره مبتنی بر یاتاقان هوایی» انجام شده است. به علت محدودیت های ذاتی شبیه ساز، نتایج تست آزمایشگاهی تنها در راستای یک محور قابل رویت است. بنابراین برای ارزیابی دقیق سه محوره این قوانین، ابتدا با مدل سازی معادلات دینامیکی و سینماتیکی شبیه ساز و مقایسه نتایج شبیه سازی با نتایج تست آزمایشگاهی، به ارزیابی مدل سازی پرداخته می شود. پس از اثبات صحت مدل سازی، شبیه سازی سه محوره قوانین کنترلی انجام می شود. از آنجا که مدل اعتبارسنجی شده مبنای یکسانی با معادلات مدل ماهواره دارد و تنها تمایز آن در گشتاور اغتشاشی ناشی از فاصله مرکز جرم با مرکز دوران است، می توان از امکان کنترل سه محوره ماهواره با این قوانین کنترل اطمینان حاصل کرد. نتایج تست ها نشان دهنده عملکرد مناسب این قوانین کنترلی است.

در این مقاله، ابتدا نهفتگی رادیویی و اهمیت ردگیری سیگنال برای گیرنده های GPS-RO شرح داده می شود. سپس ردگیری حلقه باز به عنوان ابزار توانمند و جایگزین ردگیری حلقه بسته، برای دریافت سیگنال های متفرقشده GPS، گذرنده از تروپوسفر پایین، معرفی می شود. در تحقق ردگیری حلقه باز با نرخ پایین، اهمیت مدل داپلر مطرح می شود. در این مقاله به سه روش مهم در پیاده سازی مدل داپلر اتمسفری که هم اکنون عملیاتی شده اند، پرداخته می شود. ابتدا روش سوکولوفسکی، که از روش های اولیه و مهم بوده و در گیرنده ROSA به کار می رود، تبیین می شود. سپس روش سی. ا. آو که در گیرنده مهم BlackJack تعبیه شده است، مطرح شده و در ادامه روش کریستنسن بیان می شود که در گیرنده GRAS عملیاتی شده است. نحوه اعمال ورودی های هندسی و اتمسفری در این روش ها و دقت آنها بررسی خواهد شد. سپس با بهره گیری از دانش به دست آمده از نقاط قوت و ضعفاین مدل ها، یک مدل ترکیبی برای گیرنده GPS-RO ایرانی به همراه الگوریتم پیاده سازی آن مطرح می گردد.

در این مقاله، ارزیابی کنترل وضعیت مغناطیسی با استفاده از قوانین کنترلی PD و LQR بررسی شده است. برای ارزیابی این قوانین کنترلی از «شبیه ساز سه درجه آزادی کنترل وضعیت ماهواره مبتنی بر یاتاقان هوایی» استفاده شده است. معادلات دینامیکی و سینماتیکی توسعه یافته برای شبیه ساز با تست آزمایشگاهی حلقه باز صحه گذاری می شود. پس از اثبات صحت مدل سازی، قوانین کنترلی با مقایسه نتایج شبیه سازی و تست آزمایشگاهی حلقه بسته ارزیابی می شود. به دلیل محدودیت های ذاتی شبیه ساز، پیاده سازی کنترل کننده وضعیت مغناطیسی تنها در راستای یک محور امکان پذیر است. نتایج تست های آزمایشگاهی نشان دهنده عملکرد بهتر قانون کنترلی LQR و دقت مناسب آن برای بسیاری از ماموریت هاست. بنابراین، با تعمیم کنترل کننده LQRشبیه سازی سه محوره برای یک ماهواره انجام شده است.

مطابق استانداردهای فضایی، ارزیابی طراحی حرارتی ماهواره ها با کمک تحلیل های نرم افزاری و تست های بالانس حرارتی امکان پذیر است. به طور معمول برای تست بالانس حرارتی از مدل حرارتی ماهواره ها استفاده می شود. این مدل از جنبه حرارتی کاملا مشابه مدل فضایی ماهواره است. در این مقاله، علاوه بر توصیف روش طراحی و ساخت مدل حرارتی ماهواره آتست، تست های بالانس حرارتی برای این مدل تعریف و اجرا شده است. به فرایند ارزیابی مدل و چگونگی استفاده از داده های تست برای اصلاح مدل ریاضی - حرارتی نیز توجه شده است. برای تسهیل و افزایش دقت فرایند اصلاح مدل ریاضی، مدل حرارتی طراحی شده در دو مرحله یعنی مدل سازه ای و مدل کامل، مونتاژ و تست شده است. در این تحقیق، نتایج تست مدل سازه ای با مدل ریاضی و تحلیل های نرم افزاری مقایسه و نحوه اصلاح آن تشریح شده است. نتایج حاصل حاکی از اجابت کامل الزامات تعریف شده در استاندارد در این مرحله از تحقیق است.

برای برخی ماهواره های رصدزمین، مدار ایده آل مداری است که رد زمینی تکرار شود تا این امکان را به وجود آورد که منطقه خاصی از زمین به طور دوره ای تحت نظر یا سنجش قرار گیرد. این مقاله، روشی سریع برای تعیین پارامترهای مداری ماهواره هایی با چنین ماموریتی است. این روش نیم قطر اصلی مدار را با توجه به زاویه میل مدار و همچنین دوره چرخش مدار به دست می آورد. سپس تغیرات نیم قطر اصلی را بر اساس خروج از مرکز مدار محاسبه می کند. همچنین روش دیگری نیز پیشنهاد می گردد که اصلاح شده و بهبود یافته روش پیشین به حساب می آید. از مزایای روش ارائه شده می توان به عملکرد سریع و سهولت در محاسبات اشاره کرد. در پایان نیز، به منظور تصدیق و اطمینان از نحوه عملکرد برنامه از نرم افزار satellite tool kit کمک گرفته شده و نتایج مقایسه خواهد شد.

تعیین وضعیت یکی از مسائل مهم و حیاتی در ماموریت های فضایی ماهواره هاست. در این تحقیق، روش جدیدی برای تعیین وضعیت ماهواره ها توضیح داده شده است که بر اساس آن، فضای جستجو خیلی محدودتر شده و بنابراین، دقت و سرعت روش پیشنهادی در تعیین وضعیت ماهواره افزایش یافته است. در این روش، ابتدا الگوریتم های یک ردیاب ستاره برای تعیین وضعیت ماهواره، پیاده سازی و تست می شود و سپس، الگوریتم هایی مانند الگوریتم مرکزیابی، شناسایی الگو و در نهایت، تعیین وضعیت بررسی و اجرا خواهد شد. برای اجرای این الگوریتم ها به تصاویر با کیفیت بالا از ستارگان نیاز است که باید توسط دوربین ردیاب ستاره تهیه شود. با این تصاویر برای پردازش های لازم به پردازنده منتقل می شود و پردازنده بر اساس الگوریتم های طراحی شده، وضعیت دوربین و بعد از آن ماهواره را در راستای هر سه محور تعیین می کند. به این صورت که ابتدا ویژگی هایی برای ردیاب ستاره در نظر گرفته می شود و بر اساس آنها فرایند طراحی آغاز می شود. یکی از این ویژگی ها، محدوده دقت تعیین وضعیت حسگر است. در مقاله حاضر، این محدوده برای وضعیت در دو محور یاو و پیچ کمتر از 20 ثانیه در مقیاس درجه و برای محور رول کمتر از 100 ثانیه در مقیاس درجه در نظر گرفته شده است. همان طور که از نتایج مشخص است، دقتی خیلی بهتر و کمتر از فرضیات اولیه حاصل شده است. همچنین، با اجرای یک االگوریتم مرکزیابی تطبیقی، دقت حسگر افزایش داده شده است طوری که تنها ستارگان روشن تر تصویر، مرکزیابی و بر اساس آنها تعیین وضعیت می شود. زیرا بر اساس تحقیقات انجام شده، مرکز ستارگان روشن تر، دقیق تر محاسبه می شود. ویژگی مهم دیگر، سرعت اجرای الگوریتم شناسایی است که با پردازنده ای با سرعت GHz 1 و اصلاح الگوریتم شناسایی هرمی، زمان کمتر از 15 میلی ثانیه حاصل شده است. با توجه به این مدت زمان، نرخ بروزرسانی مطلوب خواهد بود. دانستن مختصات دقیق نقطه برخورد بردار فاصله کانونی لنز با آشکارساز تصویر، پارامتر مهم دیگری است که روی دقت تعیین وضعیت اثرگذار است و با انجام کالیبراسیون زمینی برای دوربین می توان با دقت خوبی، این پارامتر را تخمین زد.