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.

در این مقاله به ارائه یک رویکرد جدید در طراحی کنترل کننده وضعیت یک ماهواره با استفاده از چرخ های عکس العملی پرداخته شده است. ابتدا یک کنترل کننده غیرخطی که بهره های آن در هر لحظه وابسته به متغیرهای حالت است پیشنهاد می گردد. در گام اول، روند استخراج ضرایب کنترل با استفاده از بهینه ساز GA تشریح می گردد. سپس با استفاده از نتایج تعدادی آزمایش، داده کافی برای شبه مدل سازی (Meta Modelling) سیستم استخراج شده و با استفاده از بانک داده ها، تابع بهره های کنترلی مربوطه بهینه سازی می گردند. ورودی تابع مذکور حالت های سیستم و خروجی آن ضرایب کنترلی است. در نهایت از یک پلتفرم شبیه ساز تعیین و کنترل وضعیت ماهواره مبتنی بر یاتاقان هوایی جهت ارزیابی رویکرد پیشنهادی استفاده گردید. نتایج تست آزمایشگاهی نشان می دهد عملکرد روش پیشنهاد شده تا 30% بهتر از کنترل کننده کلاسیک PID با ضرایب ثابت است.

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.

لطفا برای مشاهده چکیده به متن کامل (PDF) مراجعه فرمایید.

برای تست زیر سیستم تعیین وکنترل وضعیت یک ماهواره نیاز به داشتن شبیه ساز دینامیک وضعیت است، که شبیه ساز نیز می بایست از لحاظ وضعیتی در شرایط بالانس باشد. اغتشاش های وارد بر سیستم بالانس درشبیه سازی شامل انحراف های بوجود آمده توسط اختلاف بین مرکز-جرم و چرخش و همچنین حرکت دو عملگر افقی است. حرکت دو عملگر افقی، عاملی برای حرکت چرخشی و گردابی شبیه ساز می شود. در شبیه سازی از مدل های تجربی، و همچنین برای کنترل سه محور از ضرایب کنترلی PID استفاده می شود. عملگرهای سیستم بالانس شامل جرم های متحرک و چرخ عکس العملی به ترتیب، حول محورهای افقی و عمودی نصب می شوند. جهت اعتبارسنجی نتایج، یک نمونه ی سخت افزاری برای تست های آزمایشگاهی توسعه داده شده است. سخت افزار با استفاده از زمان نمونه برداری، مدل ها و ضرایب تجربی به ترتیب، رول و پیچ به دقت 0.2 و 0.5 درجه در مدت زمان 25 ثانیه می رسد که نشان دهنده ی دقت مناسبی برای بالانس شدن شبیه ساز وضعیت ماهواره ی مکعبی است.

در این مقاله به طراحی و پیاده سازی عملی یک جبران ساز تطبیقی برای شبیه ساز کنترل وضعیت ماهواره در حضور خرابی های عملگر و عدم قطعیت های مدل پرداخته می شود. یک روش تطبیقی مبتنی بر گام به عقب برای جبران خرابی های عملگر که زمان رخ دادن، الگو و مقادیرشان نامعلوم است، پیشنهادشده است. روش کنترل گام به عقب تطبیقی با ترکیب ماتریس اینرسی و ماتریس توزیع به جبران عدم قطعیت های خرابی عملگر می پردازد. آنالیز پایداری کنترل کننده تطبیقی پیشنهادی برای دینامیک شبیه ساز ماهواره با خرابی های عملگر انجام گرفته است. کنترل کننده پیشنهادی بر روی شبیه ساز کنترل وضعیت ماهواره با چرخ عکس العملی افزونه پیاده سازی شده است. نتایج شبیه سازی و مطالعات آزمایشگاهی برای بررسی عملکرد کنترل کننده در حضور سه نوع خرابی قفل شونده، سینوسی، و کامل در سیستم شبیه ساز کنترل وضعیت ماهواره ارائه شده است. نتایج خروجی نشان دهنده تطبیق مناسب نتایج شبیه سازی و آزمایشگاهی در بهبود عملکرد سیستم تحت کنترل کننده پیشنهادی برای جبران سازی خرابی عملگر در حضور عدم قطعیت های مدل در سیستم است.

از مهم ترین پیش شرط های انجام موفق آزمون های کنترل وضعیت در سیمولاتور آزمایشگاهی دینامیک وضعیت فضاپیما، انطباق حداکثری مرکز جرم پلتفرم با مرکز دوران آن برای حذف گشتاور اغتشاشی جاذبه می باشد. در این مقاله استخراج یک مدل دینامیکی مناسب برای پلتفرم دارای نابالانسی جرمی انجام شده و سپس روشی اصولی برای پایدارسازی آن توسط کنترل کننده خطی همراه با شرایط پایداری ارائه می شود. در روش پیشنهادی، ابتدا بردار موقعیت مرکز جرم پلتفرم تخمین زده می شود. سپس یک قانون کنترل تناسبی-مشتقی با جابجایی خودکار دو جرم محور افقی پلتفرم را با صفحه افق محلی هم تراز کرده و انحرافات مرکز جرم در این صفحه را خنثی می کند. در مرحله پایانی، انحراف مرکز جرم از مرکز دوران در راستای قائم مجدداً تخمین زده شده و توسط مکانیزم جابجایی جرم این محور خنثی و بالانس جرمی در راستای سه محور تکمیل می شود. در شبیه سازی از معادلات دینامیک غیرخطی استفاده شده و محدودیت سرعت عملگر کنترلی لحاظ شده است. نتایج نشان دهنده عملکرد مطلوب روش پیشنهادی در کاهش قابل توجه گشتاور پسماند ناشی از نابالانسی می باشد.

در این مقاله عملکرد دو الگوریتم کنترلی مقاوم سنتز μ و مود لغزشی درجه بالا بر روی یک شبیه ساز زیرسیستم کنترل وضعیت ماهواره به صورت سخت افزار در حلقه بررسی می شود. این شبیه ساز مدل میزی، بر روی یک پایه نگه دارنده ی یاتاقان هوایی نیم کروی به منظور فراهم آوردن شرایط تعلیق مجموعه قرارگرفته است. صفحه پلتفرم و تمام عملگرها و زیرسیستم های نصب شده بر روی آن امکان انجام آزمون های عملیاتی موردنظر را مهیا می کند. هر دو کنترل گر ابتدا به کمک نرم افزار متلب شبیه سازی و سپس بر روی زیرسیستم پیاده سازی گردیده اند. ابتدا روش کنترلی مقاوم سنتز μ برای شبیه ساز طراحی شده است. در این روش ماتریس های وزنی به گونه ای انتخاب می شوند که سیستم کنترلی نسبت به تمامی نامعینی ها شامل عدم قطعیت ها، اغتشاشات و نویز حسگرها مقاوم باشد. ماتریس های وزنی عدم قطعیت، کارایی، محدودیت عملگر و اغتشاش با توجه به محدودیت های دینامیکی و محیطی شبیه ساز و خواسته های طراح انتخاب شده اند. سپس کنترل گر مقاوم مود لغزشی درجه دو با استفاده از الگوریتم فوق پیچشی طراحی شده است. برخلاف الگوریتم های دیگر درجه 2، در روش فوق پیچشی نیازی به اندازه‍ گیری یا تعیین علامت مشتق سطح لغزش نیست. نتایج شبیه سازی کامپیوتری و تست های آزمایشگاهی سخت افزار در حلقه برای کنترل گرهای فوق مقایسه می‍ شود.