در این مقاله مدل سازی مانور وضعیت بهینه هر ماهواره برای تحصیل وضعیت مطلوب با استفاه از عملگرهای فعال چرخ عکس العملی انجام گرفته است. بدین ترتیب، ابتدا دینامیک حرکت وضعی ماهواره ای که در سیستم کنترل وضعیت آن از چرخ های عکس العملی به عنوان عملگر فعال استفاده شده است. استخراج و معادلات به صورت فضای حالت بیان شده اند. به منظور استخراج معادلات دقیق، معادلات الکتریکی چرخ عکس العملی و دینامیک ماهواره کوپل شده است و روش های اجتناب از اشباع چرخ عکس العملی نیز در مدل سازی وارد شده است. سپس کنترل بهینه مانور وضعیت ماهواره با چرخ عکس العملی، و قانون کنترلی تنظیم کننده درجه دوم خطی (LQR) با موفقیت انجام شده است. نتایج شبیه سازی با دیگر مراجع مرتبط با موضوع مقایسه شده است و حکایت از آن دارد که ماهواره مفروض پس از گذشت اندک زمانی و با اعمال تلاش کنترلی حداقل به وضعیت دلخواه برسد و پایدار شود. همچنین مانور سریع وضعیت برای چرخش سریع ماهواره و تحصیل وضعیت مطلوب ارایه شده است.

در این مقاله، یک روش کنترل تحمل پذیر غیرفعال برای ردیابی وضعیت ماهواره با درنظر گرفتن اغتشاشات خارجی، نامعینی ماتریس اینرسی و عیب عملگرهای چرخ عکس العملی پیشنهاد شده است. برای رسیدن به این هدف، روش مدلغزشی نهایی سریع اصلاح شده بدلیل مقاومت آن در برابر نامعینی-های مدل نشده و طراحی روش کنترل برای مدل غیرخطی سیستم مورد استفاده قرار گرفته است. متغیر سطح لغزش طوری انتخاب شده است تا از تکینگی دوری کرده، در زمان محدودی به صفر همگرا شود و همچنین پدیده چترینگ کاهش یابد. پایداری و همگرایی زمان محدود متغیرهای وضعیت نیز توسط روش لیاپانوف توسعه یافته به اثبات رسیده است. به منظور افزایش دقت کنترلر طراحی شده نیز مدل دینامیکی عملگرهای مذکور موردتوجه قرار گرفته است. در نهایت به منظور بررسی عملکرد روش پیشنهادی، شبیه سازی بر روی یک ماهواره با چهار چرخ عکس العملی و تحت شرایط ذکر شده انجام پذیرفته است. نتایج بدست آمده حاکی از آن است که روش پیشنهادی می تواند با وجود رخداد عیب پایداری سیستم را حفظ کرده و تحت شرایط مختلفی متغیرهای وضعیت را در زمان محدودی به مقدار مطلوب خود همگرا کند و همچنین سیگنال کنترلی بدون چترینگ تولید کند.

در این مقاله، کنترل تحمل پذیر عیب غیرفعال مبتنی بر مد لغزشی اصلاح شده تطبیقی در حضور اغتشاشات خارجی، نامعینی سیستم و عیب عملگرها برای کنترل وضعیت در ماهواره با چهار چرخ عکس العملی طراحی شده است. به منظور نیل به این هدف، روش کنترل مد لغزشی نهایی سریع تطبیقی، به دلیل مقاومت در برابر نامعینی های مدل نشده و طراحی روش کنترل برای مدل غیرخطی سیستم مورد استفاده قرار گرفته است. برای بهبود عملکرد کنترل کننده، سطح لغزش به گونه ای انتخاب شده است که خطای ردیابی در زمان محدود به همسایگی کوچکی از مبدا همگرا شود (که با استفاده از قانون لیاپانوف توسعه یافته به اثبات رسیده) و از تکینگی قانون کنترلی جلوگیری گردد. در روش پیشنهادی، با به کارگیری یک بهره تطبیقی در بخش رساننده قانون کنترلی مد لغزشی اثرات نامطلوب ناشی از نامعینی های سیستم کاهش می یابد. این امر باعث کاهش چشمگیر خطای ردیابی و در نتیجه بهبود عملکرد سیستم حلقه بسته می شود. همچنین، در راستای حذف پدیده چترینگ، پارامترهای تطبیقی و سطح لغزش به عنوان ضریب بخش رساننده کنترلی اعمال می شود. نتایج شبیه سازی بیانگر ردیابی وضعیت با دقت بالا، حذف چترینگ و بهبود عملکرد سیستم حلقه بسته است.

در این مقاله به طراحی کنترل کننده LQG/LTR برای کنترل وضعیت ماهواره زمین آهنگ در فاز نامی پرداخته می شود. عملگر مورد استفاده در این مقاله چرخ عکس العملی است و گشتاور کنترلی آن به وسیله رگولاتور LQR تعیین می شود. حسگرهای مورد استفاده در این مقاله، حسگر خورشید و زمین هستند و از فیلتر کالمن توسعه یافته برای تخمین حالت های آغشته به نویز استفاده می شود. سیگنال کنترلی حاصل از LQR به شرطی که همه حالات سیستم در فیدبک خروجی دیده شوند، دارای عملکرد مناسبی است. اما این روش ایده آل بوده و نویز موجود در مدل و حسگرها را لحاظ نمی کند. از اینرو، بر اساس حالت های تخمینی کنترل کننده های LQG و LQG/LTR طراحی شده و با کنترل کننده LQR مقایسه می شوند. ضرایب بهره کنترل کننده ها بر اساس خطی سازی حول نقطه کاری بدست می آید که موجب مقاومت و تشابه پاسخ های LQG و LQG/LTR می شود. نتایج نشان می دهد که فراجهش کنترلی LQR نیز از سایر کنترل کننده ها بیشتر است.

در این مقاله، از روش بهینه سازی مقاوم برای کاهش اثر نویز حسگر بر عملکرد سیستم کنترل وضعیت ماهواره با عملگر چرخ عکس العملی استفاده شده است. در این راستا میانگین مطلق خطای نشانه روی وضعیت ماهواره به عنوان معیار عملکرد اصلی کنترلی انتخاب شده است. الگوریتم بهینه ساز مبتنی بر الگوریتم ژنتیک و روش تکرارهای متوالی مونت کارلو برای لحاظ کردن اثر نویز و بدست آوردن ضرایب کنترلی استفاده شده است. از دینامیک مرتبه اول برای مدل سازی چرخ عکس العملی به عنوان عملگر اصلی کنترلی با لحاظ کردن محدودیت عملی حداکثر گشتاور تولیدی استفاده شده است. همچنین از یک کنترل کننده تناسبی- انتگرالی- مشتقی (PI-D) اصلاح شده با روش مشاهده گر برای کنترل ماهواره استفاده شده است. سیگنال نویز سفید گوسی پس از عبور از یک فیلتر مرتبه اول به سیگنال های مسیر بازخورد زاویه و سرعت زاویه ای اضافه می شود. به منظور مقایسه منصفانه نتایج، ضرایب کنترلی به ازای شرایط شبیه سازی یکسان، برای دو رویکرد بهینه سازی مقاوم و بهینه سازی قطعی بدست آمده است. معیار عملکرد بر حسب تابع چگالی طیفی توان نویز به ازای دو رویکرد بهینه سازی بررسی شده است. نتایج مقایسه ای نشان می دهد، سیستم کنترلی که با روش بهینه سازی مقاوم تنظیم شده، معیار عملکرد آن در مواجهه با نویز مقاوم تر بوده و تغییرات کمتری دارد در حالی که معیار عملکرد روش بهنیه سازی قطعی، تغییرات بیشتری در مواجهه با نویز دارد. نتایج نشانگر ارجحیت استفاده از رویکرد بهینه سازی مقاوم برای سیستم کنترل در معرض نویز است.

کنترل وضعیت فضاپیمای فعال در مدار با استفاده از عملگرهای چرخ عکس العملی به دلیل برتری های خاص نسبت به دیگر عملگرها انتخاب مناسب تری است. با توجه به عملکرد مکانیکی این عملگر و احتمال خرابی آن، استفاده از چهار چرخ عکس العملی برای کنترل وضعیت سه محوره فضاپیما، راهکاری کاربردی در مواجهه با نقص یکی از چرخ ها است. در این مقاله به کنترل بهینه وضعیت فضاپیمایی پرداخته شده که دارای چهار چرخ عکس الملی است و کنترل وضعیت در صورت خرابی چرخ ها بررسی و به ترتیب با یک و دو چرخ از کارافتاده کنترل انجام شده است. کنترل وضعیت فضاپیما تنها با دوچرخ عکس العملی مسئله قابل توجهی است که کنترلرهای مرسوم قادر به پایدار کردن آن نمی باشند. بنابراین استفاده از الگوریتم کنترلی پیش بین مبتنی بر مدل به صورت غیرخطی که به نوعی کنترل بهینه ارزیابی می شود برای کنترل وضعیت این فضاپیما به صورت زمان گسسته استفاده شده که نتایج قابل استنادی را برآورده می کند.

در این مقاله، یک کنترل کننده تطبیقی مبتنی بر سنتز کنترل کمینه غیرمتمرکز (Decentralized Minimal Control Synthesis) DMCS برای کنترل وضعیت ماهواره سنجش از دور نمونه طراحی شده است. هدف از طراحی این کنترل کننده، انجام مانورهای چرخشی سه محوره با زوایای بزرگ، دست یابی به سیستم پایدار و ردیابی مسیر مرجع وضعیت درحضور عدم قطعیت پارامترهای ممان اینرسی ماهواره است. در طراحی این کنترل کننده اثر اغتشاشات داخلی و خارجی، کوپلینگ های غیرخطی در دینامیک ماهواره و مدل دقیق عملگرها مدنظر قرار گرفته است. عملگرهای کنترلی مورد استفاده برای اجرای مانور وضعیت ماهواره چهار چرخ عکس العملی و با ساختار هرمیاست. لذا مدل دقیق چرخ های عکس العملی با در نظر گرفتن حداکثر ولتاژ، جریان، سرعت های زاویه ای مجاز و توان چرخ در طراحی کنترل کننده منظور شده است. عملکرد کنترل کننده طراحی شده از طریق شبیه سازی مورد ارزیابی قرار خواهد گرفت. نتایج شبیه سازی بیانگر کارایی مطلوب کنترل کننده وضعیت طراحی شده در حضور مدل دقیق چرخ های عکس العملی، اغتشاشات داخلی و خارجی و عدم قطعیت در پارامترهای مدل ماهواره است.

در این مقاله به نتایج فرآیند تحلیل حالات خرابی بالقوه برروی محصول عملیاتی عملگرکنترل وضعیت چرخ عکس العملی پرداخته شده و نسبت به رفع یا کاهش اثرات حالات خرابی شناسایی شده اقدام می شود. تکنیک تجزیه و تحلیل حالات خرابی و اثرات آنها، به عنوان اولین تکنیک در اجابت الزامات قابلیت اطمینان در طراحی است. در این راستا بلوک دیاگرام جریان کارکردی چرخ عکس العملی برای اولین بار ارائه و وابستگی کارکردها بصورت استاتیکی در قالب ماتریسی نمایش داده شده است و برای تعیین چگونگی تشخیص عیب احتمالی و همچنین رفع آن در صورت رخداد، تحلیل های اثر خرابی صورت می پذیرد. برای رسیدن به این هدف، بخش های مختلف این عملگرمشخص شده و حالات خرابی آنها و علت خرابی های هر بخش مشخص می گردد. همچنین اثرات خرابی سطوح مختلف به صورت محلی، در سطح تجهیز، در سطح زیرسیستم و در سطح سیستم مشخص خواهد شد. علاوه بر این، راه تشخیص خرابی و مقابله با اثر خرابی نیز ارائه و تحلیل مرتبط انجام می شود که به صورت یک تحلیل کمی بوده و پارامترهای شدت اثر خطا، عدد احتمال و عدد بحرانی بودن، محاسبه و آیتم های بحرانی تعیین خواهد گردید. در ادامه براساس بخش های بحرانی شناسایی شده، لیست اقلام بحرانی نیز استخراج می شود. اطلاعات استخراج شده از تجزیه و تحلیل حالات خرابی و اثرات آن ها ضمن کمک به بهبود قابلیت اطمینان طراحی عملگر چرخ عکس العملی، داده های مهمی را برای مدیریت خرابی و خطا در مراحل تست و ماموریت در اختیار طراح قرار می دهد.