در این مقاله، کنترل تطبیقی تحمل پذیر عیب مبتنی بر مد لغزشی نهایی سریع اصلاح شده برای ردیابی وضعیت ماهواره با عملگرهای گشتاوردهنده مغناطیسی و یک چرخ عکس العملی توسعه یافته است. روش مد لغزشی پیشنهادی به گونه ای طراحی شده است که در برابر عیب عملگرها، اغتشاشات و نامعینی های سیستم مقاوم بوده و عملکرد قابل قبول سیستم را حفظ نماید. قانون تطبیقی نیز با هدف تخمین حد بالای عبارت های نامعینی، افزایش دقت ردیابی و بهبود عملکرد سیستم طراحی شده است. این پارامتر، به همراه ضریبی از متغیر سطح لغزش در بخش رساننده قانون کنترل و به منظور حذف چترینگ استفاده شده است. پایداری و همگرایی زمان محدود متغیرهای وضعیت ماهواره با استفاده از روش لیاپانوف توسعه یافته به اثبات رسیده است. به‏منظور افزایش دقت ردیابی و برای جبران گشتاور موردنیاز، یک چرخ عکس العملی به‏عنوان افزونگی درنظر گرفته شده است. برای افزایش دقت روش کنترلی نیز مدل دینامیکی این عملگر و محدودیت های کلیه عملگرها مورد توجه قرار گرفته است. همچنین، عملکرد روش پیشنهادی با استفاده از شبیه سازی و تحت شرایط مذکور بررسی و نتایج آن با روش مشابهی مقایسه شده است. نتایج بیانگر همگرایی زمان محدود متغیرهای وضعیت، افزایش دقت ردیابی، هموار شدن تغییرات وضعیت ماهواره و تولید سیگنال کنترلی بدون چترینگ است

در این مقاله، به طراحی، ساخت و تست گشتاوردهنده مغناطیسی سه محوره مجتمع بر برد درایور ماهواره مکعبی مطابق با الزامات نمونه خارجی شرکت ISIS پرداخته می شود. گشتاوردهنده های مغناطیسی بر اساس الزامات مشخص شده ماموریتی، یک میدان مغناطیسی در اطراف ماهواره تولید می کنند که با میدان مغناطیسی کره زمین در تعامل بوده و یک گشتاور در ماهواره تولید کرده و به این ترتیب مومنتم زاویه ای ماهواره قابل تغییر و کنترل خواهد بود. استفاده از این عملگرها در زیر سیستم کنترل وضعیت از مزایایی مانند عدم نیاز به مواد سوختی (مانند تراسترها)، توان مصرفی پایین، عدم وجود قطعات متحرک بهره برده و به ویژه در ماهواره های مکعبی از محبوبیت بالایی برخوردار می باشند. تمرکز فضای طراحی در به حداکثر رساندن ممان دوقطبی مغناطیسی برای یافتن بردار پاسخ شامل تعداد دور، طول و شعاع هسته برای گشتاوردهنده های هسته دار و تعداد دور و ابعاد هسته غیرمغناطیسی برای هسته هوا است. طراحی مشخصات سیم پیچ ها بر اساس روش بهینه سازی تکرارپذیر برنامه ریزی درجه دوم متوالی SQP تحت محدودیت های نابرابری الزاماتی مانند جرم، توان و ... با هدف رسیدن به ممان دوقطبی مغناطیسی Am2 2/0 انجام گرفته است. این گشتاوردهنده های مجتمع سه محوره به همراه درایور مربوطه توسط سنسور مغناطیس سنج HMR2300 شرکت Honeywell بعد از انداز گیری میدان مغناطیسی تولیدی با استفاده از رابطه ممان دوقطبی مغناطیسی صحه گذاری گردید. نتایج بدست آمده حاکی از برآورده کردن مشخصات مدنظر نمونه خارجی می باشد.

دراین مقاله اهداف اصلی سیستم کنترل وضعیت ماهواره Z-SAT تشریح می گردد. ماهواره مذکور در مدار دایروی در نزدیکی مدار قطبی و ارتفاع 700 کیلومتری قرار خواهد گرفت. ترکیبی از روشهای «تعییرات جاذبه» و «پایدار سازی با گشتاورهای مغناطیسی» برای نیل به هدف کنترل وضعیت زاویه ای استفاده شده است. برای طراحی کنترلر مذکور و سپس آزمون موفقیت طرح، دینامیک کامل مداری ماهواره بر مبنای تحلیل نیروهای کیبری و نیروهای اغتشاشی بدست آمده اند. برای بهره برداری بهینه از گشتاورهای پایدار کننده ناشی از «تغییرات جاذبه» از یک مکانیزم مناسب بوم کنترلی استفاده شده است. این بوم تابعیت گسترش داشته و زاویه بهینه که در آن بوم از ماهواره خارج شده و گسترش می یابد محاسبه شده است. الگوریتمهای متعددی برای اجرای مانورهای مختلف زاویه ای مانند تغییر سرعت و یا جهت دوران اعمال شده اند. نتایج شبیه سازی موفقیت روشهای پایدارسازی زاویه ای ماهواره ارایه شده را تایید می نماید.

هدف از ارائه این مقاله اثبات و تشریح روش کنترل بهینه بدون مدل است. این تئوری از اصول روش برنامه‏‏ریزی دینامیکی استخراج شده است. روش کنترل بهینه بدون مدل برای سیستم‏های گسسته در زمان، تولید شده است. در طراحی کنترلر نیازی به مدل سیستم نیست، و تنها از داده‏های ورودی و خروجی برای طراحی کنترلر استفاده شده است. برای ارزش‏سنجی روش کنترلی بدون مدل دو عمل صورت گرفته است. اولین عمل طراحی این روش کنترلی برای کنترل وضعیت ماهواره بوده است. هدف از انجام آن تولید روش کنترل بهینه بدون مدل برای مدلی فضایی و سنجش کارایی آن برای سیستم ماهواره است. دومین عمل صورت گرفته برای ارزش‏سنجی، طراحی کنترلر تنظیم‏کننده خطی درجه دوم (LQR) برای سیستم گسسته در زمان ماهواره است. علت طراحی این کنترلر مقایسه‏ی آن با روش کنترلی بدون مدل خواهد بود. در نهایت با انجام این دو عمل، به این نتیجه رسیده شده است که روش کنترل بهینه بدون مدل قابل قبول و ارزشمند است.

در این مقاله سعی بر آن است که با استفاده از مدلسازی به روش آشفتگی تکین، نوعی کنترل کننده H∞ غیرخطی برای کنترل وضعیت ماهواره هنگام انجام مانور با زاویه دوران بزرگ، طراحی شود. ابتدا معادله دیفرانسیل بیان کننده دینامیک ماهواره توصیف شده و با انتخاب مدل دینامیکی مناسب برای دینامیک عملگرها، مدل استاندارد آشفته تکین سیستم حلقه بسته را استخراج می کنیم. سپس این مدل را به شکل مناسب برای حل مساله H∞ تبدیل کرده و آنگاه پاسخ معادله HJI و قانون کنترل مناسب را پیدا می کنیم. در انتها شبیه سازیهایی را برای یک ماهواره نوعی ارایه خواهیم کرد.

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 برای کنترل یک ماهواره تحریک شده با عملگرهای مغناطیسی از کنترل کننده غیرخطی وارون دینامیک استفاده شده است. از آنجا که پایداری قوانین کنترل خطی در دینامیک های غیرخطی در شرایط دور از نقطه تعادل تضمین نشده، لذا لزوم طراحی یک قانون کنترل غیرخطی که پایداری آن کلی است، ضروری به نظر می رسد. در این روش طراحی، با تغییر در پارامترهای سیستم، دینامیک غیرخطی سیستم به دینامیک خطی تبدیل می شود و ورودی کنترل کننده، این تغییر را جبران می کند. پایداری سیستم حلقه بسته توسط روش لیاپانوف مورد بررسی و اثبات شد. معادلات دینامیک و سینماتیک ماهواره در حضور گشتاورهای اغتشاشی آیرودینامیک، گرادیان جاذبه، مغناطیسی و تابشی توسعه یافته و خطی سازی معادلات حرکت حول نقطه تعادل انجام شده است. برای ارزیابی عملکرد کنترل کننده وارون دینامیک، قوانین کنترل خطی کلاسیک تناسبی-مشتق گیر و کنترل بهینه رگولاتور مرتبه دوم خطی طراحی شده و نتایج با آن مقایسه شده است. با مدل سازی مدار ماهواره، گشتاورهای اغتشاشی و بردار میدان مغناطیسی زمین محلی، به صورت لحظه ای و با توجه به وضعیت ماهواره در مدار محاسبه می شوند. در انتها پاسخ سیستم با فرض درنظرگرفتن محدوده اشباع برای عملگرهای مغناطیسی نمایش داده شده است. نتایج نمایان گر عملکرد بهتر کنترل کننده غیرخطی وارون دینامیک در معیار دقت و زمان همگرایی است.