18340

۱۸۳۴۰

مدل دقيق براي حركت نسبي ماهواره‌‌ها در مدارهاي بيضوي اغتشاشي در حضور جسم سوم: هاورينگ و تخمين نسبي

دكتري تخصصي

ديناميك، ارتعاشات و كنترل

شهريور ۱۳۹۶

دكتر كامران دانشجو

دكتر مهدي فكور

مكانيك

به دليل وجود پيچيدگي و نياز به دقت بالا در انجام ماموريت‌‌هاي نوين فضايي به مانند عمليات بازرسي، پرواز دسته جمعي ماهواره‌‌ها و سوخت‌‌رساني مي‌‌بايست محاسبات، پردازش‌‌ها و تصميم‌‌گيري‌‌ها توسط ماهواره مرجع صورت گيرد. در اينگونه از عمليات‌‌ها مدل ديناميك نسبي مدارهاي فضايي و شناسايي رفتار حركتي آن ها در شرايط مختلف اهميت ويژه‌‌اي پيدا مي‌‌نمايد. اكثر مدل‌‌هايي كه تاكنون استخراج شده‌‌اند در شرايط پرواز‌‌ي طولاني مدت، مدار با خروج از مركزيت بالا و فواصل نسبي زياد خطاهاي بزرگي را توليد مي‌‌كنند. مهمترين دليل اين است كه معادلات ساده سازي شده و تنها اثر اغتشاش را بر ماهواره پيرو در نظر گرفته شده است و همچنان مدار ماهواره اصلي بدون اغتشاش فرض شده است. از اهداف اين رساله ارائه يك مدل دقيق براي آرايش پرواز مي باشد كه محدويت‌‌هاي كارهاي گذشته مانند كوتاه بودن مدت پرواز، كوچك بودن فاصله نسبي نسبت به فاصله ماهواره به زمين، عدم تاثير تغيير پارامترهاي اغتشاشي مدار مرجع بر معادلات حركت نسبي، محدود بودن خروج از مركز، عدم توانايي در مدلسازي تمامي ضرايب هارمونيك منطقه‌‌اي و عدم توانايي در مدلسازي جسم سوم با زاويه ميل در حركت نسبي را نداشته باشد. در ادامه، يكي از مهم‌‌ترين و حساس ترين جنبه‌‌هاي عمليات‌‌هاي نوين فضايي يعني هاورينگ نسبي مورد مطالعه قرار گرفته است. مساله هاورينگ نسبي در مدارهايي با خروج از مركزيت بالا به عنوان يكي از مهمترين عمليات‌‌هاي‌‌ فضايي، در اين رساله مدلسازي و تحليل شده است. مدلسازي صورت گرفته بر پايه روابط ديناميكي نسبي اغتشاشي ماهواره‌‌ها و وابسته به حركت اغتشاشي ماهواره هدف مي‌‌باشد. اختلاف ارتفاع زياد بين نقاط حضيض و اوج مدار هئو (مدار با خروج از مركزيت بالا) اعمال اغتشاشات ناشي از درگ هوا، ناهمگني زمين با درنظرگيري تمامي ضرايب هارمونيك منطقه‌‌اي و اثر ماه به عنوان جسم سوم را توجيه مي‌‌نمايد. مدلسازي هاورينگ بدون هيچ ساده‌‌سازي و با نگرشي نو بدست آمده است كه مي‌‌تواند تضمين مناسبي براي صحت آناليز پروازهايي با مدت زمان طولاني باشد. همچنين، مدل ديگري به عنوان مدل زمين مركز معرفي شده است كه صحت مدل ارايه شده را مورد ارزيابي قرار دهد. طراحي عمليات هاورينگ در مدارهاي هئو وابسته به برخي پارامترها و تحليل‌‌هاست به مانند: ميزان سوخت مصرفي، محل مناسب قرارگيري ماهواره پيرو، حداقل و حداكثر تراست مورد نياز، و زمان مناسب براي انجام عمليات بر اساس موقعيت ماهواره هدف و همچنين برخي شاخص‌‌هاي تاثيرگذار بر آن به مانند: خروج از مركز و زاويه ميل مدار هدف، موقعيت نسبي ماه و ماهواره پيرو، و رفتار نيروهاي اغتشاشي مي باشد. در ادامه، اثرات انحراف محوري جسم اصلي بر حركت طولاني مدت يك مدارگرد حول سياره هاي منظومه شمسي در حضور گرانش خورشيد مورد بررسي قرار گرفت. نشان داده شد كه در كارهاي گذشته به علت صرفنظر از نوسانات كوتاه مدت و جمع-شدن خطاها نتايج قابل قبولي در ارزيابي هاي طولاني مدت بدست نخواهد آمد. با بررسي سيستم خورشيد-ونوس، خورشيد-زمين و خورشيد-مريخ، مشخص شد كه انحراف محوري جسم اصلي هرچند كوچك باشد در پروازهاي طولاني اثرات قابل توجهي را اعمال خواهد كرد. در انتها، اهميت در نظرگرفتن انحراف جسم اصلي توسط چند ماموريت مربوط به سيستم زمين-ماه، در حفظ آرايش ماهواره ماه‌‌گرد و در عمليات هاورينگ نسبي به اثبات رسيد. همچنين، با توجه به اهميت مسئله ناوبري نسبي در آرايش پرواز ماهواره‌‌ها، فيلتر ذره‌‌اي مكعبي كوادريچر درجه بالا با تركيب دو فيلتر ذره‌‌اي و كالمن مكعبي كوادريچر بدست مي‌‌آيد. فيلتر كالمن وظيفه حركت ذرات فيلتر ذره‌‌اي را به سمت تابع توزيع با احتمال بالاتر خواهد داشت. در كل، الگوريتم‌‌هاي پيشرفته تخمين مي‌‌تواند به طور موثري كمبودهاي ناشي از دقت سنسورهاي بكارگرفته شده را جبران نمايد. فيلتر پيشنهادي داراي خطاي پايين‌‌تر بوده و نسبت به تغييرات فركانس مشاهدات مقاوم‌‌تر مي‌‌باشد.

1396/10/25

1/15/2018 12:00:00 AM

Due to the complexity and the need for high precision in the implementation of new space missions (such as inspection operations, formation flying and refuling), the required processes and decisions must make on-board by the reference satellite. In these operations, the behavior of relative motion of satellites in different situations is become Importance.Most of the priviouse models produce large errors in highly elliptical orbits and far relative distances. The main reason is that these models only consider the perturbation effect on the follower satellite.The aim of this study is to provide a high-fedility model for relative motion of satellite that has no limitations (assumptions such as: short time of flight, small magnitude of relative distance compared to position vector of reference satellite, regardless of perturbation effects on reference orbit, low eccentricity, not taking into account all zonal harmonic coefficients and disturbation of inclined third-body) to priviouse works. The relative hovering of satellites in highly elliptic orbits (HEO), as one of the most crucial space operations, is modeled and analyzed in this paper. The proposed modeling is based on the new perturbed relative dynamics equations, uses the time-varied parameters depending on the motion of the target satellite. This proposed model considered the air drag, oblateness of Earth (including all zonal harmonics coefficients) and the Lunar perturbation as a third-body effect on both follower and target orbits. The hovering thrust has been obtained without any simplifications ensuring the accuracy of long-term analyses. To validate the presented model, another model has been built as an ECI based Relative Motion (ERM) model. Then, according to effective parameters on hovering mission design around HEOs such as the eccentricity and inclination of the target obit, the fuel consumption, optimal positioning of the follower, maximum required thrust, and the appropriate time to perform the operation, several examples are provided. Furthermore, the hybrid Invasive Weed Optimization/Particle Swarm Optimization algorithm has been used to find the location and the minimum and maximum amounts of thrust force. Also, the obliquity effect of the main-body on the motion of solar system planets orbiter in prolonged space missions has been investigated in the presence of the Sun gravity. It is shown that the neglected short-time oscillations in priviouse works can accumulate and propel to remarkable errors in the prolonged evolution. It is shown that the main-body’s obliquity has some significant effects on orbit charactrastics and short-time oscillations must be considered in accurate prolonged evaluation. The importance of the main-body’s obliquity is proved by several examples related to the Earth-Moon system in relative motion, Lunar satellite formation keeping and the behavior of orbiter in Mars-Sun, Venuse-Sun and Earth-Sun systems. Also, a High-degree cubature quadrature Particle filter is introduced by combinig of Particle filter and High-degree cubature quadrature Kalman filter, due to the importance of relative navigation in formatin flying missions. Generally, the progressive estimation algorithm can effectively compensate for the defects due to the accuracy of the sensors used. The proposed filter produces more reliable results than the variation frequency of observations and far distance of satellites.