20589

۲۰۵۸۹

طراحي كنترل كننده مقاوم براي پرواز آرايش يافته ماهواره ها در حضور نامعيني پارامتري و اغتشاشات مداري با در نظر گرفتن اشباع و تأخير عملگر

كارشناسي ارشد

مهندسي ماهواره - كنترل

۱۳۹۵

۱۳۹۷/۱۲/۲۶

دكتر حسين بلندي

فناوري هاي نوين

از زمان دسترسي انسان به فيا در دهه 70 مي ديب ماهوارهها با صرف هزينه و دقت بالا توسعهيافتهاند. از اولين ماهوارهب اسپوتنيك 1 ( Sputnik 1 ي تا ايستگاه فيايي بينالملليب بهعنوان بزرگترين ماهواره در مدار زمينب نياز به فياپيماها و ماهوارهها بهطور چشمگير و وسيعي افزايشيافته است. بهمنظور برآورد كردن نيازهاي چندمنظورهب ماهوارههاي بزرگ با انواع مختلفي از محمولهها و ابزارهاي نصبشدهب طراحي و ساختهشدهاند. درنتيجهب استفاده از يك ماهواره بزرگ در مأموريتهاي دور سنجيب بررسي آبوهواب ناوبري و ارتباطات معمول ميباشد. از طرف ديگر هزينه طراحي و توسعه يك ماهواره بزرگ بهعنوان يك مشكل بحراني براي سازمانهاي فيايي و مهندسان مطرح است. ع وه بر اين ساخت ماهوارههاي بزرگب ع وه بر پيچيدگيب ناپايداري ماهواره را نيز افزايش ميدهدب ممكن است يك اشتباه كوچك در طراحي يا ساخت به شكست كل مأموريت و رخ دادن يك فاجعه به انجامدب مانند اتفاقي كه در شاتل فيايي چلنجر رخ داد. بهع وه افزايش اندازه ماهواره و نزديك بودن مدارهاي آنب احتمال برخورد آنها را افزايش خواهد داد. در دهههاي اخير يكي از ايدههايي كه براي رفع مشك ت فو مطرح شدب جانشيني چندين ماهواره كوچكتر بهجاي يك ماهواره بزرگ بود و چون استفاده از چندين ماهواره كوچكتر مزايايي همچون عملكرد بالاتر و انعطافپذيري بيشتري را به همراه خود ميآورد اين ايده از سوي اكرر كشورها با استقبال روبهرو گشت. از طرف ديگر اين ايده هزينههاي طراحي و ساخت و پرتاب را تا حد قابلتوجهي كاهش ميداد. براي استفاده كامل از مزاياي تكنولوژي آرايش ماهوارهايب يك سيستم كنترلي دقيو با عملكرد قابلاطمينان نيازمند ميباشد. در يك پرواز آرايش يافته ماهوارهاي به دليل تأثير عوامل مختلفي ازجمله نامعينيهاي پارامتريب اغتشاشات مداريب تأخير در مدل سيستم و اشباع عملگر ماهوارهها نميتوانند آرايش خود را حفظ كنند و پيكربندي مأموريت فيايي بهمرورزمان تغيير ميكند. در اين پروژه با طراحي يك كنترلكننده مقاوم 𝐻∞ بر اساس تئوري لياپانوف و روش 𝐿𝑀𝐼 براي مسئله رديابي موقعيت نسبي ماهوارهها در حيور تمام نامعينيها و محدوديتهاي موجود و همچنين در نظر گرفتن دو اغتشاش غالب براي مدارات نزديك به زمين يعني اغتشاش ناشي از اثر پساي اتمسفر و اغتشاش ناشي از ناكروي بودن زمينب به بررسي عملكرد اين كنترلكننده براي حفظ آرايش پروازي ماهوارهها ميپردازيم.

1398/03/17

Design a robust H infinity controller for satellite formation flying in the presences of parameter uncertainties and orbital disturbances with consideration of saturation and delay of thrusters

3/17/2019 12:00:00 AM

Since human access to space in the 1970s, satellites have been expanded with great expense and precision. From the first satellite, Sputnik 1 to the International Space Station, the need for spacecraft and satellites has increased dramatically. In order to meet the multifunctional needs, large satellites have been designed and manufactured with a variety of tools installed. As a result, the use of a large satellite in remote sensing missions, weather surveys, navigation, and communications is common. On the other hand, the cost of designing and developing a large satellite is a critical issue for space agencies and engineers. The construction of large satellites, in addition to the complexity, increases the satellite's instability. A small mistake in designing or constructing may result in a failure of the entire mission. Also, increasing the size of the satellite and the closeness of its orbits will enhance the likelihood of their collisions. In recent decades, one of the ideas for solving these problems is the replacement of several smaller satellites instead of a large satellite, and because the use of several smaller satellites brings benefits such as higher performance and greater flexibility, most countries have used this idea. On the other hand, this idea reduces the cost of design, construction, and launching significantly. To fully utilize the benefits of satellite-based technology, a precise control system with reliable performance is needed. In a satellite formation flying, due to the effects of various factors such as parametric uncertainties, orbit disturbances, delay in the system model, and input saturation, they can not maintain their configuration, and the configuration of the space missions change over time. In this thesis, a robust H∞ state feedback algorithm is developed based on Lyapunov stability theory and Linear Matrix Inequality (LMI) approach for the relative position tracking problem in an elliptical reference orbit by considering input saturation and also input delay. Proposed control law guarantees H∞ performance of the relative motion dynamics in the presence of parameter uncertainties including nonzero eccentricity and varying semi-major axis, input saturation, and disturbances resulted from atmospheric drag and non-spherical mass distribution of the earth. Finally, the results of the numerical simulations demonstrate that proposed controller ensure, global asymptotic in tracking the desired trajectory problem.