31575

ارائه يك روش بازتعريف خروجي جهت كنترل وضعيت يك ماهواره انعطاف‌پذير

دكتري

مهندسي برق

1395

1403/02/11

دكتر سيدمجيد اسماعيل‌زاده

--

مهندسي برق

در مأموريتهاي فضايي پيشرفته استفاده از مكانيزم‌هاي فضايي انعطاف‌پذير از جمله پنل‌هاي خورشيدي رايج است. مانورهاي وضعيت و اغتشاشات محيطي و داخلي ماهواره منجر به بروز نوساناتي در اين مكانيزم‌هاي فضايي مي‌شود كه دقت نشانه‌روي وضعيت ماهواره را تحت تأثير قرار مي‌دهد. در بيش‌تر روش‌هاي كنترل وضعيت، زواياي وضعيت هاب ماهواره به عنوان خروجي وضعيت كل ماهواره در نظر‌ گرفته شده است كه منجر به ايجاد تأخير در تشخيص نوسان مكانيزم‌هاي فضايي انعطاف‌پذير مي‌شود. اين تأخير باعث كاهش كارايي سيستم كنترل وضعيت در كاهش نوسانات ايجاد شده و در نتيجه پايداري نشانه‌روي مي‌شود. يكي از راهكارهاي مؤثر به منظور بهبود كارايي سيستم كنترل وضعيت جهت كاهش نوسانات به ويژه در مانورهاي بزرگ وضعيت، انتخاب نقطه انتهايي مكانيزم‌ فضايي به عنوان خروجي وضعيت است. در حالي كه در اين حالت، مدل سيستم ناكمينه فاز شده و امكان استفاده از اغلب روش‌هاي كنترلي از بين مي‌رود. يكي از روش‌‌هاي رايج غلبه بر اين مشكل روش بازتعريف خروجي است. در اين رساله، خروجي جديد به نحوي تعريف مي‌گردد كه ميرايي نوسانات مكانيزم‌هاي انعطاف‌پذير را بهبود دهد. در روش پيشنهادي بر خلاف روش‌هاي رايج، به جاي كمينه فاز كردن مدل سيستم، تمركز بر تعريف رفتار مطلوب ديناميك داخلي (ديناميك انعطاف‌پذير) به عنوان منشأ نوسانات نامطلوب است. پس از بازتعريف خروجي، جهت كنترل وضعيت سيستم بازتعريف شده با لحاظ محدوديت‌هاي عدم قطعيت در مدل ديناميكي ماهواره، اغتشاشات محيطي و داخلي و اشباع عملگر مدنظر، از روش كنترل ∞H غيرخطي زمان‌محدود استفاده مي‌شود. شبيه‌سازي‌ها بهبود قابل ملاحظه كارايي سيستم كنترل وضعيت در كاهش نوسانات مكانيزم‌هاي انعطاف‌پذير را نسبت به روش‌هاي موجود نشان مي‌دهد.

1403/08/06

An Output Redefinition Method for Attitude Control of a Flexible Spacecraft

4/30/2025 12:00:00 AM

As space missions developed, using advanced and flexible appendages was common. The vibration effect of the appendages during the spacecraft maneuver affects the spacecraft's pointing. Therefore, in addition to the model uncertainties, environmental and internal disturbances, and actuator constraints, the attitude control system of the spacecraft should overcome the appendage's vibration effect. In recent decades flexible spacecraft attitude control has been considered by many researchers and varied methods are proposed. In the proposed methods, the spacecraft hub angles vector is considered as output, and intrinsic delay in the flexible appendages vibration sensing is induced on the control system. Because the attitude control system doesn’t suppress the flexible appendages' vibration until their effect appears in the spacecraft's main body attitude. A well-known method to overcome this delay is choosing the flexible appendages tip point as the attitude outputs. However, the system has become a non-minimum phase. In this thesis, an output redefinition method is proposed such that the control system performance is upgraded by faster modal variables vibration. A finite-time nonlinear H∞ method is used to control the redefined outputs. The simulation results show the effectiveness of the proposed finite-time attitude control in terms of vibration suppression and robustness.

كنترل وضعيت , ماهواره انعطاف پذير , ناكمينه فاز , بازتعريف خروجي , زمان‌محدود

Attitude Control , Flexible Spacecraft , Non-Minimum Phase , Output Redefinition , finite-time

Mohammad Sadegh Zeyghami

Dr. Seyed Majid Esmaeilzadeh