تعیین و کنترل وضعیت
میلاد کامزن؛ مانا غنی فر؛ امیرعلی نیکخواه؛ جعفر روشنی یان؛ محمد تشنه لب
چکیده
در این مقاله، یک الگوریتم جدید حلقه-بسته به منظور تولید مسیر مطلوب زاویه‌ای برای یک ماهواره مفروض به جهت نیل به مقدار نهایی موردنظر ارائه گردیده است. الگوریتم مذکور بر پایۀ بهره‌گیری از توان یادگیری شبکه‌های عصبی مصنوعی و نیز قابلیت‌های کدکننده‌های خودکار، قادر است با در دست داشتن مقادیر نهایی مطلوب از مسیر و نیز مقادیر لحظه‌ای ...
بیشتر
در این مقاله، یک الگوریتم جدید حلقه-بسته به منظور تولید مسیر مطلوب زاویه‌ای برای یک ماهواره مفروض به جهت نیل به مقدار نهایی موردنظر ارائه گردیده است. الگوریتم مذکور بر پایۀ بهره‌گیری از توان یادگیری شبکه‌های عصبی مصنوعی و نیز قابلیت‌های کدکننده‌های خودکار، قادر است با در دست داشتن مقادیر نهایی مطلوب از مسیر و نیز مقادیر لحظه‌ای متغیرهای وضعیت سیستم، بهترین مسیر نیل به نقاط نهایی مذکور را با توجه به رفتار دینامیکی سیستم و نیز توان کنترلر از پیش تنظیم شده، تعیین نماید. این الگوریتم تولید مسیر هوشمند حلقه بسته، نه تنها می‌تواند در مقابله با اغتشاشات خارجی وارده به سیستم ضمن نشان دادن عملکرد تطبیقی پیشرفته و به صورت برخط، بهترین مسیر جایگزین را جهت نیل به هدف نهایی تولید کرده و سیستم را در کمترین زمان منطقی ممکن به مسیر اصلی بازگرداند، بلکه از سوی دیگر قادر است با عنایت به در بر داشتن خواص و توان کنترل کنندۀ سیستم، از ایجاد فرامین کنترلی نامعقول از منظر دامنۀ تلاش و دیگر خواص نامطلوب کنترلی، جلوگیری بعمل آورد. نتایج حاصل از تشریح شبیه‌سازی‌های صورت پذیرفته در محیط نرم‌افزار MATLAB در حضور اغتشاشات خارجی پیش‌تعریف، دقت بالا و عملکرد مؤثر این الگوریتم هوشمند تولید مسیر زاویه‌ای را نمایش می‌دهد.
تعیین و کنترل وضعیت
حسین قدیری؛ رضا اسماعیل زاده؛ رضا زردشتی
چکیده
عموماً روش‌های مشخص کردن جهت‌گیری ماهواره با عناوین تعیین وضعیت و تخمین وضعیت شناخته می‌شوند. حل مسئله تعیین وضعیت ماهواره منجر به حل مسئله وهبا می‌گردد. به منظور به کارگیری مسئله وهبا نیاز به حداقل دو بردار اندازه‌گیری مستقل در دستگاه سنسور و بردارهای متناظر در دستگاه مرجع است. با وجود اینکه اندازه‌گیری سنسورها، به دلیل وجود ...
بیشتر
عموماً روش‌های مشخص کردن جهت‌گیری ماهواره با عناوین تعیین وضعیت و تخمین وضعیت شناخته می‌شوند. حل مسئله تعیین وضعیت ماهواره منجر به حل مسئله وهبا می‌گردد. به منظور به کارگیری مسئله وهبا نیاز به حداقل دو بردار اندازه‌گیری مستقل در دستگاه سنسور و بردارهای متناظر در دستگاه مرجع است. با وجود اینکه اندازه‌گیری سنسورها، به دلیل وجود نویز و ناهمراستایی، دارای عدم قطعیت است و بردارهای مرجع نیز تقریبی از این اندازه‌گیری‌ها هستند، لیکن، این عدم قطعیت‌ها در مسئله وهبا در نظر گرفته نشده‌اند. به طوری که دقت تخمین این روش‌ها به دقت بردارهای ورودی وابسته است. به منظور رفع این کاستی، فرض شده است تمامی نامعینی‌ها کراندار هستند و تمامی خطاها با حساب بازه‌ای مدل شده است. سپس، مسئله تعیین وضعیت از یک مسئله تک هدفه به یک مسئله بهینه‌یابی مقاوم چندهدفه با دو تابع هدف و قیود غیرخطی تبدیل می-شود. از آنجا که حل مسئله چندهدفه با حلگرهای اکتشافی نظیر NSGA II، زمانبر است، تابع چندهدفه حاصل با استفاده از الگوریتم بهینه‌یابی کمینه بیشینه حل گردید. در این حالت، خطای تعیین وضعیت با روش پیشنهادی نسبت به روش کواترنیون، (7 برابر) کاهش یافته است، و از وابستگی آن به دقت بردارهای ورودی (حدود 200 برابر) کاسته یافته است. در واقع ضمن کاهش میانگین خطا، قوام الگوریتم نسبت به عدم قطعیت‌های موجود در بردارهای ورودی افزایش یافته است. استفاده از الگوریتم کمینه بیشینه، زمان اجرای الگوریتم را نسبت به الگوریتم NSGA II حدود 600 برابر کاهش داده است و مناسب جهت کاربردهای به هنگام است. عملکرد روش پیشنهادی برای حرکت در مدار یک ماهواره، مورد بررسی قرار گرفته است. براساس نتایج، روش پیشنهادی دارای کران‌های کوچکتری نسبت به روش کواترنیون است، به طوری که میانگین مربعات خطا (RMS) بیش از 50% کاهش یافته است.
تعیین و کنترل وضعیت
الهام کوثری؛ هادی مکارم
چکیده
ردیاب ستاره یکی از مهم‌ترین ابزارها در تعیین وضعیت ماهواره‌ها محسوب می‌شود. اما به دلیل خروجی‌های ناپیوسته‌ای که تولید می‌کند، نیازمند یک واحد مکمل است که ناپیوستگی‌های آن را پوشش دهد. استفاده از واحد ژایرو در کنار ردیاب ستاره، یکی از مناسب‌ترین انتخاب‌ها است. اما استفاده همزمان از این دو نوع حسگر چالش‌هایی به همراه دارد. ...
بیشتر
ردیاب ستاره یکی از مهم‌ترین ابزارها در تعیین وضعیت ماهواره‌ها محسوب می‌شود. اما به دلیل خروجی‌های ناپیوسته‌ای که تولید می‌کند، نیازمند یک واحد مکمل است که ناپیوستگی‌های آن را پوشش دهد. استفاده از واحد ژایرو در کنار ردیاب ستاره، یکی از مناسب‌ترین انتخاب‌ها است. اما استفاده همزمان از این دو نوع حسگر چالش‌هایی به همراه دارد. به بیان دیگر، نه تنها بایاس حسگرها موجب کاهش دقت تعیین وضعیت می‌شود، بلکه خطای نصب نیز تاثیر مهمی در دقت دارد. در این مقاله، پس از بیان اهمیت مسئله همترازی بین ردیاب ستاره و واحد ژایرو و بیان کلیات مسئله مورد بررسی، روشی موثر برای محاسبه عدم همترازی بین ردیاب ستاره و واحد ژایرو که تنها مبتنی بر داده حسگرها است، ارائه می‌شود و ریاضیات مسئله به تفصیل مورد بررسی قرار می‌گیرد. در نهایت، به منظور راستی آزمایی، روش پیشنهادی بر روی یک مجموعه داده تست که در ارتفاعات پولادکف ثبت شده است، پیادهسازی و نتایج حاصل از آن در قسمت نتایج در قالب نمودار و جدول ارائه شده است
تعیین و کنترل وضعیت
مهیار مدنی اصفهانی؛ عارف آقاملائی؛ طالب عبداللهی؛ سعید شمقدری
چکیده
در این مقاله، یک کنترل‌کننده پیش‌بین مقاوم مبتنی بر تیوب برای سیستم کنترل وضعیت ماهواره (SACS)، در حضور اغتشاش خارجی نامعین و محدود طراحی شده است. بر اساس این طراحی، تضمین می‌شود که انحراف ناشی از اغتشاش محدود، بر روی تمامی زوایای اویلر و مشتقات آنها به اندازه حد تعیین شده‌ای است. این حد تعیین شده بر اساس مفهوم کوچکترین مجموعه تغییرناپذیر ...
بیشتر
در این مقاله، یک کنترل‌کننده پیش‌بین مقاوم مبتنی بر تیوب برای سیستم کنترل وضعیت ماهواره (SACS)، در حضور اغتشاش خارجی نامعین و محدود طراحی شده است. بر اساس این طراحی، تضمین می‌شود که انحراف ناشی از اغتشاش محدود، بر روی تمامی زوایای اویلر و مشتقات آنها به اندازه حد تعیین شده‌ای است. این حد تعیین شده بر اساس مفهوم کوچکترین مجموعه تغییرناپذیر مثبت مقاوم (mRPI) است. عملگرها و متغیرهای ثابت اویلر بر اساس سیستم کنترل وضعیت ماهواره (SACS) در نظر گرفته می‌شود. از طرفی تضمین پایداری دینامیک سیستم به‌صورت مقاوم قابل بیان است. ماهواره سیستمی با پیچیدگی بالاست. با توجه به اینکه دینامیک ماهواره دارای تعداد زیادی حالت سیستم است، امکان اعمال کنترل وضعیت ماهواره توسط کنترل‌کننده پیش‌بین مقاوم مبتنی بر تیوب به‌صورت آنلاین میسر نیست. تعداد حالت‌های سیستم کنترل وضعیت ماهواره در این مقاله 6 عدد است. به دلیل این تعداد حالت‌های زیاد، سیستم ماهواره هنگام محاسبه کوچکترین مجموعه نامتغیر مثبت مقاوم، با چالش افزایش حجم محاسبات در هنگام محاسبه این مجموعه یا همان تیوب مواجه است. حجم محاسبات به دلیل جمع‌های متعدد مینکوفسکی در محاسبه تیوب، به‌صورت نمایی افزایش می‌یابد. در راستای برطرف شدن این چالش، راهکار پیشنهادی تخمین تیوب برای کاهش حجم محاسبات ماهواره ارائه می‌شود. با این تخمین، روند افزایش حجم محاسبات طراحی کنترل پیش‌بین مقاوم مبتنی بر تیوب برای ماهواره متوقف می‌شود. برای سیستم مورد نظر، در حضور اغتشاش نامعین و محدود شبیه‌سازی انجام شده است. نتایج نشان‌دهنده کنترل وضعیت ماهواره با کاهش حجم محاسبات در هنگام طراحی کنترل‌کننده پیش‌بین مقاوم مبتنی بر تیوب است
تعیین و کنترل وضعیت
سویل محمدزاده صدیق؛ حسین بهشتی
چکیده
در این مقاله، یک روش کنترل تحمل‌پذیر غیرفعال برای ردیابی وضعیت ماهواره با در نظر گرفتن اغتشاشات خارجی، نامعینی ماتریس اینرسی و عیب عملگرهای چرخ عکس‌العملی پیشنهاد شده است. برای رسیدن به این هدف، روش مد لغزشی نهایی سریع اصلاح شده به‌دلیل مقاومت آن در برابر نامعینی‌های مدل نشده و طراحی روش کنترل برای مدل غیرخطی سیستم مورد استفاده ...
بیشتر
در این مقاله، یک روش کنترل تحمل‌پذیر غیرفعال برای ردیابی وضعیت ماهواره با در نظر گرفتن اغتشاشات خارجی، نامعینی ماتریس اینرسی و عیب عملگرهای چرخ عکس‌العملی پیشنهاد شده است. برای رسیدن به این هدف، روش مد لغزشی نهایی سریع اصلاح شده به‌دلیل مقاومت آن در برابر نامعینی‌های 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 توسعهیافته به اثبات رسیده است. بهمنظور افزایش دقت کنترلر طراحی شده نیز مدل دینامیکی عملگرهای مذکور مورد توجه قرار گرفته است. در نهایت، بهمنظور بررسی عملکرد روش پیشنهادی، شبیه‌سازی بر روی یک ماهواره با چهار چرخ عکس‌العملی و تحت شرایط ذکر شده انجام پذیرفته است. نتایج به‌دست 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 کرده و همچنین سیگنال کنترلی بدون چترینگ تولید کند
تعیین و کنترل وضعیت
مرضیه افخمی؛ سیمین علیبانی؛ حسین فروزان؛ محمدعلی اصنافی
چکیده
یکی از زیرسیستم‌های کلیدی در ماهواره‌ها، سیستم تعیین وضعیت است و حسگر خورشید یکی از رایج‌ترین حسگرهای در این حوزه به شمار می‌آید. امروزه با توجه به پیشرفت روزافزون ماهواره‌ها، نیاز به افزایش دقت در زیرسیستم‌های ماهواره بسیار ضروری است. از این‌رو، در این مقاله، طراحی اپتیکی یک شکاف بهینه در حسگر خورشید با هدف افزایش دقت حسگر ...
بیشتر
یکی از زیرسیستم‌های کلیدی در ماهواره‌ها، سیستم تعیین وضعیت است و حسگر خورشید یکی از رایج‌ترین حسگرهای در این حوزه به شمار می‌آید. امروزه با توجه به پیشرفت روزافزون ماهواره‌ها، نیاز به افزایش دقت در زیرسیستم‌های ماهواره بسیار ضروری است. از این‌رو، در این مقاله، طراحی اپتیکی یک شکاف بهینه در حسگر خورشید با هدف افزایش دقت حسگر مورد بررسی قرار می‌گیرد. در این حسگر، از دو عدد آشکارساز خطی متعامد استفاده شده است که بالای هر یک از آشکارسازها شکاف بهینهای عمود بر آشکارسازها در فاصله بهینهای با توجه به میدان دید مورد نیاز، قرار گرفته است. با توجه به نور عبوری از شکافهای بهینه و اثر آن بر آشکارسازها و شکاف، قلهای در خروجی آشکارسازها قابل مشاهده است که با توجه به مکان قله و شکل آن می‌توان زاویه نور ورودی را با دقت بالایی محاسبه کرد. حسگر خورشید ساخته شده در پژوهشکده مکانیک شیراز دارای خطای مطلق (2 سیگما) 0.14 در زاویه دید50 ± درجه است
تعیین و کنترل وضعیت
روزبه مرادی
چکیده
مساله کنترل تحمل‌پذیر عیب، یکی از مسائل مهم در حوزه کنترل اتوماتیک است. دلیل اهمیت این موضوع نیز احتمال بروز عیب یا خرابی در هر یک از اجزای سیستم کنترلی (سنسور، عملگر، سیستم) است. این موضوع به‌خصوص در رابطه با سیستم‌های فضایی، به دلیل عدم دسترسی آسان به این سیستم‌ها دارای اهمیت بسیار زیادی است. از طرفی، به‌دلیل ضرورت کاهش وزن این ...
بیشتر
مساله کنترل تحمل‌پذیر عیب، یکی از مسائل مهم در حوزه کنترل اتوماتیک است. دلیل اهمیت این موضوع نیز احتمال بروز عیب یا خرابی در هر یک از اجزای سیستم کنترلی (سنسور، عملگر، سیستم) است. این موضوع به‌خصوص در رابطه با سیستم‌های فضایی، به دلیل عدم دسترسی آسان به این سیستم‌ها دارای اهمیت بسیار زیادی است. از طرفی، به‌دلیل ضرورت کاهش وزن این سیستم‌ها تا حد ممکن، استفاده از افزونگی سخت‌افزاری دارای محدودیت‌هایی بوده و استفاده از افزونگی‌های تحلیلی بیشتر مورد توجه است. در این مقاله، از اصلاح فرامین کنترلی حلقه باز برای اصلاح ورودی‌های مرجع استفاده شده است. با استفاده از شبیه‌سازی نشان داده شده، در صورت عدم اصلاح ورودی‌های مرجع، کنترل‌کننده قادر نخواهد بود در شرایط بروز عیب عملگر، فضاپیما را به شرایط مطلوب برساند. از این‌رو، با استفاده از روش پیشنهاد شده، وضعیت سیستم حول هر سه محور بدنی به شرایط مطلوب رسانده شده است. مزیت روش ارائه شده در مقاله حاضر این است که در این روش، نیازی به محاسبه مشتقات زمانی اول و دوم ورودی‌های مرجع نیست و می‌توان این ورودی‌ها را از طریق انتگرال‌گیری به‌دست آورد. این مساله به نوبه خود باعث می‌شود تا از مشکلات محاسباتی مربوط به مشتق‌گیری در شبیه‌سازی جلوگیری شود
تعیین و کنترل وضعیت
زینب طالبی؛ امیر لبیبیان؛ حسین سلیمی
چکیده
مغناطیس‌سنج یکی از سنسورهای اصلی در زیرسیستم تعیین و کنترل وضعیت (ADCS) ماهواره‌های مدار پایین زمین (LEO) است و با توجه به قابلیت استفاده در تمام زمان‌های یک تناوب مداری، در اکثر مودهای عملکردی مانند چرخش‌زدایی، نشانه‌روی زمین و انتقال مداری مورد استفاده قرار می‌گیرد. از این‌رو، دقت داده‌های مغناطیس‌سنج و کالیبراسیون آن دارای اهمیتی ...
بیشتر
مغناطیس‌سنج یکی از سنسورهای اصلی در زیرسیستم تعیین و کنترل وضعیت (ADCS) ماهواره‌های مدار پایین زمین (LEO) است و با توجه به قابلیت استفاده در تمام زمان‌های یک تناوب مداری، در اکثر مودهای عملکردی مانند چرخش‌زدایی، نشانه‌روی زمین و انتقال مداری مورد استفاده قرار می‌گیرد. از این‌رو، دقت داده‌های مغناطیس‌سنج و کالیبراسیون آن دارای اهمیتی اساسی در موفقیت ماموریت است. در این مقاله، با توجه به اهمیت استفاده از رویکردهای بلادرنگ در کاربردهای عملی، کالیبراسیون مغناطیس‌سنج با استفاده از فیلتر کالمن توسعه یافته (EKF) مدنظر قرار گرفته است. در ادامه، به منظور بررسی نقش کالیبراسیون مغناطیس‌سنج در نتایج تخمین وضعیت، داده‌های کالیبره شده در ساختار یک فیلتر کالمن توسعه یافته مبتنی بر کواترنیون ضربی (MQEKF) مورد استفاده قرار می‌گیرند. در انتها، از یک بستر سخت‌افزار در حلقه (HIL) که مجهز به یک سیم‌پیچ هلمهولتز و یک میز سه درجه آزادی است بهره گرفته می‌شود تا عملکرد مجموعه الگوریتم‌های توسعه داده شده به‌صورت تجربی مورد ارزیابی قرار گیرد. در فرایند کالیبراسیون، مقادیر پارامترهای مغناطیس‌سنج تخمین زده شده و در فیلتر تخمین وضعیت به‌کار گرفته می‌شوند. نتایج نشان می‌دهند که خطای وضعیت به‌تدریج کم شده و دقت نهایی افزایش می‌یابد
تعیین و کنترل وضعیت
مرتضی فرهید؛ حسین بهشتی؛ مسعود عباسپور؛ محمد اصلانی منش
چکیده
در این مقاله، به نتایج فرایند تحلیل حالات خرابی بالقوه بر روی محصول عملیاتی عملگر کنترل وضعیت چرخ عکس‌العملی پرداخته شده و نسبت به رفع یا کاهش اثرات حالات خرابی شناسایی شده اقدام می‌شود. 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 ...
بیشتر
در این مقاله، به نتایج فرایند تحلیل حالات خرابی بالقوه بر روی محصول عملیاتی عملگر کنترل وضعیت چرخ عکس‌العملی پرداخته شده و نسبت به رفع یا کاهش اثرات حالات خرابی شناسایی شده اقدام می‌شود. 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 به‌صورت استاتیکی در قالب ماتریسی نمایش داده شده است و برای تعیین چگونگی تشخیص عیب احتمالی و همچنین رفع آن در صورت رخداد، تحلیل‌های اثر خرابی صورت می‌پذیرد. برای رسیدن به این هدف، بخش‌های مختلف این عملگر مشخص شده و حالات خرابی آنها و علت خرابی‌های هر بخش و همچنین اثرات خرابی سطوح مختلف به صورت محلی، در سطح تجهیز، در سطح زیرسیستم و در سطح سیستم مشخص می‌شود. علاوه بر این، راه تشخیص خرابی و مقابله با اثر خرابی نیز ارائه و تحلیل مرتبط انجام می‌شود که به صورت یک تحلیل کمی بوده و پارامترهای شدت اثر خطا، عدد احتمال و عدد بحرانی‌بودن، محاسبه و آیتم‌های بحرانی تعیین می‌شود. در ادامه، بر اساس بخش‌های بحرانی شناسایی شده، فهرست اقلام بحرانی نیز استخراج می‌شود. اطلاعات استخراج شده از تجزیه و تحلیل حالات خرابی و اثرات آنها ضمن کمک به بهبود قابلیت اطمینان طراحی عملگر چرخ عکس‌العملی، داده‌های مهمی را برای مدیریت خرابی و خطا در مراحل تست و ماموریت در اختیار طراح قرار می‌دهد
تعیین و کنترل وضعیت
سید محمد موسوی؛ سید مجید اسماعیلی‌فر؛ محمد چینی فروشان
چکیده
در این پژوهش مسئله مانور مجاورت مداری شش درجه آزادی زمان بهینه برای یک فضاپیمای صلب، نامتقارن و با عملگرهای کنترلی مجزا برای کنترل وضعیت و موقعیت مورد بررسی قرار گرفته است. همچنین فرض شده است که فضاپیما به عملگرهای تراستری مجهز است و نیروها و گشتاورهای کنترلی در جهت و حول سه محور ممان اینرسی اصلی فضاپیما ایجاد می‌شوند. ...
بیشتر
در این پژوهش مسئله مانور مجاورت مداری شش درجه آزادی زمان بهینه برای یک فضاپیمای صلب، نامتقارن و با عملگرهای کنترلی مجزا برای کنترل وضعیت و موقعیت مورد بررسی قرار گرفته است. همچنین فرض شده است که فضاپیما به عملگرهای تراستری مجهز است و نیروها و گشتاورهای کنترلی در جهت و حول سه محور ممان اینرسی اصلی فضاپیما ایجاد می‌شوند. برای به‌دست آوردن مسیرهای حالت و ورودی کنترلی مانور شش درجه آزادی زمان بهینه، در ابتدا دینامیکهای انتقالی و دورانی نسبی فضاپیما توصیف شدهاند. سپس، برای حل مسئله کنترل بهینه کمترین زمان با در نظرگرفتن قیود بر روی نیروها و گشتاورهای کنترلی، از روش شبه طیفی گاوس استفاده شده است. همچنین، به منظور اثبات بهینگی مرتبه اول حل به‌دست آمده، تخمین کمک حالت انجام شده است. نتایج شبیه‌سازی عددی نشان می‌دهد که برای مسئله مانور شش درجه آزادی، زمان بهینه مورد نظر، ساختار کنترلی برای تمام نیروها و گشتاورهای کنترلی بنگ- بنگ است. در نهایت نیز با استفاده از اصل کمینه پونتریاگین ، بهینگی مرتبه اول حل به‌دست آمده اثبات شده است
