بخشی از مقاله
چکیده
امروزه با توجه به پیشرفت روزافزون علم در حوزه فضایی، نیاز به داشتن دانش و اطلاعات کافی در زمینه ماهوارهها بسیار لازم و ضروری میباشد. در این مقاله به یکی از بخشهای بسیار مهم فناوری ماهواره، یعنی تعیین موقعیت و سرعت ماهواره در مدار گردش آن پرداخته شده است. یکی از روشهایی که بهطورمعمول برای تعیین موقعیت ماهواره استفاده میشود، بهرهگیری از روشهای مبتنی بر تئوری تخمین و فیلترینگ میباشد. که این روشها بر اساس مدل حرکتی ماهواره در فضا و همچنین مجموعه مشاهداتی که از موقعیت و سرعت ماهواره در دست است عمل میکنند.
در اینجا مشاهدات لازم از موقعیت و سرعت ماهواره توسط گیرندههای GPS ماهواره حاصل میشود که از دقت بسیار بالایی برخوردار میباشند. در این مقاله با رویکرد استفاده از تخمینگر فیلترکالمن به تعیین موقعیت ماهواره پرداخته شده است و میزان دقت حاصلشده از دو الگوریتم تعمیمیافتهی این فیلتر، یعنی EKF و UKF بدست آورده شدهاست و در نهایت نتایج کار را با یکدیگر مقایسه شده است.
نتایج نشان میدهد که عملکرد تخمینگر EKF بهتر از عملکرد تخمینگر UKF میباشد. در ماهوارهها با محدودیتهای بسیاری روبرو هستیم که یکی از مهمترین این محدودیتها، توان مصرفی بخشهای مختلف ماهواره میباشد. هدف اصلی این مقاله تعیین موقعیت ماهواره با صرف کمترین توان میباشد. لذا به کمک ایدهای کاربردی، اندازهگیریها را بهگونهای انجام میدهیم که توان مصرفی ماهواره برای تعیین موقعیت را بتوان کاهش داد.
مقدمه
امروزه با پیشرفت تکنولوژی، تلاشهای فراوانی بهمنظور گسترش سیستمهای فضایی انجامگرفته و ماهوارهها در زمینههای مختلفی از قبیل نظامی، مخابراتی، تحقیقاتی، عکسبرداری، نقشهبرداری، هواشناسی و بسیاری از امور دیگر، استفاده قرار میگیرند . هر ماهواره بهمنظور موفقیت در انجام مأموریت خود، از زیرسیستمهای متفاوتی بهره میگیرد که وجود یا عدم وجود هر یک، در تواناییها و قابلیتهای عملیاتی ماهواره، تأثیرگذار است. یکی از مهمترین زیرسیستمهای هر ماهواره، زیرسیستم تعیین موقعیت میباشد. تعیین موقعیت، فرآیندی است که در طی آن حرکت ماهواره در فضا، بر اساس مجموعهای از مشاهدات مشخص میگردد.
به عبارت دیگر، هدف آن است که صفحه مداری ماهواره و موقعیت ماهواره در مدار، مشخص میشود. این مشاهدات به کمک سیستمهای ردیابی توسط ایستگاههای زمینی و یا بر اساس حسگرهای تعبیهشده در خود ماهواره نظیر گیرنده GPS1 انجام میگیرند.
بهطورکلی تعیین مدار مبتنی بر ردیابی زمینی که توسط ایستگاهها صورت میگیرد، عبارت است از اندازهگیری فاصله و همچنین آهنگ تغییرات این فاصله؛ اما همانطور که میدانیم ردیابی زمینی ماهوارهها، همبار هزینهای بسیار زیادی دارد و هم اینکه بار توانی زیادی را از ماهواره هدر میدهد درصورتیکه تعیین موقعیت انجامشده توسط حسگرهای موجود بر روی خود ماهواره همچون گیرنده GPS، بسیار مقرون به صرفهتر برای پروژهی فضایی خواهد بود، چون هم هزینهی کمتری صرف آن میشود، هم اینکه توان کمتر از ماهواره را مصرف میکند و علاوه بر این موارد، دقت بیشتر نیز برای زیرسیستم تعیین موقعیت حاصل میکنند.
همانطور که میدانیم بهمنظور ایجاد یک سیستم کنترل ماهوارهای مستقل و همچنین کاهش هزینههای مصرفی در ردیابی زمینی، ما نیاز به دسترسی فضایی مستمر و دقیق از مدار و موقعیت ماهواره را داریم. که این حصول دسترسی توسط توابعی متغیر با زمان از موقعیت و سرعت ماهواره در مدار LEO در اختیار ما قرار میگیرد. 0 روش کار تعیین موقعیت ماهواره براساس گیرنده های GPS را نشان میدهد
شکل - - 1 مفهوم تعیین موقعیت فضایی به کمک GPS
همانطور که میدانیم هرکدام از ماهوارههای GPS دادههای ناوبری خود را بهصورت مستقل برای گیرنده ماهوارهی موردمطالعه ارسال میکنند، از طرفی دیگر به دادهی حداقل 4 ماهوارهی GPS برای تعیین بردار ژئوسنتریک احتیاج میباشد.
مسئله رویه تعیین موقعیت - OD2 - را در یک تقسیمبندی کلی میتوان به سه بخش; اندازهگیری، مدلسازی سیستم و الگوریتمها تقسیم کرد. هرچند تمرکز اصلی این مقاله بر روی الگوریتمهای تعیین موقعیت ماهواره میباشد، اما بهمنظور درک بهتر از جوانب مسئله در خصوص اندازهگیریها و مدلسازیهای لازم، در بخشهای بعدی به توضیحات بیشتری خواهیم پرداخت.
روش تحقیق
هدف اصلی این مقاله مطالعه الگوریتمنسبتاً ساده، ولی کامل و دقیق برای تعیین موقعیت ماهوارهها در زمان حقیقی و با کمترین حجم محاسبات، با استفاده از راهحلهای ناوبری خام ارائهشده توسط گیرندههای GPS نصبشده بر روی ماهوارهها میباشد. در این مقاله تأکید ویژه بر روی ماهوارههایLEO3 میباشند که موردبررسی قرارگرفتهاند. حالتهای تخمینزده شده عبارتاند از موقعیت و سرعت ماهواره که توسط گیرندهی GPS تعبیهشده بر روی ماهواره اندازهگیری خواهند شد.
همانطور که گفته شد در این مقاله برای تعیین موقعیت از دو نوع فیلتر کالمن معمول و برای محاسبهی متغیرهای بردار حالت از انتگرالگیری گام ثابت اویلر که همان رانگ کوتاه مرتبه 1 میباشد استفادهشده است.[3] با توجه به توضیحات دادهشده، بردار حالت مورداستفاده در بخش تخمین و تعیین موقعیت و سرعت ماهواره را میتوان بهصورت رابطه ی - 1 - معرفی کرد:
تعیین مدار ماهواره
سه روش اصلی برای این مسئله وجود دارد: روش سینماتیک و ژئومتریکی، روش دینامیکی، روش دینامیکی کاهشیافته. در محاسبات بر اساس سینماتیک، دینامیک فضاپیما به کار گرفته نمیشود و فقط اساس کار بر مجموعه مشاهدات بناشده است. این روش با فرض حداکثر دقت در شرایط اولیه اندازهگیری شده بهعنوانمثال با استفاده از دادههای GPS با توجه به نیاز هر مأموریت استفاده میشود.
روشهای دینامیکی بر اساس در نظر گرفتن نیروهای وارد شده استفاده میشوند. این روشمعمولاً به دلیل مدل کردن یک سری نیروهای اغتشاشی، دقت بالاتری را فراهم میکند؛ که اگر بخواهیم به برخی از این نیروهای اغتشاشی اشاره کنیم میتوانیم به وارد زیر اشاره کنیم:
نیروهای اغتشاشی ناشی از گرانش زمین، نیروهای اغتشاشی ناشی از خورشید و ماه و دیگر سیارات، نیروهای اغتشاشی ناشی از تشعشعات زمین، نیروهای اغتشاشی ناشی از تشعشعات خورشیدی، نیروهای اغتشاشی ناشی از چرخشهای نامنظم زمین و نیروی درگ اتمسفر که متناسب با جرم و سطح مؤثر ماهواره میباشد. و در آخر مدل کاهشیافته دینامیکی تعیین مدار برای پردازش مدل نویز و خطای وزنی مشاهدات استفاده میشود.
مدل دینامیکی حرکت ماهوارههای LEO
مدل حرکت ماهوارههای ارتفاع پایین LEO که برای انتشار مدار ماهواره استفاده میشود را بهصورت رابطهی - 2 - نمایش میدهیم
