بخشی از مقاله
چکیده
در این مقاله برای کنترل حرکت نسبی در پرواز آرایشی فضایپما، یک کنترلکننده مود لغزشی مبتنی بر مشاهدهگر حالت گسترش یافته طراحی میشود. این کنترلکننده بر اساس معادلات خطی جرکت نسبی در مدار دایروی طراحی شده و روی سیستم غیرخطی که تحت اغتشاش خارجی است، اعمال میگردد. در ابتدا کنترلکننده مود لغزشی طراحی و سپس برای مقاومسازی آن روش کنترلی مودلغزشی مشاهدهگر بهره بالا بهکار گرفته شده است.
در این مقاله فرض میشود که فضاپیماها در مدارات پایین زمین حرکت میکنند و اغتشاشات حاصل از عدم کرویت زمین - - j2 و درگ اتمسفری به عنوان اغتشاشات خارجی لحاظ میگردد. پایداری سیستم حلقه بسته توسط روس دوم لیاپانوف اثبات شده و عملکرد کنترلکننده مود لغزشی مشاهدهگر با کنترل کننده مود لغزشی معمولی مقایسه میشود. نتایج حاصل از شبیهسازی عملکرد موثر کنترلکننده پیشنهادی را نشان میدهد.
-1 مقدمه
تحقیقات پیرامون پرواز آرایشی فضاپیماها برای انجام مأموریتهای فضایی که زمانی با استفاده از یک فضاپیمای بزرگ و بهتنهایی صورت میگرفت به شکل فزاینده ای در حال افزایش است. امروزه و پس از سالها تحقیق و انجام تعداد زیادی مأموریتهای فضایی به این نتیجه رسیدهاند که استفاده از پرواز آرایشی در مأموریتهای فضایی باعث کاهش هزینههای جاری، افزایش ضریب اطمینان انجام مأموریت و بالا رفتن انعطافپذیری در مأموریت محوله میشود. از جمله کاربردهای حرکت حرکت آرایشی فضاپیماها میتوان به زمسنسنجی، تصویربرداری و اکتشاف در عمق فضا و تعمیر و جایگزینی فضاپیماها در مدار اشاره کرد.
متداولترین روش در اجرای حرکت آرایشی، روش رهبر/پیرو است. در این روش یک فضاپیما در نقش رهبر به عنوان یک مدار مرجع کنترل میشود و بقیه فضاپیماها در نقش پیرو، موقعیت خود را نسبت به فضاپیمای رهبر تنظیم کرده و مسیر نسبی مطلوب را دنبال میکنند.
اجرای عملی حرکت آرایشی بستگی کامل به کنترل فضاپیماهای آرایش دارد تا اینکه هر فضاپیما در مسیر مطلوب تعریف شده حرکت کند. در حالت کلی حرکت آرایشی فضاپیماها شامل دو بخش اصلی هدایت و کنترل است. در بخش هدایت، مسیر مرجع مطلوب برای حرکت هر کدام از فضاپیماها طراحی میشود.3]و[4 در بخش کنترل، هدف طراحی کنترلکننده مناسب برای تعقیب مسیر طراحیشده در مرحله هدایت است. اغتشاشات حاصل از اثر عدم کرویت زمین، درگ اتمسفری، تشعشعات خورشیدی و گرانش اجسام آسمانی دیگر، اغتشاشات غالب بر روی حرکت فضاپیما در مدار هستند.
در این تحقیق فقط بر روی کنترل حرکت پرواز آرایشی فضاپیما تمرکز میشود. کنترلکننده های مختلفی برای کنترل پرواز آرایشی فضاپیما ارائه شده است. در اینجا به چند نمونه از کنترلکننده های مود لغزشی اشاره می-شود. مسی وهمکاران[ 6] با طراحی کنترلکننده مود لغزشی پیوسته، خطای تعقیب را کاهش دادند . ایشان از روشهای مختلف مود لغزشی از جمله مود لغزشی معمولی، رویتگر اغتشاش، مرتبه بالا، مود لغزشی انتگرالی را باهم مقایسه کردند.
هیو و همکاران[7] یک کنترلکننده مود لغزشی بر اساس مدل غیرخطی حرکت نسبی طراحی کردند و از آن برای کنترل فضاپیماهای رهبر و پیرو در مدار پایینزمین استفاده کردند. در تحقیق دیگری[8] کنترلکننده مود لغزشی ترمینالی را طراحی کردند که در حالیکه سوخت مصرفی را کم میکرددف تعقیب مسیر مطلوب و تغییر آرایش را نیز بهخوبی انجام می-داد.
وانگ و همکاران[9] نیز از روش مود لغزشی برای کنترل حرکت نسبی و سمت فضاپیما در آرایش استفاده کردند. آنها برای مقابله با خطای مدلسازی و اغتشاش خارجی از کنترلکننده تطبیقی و سبکه عصبی استفاده کردند. بو و همکاران[10] برای داشتن یک بالانس بهینه بین سرعت همگرایی کمیت لغزش و مصرف سوخت از سبکه عصبی استفاده کردند و پارامترهای قانون رسیدن نامیی کنترلکننده مود لغزشی را ارتقا دادند.
تمامی مطالعات و پژوهشهای انجام شده با مضمون پرواز آرایشی فضاپیماها، هدف و مقصود اصلی بدست آوردن راهکاری در راستای بهینه نمودن مراحل عملیات بوده بهگونهای که هزینهها و مدتزمان انجام آن را تحتالشعاع قرار دهد. مطالعات پیرامون این هدف بیشتر در قالب بهینه نمودن پارامترهای مسیر حرکت پروازی با در نظر گرفتن شرایط مداری تحت روش-های کنترلی یا راهکار تقریبی مختلف صورت پذیرفته است.
در این مقاله، یک کنترلر مود لغزشی مبتنی بر مشاهدهگر بهره بالا طراحی شده است.فرض میشود که آرایش در مدار پایین زمین حرکت میکند و اغتشاشات j2 و درگ اتمسفری بر آن اثر می-گذارند. پایداری سیستم حلقه بسته توسط روش دوم لیاپانوف تضمین شده و عملکرد کنترلر پیشنهادی برای تعقیب مسیر مطلوب با کنترل مود لغزشی معمولی مقایسه میشود. نتایج حاصله عملکرد موثر این کنترلر را نشان میدهد.
-2 مدل سیستم
در این بخش، مدل دینامیکی حرکت نسبی تعیین شده است. فرض میشود که فضاپیمای رهبر در یک مدار دایروی حرکت میکند و فضاپیمای پیرو باید در مسیر مطلوب نسبت به رهبر کنترل شود. فضاپیماها به صورت جرم نقطهای در نظر گرفته میشوند. تصویر شماتیک از حرکت آرایشی در شکل - - 1 آورده شده است. در این شکل C 1 x , y , z دستگاه مختصات اینرسی است و rl و rf به ترتیب مکان فضاپیماهای رهبر و پیرو در دستگاه اینرسی هستند. دستگاه C 2 x , y , z یک دستگاه متحرک است که بر روی مرکز جرم فضاپیمای رهبر قرارگرفته است. در این دستگاه x در جهت بردار - rl - t ، y در جهت بردار سرعت و عمود بر x و z عمود بر x و y است.
