Uzay Aracının Yönelme Dinamiği Ve Değişken Yapılı Denetleyiciler Tasarımı

Abstract

Uzay aracının kontrol problemi otomatik kontrol mühendisliğinin önemli bir başlığıdır. Uzay aracı uygulamalarının yönelme stabilizasyonu hakkında birçok çalışma sunulmuştur. Bu tezde üç eksende dengelenmiş bir uzay aracı olan haberleşme uydusu Intelsat V’in yönelme dinamiklerini araştırmak, lineer ve kayma kipli köntrölcüler tasarlamak için seçilmiştir. Bu amaç ile uzay aracı kinematikleri ve dinamikleri sistemin dairesel yörüngedeki yönelme hareketlerini anlamak için çalışıldı. Uydunun dinamik modeli lineerleştirilmiş rijit uzay aracı yönelme dinamikleri, eğimin yerçekimi torku, güneş panellerin dinamik etkileri, sinüsoidal etki olarak iç ve dış bozucular ile elde edildi. Tasarlanan pasif kutup atanmış lineer kontrolcü, ki hareket tekerciklerini modeller, uyduyu uzun oturma süresi ile iyi denge konumuna getirmektedir. Ek olarak, aktif kutup atanmış doğrusal kontrolcü, ki itki sistemini modeller, uyduyu kısa oturma süresiyle tam olarak denge konumuna getirmektedir. Ancak, sürekli çalışması uzay aracının sınırlı yakıt hacminden dolayı yönelme kontrol sistemi için arzu edilmemektedir. Esnek uzay aracının birleştirilmiş lineer kontrolcü modeli pasif ve aktif kontrolcüler, doğrusallaştırılmış rijit uzay aracı yönelme dinamikleri, bozucu olarak sinüsoidal etkiyi oluşturan esnek panellerin salınım etkileri, eğimin yerçekimi torku, güneş basıncı ve diğer modellenmemiş dış ve iç bozucular ile elde edildi. Diğer yandan, her iki pasif ve aktif kayma kipli kontrolcüler birleştirilmiş kayma kipli kontrolcü oluştururlar ki tasarım gerektiren kayma manifolduna nazaran sistemi doğrusal kontrolcülerden süratli dengeler. Pasif kayma kipli kontrolcü iç torkları eşdeğer kontrol teriminin oluşturduğu sürekli kontrol sinyal ile sağlamaktadır. Yanısıra, itki sistemi nadiren kullanılır ve uzay aracının tasarlanmış modelinin kesin denge konumu için sadece birkaç açma-kapama mantığı işlemleri yapılmaktadır. İtki sisteminin doğrusal olmayan tasarımı açma-kapama mantığı için yeterli bir modeldir ve anahtarlama fonskiyonu ile seçilen kayma sınır tabakasına bağlıdır. Birkaç blok ile ifade edilen basit bir tasarım olmasına rağmen çalışılması karışık bir matematiksel modeldir. Doğrusal olmayan kontrol modeli pasif ve aktif kontrolcüler ile uydunun dinamik modelinin içerir. Tasarlanmış uydunun yönelme dinamiği modelinin, lineer ve kayma kipli kontrolcülerin Matlab-Simulink blok diagramlarından elde edilen zaman yanıtları gözönünde tutulan prosedürü örneklemek için verilmiştir.

Control problem of a spacecraft is an important topic in automatic control engineering. Many studies about attitude stabilization of satellite applications have been proposed. In this thesis, a three axis stabilized spacecraft –a communication satellite Intelsat V– is selected to investigate attitude dynamics, and to design linear and variable structure controllers. Spacecraft kinematics and dynamics are studied to recognize how the system operates in circular orbit for attitude motions. The satellite’s dynamic model is obtained via linearized rigid spacecraft attitude dynamics, gravity gradient torque, dynamic effects of flexible solar panels, a sinusoidal effect as external and internal disturbances. The designed passive pole placed linear controller, which models reaction wheels, stabilizes the satellite well with longer settling time. Additionally, active pole placed linear controller, which models thrust system, stabilizes the satellite precisely with short settling time. However, it operates continuously that is undesirable for the attitude control system due to the limited amount of propellant of the spacecraft. The combined linear controller model of flexible spacecraft is obtained with passive and active controllers, linearized rigid spacecraft attitude dynamics, a sinusoidal effect as a disturbance which consists of flexible solar panels vibration effects, gravity gradient torque, sun pressure and other unmodeled external or internal disturbances. On the other hand, both active and passive sliding mode controllers constitute combined sliding mode controller which stabilizes the system faster than the linear controllers according to selected sliding manifold which needs to be designed. The passive sliding mode controller supplies inner torques with continuous control signal produced by equivalent control term. Beside, the thrust system is used seldom and only a few on-off logic operations are done for precise stabilization of the designed model of the spacecraft. Nonlinear design for thrust system is sufficient model for on-off logic and it depends on the switching functions and selected sliding boundary layer. Although, this is a simple design described via a few blocks, it is a complicated mathematical model to be studied with. Nonlinear controller model includes passive and active controllers with the dynamic model of the satellite. The time responses are obtained from Matlab-Simulink block diagrams of the designed satellite attitude dynamic model, linear and sliding mode controllers which are given to illustrate the considered procedure.