Uzay Aracının Yönelme Dinamiği Ve Değişken Yapılı Denetleyiciler Tasarımı

dc.contributor.advisor Caferov, Elbrus tr_TR
dc.contributor.author Abdulhamitbilal, Erkan tr_TR
dc.contributor.department Uzay Mühendisliği ve Teknolojisi tr_TR
dc.contributor.department Space Sciences and Technology en_US
dc.date 2005 tr_TR
dc.date.accessioned 2015-06-12T09:00:30Z
dc.date.available 2015-06-12T09:00:30Z
dc.description Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2005 tr_TR
dc.description Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2005 en_US
dc.description.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. tr_TR
dc.description.abstract 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. en_US
dc.description.degree Yüksek Lisans en_US
dc.description.degree M.Sc. tr_TR
dc.identifier.uri http://hdl.handle.net/11527/4945
dc.publisher Fen Bilimleri Enstitüsü tr_TR
dc.publisher Institute of Science and Technology en_US
dc.rights İTÜ tezleri telif hakkı ile korunmaktadır. Bunlar, bu kaynak üzerinden herhangi bir amaçla görüntülenebilir, ancak yazılı izin alınmadan herhangi bir biçimde yeniden oluşturulması veya dağıtılması yasaklanmıştır. tr_TR
dc.rights İTÜ theses are protected by copyright. They may be viewed from this source for any purpose, but reproduction or distribution in any format is prohibited without written permission. en_US
dc.subject uzay aracının yönelme dinamiği tr_TR
dc.subject değişken yapılı kontrol tr_TR
dc.subject yönelme kontrolü tasarımı tr_TR
dc.subject spacecraft attitude dynamics en_US
dc.subject variable structure control en_US
dc.subject attitude control design en_US
dc.title Uzay Aracının Yönelme Dinamiği Ve Değişken Yapılı Denetleyiciler Tasarımı tr_TR
dc.title.alternative Spacecraft’s Attitude Dynamics And Variable Structure Controllers Design en_US
dc.type masterThesis en_US
Dosyalar
Orijinal seri
Şimdi gösteriliyor 1 - 1 / 1
thumbnail.default.alt
Ad:
2608.pdf
Boyut:
2.01 MB
Format:
Adobe Portable Document Format
Açıklama
Lisanslı seri
Şimdi gösteriliyor 1 - 1 / 1
thumbnail.default.placeholder
Ad:
license.txt
Boyut:
3.16 KB
Format:
Plain Text
Açıklama