پایان نامه ارشد رایگان با موضوع کنترل وضعیت، مصرف انرژی، ضریب همبستگی

شکل ‏217 که بیانگر میزان حضیض بر جرم است با توجه به میزان همبستگی بالای (همبستگی = 0.9)این دو پارامتر میزان پراکندگی بسیار پائین است ولی با دخیل شدن طول عمر مداری در شکل ‏213 میزان پراکندگی شکلی موجود در نمودار زیاد می شود ولیبا توجه به جواب های طراحی آورده شده در جدول ‏21 در دقت محاسبات تاثیر نمی گذارد .
حل مثال نمونه و ارزیابی نتیجه
در این قسمت جهت ارزیابی کلی الگوریتم ارائه شده به حل مثال نمونه با استفاده از دادههای آماری جمع آوری شده برای یک ماهواره میپردازیم. برای این کار از اطلاعات ماهواره Anik F2 که در جدول ‏21مشاهده میشود استفاده مینماییم.
همان طور مشخص است جهت حفظ روند کلی از اطلاعات جدول ذیل فقط از مأموریت و وزن ماهواره به عنوان داده اولیه استفاده می‌کنیم و از مابقی اطلاعات به عنوان مرجع جهت سنجش روند در پایان استفاده می‌کنیم.
جدول ‏21: اطلاعات ماهواره Anik F2
کشور سازنده
کانادا
نوع مدار
GEO
مأموریت
مخابراتی
ارتفاع مداری
35781-35790
جرم کل ماهواره
5910 کیلو گرم
دوره مداری
1436 دقیقه
توان
16000 وات
سازه
مکعبی
عمر ماهواره
15 سال
نوع آنتن
سهموی و تمام جهته
نوع انتقال حرارت
فعال
حامل فضائی
Ariane 5
طراحی در ادامه طبق روند نمای شکل ‏26 انجام میگیرد.
دادههای در نظر گرفته شده الف- جرم کل ماهواره که 5910 کیلوگرم، ب- طول عمر مداری است.
تعیین نوع مدار با توجه به شکل ‏29 که در نتیجه مدار کاری GEO می‌باشد.
تعیین اوج و حضیض و شیب و دوره مداری و شاخص کشیدگی با استفاده از نمودارهای ارائه شده به صورت جدول ‏22 می‌باشند.
حال برای ارزیابی نتایج طراحی واقعیت طراحی شده و نتایج طراحی آماری را در جدول ‏22 آوردیم.
جدول ‏22: مقایسه مثال حل شده با مقدار واقعی
پارامتر مورد نظر
واقعیت ساخته شده
طراحی آماری
درصد اختلاف میزان واقعی با طراحی آماری تدوین شده
نوع مدار
GEO
GEO
0
حضیض
35781
35750
0.0008
اوج
35790
35700
0.003
شیب
0
5
1
شاخص کشیدگی
. 000106747637
0. 0002
0.88
دوره مداری
1436
1400
2. 0
طول جغرافیایی
111-
-108
2
همان طور که مشاهده میشود نتایج به دست آمده از طراحی آماری با نتایج واقعی از مطابقت بالائی برخوردار است.
نتایج محاسبات آماری
در این قسمت از پایانامه نتایج فرآیندهای آماری انجام شده در جدول ‏23 آورده شده است .لازم بذکر است که در فصل 1 به نحوه محاسبات آماری ویک نمونه انجام شده اشاره شده است .
جدول ‏23:پارامترهای آماری محاسبه شده
نمودار
واریانس با توجه به آزمون Eta
ضریب همبستگی
نوع همبستگی
شکل ‏212: طول عمر، جرم بر اوج مدار
0.931
0.899
بسیار قوی
شکل ‏213: طول عمر، جرم بر حضیض
0.979
0.908
بسیار قوی
شکل ‏214: طول عمر، جرم بر شاخص کشیدگی
0.933
0.88
بسیار قوی
شکل ‏215: طول عمر، جرم بر شیب مداری
0.951
0.891
بسیار قوی
شکل ‏216: طول عمر، جرم بر دوره مداری
0.971
0.90
بسیار قوی

زیرمجموعه تعیین و کنترل وضعیت
معرفی
زیرسیستم تعیین و کنترل وضعیت (ADCS) وظیفه تعیین و کنترل جهت ماهواره در فضا را بر عهده دارد. برای اغلب ماهواره‌های مخابراتی، طراحی این سیستم با توجه به مطالبات محموله که بایستی به طور ثابت روبه زمین باشد، نیازمندی‌های آنتن که گاهی اوقات باید به سوی زمین نشانه روی کند و یا در ماهواره‌های زمین آهنگ همیشه به سمت ایستگاه باشد و مطالبات آرایه‌های خورشیدی که بایستی در مواقع لزوم به سمت خورشید نشانه روی نماید انجام می‌شود که این الزامات از کلاس وزنی و طول عمر و مشخصات مداری بدست آمده در بخش قبل قابل تخمین است.
توانایی در ارسال دستور و تعیین دقیق جهت ماهواره به طور مستقیم بر عملکرد تمام این سیستم‌ها اثر میگذارد و بنابراین بر کل مأموریت تأثیر گذار است. به طور کلی به نظر می‌رسد تعیین و کنترل وضعیت از سایر زیرسیستم‌های ماهواره دارای طرح پیچیدهتری باشد. در این تحقیق تلاش بر این است که با در نظر گرفتن دقت مورد نیاز زیر مجموعه تعیین و کنترل وضعیت در یک نسخه واحد، شامل مجموعه‌ای از حسگرها و عملگرها پیشنهاد شود. در واقع در روند طراحی آماری علاوه بر دقت مورد نیاز، امکان پیاده سازی و سازگاری اجزا با هم نیز لحاظ شده است.
البته شایان توجه است که ما در مرحله طراحی آماری هستیم و تعیین دقیق المان‌های این زیر مجموعه علاوه بر طراحی آماری و طراحی مفهومی نیاز به دانش تجربی و در نظر گرفتن بایدها و نباید های تحمیلی به مجموعه نیز دارد.
در این تحقیق فرض می‌شود که نیازی به تزریق مداری، تغییر صفحه مداری یا نگاهداشت مداری نیست که این‌ها همگی خود جزء الزامات مأموریتی به حساب می‌آیند. بعلاوه فرض میشود که اهداف اصلی نیاز به نشانه روی چند باره30 یا چرخش31 ندارند. بنابراین نوع سیستم کنترل و المان‌های سخت افزاری مربوطه تنها بر اساس مطالبات پایداری و نشانه روی انتخاب میگردند
دقت تعیین و کنترل وضعیت
دقت نشانه روی32 مورد نیاز مأموریت، طراحی آماری زیرمجموعه تعیین و کنترل وضعیت را شدیداً متأثر میکند. انتخاب اجزای این زیرسیستم با هدف ارضاء مطالبات نشانه روی محموله، آنتنها و پنل‌های خورشیدی انتخاب می‌شوند. در اغلب موارد نوع فعالیت محموله مخابراتی شدیدترین الزامات را بر روی این زیرمجموعه اعمال می‌نماید.
دقت مورد نیاز م
أ
موریت به طور اولیه از روی بودجه های نشانه روی33 و سنسورهای34 محموله تخمین زده می‌شود. این بودجه های خطا بصورت تابعی از زاویه فراز و با استفاده از روابط خاص ریاضی تعیین می‌گردند. روابط ریاضی خطاهای موجود در المان‌های ماهواره را به دقت نشانه روی مرتبط میکنند.
برای این تحلیل‌ها دقت تعیین وضعیت مورد نیاز توسط بودجه نقشه برداری برای یک زاویه فراز و توان تفکیک پذیری زمینی خاص دیکته می‌شود. حداکثر خطای نقشه برداری نباید بیش از تفکیک پذیری زمینی تأمین شده توسط محموله باشد. بنابراین تعیین وضعیت برای یک المان تفکیک‌پذیری صورت می‌گیرد (دقت کافی برای اغلب کاربردهای سنجش از دور) . دقت کنترلی مورد نیاز توسط بودجه نشانه روی برای یک زاویه فراز خاص و حوزه دید محموله FOV دیکته میشود. حداکثر خطای نشانه روی برابر است با کسری از FOV که اطمینان می‌دهد حتی یک محموله اسکن کننده که افق تا افق را جاروب میکند همواره اطلاعاتی را از زمین بدست خواهد آورد. این خطاهای وضعیت به طور مستقیم به المان‌های وضعیت و شیوه کنترل بستگی دارد. زیر سیستم ADCS اساساً می‌تواند با تغییر اندکی در دقت مورد نیاز بسیار پیچیده (و گران قیمت) شود. بنابراین به ویژه برای تعیین وضعیت، ارزیابی بین زاویه فراز و خطای وضعیت باید با دقت بررسی گردد.
المان‌های تعیین وضعیت [8]
المان‌های تعیین وضعیت بگو نه ای انتخاب می‌شوند تا دقت نشانه روی مورد نیاز برای سیستم که توسط محموله اعمال شده است را ارضاء نمایند. هر حسگر 5 اطلاعات برداری وضعیت ماهواره در فضای اینرسی را فراهم میآورد. از آنجا که چنین برداری 2 درجه آزادی دارد. حداقل 2 بردار مختلف (از حسگرهای مختلف) برای تعیین وضعیت 3 بعدی ماهواره مورد نیاز میباشد. در جدول ‏31 حسگرهای متداول و محدوده دقت آن‌ها آورده شده است.
جدول ‏31: حسگرهای متداول و محدوده دقت[8]
نوع حسگر
محدوده دقت
حسگر ستاره‌ای
1 (arc second)
ژیروسکوپ
4 ((arc second)/hour)
حسگر خورشید
1 (arc minute)
حسگر زمین (افق)
6 (arc minutes)
مغناطیس سنج
30 (arc minutes)
جی پی اس
6 (arc minutes)
در ذیل به معرفی انواع حسگرها می‌پردازیم.
حسگرها35 :
دانستن جهت فضاپیما به دلایلی مورد نیاز است و بستگی به محمولۀ وسیله دارد به عنوان مثال آنتن ماهواره همواره بایستی به سمت زمین باشد و عملگرها نیاز به دانستن مسیر حرکت فضاپیما دارند، به همین دلیل هر فضاپیما نیازمند حسگر میباشد تا موقعیت آن در لحظه تعیین شود.
سنسورهای خورشید36 آشکار کننده‌های نور مرئی هستند که یک یا دو زاویه بین زاویه صعود و پرتو منتشرۀ خورشید را اندازهگیری میکنند. آنها میتوانند به عنوان بخشی از مجموعه تعیین وضعیت نرمال، بخشی از مجموعه بازیافت یا استقرار در مدار اولیه، یا بخشی از مجموعه جهتیابی آرایههای خورشیدی مستقل بکار روند. در اکثر کاربردها، خورشید را میتوان بد لیل داشتن شعاع زاویهای کوچک ( نسبت به زمین) ، به عنوان یک چشمۀ نقطهای در نظر گرفت.[2]
سنسورهای خورشید به دو دسته تقسیمبندی میشوند:
سنسور آنالوگ: دارای یک سیگنال خروجی است که به زاویۀ بین خورشید و فضاپیما ربط دارد.
سنسور دیجیتال: تولیدکنندۀ یک سیگنال ثابت است، هر زمان که خورشید در میدان دید باشد.
سنسورهای آنالوگِ خورشید را آشکار کننده‌های کسینوسی خورشید نیز مینامند. پایه و اساس این آشکار کننده‌ها، بر تغییرات سینوسیِ جریان خروجی در یک سلول خورشیدی سیلیکونی استوار است.
سنسورهای خورشید همچنین بر حسب اینکه در چه محوری تعیین وضعیت انجام میدهند به دو دستۀ متوسط37 و ضخیم38 تقسیمبندی میشوند. سنسور متوسط، دارای هزینۀ کم، تعیین وضعیت 2-محوره، میدان دید 60 درجه، وزن تقریبی 36 گرم، قطر کمتر از 5/3 سانتیمتر و دارای چهار عدد دیود نوری و تقریباً بدون مصرف انرژی است. سنسور ضخیم، دارای هزینۀ بسیار کم، تعیین وضعیت 1-محوره، میدان دید 120 درجه، وزن تقریبی 20 گرم و دارای شش عدد دیود نوری و تقریباً بدون مصرف انرژی است. شکل ‏31ساختمان هر کدام را به طور جداگانه نشان میدهد.

شکل ‏31: سمت راست: ساختمان سنسور متوسط، سمت چپ: ساختمان سنسور ضخیم خورشید[8]
سنسورهای خورشید میتوانند دقتی کمتر داشته باشند، اما این دقت همیشه مزیت ندارد. معمولاً از این سنسورها در انتهای وسیله استفاده میکنند تا بتوان میدان دید واضحی بدست آورد.
دقت سنسور خورشید به وسیلۀ خمهای سازهای بر روی فضاپیماهای بزرگ محدود میشود. ماهوارههای چرخشی از سنسورهای خورشیدی طراحی شدۀ ویژهای استفاده میکنند که زاویه خورشید را نسبت به محور چرخشی وسیله اندازهگیری میکند. این اطلاعات میتوانند برای پردازش به ایستگاههای زمینی فرستاده شوند و یا در یک مجموعه کنترل حلقه-بستۀ فضاپیما مورد استفاده قرار گیرند. نمایی از این حسگر در شکل ‏32 آمده است.

شکل ‏32: نمایی از سنسور خورشید[8]
سنسورهای ستاره39 در سالهای اخیر به سرعت توسعه یافتند و نشان دادند که معمول‌ترین سنسور مورد استفاده به خصوص در عملیاتهای با دقت بالا هستند.
سنسورهای ستاره میتوانند خواننده40 یا شناسایی کننده41 باشند. از اسکنرها در فضاپیماهای چرخشی استفاده میکنند اما از تِرَکِرها برای فضاپیماهایی که وضعیت آنها به وسیلۀ پایداری 3-محوره تعیین میشود، به منظور شناسایی یک یا چند ستاره برای راهاندازی اطلاعات وضعیتی بر روی دو یا سه محور.
فضاپیما بایستی تا حدودی پایدار باشد، قبل از آنکه شناساگرها تعیین
کنند که در چه جایی قرار دارند. این پایداری نیازمند حسگرهای متناوب است که هزینۀ کل مجموعه را افزایش میدهد.
بد لیل محدودیت شار فوتون از ستارهها، این نوع حسگرها نیازمند مجموعه پیچیدهای برای تعیین وضعیت هستند و به همین دلیل، وزن و توان مصرفی بالایی خواهند داشت.
همچنین، سنسورهای ستاره حساس به کور بودن نسبت به خورشید، ماه یا حتی سیارات هستند که بایستی در کاربردهایشان وفق داده شوند. در آن دسته از مأموریتهایی که نیازمند دقت بالا و هزینههای گزاف است، از ترکیب سنسورهای ستاره و ژیروسکوپها استفاده میشود. نمایی از سنسور ستاره مربوط به یک ماهوارۀ میکرو در شکل ‏33 آمده است.

شکل ‏33: نمایی از سنسور ستاره[8]
سنسورهای افق42، وسایل مادون قرمز هستند که برای آشکارسازی کنتراست43 بین سرمای فضای عمیق و گرمای اتمسفر زمین (حدود 40 کیلومتر بالاتر از سطح واقع در باند محسوس) بکار میروند.
سنسورهای افق، اطلاعات نسبی زمین را مستقیماً برای فضاپیماهای متمرکز بر روی زمین تهیه میکنند. این اسکنها نیازمند میدان دید واضح برای مخروطهای اسکن است. (به طور

Author: mitra5--javid

پاسخی بگذارید

نشانی ایمیل شما منتشر نخواهد شد. بخش‌های موردنیاز علامت‌گذاری شده‌اند *