پایان نامه ارشد رایگان با موضوع کنترل وضعیت، قابلیت اطمینان، ضریب همبستگی

مانور آهسته، استفاده جهت بار برداری از چرخ مدارات پایین

رانش گر
01/0-10
1-01/0
سه محوره، پیچیده، گران، پاسخ سریع، مصرفی
گشتاورهای کنترلی داخلی
چرخ عکس‌العملی
01/0-1
1-001/0
سه محوره، پیچیده، گران، دقت بالا، مانور سریع، مبادله ممنتوم، دارای قطعات متحرک و حساس به ارتعاش، حساس به خطای نصب، نیاز به باربرداری از اشباع

ژایروی کنترل ممان
01/0-1000
1-001/0
سه محوره، پیچیده، گران، دقت بسیار بالا، پاسخ و مانور سریع
طرحهای کنترل وضعیت [9]
در اینجا به معرفی مختصری از طرح‌های کنترل وضعیت میپردازیم.
پایدارسازی گرادیان جاذبه
در این روش از میدان جاذبه زمین به عنوان محرک خارجی جهت پایدارسازی ماهواره و جهت‌گیری آن به سمت زمین استفاده می‌شود. اساس این روش مبتنی است بر استفاده از یک جرم متمرکز که به وسیله یک بازو در فاصله معین از مرکز جرم ماهواره به سمت زمین قرار می‌گیرد. این روش دارای دقت محدودی است و عمدتاً در مدارهای LEO کاربرد دارد. یکی از معایب این روش محدودیت در پایدارسازی محور ندیر است که جهت رفع این عیب معمولاً از یک گشتاور ساز مغناطیسی80 یا یک چرخ عکس‌العملی81 در کنار این مجموعه استفاده می‌شود.
پایدارسازی چرخشی
این روش خود شامل دو نوع است:
پایدارسازی دورانی ساده
پایدارسازی دورانی دوگانه
در روش ساده کل ماهواره حول یک محور دوران می‌کند و حول آن محور یک سختی ژیروسکوپی ایجاد می‌گردد. اما در روش دوم ماهواره از دو بخش چرخان و ثابت تشکیل شده است و سختی ژیروسکوپی از دوران بخش چرخان حاصل می‌شود.
روش دورانی ساده دارای دقت متوسط و مکانیزم ساده‌ای است (معمولاً دوران مورد نیاز در حین جدایش ماهواره و تزریق در مدار توسط تراسترهای یک بار مصرف ایجاد می‌شود) .
روش دورانی دوگانه دارای دقت خوب و البته مکانیزم پیچیده‌ای است. بخصوص در طراحی مکانیزم یاتاقان‌ها استفاده شده در بخش چرخان ماهواره.
پایدارسازی مومنتومی
در این روش یک چرخ مومنتومی82به طور دائم در حال دوران است و ایجاد سختی ژیروسکوپی حول محور دوران خود می‌کند. با تغییر دور چرخ می‌توان گشتاور کنترلی مورد نیاز را تولید کرد. نکته مهم در استفاده از این روش لزوم تخلیه مومنتوم چرخ است، که معمولاً با استفاده از یک گشتاور دهنده مغناطیسی یا تراستر این کار صورت می‌گیرد، عدم تخلیه مومنتوم چرخ ممکن است باعث ایجاد پدیده تشدید در ماهواره گردد.
پایدارسازی سه محوره
این روش دقیق‌ترین و هزینه‌ برترین روش کنترل و پایدارسازی ماهواره است که می‌تواند بیشترین دقت را تأمین کند، استفاده از این روش در ماهواره‌های مخابراتی بسیار متداول است. در این روش ما حول سه محور ماهواره می‌توانیم پایداری و کنترل داشته باشیم.
در این روش معمولاً از ترکیب سه تایی چرخ‌های عکس‌العملی، مومنتومی یا ژیروسکوپ‌های کنترل ممان83 برای پایدارسازی سه محور استفاده می‌شود.
در این تحقیق با توجه به محدوده دقت تعیین وضعیت، ماهواره‌ها با مأموریت مشابه، الزامات و محدودیت‌های قابلیت اطمینان مجموعه، بسته‌هایی از زیرمجموعه تعیین و کنترل وضعیت پیشنهاد میشود.
با توجه به پایگاه داده و تجربه می توان مقدار دقت نشانه روی را به صورت ضریبی از دقت تعیین وضعیت ارائه کرد.
(3-1)
Pointing accuracy=τ.(Determination accuracy)
که در رابطه (3-1) τ یک ضریب تجربی است که مقدار آن بین (3 تا 10) است.

جدول ‏34: روشهای پایدارسازی و دقتهای قابل حصول با توجه به طول عمر[11]
طول عمر
روش پایدار سازی
دقت (درجه)
مزایا
معایب
بیش از 10 سال
گرادیان جاذبهای
Gravity Gradient
نیمه غیرفعال
Semi passive
10-5
غیر فعال، ساده، نشانه روی پیوسته زمین، کم هزینه، قابلیت اطمینان بالا
مفید در ارتفاعات پایین، عمل به صورت اغتشاش در صورت وجود حاصلضربهای اینرسی بزرگ (ماهواره LANDSAT) عدم کنترل یاو، نوسانات در اثر خمش حرارتی بوم، تمایل به وارونگی، بدون قابلیت مانور (مانور پذیری یاو با عملگر فعال)

نیمه فعال
Semi Active
5-1

7 تا 10 سال
چرخان
Spin
تک چرخشی
Normal Spin
5-1
غیر فعال، ساده، کم هزینه، ایجاد سفتی ژیروسکپی، قابلیت اطمینان بالا
پایداری تک محوره، اینرسیال، سلول خورشیدی متصل به بدنه، کارایی کم در جذب توان، جمع آوری داده توسط حسگرها محدود به چرخش، چرخش پایدار حول محور حداکثر ممان اینرسی، نیاز به عملگر فعال جهت میراسازی لنگش، بدون قابلیت مانور
5 تا 10 سال

دو چرخشی
Dual – Spin
1-1/0
مرتفع شدن برخی معایب تک چرخشی به علت نصب محموله و آنتنها در قسمت غیر چرخان، کارایی کم در جذب توان، قابلیت نشانه روی به سمت زمین و چرخش حول محور حداقل ممان اینرسی
پیچیده، دو محوره، افزایش هزینه، کاهش قابلیت اطمینان، حساس به عدم تعادل جرمی، بدون قابلیت مانور
5 تا 15 سال
سه محوره

ممنتوم بایاس
Momentum –Bias
1-1/0
مشابه دوچرخشی
پیچیده، دو محوره، پر هزینه، کاهش قابلیت اطمینان، بدون قابلیت مانور
3 تا 7 سال
3- Axis
بایاس صفر
Zero- Bias
1/0-001/0
قابلیت مانور بالا حول هر سه محور
بسیار پیچیده، پرهزینه، کاهش قابلیت اطمینان
با توجه به توضیحات ارائه شده در جدول ‏34 این پیشنهاداتی جهت برآورد دقت‌های مختلف ارائه شده است.

جدول ‏35: بسته‌های پیشنهادی برای ADCS[1]
محدود دقت
بسته پیشنهادی برایADCS

ط
ر
ح کنترلی
ترکیب اجزا
1×〖10〗^(-3)
سه محوره
چرخ عکس‌العملی یا جایروهای کنترل ممان +حسگر ستاره‌ای+گشتاوردهنده مغناطیسی+مغناطیس سنج+جی پی اس
1×〖10〗^(-3) – 5×〖10〗^(-2)
سه محوره
چرخ عکس العملی یا جایروهای کنترل ممان +جایروسکوپ+حسگر ستاره‌ای +گشتاور دهنده مغناطیسی+مغناطیس سنج +جی پی اس
1×〖10〗^(-3) – 1×〖10〗^(-1)
سه محوره
چرخ عکس‌العملی یا جایروهای کنترل ممان +حسگر خورشید+ گشتاور دهنده مغناطیسی + مغناطیس سنج + جی پی اس
1×〖10〗^(-1) – 1
مومنتومی
چرخ مومنتومی + حسگر خورشید + گشتاور دهنده مغناطیسی + مغناطیس سنج + جی پی اس
1×〖10〗^(-1) – 1
چرخشیدو محوره
چرخ مومنتومی + حسگر خورشید + گشتاور دهنده مغناطیسی + مغناطیس سنج + جی پی اس
5×〖10〗^(-1) -2
چرخشی
گشتاور دهنده مغناطیسی+حسگر زمین+ مغناطیس سنج + جی پی اس
2
گرادیان جاذبه
بوم + حسگر زمین + گشتاور دهنده مغناطیسی + مغناطیس سنج + جی پی اس
از آنجایی که محدوده دقت و کاربرد اجزای زیر مجموعه تعیین و کنترل وضعیت (حسگرها و عملگرها) به طور دقیق مشخص نیست، محدوده‌ها و بسته‌های آورده شده در جدول ‏35 دارای قطعیت کامل نیستند و صرفاً به جهت سهولت در روند طراحی و داشتن توانایی تفکیک و انتخاب اجزا، این دسته بندی ارائه شده است. در استفاده از ژیروسکوپ ها اغلب از یک حسگرهای ستاره یا خورشیدی برای تصحیح ژیروسکوپ و تولید اطلاعات مناسب استفاده می‌شوند.
عموماً گشتاور دهنده مغناطیسی در اغلب ماهواره‌های به سه منظور استفاده می‌شود:
به عنوان یک عملگر مستقل در زمانی که نیاز به دقت بالا نباشد.
به عنوان جبران کننده عملکرد دیگر عملگرها.
به عنوان تخلیه کننده مومنتوم دیگر عملگرها.
از جی پی اس به عنوان یک حسگر تعیین موقعیت مداری و همچنین تعیین وضعیت استفاده می‌شود.
طراحی آماری
با توجه به توضیحات داده شده و آشنائی‌های ایجاد شده در مورد زیرمجموعه کنترل وضعیت به طراحی زیر مجموعه می‌پردازیم.در این راستا با استفاده از پیوست 1روند نمای شکل ‏316 ارائه می‌شود.و در ادامه تک تک بلوکهای روند نما توضیح داده می شود .

شکل ‏316: روند نمای طراحی زیر مجموعه کنترل وضعیت
با توجه به بررسی‌ها و نتایج حاصله از تحلیل‌های انجام شده با استفاده از نرم افزار spss و datafittt فروانی تجمعی طرح‌های کنترلی بکار گرفته در شکل ‏317آورده شده است.

شکل ‏317: فروانی تجمعی طرح‌های کنترلی بکار گرفته شده
با توجه به الگوریتم ارائه شده پس از تعیین مأموریت و وزن ماهواره و مدار آن که در فصل قبل بدست آمده است با توجه به شکل ‏318نوع طراحی زیرمجموعه بدست می‌آید.

شکل ‏318: تعیین طرح کنترلی با توجه به وزن و نوع مدار
البته در صورت در دست نبودن همزمان وزن و نوع مدار می‌توان با توجه به شکل ‏319و شکل ‏320نیز می‌توانیم طراحی مان را ادامه دهیم.
تفسیر نمودار شکل ‏319و شکل ‏320 :در صورت موجود بودن وزن با توجه به شکل ‏319 و در صورت موجود بودن نوع مدار و وزن ماهواره با توجه به شکل ‏320 که در آن نوع مدار در محور افقی و محدوده وزن در محور عمودی سمت راست با رنگ های مختلف مشخص است که با توجه به این دوداده نوع طرح کنترلی مشخص می گردد .

شکل ‏319: تعیین طرح کنترلی با توجه به وزن

شکل ‏320: تعیین طرح کنترلی با توجه به نوع مدار
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 ‏21 مشاهده 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. طراحی در ادامه طبق روند نمای شکل ‏316 انجام میگیرد.
دادههای در نظر گرفته شده الف- جرم کل ماهواره که 5910 کیلوگرم، ب- نوع مدار است.
تعیین نوع مدار با توجه به فصل قبل که در نتیجه GEO می باشد.
تعیین طرح کنترلی با توجه به وزن و نوع مدار با توجه به شکل ‏318که در نتیجه مود کنترلی Spin stabilization می باشد.
حال برای ارزیابی نتایج طراحی واقعیت طراحی شده و نتایج طراحی آماری را در جدول ‏36آوردیم.
جدول ‏36: مقایسه مثال حل شده با مقدار واقعی
پارامتر مورد نظر
واقعیت ساخته شده
طراحی آماری
درصد اختلاف میزان واقعی با طراحی آماری تدوین شده
مود کنترلی
Spin stabilization
Spin stabilization
0
مدار
GEO
GEO
0

نتایج محاسبات آماری
در این قسمت از پایانامه نتایج فرآیندهای آماری انجام شده در جدول ‏37آورده شده است .لازم بذکر است که در فصل 1 به نحوه محاسبات آماری ویک نمونهاز روند انجام شده اشاره نمودهایم .

جدول ‏37:پارامترهای آماری محاسبه شده
نمودار
واریانس با توجه به آزمون Eta
ضریب همبستگی
نوع همبستگی
شکل ‏318: تعیین طرح کنترلی با توجه به وزن و نوع مدار
0.901
0.80
بسیار قوی
شکل ‏319: تعیین طرح کنترلی با توجه به وزن
0.979
0.908
بسیار قوی
شکل ‏320: تعیین طرح کنترلی با توجه به نوع مدار
0.933
0.88
بسیار قوی

زیرمجموعه مخابرات
معرفی زیر مجموعه مخابرات[18]
زیر سامانه‌های ماهواره با کنار هم قرار گرفتن، مجموعه ماهواره را تشکیل می‌دهند. سلامت کار تمام زیر
سامانه‌ها با ارسال سیگنال‌های فرمان و دریافت سیگنال‌های تله متری کنترل می‌شود. زیر سامانه‌هایی که به محموله مخابراتی مربوط می‌شوند، مهم‌ترین بخش‌های عملیاتی ماهواره هستند.[12]
زیر مجموعه مخابرات به طور کلی وظیفه ارتباط بین ایستگاه زمینی و سامانه فضایی را بر عهده دارد. اولین گام برای ایجاد این ارتباط استفاده از یک محدوده فرکانسی ثابت میباشد. به همین علت قدم اول در طراحی، انتخاب باند فرکانس کاری میباشد که انتخاب آن منوط به هدف مأموریت، تکنولوژی ساخت و… میباشد. پس از انتخاب باند مورد نظر، هر کشور موظف است بسته به نوع فعالیت خود از سازمان تخصیص فرکانس بین المللی مجوز فعالیت در آن باند را دریافت کند. در نهایت این سازمان عدد دقیق محدوده کاری را مشخص می‌کند تا بدین صورت از ایجاد اخلال در مجموعه‌های ارتباطی جلوگیری به عمل آید.
یکی از عواملی که در طراحی خط ارتباطی بسیار تأثیرگذار است، مدار ماهواره است. چنانچه ماهواره در مدار زمین آهنگ باشد. به جهت اینکه موقعیت ماهواره نسبت به زمین ثابت است، ایستگاه زمینی می‌تواند یک ایستگاه کوچک ثابت باشد و دیگر نیازی به ردیابی ماهواره توسط آنتن

Author: mitra5--javid

پاسخی بگذارید

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