ردیابی و کنترل وضعیت نسبی یک ماهواره در حضور دینامیک موقعیت و اغتشاش جسم سوم با استفاده از کنترلر مود لغزشی

روش هندسی یکی از روش‌های غیرخطی حرکت نسبی بزرگ‌مقیاس است که در همه خروج از مرکزیت‌ها و فاصله‌های نسبی استفاده می شود. در این مقاله، معادلات حرکت نسبی برای مدارهای اغتشاش‌یافته توسعه داده‌شده است. با استفاده از پارامترهای نسبی به‌دست‌آمده از روش هندسی، یک قانون کنترل ردیابی وضعیت نسبی برای کاربرد ارسال اطلاعات یک ماهواره به ماهواره دیگر در حضور دینامیک موقعیت و عدم قطعیت پارامتری طراحی شده است. برای جهت‌گیری آنتن ماهواره، برخی پارامترهای نسبی مانند موقعیت نسبی، سرعت نسبی و... موردنیاز است که با تئوری حرکت نسبی به دست می‌آیند. هدف و مسیر ردیابی ماهواره موردنظر، ماهواره دومی است که در مدار خود در حرکت است. به دلیل وجود عدم قطعیت در دینامیک سیستم باید از کنترلر مقاوم برای به دست آوردن قانون کنترل استفاده کرد. به همین دلیل، از تئوری کنترل مقاوم مود لغزشی استفاده‌شده است که نسبت به عدم قطعیت‌ها و همچنین اغتشاشات خارجی پایدار است. عدم قطعیت در ممان اینرسی ماهواره به دلیل تلاطم سوخت ماهواره در طی این مانور وضعیت است. درنهایت یک قانون کنترل مناسب طراحی شده که در برابر این عدم قطعیت‌ها مقاوم بوده و دقت خوبی دارد.

Tracking and relative attitude control of satellite in the presence of position dynamics and third-body perturbation with SMC

The geometric method is one of the nonlinear methods of largescale relative motion that is used for all the eccentricity and relative distances. In this paper, the relative motion equations for perturbed orbits are developed in the presence of third body. The purpose of this paper is to design a control law to track and control the relative attitude of one satellite in the presence of position dynamics and uncertainty of the moment of inertia. For the orientation of satellite, it is first necessary through the theory of relative motion, to obtain some relative parameters such as position and relative velocity, and so on. The geometric method is used to obtain relative parameters. After obtaining relative parameters, we must track and control the dynamic equations for the target trajectory. Due to the uncertainty in the dynamics of the system, a robust controller must be used to obtain control law. Sliding mode control theory is used to obtain control law. The uncertainty in the satellite inertia is considered due to fuel sloshing during this maneuver. Finally, an appropriate control law is designed that is resistant to uncertainties and has good accuracy.