کنترل تحمل پذیر عیب مانور مداری ماهواره مبتنی بر عملگر مجازی

در این مقاله، برای مانور ماهواره‌های مدار پایین زمین که در معرض کاهش اثرگذاری و عیب های جمع شونده عملگر و همچنین اغتشاشات طبیعی مانند درگ اتمسفر، گرانش زمین، تابش خورشیدی و جسم سوم هستند، از یک کنترل تحمل‌پذیر عیب مبتنی بر عملگر مجازی استفاده می‌شود. در رویکرد مورد استفاده، نیازی به واحدی مجزا جهت تشخیص، جداسازی و شناسایی خطا نیست. ویژگی اصلی این رویکرد، ارائه عملکردی یکسان برای سیستم نامی و سیستم معیوب است زیرا عیب های عملگر و اغتشاشات به دلیل قرار دادن یک عملگر مجازی بین پلنت معیوب و کنترل کننده نامی از کنترل کننده نامی پنهان می شوند.نحوه استناد به این مقاله برای هدف مانور ماهواره، با استفاده از دینامیک مداری کپلر که تنها تحت گرانش زمین قرار دارد، پارامترهای مدار ثانویه مطلوب، محاسبه می‌شوند. علاوه بر این، از دینامیک مداری مبتنی بر شش عنصر مداری اصلاح شده استفاده شده است که از تکینگی جلوگیری می کند. سپس با استفاده از پارامترهای مدار مطلوب، عناصر مداری حرکت نسبی محاسبه و در قوانین کنترل به کار می روند. برای نشان دادن اثربخشی روش کنترل، سناریویی از مانور ماهواره با دینامیک مداری کپلر که تحت تاثیر اغتشاشات طبیعی و عیب های عملگر است، به مدت 42 روز شبیه سازی می شود. این ماهواره دارای سطح مقطع موثر m2 0.56 است و از روز 32ام عیب در عملگر آن رخ می دهد. نتایج، عملکرد بالاتر روش پیشنهادی را در مقایسه با کنترل کننده های سنتی مانند lqr نشان می دهد

fault tolerant control of satellite orbital maneuvering based on virtual actuator

in this article, a fault tolerant control based on a virtual actuator is used for the maneuvering of low earth orbit satellites that are subject to the loss of the effectiveness and additive actuator faults as well as natural disturbances such as atmospheric drag, earth’s gravity, solar radiation and third body. in the approach used, there is no need for a separate unit to detect, isolate and identify the error. the main feature of this approach is to provide the same performance for the nominal system and the faulty system since the actuator faults and disturbances are hide from the nominal controller due to placing a virtual actuator between the faulty plant and the nominal controller.how to cite this article for the purpose of satellite maneuvering, using kepler’s orbital dynamics, which is affected only by the earth’s gravity, the desired second orbit parameters are calculated. in addition, orbital dynamics based on six modified orbital elements have been used, which avoids singularities. then, using the desired orbit parameters, the relative motion elements are calculated and used in the control laws. to demonstrate the effectiveness of the control method, a maneuvering scenario of a satellite with kepler’s orbital dynamics that affected by natural disturbances and the actuator faults, is simulated for 42 days. the satellite has an effective cross-sectional area of 0.56 m2, and an actuator fault is occurred since the 32nd day. the results show higher performances the proposed method compared with conventional controllers like lqr