بهبود عملکرد کنترل وضعیت فضاپیما با عملگر دو وضعیتی تراستر و تلفیقگر پهنا و فرکانس پالس مرتبه کسری

در این مقاله عملکرد کنترل وضعیت یک فضاپیما با تلفیقگر پهنا و فرکانس پالس انتگرالی بررسی شده و تلفیقگر مذکور بصورت مرتبه کسری توسعه داده شده است. فضاپیما با عملگر تراستر دو وضعیتی روشن-خاموش با ترکیب قانون تناسبی-مشتقی و تلفیقگر کنترل می‌‌شود. به منظور تمرکز بیشتر در مطالعه رفتار تلفیقگر پیشنهادی، مدل عملگر بصورت ایده‌‌آل لحاظ شده، اگرچه که به دلیل استفاده از تلفیقگر سیستم کنترل غیرخطی است. میانگین مصرف سوخت و فعالیت عملگر به عنوان دو شاخص اصلی ارزیابی لحاظ شده و از طرفی مقدار میانگین مطلق خطای نشانه‌‌روی وضعیت فضاپیما نیز به عنوان شاخص مهم دیگر در مطالعه رفتار تلفیقگر پیشنهادی لحاظ شده است. به منظور مقایسه منصفانه نتایج، مسئله کنترل وضعیت به‌‌ازای شرایط مفروض یکسان و برای تلفیقگر مرتبه صحیح و مرتبه کسری انجام شده است. نتایج مقایسه‌‌ای به ازای تغییر توان کسری فیلتر تلفیقگر مرتبه کسری و بررسی سه معیار عملکرد مذکور انجام شده است. همچنین تاثیر عدم‌‌قطعیت ممان اینرسی فضاپیما، عدم قطعیت زاویه ورودی مرجع و دامنه اغتشاشات خارجی نیز مطالعه شده است. نتایج بدست آمده نشانگر تغییر معیار عملکرد به‌‌ازای تغییر مرتبه فیلتر کسری تلفیقگر بوده و عملکرد مناسب‌‌تر تلفیقگر پیشنهادی را به ازای بازه‌‌ای از توان‌‌های کسری نشان می‌دهد. نهایتاً به‌‌ازای شرایط مفروض شبیه‌‌سازی، با افزایش مرتبه انتگرال‌‌گیری تلفیقگر کسری، خطای نشانه‌‌روی افزایش یافته فعالیت عملگر کاهشی شده و مصرف سوخت اندکی افزایش و سپس کاهش می‌‌یابد. مزیت عمده این تلفیقگر در کنترل وضعیت فضاپیما، افزایش اختیارات طراح در انتخاب قابلیت‌‌هایی نظیر افزایش دقت نشانه‌‌روی یا کاهش مصرف سوخت یا کاهش فعالیت عملگر می‌‌باشد.

improving the spacecraft attitude control performance with on-off thruster actuator and fractional order pulse-width pulse-frequency modulator

this article, the problem of controlling the attitude of a spacecraft with integral pulse width and frequency integrator is investigated and the said integrator is developed as a fractional order. the spacecraft is controlled by a two-state on-off thruster actuator with a combination of proportional-derivative law and integrator. in order to focus more on studying the behavior of the proposed integrator, the operator model is ideally considered, although it is due to the use of a nonlinear control system integrator. average fuel consumption and operator activity are included as two main evaluation indicators, and on the other hand, the absolute average value of the sign error on spacecraft attitude is also included as another important indicator in the study of the behavior of the proposed integrator. in order to compare the results fairly, the situation control problem has been done for the same assumed conditions and for the integrator of integer order and fractional order. the comparative results for changing the fractional power of the fractional order integrator filter and checking the three performance criteria have been done. also, the influence of the uncertainty of the moment of inertia of the spacecraft, the uncertainty of the reference entry angle and the range of external disturbances have also been studied. the obtained results indicate the change of the performance criterion for changing the order of the fractional combiner filter and show the more appropriate performance of the proposed modulator for a range of fractional powers.