طراحی الگوریتم تصحیح مسیر فضاپیما در مانور کاهش مدار با روش خطی‌سازی پسخوراند

هدف در این مقاله, طراحی و تصحیح مسیر یک فضاپیما در مانور کاهش مدار می‌باشد. این مانور کاهش مدار بر اساس الزامات سیستمی در یک پروژه واقعی تکلیف ‏شده و پارامترها و مقادیر آن توسط مهندسی سیستم آن پروژه تعیین شده است. به منظور حصول مانور مورد نظر, نیاز به تولید بردار تغییر سرعت توسط سیستم ‏پیشرانش می باشد اما در عمل, به دلیل عملکرد نامناسب و وجود عدم قطعیت‌ها در سیستم پیشرانش, ممکن است بردار تغییر سرعت ایده‌آل محقق نشود. در نتیجه ‏فضاپیما از مسیر مطلوب کاهش مدار منحرف شده و این امکان وجود دارد که ماموریت فضاپیما با شکست مواجه شود. برای جلوگیری از این موضوع و جبران ‏انحراف به‌وجود آمده, قانون کنترل بدیعی بر اساس مدل کاول و مبتنی بر روش خطی‌سازی پسخوراند طراحی و عملکرد آن پس از تولید و بارگذاری مسیر مطلوب ‏کاهش مدار در قانون کنترل (با استفاده از المان‌های مداری), در طی یک مانور کاهش مدار ارزیابی شده است. در این مقاله با فرض ضربه‌ای بودن مانور کاهش مدار, ‏بردار تغییر سرعت لازم و زمان اعمال آن به فضاپیما برای قرار گرفتن در مسیر مطلوب کاهش مدار محاسبه می‌شوند. نتایج شبیه سازی نشان می دهند این قانون کنترل ‏که از لحاظ ساختار جدید می باشد با توجه به محدودیت های فنی و ظرفیت سیستم پیشرانش, توانایی جبران سازی 20% خطا در اندازه و 15% خطا در زاویه اعمال ‏بردار تغییر سرعت را در محدوده زمانی 350 ثانیه داراست.‏