نویسندگان

• حسین بلندی ¹
• بهمن قربانی واقعی ²
• فرهاد فانی صابری ³

¹ دانشگاه علم و صنعت ایران

² دانشگاه علم و صنعت

³ دانشگاه صنعتی امیرکبیر - پژوهشکده علوم و فناوری فضا

چکیده

سیستم کنترل وضعیت یک ماهواره با پایداری گرادیان جاذبه‌ای به منظور جهت‌گیری دائم به سمت زمین و ایجاد پایداری به نسبت ممان اینرسی زیاد نیاز دارد. در چنین ماهواره‌هایی، نسبت ممان اینرسی بسیار زیاد سبب کوچک‌شدن بدنة اصلی ماهواره و کاهش قابلیت‌های مأموریت می‌شود. در این مقاله، نسبت ممان اینرسی به‌وسیلة یک فرمول بسته بر اساس فعالیت‌های گذشته، چنان کاهش داده می‌شود که بتوان قابلیت اضافه‌کردن پانل‌های خورشیدی و مأموریت‌های بیشتر را فراهم کرد. چرخش ماهواره به سمت خورشید با چرخش ماهواره حول محور بوم به‌دست می‌آید که در تلفیق با چرخش ماهواره بدور زمین سبب ایجاد خطا در راستای محور رول می‌شود. به منظور کاهش این خطا، می‌توان سرعت چرخش ماهواره حول محور بوم را کاهش داد. در راستای تحقق این راه حل، با اضافه‌کردن یک چرخ عکس‌العملی در راستای بوم گرادیان جاذبه‌ای، توسعة شرط پایداری سیستم گرادیان جاذبه‌ای، قابلیت چرخش ماهواره به‌صورت متناوب و تک‌جهته به سمت خورشید ایجاد می‌شود. در این‌راستا، قانون کنترل برای چرخ در دو حالت زوایای کوچک و بزرگ چنان طراحی می‌شود که گشتاور مورد نیاز و اندازه حرکت زاویه‌ای چرخ محدود باشد. در نهایت با شبیه‌سازی بر روی دینامیک و مشخصات یک ماهواره فعال در مدار و در نظر گرفتن ملاحظات عملی، صحت عملکرد سیستم کنترل وضعیت نشان داده می‌شود.

کلیدواژه‌ها

• کنترل وضعیت ماهواره
• گرادیان جاذبه‌ای
• جهت‌گیری به سمت خورشید

عنوان مقاله [English]

Design of Attitude Control System of an Axisymmetric Satellite with Gravity Gradient Stabilization and Slow Spinning about Yaw Axis

نویسندگان [English]

• حسین بلندی ¹
• بهمن قربانی واقعی ²
• فرهاد فانی صابری ³

چکیده [English]

Attitude control system of satellite with Gravity Gradient stabilization requires high moments of inertia ratio for providing stability and continuous orientation toward Earth. Although, this high ratio causes satellite has small body and reduce mission capability. In this paper, moments of inertia ratio is reduced using a closed form formula based on our previous work, in such a way that it could be provided more missions by augmented solar panels to satellite. Solar orientation could be yielded by rotating satellite about gravity gradient boom (yaw rotation). Interaction between yaw rotation and satellite rotation around Earth causes biased-attitude error in roll axis. To overcome this problem, it is necessary to reduce yaw rotation by adding a reaction wheel toward boom direction. To realization this method, stability criteria of gravity gradient is developed and control law for small and large angles rotation is designed in such a way that angular momentum and moment constraints of reaction wheel to be satisfied. Finally, fine performance of attitude control system will be illustrated with simulation based on specification of an on-orbit satellite and actual consideration

کلیدواژه‌ها [English]

• Attitude control of satellite
• Gravity gradient
• Slow spinning about yaw axis