نویسندگان
1 دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی
2 صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی
چکیده
در این مقاله، شبیه‌سازی سیستم کنترل وضعیت یک نانو ماهواره مجهز به عملگرهای ژیروسکوپی تک‌قابی با به‌کارگیری راهبردهای کنترلی مختلف، ارائه شده است. سیستم کنترل وضعیت در حالت پایداری وضعیت از راهبردهای LQR و LQG و در حالت مانوری ماهواره از راهبرد کنترل فیدبک کواترنیون استفاده می‌کند. در حالت پایداری وضعیت با خطی‌سازی معادلات دینامیکی غیرخطی ماهواره و عملگرهای ژیروسکوپی، کنترلرهای LQR و LQG طراحی شده‌اند؛ به‌طوری‌که در سایر تحقیقات صورت گرفته در این زمینه، از این کنترلرها در پایداری وضعیت استفاده نشده است. در حالت مانوری ماهواره نیز از یک کنترلر فیدبک کواترنیون به فرم خطی به منظور سیستم غیر خطی استفاده شده است. کارایی سیستم کنترل وضعیت و راهبردهای کنترلی ارائه شده برای یک نانو ماهواره مجهز به عملگرهای ژیروسکوپی تک‌قابی با آرایش هرمی در نرم‌افزار سیمولینک/ متلب بررسی شده است. نتایج شبیه‌سازی بیانگر تحقق پایداری وضعیت و مانور ماهواره در زوایای بزرگ و همچنین دقت بیشتر راهبردهای LQR و LQG در مقایسه با روش فیدبک کواترنیون است.
کلیدواژه‌ها
عنوان مقاله [English]
Attitude Stabilization and Manauvring of Agility Nanosatellite with Control Moment Gyros
نویسندگان [English]
- A.A Nikkhah 1
- J. Tayebi
- J. Roshanian 2
1
2
چکیده [English]
In this paper attitude control system of nanosatellite based on Single Gimbal Control Moment Gyroscope (SGCMG) is presented. A LQR/LQG method is developed for stability of satellite and a feedback quaternion strategy is used for maneuvering mode. In the stabilization mode LQR/LQG controllers are designed with linearization of nonlinear dynamic equation of satellite and control moment gyroscope, so that in other reseach didn’t use this controller in the stabilization mode of this system. In the maneuvering mode a feedback quaternion controller applyed for nonlinear system. Numerical simulations are provided to show the efficiency of the proposed controller for a nanosatellite with four single gimbal control moment gyroscope pyramid cluster. Results of simulations shown that LQR/LQG method is more accurate in compared with feedback quaternion controller.
کلیدواژه‌ها [English]
- Satellite attitude control
- Agility satellite
- Control Moment Gyroscope (CMG)
- Steering of CMG
- Singularity condition
- LQG/LQR
- Gersh, J. and Peck, M. “Violet: A High-Agility Nanosatellite for Demonstrating Small Control-Moment Gyroscope Prototypes and Steering Law,” AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference, Chicago, August 2009.
- Jacot, A. D. and Liska, D. J., “Control Moment Gyros in Attitude Control,”Journal of Spacecrafts and Rockets, Vol. 3, No.9, 1966, pp. 1313-1320.
- Margulies, and Aubrun,J. N., “Geometrical Theory of Single Gimbal Control Moment Gyro System,” The Journal of the Astronautical Sciences,Vol. XXVI, No.2, 1978, pp.159-191.
- Bedrossian, N.S., Paradiso, J., Bergman, E. and Rowell, D., “Redundant Single Gimbal Control Moment Gyroscope Singularity Analysis,” Journal of Guidance, Vol. 13, No. 6, 1990, pp. 1096-1099.
- Bedrossian, S., Paradiso, J. and Bergman, E., “Steering Law Design for Redundant Single Gimbal Control Moment Gyroscopes,” Journal of Guidance, Vol. 13, No.6, 1990, pp. 1083-1089.
- Vadali, S. R. Oh, H.S. and Walker, S., “Preferred Gimbal Angles for Single Gimbal Control Moment Gyroscopes,” Journal of Guidance, Control and Dynamics, Vol. 13, No. 6, 1990, pp. 1090-1095.
- Oh, H.S. and Vadali, S. R., “Feedback Control and Steering Laws forSpacecraft Using Single Gimbal Control Moment Gyros,” The Journal of the Astronautical Sciences, Vol. 39, No. 2, 1991, pp. 183-203.
- Meffe, G. and Stocking, M., “Momentum Envelope Topology of Single Gimbal CMG Arrays for Space Vehicle Control,” Proceedings of AAS Guidance and Control Conference, Keystone, CO., 1987.
- Kurokawa, H., “Constrained Steering Law of Pyramid-Type Control Moment Gyros and Ground Tests,” Journal of Guidance, Control and Dynamics, Vol. 20, No. 3, 1996, pp. 445-449.
- Wie, , Bailey, D. and Heiberg, C., “Singularity Robust Steering Logic for Redundant Single-Gimbal Control Moment Gyros,” Journal of Guidance, Control and Dynamics, Vol. 24, No. 5, 2001, pp. 865-871.
- Harland, M.and Lorenz, R. D., Space Systems Failures, Springer-Praxis, 2005.
- KrishnaKumar,“AdaptiveNeuro-ControlforSpacecraftAttitudeControl,”Procceding of the IEEE Conference on Control Applications, Aug. 1994.
- Unnikrishnan, N.,Balakrishnan, S.N.and Padhi, R., “Dynamicre-Optimizationofa SpacecraftAttitudeControllerinthePresenceofUncertainties,” Procceding of IEEE, Symposium on Intelligent Control, Munich, Germany, Oct. 2006.
- Makunis, W., “Adaptive Satellite Attitude Control in the Presense of Inertia and Cmg Gimbal Friction Uncertainties,” The Journal of the Astronautical Sciences, 56, No. 1, 2008, pp. 121–134.
- Leve, F. A. Developement of the Spacecraft Orientation Buoyancy Experimental Kiosk, (Thesis Ms.c.), University of Florida, 2008.
- Lappas, V. A Control Moment Gyro Based Attitude Control System for Agile Satellites, (Thesis PhD), University of Surrey, 2002.
- Sidi, M., Spacecraft Dynamics and Control, Cambridge Aerospace Series 7, 1997.
- Wie, B. and Lu, J., “Feedback Control Logic for Spacecraft Eigenaxis Rotations under Slow Rate and Control Constraints,” Journal of Guidance, Control and Dynamics, 18, No. 6, 1995, pp.1372-1379.
- Wie, B. and Weiss, H., “Quaternion Feedback Regulator for Spacecraft Eigenaxis Rotation,” Journal of Guidance, Control and Dynamics, 12, No. 3, 1989, pp. 375-380.
- Wie, B. and Barba, P. M., “Quaternion Feedback for Spacecraft Large Angle Maneuvers,” Journal of Guidance, Control and Dynamics, Vol. 8, No. 3, 1985, pp. 360–365.
)