پیشینه تحقیق مدل سازی دینامیکی یک ماهواره دارای ۴۸ صفحه می باشد فایل پیشینه تحقیق به صورت ورد  word و قابل ویرایش می باشد. بلافاصله بعد از پرداخت و خرید لینک دنلود فایل نمایش داده می شود و قادر خواهید بود  آن را دانلود و دریافت نمایید . ضمناً لینک دانلود فایل همان لحظه به آدرس ایمیل ثبت شده شما ارسال می گردد.

فهرست مطالب

فصل اول مقدمه    ۴
۱- مقدمه    ۴
۱-۱- تاریخچه موضوع    ۶
فصل دوم مدل سازی دینامیکی    ۱۳
۲- مدلسازی دینامیکی    ۱۳
۲-۱- مدلسازی سیستمهای چند جسمی با اجزاء صلب- انعطافپذیر    ۱۷
۲-۱-۱- دیدگاه انباشتگی    ۱۷
۲-۱-۲- مدلسازی تعاملی صلب- انعطافپذیر    ۱۹
۲-۲- معادلات لاگرانژ در حالت شبهمختصات    ۲۴
۲-۲-۱- انگیزه روش شبه مختصات:    ۲۴
۲-۳- مدلسازی دینامیکی ماهواره با صفحات انعطافپذیر    ۲۷
۲-۳-۱- مدل تحلیلی    ۲۷
۲-۳-۲- مدل در نرمافزار ADAMAS    ۴۲
۳- فهرست مراجع    ۴۷

منابع

[۱] P. Guan and X.J. Liu, “Adaptive fuzzy sliding mode control for flexible satellite”, Elsevier Engineering Applications of Artifical Inteligence, No 18, pp 451-459, 2005.

[۲] P. Guan and X.J. Liu, “Fuzzy sliding mode control for flexible satellite”, ۴۴IEE Conference on Decision and Control”, and the Eropean Control Conference 2005 seville, Spain, pp. 1970-1975, December 2005.

[۳] B.N. Angrawal, R.S. Mcclelland, G. Song, “Attitude control of flexible spacecraft using Pulse-Width Pulse-Frequency modulated thrusters”, Space Technol, Vol, 17, No. 1, pp, 15-34, 1997.

]۴[ اصغر ابراهیمی، سید علی اکبر موسویان و مهران میرشمس، “کنترل بهینه نزدیک حداقل زمان ماهواره دارای اجزای انعطاف­پذیر در مانور چرخشی” مجله استقلال، سال ۲۴، شماره ۲، اسفند ۱۳۸۴٫

]۵[ اصغر ابراهیمی، سید علی اکبر موسویان و مهران میرشمس، “کنترل بهینه نزدیک حداقل زمان ماهواره دارای اجزای انعطاف­پذیر در مانور زاویه­ای Pitch” پنجمین کنفرانس سراسری و دومین کنفرانس بین­المللی انجمن هوافضای ایران، صفحه ۹-۱۷،بهمن ۱۳۸۲٫

[۶] E. Garcia, J. Inman, “Modeling of the slewing control of a flexible structure”, Journal of Guidance and Control, Vol. 14,No. 4, 1991.

[۷] Y.Lin, G. Lin, “General attitude maneuverin of spacecraft with flexible structure”, Journal of Guidance and Control, Vol. 18, No. 2, March-April 1995.

[۸] H. Bang, C.K. Ha, J.H. Kim, “Flexible spacecraft attitude maneuver by application of sliding mode control”, Acta Astronautica, 2005.

[۹]H. Qinglei, M. Guangfu, “Variable structure control and active vibration suppression of flexible spacecraft during attitude maneuver”, Aerospace Science and Technology, Vol. 9, pp 307-317, 2005.

[۱۰] A. lyer, N. Sigh, “Sliding mode control of flexible spacecreft under disturbance torque”, Processing of the 27th Conference on Decision and Control, Astin, Texas, December 1998.

[۱۱] A. Skullestad, M. Gilbert, “Hinfinity control of a gravity gradiant stabilized satellite”, Control Engineering Practice, Vol. 8, pp 975-983, 2000.

[۱۲] S.L. Ballois, G. Duc, “Hinfinity control of earth observation satellite”, Journal of Guidance, Control and Dynamic, Vol.19, No. 3, May-June 1996.

[۱۳] B. Bouulet, A. Francis, C. Hughes and T. hong, Uncertainty modeling and experiments in hinfinity control of large flexible space structure, IEEE Transactions on Control System Technology, Vol. 5, No. 5, September 1997.

[۱۴] H. Fujii, T. Ohtsuka, S. Udou, “Mission function control for a slew maneuver experiment”, Journal of Guidance and Control, Vol. 14, No. 5, 1991.

[۱۵] D. Martin, E. Bryson, “Attitude control of a flexible spacecraft”, Journal of Guidance and Control, Vol. 3, No. 1, Jan-Feb, 1980.

[۱۶] J. Breakwell, “Optimal feedback slewing of flexible spacecraft”, Journal of Guidance and Control, Vol. 4, No. 5, 1981.

[۱۷] G. Singh, P.T. Kabamba, N.H. Mcclamroch, “Planar, timal-optimal, rest-to-rest slewing maneuvers of flexible spacecraft”, Journal of Guidance and Control, Vol. 12, No. 1, Jan-Feb, 1989.

فصل اول مقدمه

۱- مقدمه

صفحات خورشیدی در ماهواره­ها به طور گسترد­ه­ای در انجام جذب انرژی خورشید مورد استفاده قرار می­گیرند. از این انرژی برای ایجاد انرژی لازم برای در مدار باقی ماندن ماهواره ­ها استفاده می­شود. این انرژی به ماهواره سرعت لازمه مورد نیاز برای در مدار باقی ماندن را می­دهد. ماهواره­ها تا زمانی که انرژی لازم برای داشتن سرعت لازمه در حرکت بر روی مدار را داشته باشند می­توانند در مدار مورد نظر خود حرکت کنند. به محض این که این انرژی به پایان برسد، ماهواره از مدار خارج شده و در حرکتی مارپیچی شکل به داخل جو زمین آمده و سقوط می­کنند. طراحی این صفحات خورشیدی کاری دقیق و با تکنولوژی بالا محسوب می­شود. اغلب صفحات خورشیدی موجود به طریقی طراحی و ساخته می­شوند که سختی لازم را دارا باشند تا قسمت اصلی ماهواره بتواند با حداقل ارتعاشات به موقعیت نهایی مطلوب خود برسد.  البته این سختی نباید با استفاده از طراحی­های سنگین و حجیم به­دست آید. چرا که، وجود صفحات خورشیدی صلب سنگین، باعث افزایش وزن کلی ماهواره خواهد شد. از طرف دیگر، وجود اجزا انعطاف­پذیر بر روی ماهواره­ها مانند صفحات خورشیدی، بازوهای بلند یک ربات فضایی و یا میله آنتن مخابراتی یک ماهواره، منجر به در نظر گرفتن تمهیداتی برای مقابله با اثرات انعطاف­پذیری می­گردد. به عنوان مثال اگر دوربین تعبیه شده بر روی بدنه ماهواره قصد گرفتن عکس از زمین را داشته باشد، ارتعاشاتی که از صفحات خورشیدی بر روی بدنه ماهواره تاثیر می­گذارند، مانع از گرفتن عکسی با کیفیت بالا از سطح زمین خواهند شد. سیستم­های چندجسمی شامل اجزا صلب و انعطاف­پذیر، از نظر دینامیکی شامل اجزاء پیوسته­ای هستند که از معادلات دیفرانسیل معمولی و جزئی جفت شده و غیرخطی تبعیت می­کنند. حل تحلیلی چنین سیستم­هایی تقریباً امکان­پذیر نمی­باشد. مشکل اصلی این سیستم­ها، مسئله ارتعاش عضوهای انعطاف­پذیر به دلیل سختی کم آنها می­باشد. روش­های متفاوتی برای مدل­سازی سیستم­های دینامیکی انعطاف­پذیر ارائه شده است. مدل­های ریاضی چنین سیستم­هایی عموماً از قضایای انرژی استخراج می­شوند. برای یک جسم صلب ساده، انرژی جنبشی براساس سرعت­های خطی و دورانی و همچنین انرژی پتانسیل براساس موقعیت مراکز جرم در میدان جاذبه بیان می­شود. در دینامیک اجسام چند جسمی، یک دستگاه اینرسی به عنوان دستگاه مرجع کلی برای تشریح حرکت یک سیستم چندجسمی به کار می­رود. همچنین یک دستگاه واسطه که به هر یک از اجزاء انعطاف­پذیر متصل است که جابه­جایی­ها و چرخش نسبی جسم را تعقیب می­کند. حرکت نسبت به این دستگاه واسطه نوعاً فقط به دلیل تغییر شکل جسم می­باشد. این انتخاب محاسبات نیروهای داخلی را ساده می­سازد، چرا که اندازه تنش­ها و کرنش­ها تحت حرکت جسم صلب تغییر نمی­کنند. همانند تانسور تنش کوشی و تانسور کرنش کوچک که می­تواند برای محاسبه نیروها نسبت به دستگاه واسطه مورد استفاده قرار بگیرد. این تانسورها منجر به یک نیروی خطی در این جابجایی نسبی می­شوند. نوع عمده از دستگاه واسطه که مورد استفاده قرار می­گیرند دستگاه شناور خوانده می­شوند. دستگاه شناور، حرکت جسم اصلی از ذره یا مولفه انعطاف­پذیر داخلی را تعقیب می­کند. یکی دیگر از روش­های مدل­سازی دینامیکی اجسام چندجسمی شامل اجزاء صلب و انعطاف­پذیر استفاده از ویژگی­های نرم­افزارهای ANSYS و ADAMS به طور همزمان است. نرم­افزار ANSYS با استفاده از روش المان محدود قادر به انجام آنالیز ارتعاشی و نرم­افزار ADAMS توانایی حل معادلات دینامیکی صلب و انعطاف­پذیر را در یک محیط داراست. با ترکیب این دو نرم­افزار قادر خواهیم بود با دقت بالایی مختصات تعمیم­یافته مورد نظر را به­دست آوریم. در بخش کنترل چنین سیستم­هایی با چالش­های بسیاری مواجه هستیم به این ترتیب که در اثر خیز الاستیک اجزای انعطاف­پذیر، سنسورهای اندازه­گیری دستگاه ناوبری مقادیر خطاداری را نشان می­دهند که حلقه کنترلی در مواجهه با این اثرات دچار عملکرد نامطلوب می­گردد. برای جلوگیری از این مشکل یکی از بهترین استراتژی­ها حذف نوسانات از روی اندازه­گیری­ها با استفاده از فیلترهای باریک و سیستم­های تطبیقی می­باشد. به این ترتیب می­توانیم با استفاده از کنترلرهایی ساده، سیستم­های دینامیکی پیچیده را به راحتی کنترل کنیم. نبود سنسور بر روی اجزاء انعطاف­پذیر دیگر چالش پیش روی است. برای حل این مسئله می­توانیم از اثرات ارتعاشی که اجزاء انعطاف­پذیر بر روی اجزاء صلب می­گذارند استفاده کنیم.

در این مقاله به مدل­سازی دینامیکی یک ماهواره که شامل یک بدنه صلب مرکزی و دو صفحه انعطاف­پذیر می­پردازیم. مدل­سازی دینامیکی ابتدا با استفاده از روش لاگرانژ در حالت شبه­مختصات و سپس با استفاده از دو نرم­افزارهای ANSYS و ADAMS انجام گرفته است. در بخش کنترلی نیز از یک سیستم تطبیقی مدل مرجع و فیلتر باریک برای حذف ارتعاشات بر روی سرعت زاویه­ای بدنه صلب ماهواره استفاده شده است. در نهایت نتایج شبیه­سازی این کنترلر آورده شده و مزیت­های آن مورد بررسی قرار گرفته است.

۱-۱- تاریخچه موضوع

آقای لی و همکاران در ]۱[ و ]۲[ کنترل وضعیت یک ماهواره انعطاف­پذیر که دارای پنل­های خورشیدی می­باشد را توسط کنترل تطبیقی مود لغزشی بررسی کرده­اند. در روش پیشنهادی عملکرد سیستم بهبود یافته و باعث کاهش گشتاور کنترلی اعمالی به ماهواره شده است ولی معادلات حاصله به شدت پیچیده است.

آقای سونگ و همکاران ]۳[ کنترل وضعیت یک ماهواره انعطاف­پذیر را انجام داده­اند. در این پژوهش یک تراستر به روش مدولاتور فرکانس پالس پنای پالسی شبیه­سازی شده و از کنترل bang-bang استفاده شده است.

آقایان ابراهیمی و همکارانش در ]۴[ و ]۵[ طراحی کنترل­کننده بهینه حداقل زمان برای ماهواره­های انعطاف­پذیر در مانور چرخشی مورد مطالعه قرار داده­اند. در این پژوهش پنل­های خورشیدی به عنوان اجزای انعطاف­پذیر در نظر گرفته شده است. پنل­ها به صورت تیر یک سر در گیر مدل شدند. در طراحی کنترلر، مود صلب در نظر گرفته شده ولی اثرات ورودی کنترلی بر روی مدل انعطافی سیستم مورد مطالعه قرار گرفته است.

در مرجع ]۶[ مسئله مدل­سازی یک تیر الاستیک در حال چرخش که یک طرف آن مفصل و طرف دیگر آن آزاد است، بیان شده است. همچنین در این مقاله عملگر ماهواره به صورت یک موتور الکتریکی DC مدل شده است.

در مرجع ]۷[ مانور وضعیت سه محوره ماهواره الاستیک مورد بررسی قرار گرفته است. سیستم کنترلی دارای سه بخش می­باشد:

۱-تعین مسیر کنترلی مرجع ، این مسیر با فرض صلب بودن ماهواره محاسبه می­شود. این مسیر با مینیمم کردن مقدار انرژی مورد نیاز محاسبه شده است.

۲-حذف جابجایی ضمیمه الاستیک که به­خاطر حرکت وضعی ایجاد شده است.

۳-سیستم هدایت به وضعیت مطلوب نهایی.

در مرجع ]۸[ مانور سه محوره الاستیک با استفاده از تئوری کنترل مدلغزشی انجام شده است. سطح لغزش به صورت زیر انتخاب شده است:

بردار سرعت زاویه­ای،  خطای کواترنیون و  کشتاور عکس­العمل داخلی است. این گشتاور بیانگر ممان وارده بر ماهواره به خاطر ارتعاشات ضمیمه الاستیک است.

در مرجع ]۹[ از ترکیب روش مدلغزشی و کنترل فعال ارتعاشات به منظور مانور تک محوره ماهواره الاستیک استفاده شده است. در این مقاله از پیزوالکتریک به عنوان عملگر کنترل ارتعاشات استفاده شده است و معادلات حرکت وضعی ماهواره با پیزوالکتریک استخراج شده است. سطح لغزش به صورت زیر طراحی شده است:

خطای زوایای اویلر است. برای کنترل ارتعاشات از روش Positive Position Feedback استفاده شده است.

در مرجع ]۱۰[ از روش مدلغزشی به منظور مانور وضعیت استفاده شده است. سطح لغزش به صورت زیر انتخاب شده است:

به منظور حذف ارتعاشات از یک عملگر که در انتهای ضمیمه لاستیک قرار دارد و نیروی متمرکز به انتهای ضمیمه اعمال می­کند، استفاده شده است.

در مرجع ]۱۱[ کنترل وضعیت یک ماهواره پایدار گرادیان جاذبه با استفاده از روش  بیان شده است. در این مقاله بوم گرادیان جاذبه با تیر اویلر-برنولی یک سر درگیر-یک سر آزاد مدل شده است. طراحی کنترلر ممان وارده بر ماهواره ناشی از ارتعاشات به صورت اغتشاش ورودی به ماهواره در نظر گرفته شده است. کنترلر با استفاده از Mixes Seinsitivity به صورت زیر طراحی شده است:

اغتشاش ورودی به سیستم،  خطا،  تابع حساسیت،  تابع مکمل حساسیت و  است.

تمامی فایل های پیشینه تحقیق و پرسشنامه و مقالات مربوطه به صورت فایل دنلودی می باشند و شما به محض پرداخت آنلاین مبلغ همان لحظه قادر به دریافت فایل خواهید بود. این عملیات کاملاً خودکار بوده و توسط سیستم انجام می پذیرد. جهت پرداخت مبلغ شما به درگاه پرداخت یکی از بانک ها منتقل خواهید شد، برای پرداخت آنلاین از درگاه بانک این بانک ها، حتماً نیاز نیست که شما شماره کارت همان بانک را داشته باشید و بلکه شما میتوانید از طریق همه کارت های عضو شبکه بانکی، مبلغ  را پرداخت نمایید.