کنترل بهینه نزدیک حداقل زمان ماهواره دارای اجزاء انعطاف‌پذیر در مانورچرخشی
نویسندگان
چکیده
دراین مقاله، به منظور به حداقل رساندن مدت زمان مانور چرخشی فضاپیماهای عامل و نیز ماهواره‌ها، با توجه به محدودیت و هزینه حمل منابع انرژی در فضا، استفاده از کنترل‌کننده‌های حداقل زمان به شکل bang-bang مورد بررسی قرار می‌گیرد. اگر فقط مود جسم صلب در مسئله کنترلی در نظر گرفته شود، به‌دلیل تغییر مقدار ناگهانی ورودی کنترلی، مودهای انعطافی سیستم تحریک خواهند شد و اجزای انعطاف‌پذیر ماهواره به ارتعاش در خواهند آمد. به منظور پیشگیری از این ارتعاشات و با سعی در حفظ حداقل بودن مدت زمان مانور، با هدف نرمتر کردن تغییرعلامت دادن تابع کنترلی از حالت ناگهانی، به طراحی کنترلر بهینه تقریبی پرداخته شده است. توجه داریم که در واقعیت نیز اعمال نیرو یا گشتاور کنترلی به صورت ناگهانی نبوده و با تأخیرات زمانی ناشی از ثابت زمانی اجزای سیستم کنترل، وجود جهش با نرخ نامحدود نا ممکن است. طراحی این کنترلر بهینه واقعگرایانه، با واردکردن قیود مشتقات اول و دوم این تابع در معادلات وضعیت، و تبدیل مسئله کنترل بهینه حداقل زمان به مسئله بهینه سازی با توابع مقید، صورت می‌گیرد. سپس برای بررسی عملکرد این کنترلر، اعمال آن بر یک ماهواره نمونه مورد بحث قرار می‌گیرد. در به‌دست آوردن معادلات دینامیک مسئله، فرض می‌شود که بالکهای خورشیدی تنها اجزای انعطافی ماهواره‌اند. در طراحی کنترلر، برای سادگی فقط مودجسم صلب استفاده شده، ولی اثرات ورودی کنترلی به‌دست‌آمده بر روی مدل انعطافی سیستم مورد مطالعه قرارگرفته است. نتایج بدست‌آمده از شبیه‌سازی مجموعه، بیانگر عملکرد مطلوب کنترلر بهینه پیشنهادی است.
کلیدواژه‌ها
عنوان مقاله [English]
Near-Minimum Time Optimal Control of Flexible Spacecraft during Slewing Maneuver
نویسندگان [English]
- A. Ebrahimi
- S. A.A. Mousavian
- and M. Mirshams
The rapid growth of space utilization requires extensive construction, and maintenance of space structures and satellites in orbit.
This will, in turn, substantiate application of robotic systems in space. In this paper, a near-minimum-time optimal control law is developed for a rigid space platform with flexible links during an orientating maneuver with large angle of rotation. The time optimal control solution for the rigid-body mode is obtained as a bang-bang function and applied to the flexible system after smoothening the control inputs to avoid stimulation of the flexible modes. This will also reflect practical limitations in exerting bang-bang actuator forces/torques, due to delays and non-zero time constants of existing actuation elements. The smoothness of the input command is obtained by reshaping its profile based on consideration of additional first-order and second-order derivative constraints. The platform is modeled as a linear undamped elastic system that yields an appropriate model for the analysis of planar rotational maneuvers. The developed control law is applied on a given satellite during a slewing maneuver. The simulation results show that the modified realistic optimal input compared to the bang-bang solution agrees well with the practical limitations and also alleviates the vibrating motion of the flexible appendage, which reveals the merits of the new control law developed here.
کلیدواژه‌ها [English]
- Slewing spacecraft
- Flexible elements
- optimal control
- Command shaping
)