نوع مقاله : علمی پژوهشی

نویسندگان

1 دانشجوی دکتری، دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایران

2 دانشیار، دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایران

3 دانشیار، دانشکده مهندسی فناوری‌های نوین، دانشگاه شهید بهشتی، تهران، ایران

چکیده

از مهم‌ترین پیش‌شرط‌های انجام موفق آزمون‌های کنترل وضعیت در سیمولاتور آزمایشگاهی دینامیک وضعیت فضاپیما، انطباق حداکثری مرکز جرم پلتفرم با مرکز دوران آن برای حذف گشتاور اغتشاشی جاذبه می‌باشد. در این مقاله استخراج یک مدل دینامیکی مناسب برای پلتفرم دارای نابالانسی جرمی انجام شده و سپس روشی اصولی برای پایدارسازی آن توسط کنترل‌کننده خطی همراه با شرایط پایداری ارائه می‌شود. در روش پیشنهادی، ابتدا بردار موقعیت مرکز جرم پلتفرم تخمین زده می‌شود. سپس یک قانون کنترل تناسبی-مشتقی با جابجایی خودکار دو جرم محور افقی پلتفرم را با صفحه افق محلی هم‌تراز کرده و انحرافات مرکز جرم در این صفحه را خنثی می‌کند. در مرحله پایانی، انحراف مرکز جرم از مرکز دوران در راستای قائم مجدداً تخمین زده شده و توسط مکانیزم جابجایی جرم این محور خنثی و بالانس جرمی در راستای سه محور تکمیل می‌شود. در شبیه‌سازی از معادلات دینامیک غیرخطی استفاده شده و محدودیت سرعت عملگر کنترلی لحاظ شده است. نتایج نشان‌دهنده عملکرد مطلوب روش پیشنهادی در کاهش قابل توجه گشتاور پسماند ناشی از نابالانسی می‌باشد.

کلیدواژه‌ها

موضوعات

عنوان مقاله [English]

Automatic Mass Balancing of Spacecraft Attitude Simulator by Parameter Estimation and Linear Control

نویسندگان [English]

  • M. Barati 1
  • Mehdi Sabzehparvar 2
  • M. Navabi 3

1 Ph.D. Candidate, Department of Aerospace Engineering, Amirkabir University of Technology, Tehran, Iran

2 Associate Professor, Department of Aerospace Engineering, Amirkabir University of Technology, Tehran, Iran

3 Associate Professor, Faculty of New Technologies Engineering, Shahid Beheshti University, Tehran, Iran

چکیده [English]

In order to perform attitude control ground experiments, it is crucial to ensure the center of mass of the platform is coincident with the center of rotation as accurate as possible. In this paper, a linearized dynamic model of the imbalanced attitude platform is derived and a linear controller is methodically designed to stabilize the system by mass relocation. The stability conditions of the system under the proposed controller are derived. The balancing procedure starts with a parameter estimation method to estimate the center of mass offsets. Next, the PD controller is applied to align the platform’s horizontal plane with the local horizontal level. Finally, the imbalance in vertical axis can be estimated and compensated to complete the automatic mass balancing. Actuator limitations and nonlinear equations of motion are implemented in numerical simulations and the results demonstrate the effectiveness of the proposed method in significantly reducing the residual imbalance torque on the simulated platform.

کلیدواژه‌ها [English]

  • Automatic mass balancing
  • Spacecraft attitude simulator
  • Parameter estimation
  • Linear control
[1]   J. L. Schwartz, M. A. Peck, and C. D. Hall, “Historical review of air-bearing spacecraft simulators,” J. Guid. Control. Dyn., vol. 26, no. 4, pp. 513–522, 2003, https://doi.org/10.2514/2.5085.
[2]   M. Wilde, C. Clark, and M. Romano, “Historical survey of kinematic and dynamic spacecraft simulators for laboratory experimentation of on-orbit proximity maneuvers,” Prog. Aerosp. Sci., vol. 110, p. 100552, 2019, https://doi.org/10.1016/j.paerosci.2019.100552.
[3]   J. S. Young, “Balancing of a small satellite attitude control simlator on an air bearing,” Utah State Univ., 1998.
[4]   A. Bahu and D. Modenini, “Automatic mass balancing system for a dynamic CubeSat attitude simulator: development and experimental validation,” CEAS Sp. J., vol. 12, pp. 597–611, 2020, https://doi.org/10.1007/s12567-020-00309-5.
[5]   R. Fullmer, “Dynamic ground testing of the skipper attitude control system,” in 34th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, p. 103, 1996, https://doi.org/10.2514/6.1996-103.
[6]   A. McCafferty-Leroux, A. Newton, and S. A. Gadsden, “An improved nanosatellite attitude control simulator for experimental research,” in Sensors and Systems for Space Applications XVI, SPIE, pp. 43–52, 2023, https://doi.org/10.1117/12.2675437.
[7]   H. T. Xuan et al., “From PID to L1 adaptive control for automatic balancing of a spacecraft three-axis simulator,” Int. J. Emerg. Technol. Adv. Eng, vol. 6, no. 1, pp. 77–86, 2016.
[8]   R. Silva, S. Battistini, R. Borges, and C. Cappelletti, “Center of mass compensation of a nanosatellite testbed based on the extended kalman filter,” in 4th IAA Conference on University Satellite Missions and CubeSat Workshop, 2017, pp. 595–606.
[9]   J. J. Kim and B. N. Agrawal, “Automatic mass balancing of air-bearing-based three-axis rotational spacecraft simulator,” J. Guid. Control. Dyn., vol. 32, no. 3, pp. 1005–1017, 2009, https://doi.org/10.2514/1.34437.
[10] S. Chesi et al., “Automatic mass balancing of a spacecraft three-axis simulator: Analysis and experimentation,” J. Guid. Control. Dyn., vol. 37, no. 1, pp. 197–206, 2014, https://doi.org/10.2514/1.60380.
[11] J. Prado et al., “Three-axis air-bearing based platform for small satellite attitude determination and control simulation,” J. Appl. Res. Technol., vol. 3, no. 3, pp. 222–237, 2005.
[12] J. Bryła et al., “Compact and lightweight 3D printed platform for testing attitude determination and control system of small satellites,” Int. J. Multiphys., vol. 15, no. 4, pp. 397–408, 2021, https://doi.org/10.21152/1750-9548.15.4.397.
[13] E. Alnaqbi et al., “Design and Implementation of an Attitude Determination and Control Subsystem testbed for up to 12-U CubeSat,” in AIAA AVIATION 2023 Forum, 2023, p. 3814. https://doi.org/10.2514/6.2023-3814.