Küçük uydularda doğrusal olmayan yönelme dinamiği ve üç eksende manyetik PD ve kayma kipli kontrolcü tasarımı

Abstract

Bu tez çalışmasında, küçük uyduların salt manyetik eyleme ile üç eksende yönelme kontrolü problemi ele alınmıştır. Öncelikle, manyetik yönelme kontrolü ile ilgili olarak ayrıntılı bir literatür taraması gerçekleştirilmiştir. Bu taramadan, salt manyetik yönelme kontrolü üzerinde son yıllarda yoğun şekilde çalışıldığı görülmüştür. Doğrusal olmayan modeli elde edilmiş olan kütle-çekim gradyanı torku etkisindeki uzay aracı yönelme dinamiğine, Edilgin Yunuslama Ön-Momentumu Yöntemi (EYÖMY)'nin etkisi, faz portreleri oluşturularak ve Poincaré kesitleri alınarak incelenmiştir. Bu yöntem, momentum tekerleğinin açısal momentumunun baskılayıcı dinamik etkisi sayesinde açık-çevrim dinamiklerin doğrusal olmayan karakterinin azaltılmasını sağlamıştır. Zaman cevapları elde edilerek gerçekleştirilen inceleme sonucunda ise, EYÖMY'nin ıraksak cevapları denge konumu etrafında salınır kılarak doğrusal olmayan sisteme kararlılık kazandırdığı görülmüştür. Yönelme kontrolü problemi, uydunun uçuşunun yörünge edinimi evresi için çözülmüştür. İlk olarak, salt manyetik kayma kipli kontrolcü kullanılmış ve yönelme açılarını iki buçuk, açısal hızları yaklaşık üç buçuk yörünge periyodunda denge değerlerine oturttuğu görülmüştür. Bu kontrolcüye türevsel etki katılarak elde edilen yeni kontrolcü zaman cevaplarının sıfıra oturma süresini standart kontrolcü ile elde edilene göre dört yörünge periyodu kadar kısaltmıştır. Ayrıca, bozuntu etkisindeki kapalı-çevrim sistem EYÖMY ile desteklendiğinde, daimi hal hatasının azaltılabildiği ortaya konmuştur. Yönelmesi üç eksende salt manyetik eyleme ile kontrol edilen küçük uydulara çevresel bozuntulara karşı gürbüzlük kazandırmak amacıyla bu edilgin yönteme başvurulabilir. Son olarak, standart ve türevsel etkili kayma kipli kontrolcüler, PD kontrolcü ile karşılaştırılmıştır. Her iki kayma kipli kontrol sisteminin geçiş rejimi başarımının, PD kontrol sistemininkinden belirgin şekilde üstün olduğu saptanmıştır.

The three-axis attitude control problem of small satellites using only magnetic actuators is considered. First, a detailed survey on magnetic attiude control is carried out. The effect of the passive pitch bias-momentum method (PPBMM) on the spacecraft nonlinear attitude dynamics subject to gravity gradient is analyzed by constructing phase portraits and taking Poincaré sections. This method reduces the nonlinear characteristics of the open-loop dynamics due to the dominating effect of the momentum wheel?s angular momentum. As the result of the analysis based on time responses, it is seen that the PPBMM makes the divergent responses oscillate around the equilibrium position. The attitude control problem is solved for the attitude. First, the magnetic sliding mode controller is used. This standard controller makes attitude angles and angular velocities settle to the equilibrium values in two and nearly three and an half orbital periods, respectively. The new controller, which is obtained by adding derivative action to the standard controller, enables responses to settle to zero four periods earlier than the standard controller does. In addition, it is pointed out that if the closed-loop system subject to disturbances is supported by the PPBMM, the steady state error can be reduced. Lastly, the standard controller and the one with derivative action are compared to the magnetic PD controller. It is concluded that both of the sliding mode controllers perform distinctively better than the PD controller in the transient regime.