به خطای نصب، نیاز به باربرداری از اشباع
ژایروی کنترل ممان
01/0-1000
1-001/0
سه محوره، پیچیده، گران، دقت بسیار بالا، پاسخ و مانور سریع
طرحهای کنترل وضعیت [9]
در اینجا به معرفی مختصری از طرحهای کنترل وضعیت میپردازیم.
پایدارسازی گرادیان جاذبه
در این روش از میدان جاذبه زمین به عنوان محرک خارجی جهت پایدارسازی ماهواره و جهت‌گیری آن به سمت زمین استفاده میشود. اساس این روش مبتنی است بر استفاده از یک جرم متمرکز که به وسیله یک بازو در فاصله معین از مرکز جرم ماهواره به سمت زمین قرار میگیرد. این روش دارای دقت محدودی است و عمدتاً در مدارهای LEO کاربرد دارد. یکی از معایب این روش محدودیت در پایدارسازی محور ندیر است که جهت رفع این عیب معمولاً از یک گشتاور ساز مغناطیسی80 یا یک چرخ عکس‌العملی81 در کنار این مجموعه استفاده میشود.
پایدارسازی چرخشی
این روش خود شامل دو نوع است:
پایدارسازی دورانی ساده
پایدارسازی دورانی دوگانه
در روش ساده کل ماهواره حول یک محور دوران می‌کند و حول آن محور یک سختی ژیروسکوپی ایجاد می‌گردد. اما در روش دوم ماهواره از دو بخش چرخان و ثابت تشکیل شده است و سختی ژیروسکوپی از دوران بخش چرخان حاصل میشود.
روش دورانی ساده دارای دقت متوسط و مکانیزم ساده‌ای است (معمولاً دوران مورد نیاز در حین جدایش ماهواره و تزریق در مدار توسط تراسترهای یک بار مصرف ایجاد میشود) .
روش دورانی دوگانه دارای دقت خوب و البته مکانیزم پیچیده‌ای است. بخصوص در طراحی مکانیزم یاتاقان‌ها استفاده شده در بخش چرخان ماهواره.
پایدارسازی مومنتومی
در این روش یک چرخ مومنتومی82به طور دائم در حال دوران است و ایجاد سختی ژیروسکوپی حول محور دوران خود می‌کند. با تغییر دور چرخ می‌توان گشتاور کنترلی مورد نیاز را تولید کرد. نکته مهم در استفاده از این روش لزوم تخلیه مومنتوم چرخ است، که معمولاً با استفاده از یک گشتاور دهنده مغناطیسی یا تراستر این کار صورت میگیرد، عدم تخلیه مومنتوم چرخ ممکن است باعث ایجاد پدیده تشدید در ماهواره گردد.
پایدارسازی سه محوره
این روش دقیق‌ترین و هزینه برترین روش کنترل و پایدارسازی ماهواره است که می‌تواند بیشترین دقت را تأمین کند، استفاده از این روش در ماهواره‌های مخابراتی بسیار متداول است. در این روش ما حول سه محور ماهواره می‌توانیم پایداری و کنترل داشته باشیم.
در این روش معمولاً از ترکیب سه تایی چرخ‌های عکس‌العملی، مومنتومی یا ژیروسکوپ‌های کنترل ممان83 برای پایدارسازی سه محور استفاده میشود.
در این تحقیق با توجه به محدوده دقت تعیین وضعیت، ماهوارهها با مأموریت مشابه، الزامات و محدودیت‌های قابلیت اطمینان مجموعه، بسته‌هایی از زیرمجموعه تعیین و کنترل وضعیت پیشنهاد میشود.
با توجه به پایگاه داده و تجربه می توان مقدار دقت نشانه روی را به صورت ضریبی از دقت تعیین وضعیت ارائه کرد.
(3-1)
Pointing accuracy=τ.(Determination accuracy)
که در رابطه (3-1) τ یک ضریب تجربی است که مقدار آن بین (3 تا 10) است.
جدول 3 4: روشهای پایدارسازی و دقتهای قابل حصول با توجه به طول عمر[11]
طول عمر
روش پایدار سازی
دقت (درجه)
مزایا
معایب
بیش از 10 سال
گرادیان جاذبهای
Gravity Gradient
نیمه غیرفعال
Semi passive
10-5
غیر فعال، ساده، نشانه روی پیوسته زمین، کم هزینه، قابلیت اطمینان بالا
مفید در ارتفاعات پایین، عمل به صورت اغتشاش در صورت وجود حاصلضربهای اینرسی بزرگ (ماهواره LANDSAT) عدم کنترل یاو، نوسانات در اثر خمش حرارتی بوم، تمایل به وارونگی، بدون قابلیت مانور (مانور پذیری یاو با عملگر فعال)
نیمه فعال
Semi Active
5-1
7 تا 10 سال
چرخان
Spin
تک چرخشی
Normal Spin
5-1
غیر فعال، ساده، کم هزینه، ایجاد سفتی ژیروسکپی، قابلیت اطمینان بالا
پایداری تک محوره، اینرسیال، سلول خورشیدی متصل به بدنه، کارایی کم در جذب توان، جمع آوری داده توسط حسگرها محدود به چرخش، چرخش پایدار حول محور حداکثر ممان اینرسی، نیاز به عملگر فعال جهت میراسازی لنگش، بدون قابلیت مانور
5 تا 10 سال
دو چرخشی
Dual – Spin
1-1/0
مرتفع شدن برخی معایب تک چرخشی به علت نصب محموله و آنتنها در قسمت غیر چرخان، کارایی کم در جذب توان، قابلیت نشانه روی به سمت زمین و چرخش حول محور حداقل ممان اینرسی
پیچیده، دو محوره، افزایش هزینه، کاهش قابلیت اطمینان، حساس به عدم تعادل جرمی، بدون قابلیت مانور
5 تا 15 سال
سه محوره
ممنتوم بایاس
Momentum –Bias
1-1/0
مشابه دوچرخشی
پیچیده، دو محوره، پر هزینه، کاهش قابلیت اطمینان، بدون قابلیت مانور
3 تا 7 سال
3- Axis
بایاس صفر
Zero- Bias
1/0-001/0
قابلیت مانور بالا حول هر سه محور
بسیار پیچیده، پرهزینه، کاهش قابلیت اطمینان
با توجه به توضیحات ارائه شده در جدول 3 4 این پیشنهاداتی جهت برآورد دقتهای مختلف ارائه شده است.
جدول 3 5: بسته‌های پیشنهادی برای ADCS[1]
محدود دقت
بسته پیشنهادی برایADCS
طرح کنترلی
ترکیب اجزا
1×〖10〗^(-3)
سه محوره
چرخ عکس‌العملی یا جایروهای کنترل ممان +حسگر ستاره‌ای+گشتاوردهنده مغناطیسی+مغناطیس سنج+جی پی اس
1×〖10〗^(-3) – 5×〖10〗^(-2)
سه محوره
چرخ عکس العملی یا جایروهای کنترل ممان +جایروسکوپ+حسگر ستاره‌ای +گشتاور دهنده مغناطیسی+مغناطیس سنج +جی پی اس
1×〖10〗^(-3) – 1×〖10〗^(-1)
سه محوره
چرخ عکس‌العملی یا جایروهای کنترل ممان +حسگر خورشید+ گشتاور دهنده مغناطیسی + مغناطیس سنج + جی پی اس
1×〖10〗^(-1) – 1
مومنتومی
چرخ مومنتومی + حسگر خورشید + گشتاور دهنده مغناطیسی + مغناطیس سنج + جی پی اس
1×〖10〗^(-1) – 1
چرخشیدو محوره
چرخ مومنتومی + حسگر خورشید + گشتاور دهنده مغناطیسی + مغناطیس سنج + جی پی اس
5×〖10〗^(-1) -2
چرخشی
گشتاور دهنده مغناطیسی+حسگر زمین+ مغناطیس سنج + جی پی اس
2
گرادیان جاذبه
بوم + حسگر زمین + گشتاور دهنده مغناطیسی + مغناطیس سنج + جی پی اس
از آنجایی که محدوده دقت و کاربرد اجزای زیر مجموعه تعیین و کنترل وضعیت (حسگرها و عملگرها) به طور دقیق مشخص نیست، محدوده‌ها و بسته‌های آورده شده در جدول 3 5 دارای قطعیت کامل نیستند و صرفاً به جهت سهولت در روند طراحی و داشتن توانایی تفکیک و انتخاب اجزا، این دسته بندی ارائه شده است. در استفاده از ژیروسکوپ ها اغلب از یک حسگرهاي ستاره يا خورشيدی براي تصحیح ژیروسکوپ و توليد اطلاعات مناسب استفاده مي‌شوند.
عموماً گشتاور دهنده مغناطیسی در اغلب ماهواره‌های به سه منظور استفاده میشود:
به عنوان یک عملگر مستقل در زمانی که نیاز به دقت بالا نباشد.
به عنوان جبران کننده عملکرد دیگر عملگرها.
به عنوان تخلیه کننده مومنتوم دیگر عملگرها.
از جی پی اس به عنوان یک حسگر تعیین موقعیت مداری و همچنین تعیین وضعیت استفاده میشود.
طراحی آماری
با توجه به توضیحات داده شده و آشنائی‌های ایجاد شده در مورد زیرمجموعه کنترل وضعیت به طراحی زیر مجموعه میپردازیم.در این راستا با استفاده از پیوست 1روند نمای شکل 3 16 ارائه میشود.و در ادامه تک تک بلوکهای روند نما توضیح داده می شود .
شکل 3 16: روند نمای طراحی زیر مجموعه کنترل وضعیت
با توجه به بررسی‌ها و نتایج حاصله از تحلیل‌های انجام شده با استفاده از نرم افزار spss و datafittt فروانی تجمعی طرحهای کنترلی بکار گرفته در شکل 3 17آورده شده است.
شکل 3 17: فروانی تجمعی طرحهای کنترلی بکار گرفته شده
با توجه به الگوریتم ارائه شده پس از تعیین مأموریت و وزن ماهواره و مدار آن که در فصل قبل بدست آمده است با توجه به شکل 3 18نوع طراحی زیرمجموعه بدست می‌آید.
شکل 3 18: تعیین طرح کنترلی با توجه به وزن و نوع مدار
البته در صورت در دست نبودن همزمان وزن و نوع مدار می‌توان با توجه به شکل 3 19و شکل 3 20نیز می‌توانیم طراحی مان را ادامه دهیم.
تفسیر نمودار شکل 3 19و شکل 3 20 :در صورت موجود بودن وزن با توجه به شکل 3 19 و در صورت موجود بودن نوع مدار و وزن ماهواره با توجه به شکل 3 20 که در آن نوع مدار در محور افقی و محدوده وزن در محور عمودی سمت راست با رنگ های مختلف مشخص است که با توجه به این دوداده نوع طرح کنترلی مشخص می گردد .
شکل 3 19: تعیین طرح کنترلی با توجه به وزن
شکل 3 20: تعیین طرح کنترلی با توجه به نوع مدار
حل مثال نمونه و ارزیابی نتیجه
در این قسمت جهت ارزیابی کلی الگوریتم ارائه شده به حل مثال نمونه با استفاده از دادههای آماری جمع آوری شده برای یک ماهواره میپردازیم. برای این کار از اطلاعات ماهواره Anik F2 که در جدول 2 1 مشاهده میشود استفاده مینماییم.
همان طور مشخص است جهت حفظ روند کلی از اطلاعات جدول ذیل فقط از مأموریت و وزن ماهواره به عنوان داده اولیه استفاده می‌کنیم و از مابقی اطلاعات به عنوان مرجع جهت سنجش روند در پایان استفاده می‌کنیم. طراحی در ادامه طبق روند نمای شکل 3 16 انجام میگیرد.
دادههای در نظر گرفته شده الف- جرم کل ماهواره که 5910 کیلوگرم، ب- نوع مدار است.
تعیین نوع مدار با توجه به فصل قبل که در نتیجه GEO می باشد.
تعیین طرح کنترلی با توجه به وزن و نوع مدار با توجه به شکل 3 18که در نتیجه مود کنترلی Spin stabilization می باشد.
حال برای ارزیابی نتایج طراحی واقعیت طراحی شده و نتایج طراحی آماری را در جدول 3 6آوردیم.
جدول 3 6: مقایسه مثال حل شده با مقدار واقعی
پارامتر مورد نظر
واقعیت ساخته شده
طراحی آماری
درصد اختلاف میزان واقعی با طراحی آماری تدوین شده
مود کنترلی
Spin stabilization
Spin stabilization
0
مدار
GEO
GEO
0
نتایج محاسبات آماری
در این قسمت از پایانامه نتایج فرآیندهای آماری انجام شده در جدول 3 7آورده شده است .لازم بذکر است که در فصل 1 به نحوه محاسبات آماری ویک نمونهاز روند انجام شده اشاره نمودهایم .
جدول 3 7:پارامترهای آماری محاسبه شده
نمودار
واریانس با توجه به آزمون Eta
ضریب همبستگی
نوع همبستگی
شکل 3 18: تعیین طرح کنترلی با توجه به وزن و نوع مدار
0.901
0.80
بسیار قوی
شکل 3 19: تعیین طرح کنترلی با توجه به وزن
0.979
0.908
بسیار قوی
شکل 3 20: تعیین طرح کنترلی با توجه به نوع مدار
0.933
0.88
بسیار قوی
زیرمجموعه مخابرات
معرفی زير مجموعه مخابرات[18]
زیر سامانه‌های ماهواره با كنار هم قرار گرفتن، مجموعه ماهواره را تشكیل می‌دهند. سلامت كار تمام زیر سامانه‌ها با ارسال سیگنال‌های فرمان و دریافت سیگنال‌های تله متری كنترل میشود. زیر سامانه‌هایی كه به محموله مخابراتی مربوط می‌شوند، مهم‌ترین بخش‌های عملیاتی ماهواره هستند.[12]
زير مجموعه مخابرات به طور کلی وظيفه ارتباط بين ايستگاه زمينی و سامانه فضايی را بر عهده دارد. اولين گام برای ايجاد اين ارتباط استفاده از يک محدوده فرکانسی ثابت میباشد. به همين علت قدم اول در طراحی، انتخاب باند فرکانس کاری ميباشد که انتخاب آن منوط به هدف مأموریت، تکنولوژی ساخت و… ميباشد. پس از انتخاب باند مورد نظر، هر کشور موظف است بسته به نوع فعاليت خود از سازمان تخصیص فرکانس بین المللی مجوز فعاليت در آن باند را دريافت کند. در نهايت اين سازمان عدد دقيق محدوده کاری را مشخص می‌کند تا بدين صورت از ايجاد اخلال در مجموعه‌های ارتباطی جلوگيری به عمل آيد.
يکي از عواملي که در طراحي خط ارتباطي بسيار تأثیرگذار است، مدار ماهواره است. چنانچه ماهواره در مدار زمين آهنگ باشد. به جهت اينکه موقعيت ماهواره نسبت به زمين ثابت است، ايستگاه زميني می‌تواند يک ايستگاه کوچک ثابت باشد و ديگر نيازي به رديابي ماهواره توسط آنتن ندارد، وظيفه اصلي ماهواره‌های مخابراتي جابجا کردن اطلاعات از يک نقطه به نقطه‌ای ديگر است. سرویس‌های ويدئو و تلويزيوني، مخابرات بين شهرها، مخابرات داده و مخابرات شخصي و موبايل جزو اين دسته از ماهوارهها قرار میگیرند. از طرفي به علت اينکه در مدار زمين آهنگ فاصله بين فرستنده و گيرنده زياد
