طراحی کنترلر تطبیقی برای مدل دینامیکی حرکت وضعی فضاپیمابا در نظر گرفتن اثرات انعطاف پذیری و تلاطم سوخت

در پژوهش حاضر، ابتدا مدل دینامیکی سه بعدی از حرکت وضعی یک فضاپیما با ملحقات انعطاف پذیر و تلاطم سوخت در مخزن ارائه می گردد. فضاپیما شامل یک بدنه صلب مرکزی با دو آرایه خورشیدی انعطاف پذیر است که به صورت یکسرگیردار به آن متصل شده، مخزن سوخت نیز درون بدنه مرکزی جایدهی گردیده است. تلاطم سوخت در شرایط بدون جاذبه و عدم حضور بردار نیروی تراست مدلسازی شده، برای این منظور، یک معادل دینامیکی سه بعدی سیستم جرم-فنر از سیال درون مخزن ارائه می گردد. بدین ترتیب فضاپیما به عنوان یک سیستم چند جسمی انعطاف پذیر مدل می شود و این مدل ریاضی به کمک فرمولاسیون لاگرانژ، که براساس روشهای انرژی استوار است، استخراج می گردد. معادلات حاصله از جنس معادلات غیرخطی و کوپل است که به کمک فرضیات ساده کننده، حول سه کانال دستگاه بدنی خطی می گردد. در ادامه کنترلر تطبیقی مدل مرجع برای مدل دینامیکی فضاپیما طراحی می شود، بدین منظور ابتدا دو تئوری کنترل تطبیقی مدل مرجع خطی و غیرخطی معرفی شده و برای سه مدل دینامیکی خطی تک محوره، طراحی و پیاده سازی می شود. پس از آن عملکرد همین قوانین کنترلی بر روی مدل غیرخطی سه کاناله بررسی می گردد. به منظور تحلیل مقاوم بودن کنترلر، از روشهای مرسوم عددی استفاده می شود، روش بکار رفته در اینجا بر مبنای وجود عدم قطعیت بر روی پارامترهای مدل دینامیکی و حلقه کنترلی است. هرچند که در این مطالعه، سخت افزار سیستم کنترل مدل نمی شود ولی آنچه که مسلم است سخت افزارهای کنترلی دارای خطا هستند. ملاک بررسی مقاوم بودن کنترلرها، وجود عدم قطعیت برروی متغیرهای قابل اندازه گیری سیستم (خروجی سنسورها) و تأخیر نامشخص ولی کراندار در فیدبک متغیرهای حالت در حلقه ی کنترلی (تأخیر عملگرها) است.