در این پایان نامه سیستم کنترل تک محوره ماهواره بررسی می شود. ماهواره به صورت مدل صلب در نظر گرفته می شود و کنترل به وسیله دو دسته تراستر صورت می گیرد. ابتدا حل تحلیلی معادلات حرکت و نقاط برخورد با خطوط سوئیچ به ازای چهار نوع متفاوت کنترلر غیرخطی به دست می آید. سپس حل به دست آمده با حل عددی به منظور صحت سنجی مقایسه می شود. براساس نقاط برخورد با خطوط سوئیچ، معادلات مقدار مصرف سوخت و کل زمان مانور استخراج می شود. آنالیز حساسیت به ازای تغییر پارامترهای مختلف کنترلر صورت می گیرد و تغییرات زمان مانور و مقدار مصرف سوخت براساس تغییر هر یک از پارامترها بررسی می شود. براساس نمودارهای آنالیز حساسیت پایگاه قواعد فازی استخراج می شود و براساس آن یک کنترل کننده فازی طراحی می شود.

در این پایان نامه یک الگوریتم هدایت برای زاویه فراز حامل ماهواره با استفاده از هوش مصنوعی، به منظور بهبود عملکرد در مقابل اثر باد توسعه داده شده است. به همین منظور ابتدا یک رابطه فراز خطی وابسته به زمان برای بهبود عملکرد در مقابل اثر باد ارائه شده است. برای این هدف، یک ترم مکعب زمانی به رابطه مذکور اضافه شده که شامل یکسری بهره به منظور ارضاء قیود میانی پرواز شامل زاویه حمله و حاصلضرب فشار دینامیکی در زاویه حمله و همچنین قیود نهایی پرواز شامل بردار سرعت و ارتفاع پروازی برای مرحله اول پرواز می باشد. سپس یک الگوریتم هدایت فازی با چهار ورودی و یک خروجی توسعه داده شده است. خطای زاویه حمله، نرخ خطای زاویه حمله و جابجایی در جهات افقی و عمودی نسبت به میسر نامی به عنوان ورودی ها در نظر گرفته شده است و قانون هدایت خروجی دستور سرعت زاویه ای فراز را تولید می کند. در نهایت عملکرد الگوریتم هدایت با استفاده از شبیه سازی سه درجه آزادی ارزیابی شده است. نتایج شبیه سازی نشان می دهد که الگوریتم فازی طراحی شده عملکرد بهتری نسبت رابطه فراز خطی وابسته به زمان، خواهد داشت.

در این رساله، هدایت بهینه و مقاوم موشک در فازهای میانی و پایانی پرواز بر علیه اهداف ثابت و متحرک در فضای سه بعدی مورد بررسی قرار می گیرد. در فاز میانی پرواز، دو معیار عملکرد متداول که برای هدایت موشک در نظر گرفته می شود عبارتند از حداقل زمان پرواز و حداکثر سرعت نهایی موشک که به ترتیب معمولا برای اهداف نزدیک و دور استفاده می شود. ابتدا با استفاده از روش حل عددی گرادیان، مسأله هدایت بهینه در فاز میانی برای هر دو تابع هزینه مذکور شبیه سازی می شود. زمان نهایی بدست آمده از مسأله حداقل زمان و سرعت نهایی بدست آمده از مسأله حداکثر سرعت نهایی موشک، به ترتیب زمان نهایی بهینه و سرعت نهایی بهینه در نظر گرفته می شود. در ادامه، یک تابع هزینه ترکیبی متشکل از زمان پرواز و سرعت نهایی موشک با یک ضریب وزنی متغیر ارائه می شود. با به کارگیری حل عددی برای معیار عملکرد ترکیبی، این ضریب وزنی به گونه ای بدست می آید که اختلاف درصدی زمان نهایی بدست آمده از معیار عملکرد ترکیبی و زمان نهایی بهینه، با اختلاف درصدی سرعت نهایی بدست آمده از معیار عملکرد ترکیبی و سرعت نهایی بهینه، برابر باشد. به عبارت ساده تر، هر دو کمیت زمان نهایی و سرعت نهایی بدست آمده از معیار عملکرد پیشنهادی، با نسبت یکسان به مقادیر بهینه بسیار نزدیک می باشند. در ادامه با انجام شبیه سازی های متعدد برای شرایط نهایی مختلف، رابطه ای ریاضی برای این تابع وزنی بر حسب فاصله نسبی اولیه موشک و هدف و همچنین ارتفاع هدف استخراج می شود. در ادامه، برای فاز پایانی پرواز با در نظر گرفتن معادلات نسبی حرکت موشک و هدف و برای اهداف دارای مانور، با ارائه یک سطح سوئیچینگ جدید و با ترکیب قانون هدایت ناوبری تناسبی و تئوری کنترل مد لغزشی یک قانون هدایت ناوبری تناسبی مقاوم طراحی می شود. همچنین، با ترکیب روش کنترل بهینه sdre و تئوری کنترل مد لغزشی، یک قانون هدایت بهینه مقاوم برای فاز پایانی پرواز طراحی می شود. به منظور بررسی کارایی قوانین هدایت طراحی شده، برای سناریوهای مختلف شبیه سازی های متعددی انجام می شود و عملکرد آنها با قانون هدایت ناوبری تناسبی افزوده مقایسه می گردد. در مقایسه با قانون ناوبری تناسبی افزوده، مهمترین ویژگی قوانین هدایت مقاوم طراحی شده، مقاوم بودن در برابر اغتشاشات شتاب هدف و همچنین عدم نیاز به منحنی دقیق شتاب هدف می باشد.

در این پایان نامه، اثر مدل های مختلف دینامیک تراستر بر روی رفتار کنترل وضعیت یک ماهواره صلب با استفاده از دو دسته تراستر با گشتاور مخالف بررسی شده است. در بسیاری از منابع از دینامیک ایده آل یا ایده آل با تأخیر زمانی خالص به عنوان مدلسازی دینامیک تراستر بهره گرفته شده است، با این حال مطالعه اندکی برای مدل تأخیر زمانی خالص به همراه تابع تبدیل مرتبه اول و دوم برای دینامیک تراستر صورت پذیرفته است. دینامیک تراستر بکار گرفته شده در این تحقیق، متشکل از یک تأخیر زمانی خالص و یک تابع تبدیل مرتبه دلخواه با قطبهای یکسان (حاصلضرب تأخیرهای مرتبه اول یکسان) می باشد. این مدل، تقریبی برای دینامیکهای تراستر میباشد. در اینجا اثر این مدلهای مختلف برای دینامیک تراستر بررسی شده است. بنابراین، یک مطالعه قیاسی برای کنترل وضعیت تک محوره و سه محوره یک ماهواره صلب با استفاده از کنترلگرهای غیرخطی از نوع بنگ-بنگ، بنگ-بنگ با ناحیه مرده، اشمیت تریگر و مدولاتور پهنای پالس- فرکانس پالس صورت پذیرفته است. اثر مرتبه تابع تبدیل تراستر (تا مرتبه 5) بر روی رفتار کنترل وضعیت با استفاده از کنترلگرهای یاد شده، با استفاده از دو دسته تراستر با گشتاور مخالف بررسی شده است. تغییر علامت کنترلگرها توسط دو دسته تراستر به منظور بهبود دقت می باشد. مرتبه تابع تبدیل را می توان به عنوان یک عدم قطعیت برای مسئله کنترل وضعیت در نظر گرفت. نتایج شبیه سازی نشان می دهد که بسته به نوع کنترلگر و مقادیر پارامترها، می توان به نتایج متفاوتی به ازای مقادیر مختلف مرتبه تابع تبدیل تراستر دست یافت.