لطفا برای مشاهده چکیده به متن کامل (PDF) مراجعه فرمایید.

This article investigates the problem of simultaneous attitude and vibration Control of a flexible spacecraft to perform high precision attitude maneuvers and reduce vibrations caused by the flexible panel excitations in the presence of external disturbances, system uncertainties, and actuator faults. Adaptive integral Sliding Mode Control is used in conjunction with an attitude actuator fault iterative learning observer (based on Sliding Mode) to develop an active fault tolerant algorithm considering rigid-flexible body dynamic interactions. The discontinuous structure of fault-tolerant Control led to discontinuous commands in the Control signal, resulting in chattering. This issue was resolved by introducing an adaptive rule for the Sliding surface. Furthermore, the utilization of the sign function in the iterative learning observer for estimating actuator faults has not only enhanced its Robustness to external disturbances through a straightforward design, but has also led to a decrease in computing workload. The strain rate feedback Control algorithm has been employed with the use of piezoelectric sensor/actuator patches to minimize residual vibrations caused by rigid-flexible body dynamic interactions and the effect of attitude actuator faults. Lyapunov's law ensures finite-time overall system stability even with fully coupled rigid-flexible nonlinear dynamics. Numerical simulations demonstrate the performance and advantages of the proposed system compared to other conventional approaches.

علی رغم گسترش سیستم های AC، محرک های DC همچنان یکی از پرکاربردترین سیستم های درایو در صنعت می باشند. یکی از مسایلی که ممکن است تلاش های فراوان جهت طراحی یک کنترلر مناسب برای این سیستم ها را بی نتیجه کند، وجود پارامترها و متغیرهایی است که ممکن است در حین کار سیستم متحرک عوض شوند. بهترین راه حل پیشنهادی در جهت رفع این مشکل استفاده از روش های کنترلی می باشد که تا حد ممکن نسبت به این تغییرات حساس نبوده و پاسخ مطلوب سیستم را همچنان حفظ کنند. یکی از این روش های کنترلی مدرن، روش کنترل مدلغزشی می باشد. اما این روش کنترلی که بر اساس متغیرهای حالت سیستم تعریف می گردد، دارای معایبی است. یکی از این معایب، ثابت بودن پارامترهای خود کنترلر است. در این حالت هرچند که پاسخی مناسب تر از روش های کلاسیک به دست می آید، اما بهینه ترین پاسخ هم برای ما نخواهد بود. پاسخ بهینه در زمان نشست کمتر، اورشوت کمتر و پایداری بیشتر سیستم تبیین می گردد. در این مقاله با به خدمت درآوردن منطق فازی در جهت انعطاف بخشی کنترلر مدلغزشی، پاسخی بهینه جهت کنترل موقعیت دقیق و مقاوم موتور DC، حاصل گردیده است. در این پاسخ، بهبود زمان نشست و اورشوت کمتر در کنار افزایش پایداری سیستم مورد هدف بوده است.

در این مقاله، مساله پایدارسازی زمان محدود کلاسی از سیستم های غیرخطی همراه با عدم قطعیت مورد بررسی قرار می گیرد و یک کنترل کننده بر اساس ترکیب کنترل مود لغزشی انتگرالی با فیدبک حالت زمان محدود معرفی می گردد. این کنترل کننده از دو بخش تشکیل شده است: یک بخش وظیفه رد کردن عدم قطعیت را داشته و بخش دیگر پایداری زمان محدود را فراهم می کند. همچنین، یک مکانیزم تطبیق بکار گرفته می شود تا پارامترهای نامعلوم سیستم را تخمین بزند. قانون کنترل پیشنهادی همگرایی زمان محدود متغیر لغزش را در حضور عدم قطعیت ها و پارامترهای نامعلوم تضمین می کند. با حذف فاز رسیدن، فازی که در آن متغیرهای حالت هنوز به سطح لغزش نرسیده اند و سیستم به هرگونه اغتشاش یا عدم قطعیتی حساس است، قوام سیستم در سراسر پاسخ تضمین می گردد. علاوه بر این، حد بالای اغتشاشات و عدم قطعیت های سیستم نیاز نیست که از قبل معلوم باشد و این ویژگی قابلیت کنترل کننده پیشنهادی را در پیاده سازی عملی بالا می برد. نتایج شبیه سازی عملکرد کنترل کننده پیشنهادی را تایید می کند.

انجام مانور و کنترل وضعیت با بیشترین دقت، سرعت و کمترین مصرف توان همواره از چالش های مطرح در زمینه طراحی سیستم کنترل فضاپیماها بوده است. ویژگی انعطاف پذیری در فضاپیماها، سبب تغییر در دینامیک کل سیستم می شود. در این مقاله روش کنترلی مود شبه لغزشی مقاوم برای کنترل وضعیت فضاپیمای انعطاف پذیر در حضور اغتشاشات محیطی بررسی خواهد شد. با توجه به غیرخطی بودن معادلات فضاپیمای انعطاف پذیر، عدم امکان مدل کردن این سیستم به صورت ایده آل و عدم توانایی توصیفات ریاضی برای توضیح کامل حرکت این سیستم پروازی، این مقاله از روش کنترلی مود شبه لغزشی مقاوم به عنوان یک ایده مناسب جهت کنترل وضعیت فضاپیمای انعطاف پذیر در قالب یک سیستم غیرخطی بهره خواهد گرفت. بدین منظور، مدل سه درجه آزادی فضاپیمای انعطاف پذیر شامل اغتشاشات متفاوت در هر راستا تحت سینماتیک مبتنی بر کواترنیون در بخش مدل سازی دینامیکی این مقاله ارائه خواهد شد و سپس کنترل کننده مود شبه لغزشی مقاوم به گونه ای طراحی می شود که توانایی کنترل چترینگ را نیز دارا باشد. نتایج بررسی پارامترهای عملکردی نظیر شاخص مصرف انرژی، شاخص چابکی و محدودیت سرعت های زاویه ای بدنی نشان می دهد این کنترل کننده، عملکرد مناسبی در جهت گیری دقیق و سریع فضاپیما دارد.