حرکت نسبی ماهواره ها در پرواز آرایش مند توسط مدل های دینامیکی مختلفی قابل بررسی است. این مدل ها در دو فضای کارتزین و المان های مداری توصیف شده و هر یک دارای فرضیات، قیود و ویژگی های مختلف هستند. از جمله، مدل هایی بر پایه معادلات خطی حرکت نسبی که کاربرد فراوانی در مدل سازی ملاقات های مداری و مانورهای اتصال فضاپیماها داشته است، اما خطای موجود در این معادلات محدودیت هایی برای استفاده آن در مأموریت های پرواز آرایش مند فضاپیما که حرکت نسبی بلندمدت دارد، ایجاد می کند. در این مقاله، علاوه بر استخراج معادلات غیر خطی حرکت نسبی، 6 مدل دیگر از مدل های قابل استفاده برای مدل سازی آرایش های پروازی ارائه می شوند. در ادامه با شبیه سازی یک ماموریت پرواز آرایش مند ارتفاع پایین شامل دو ماهواره با تصویر دایروی مدار نسبی بر روی زمین، اعتبارسنجی مدل ها از سه منظر اغتشاش غیرکروی بودن زمین، میزان فاصله ماهواره ها در آرایش، و میزان بیضوی بودن مدار مرجع بررسی می شود. تحلیل نتایج شبیه سازی برای 7 مدل مذکور، اهمیت دقت مدل سازی دینامیکی سیستم را بازگو می کند.

در این مقاله، مسیرهای بهینه حرکت هر فضاپیما تحت رانش محدود با به کارگیری روش اجزای محدود در دامنه زمان مدل سازی و ارایه شده است. در ابتدا، با توجه به معادله گرانش نیوتن، معادلات فضای حالت حرکت فضاپیما با رانش محدود ارایه شده و سپس با در نظر گرفتن تابع عملکرد حداقل زمان مساله کنترل بهینه تنظیم شده است. همچنین با گسسته سازی مساله در دامنه زمان و استفاده از روش حساب تغییرات، فرم اجزای محدود معادلات استخراج شده است. این معادلات به صورت غیرخطی بوده و با استفاده از الگوریتم نیوتن - رافسون معادلات غیرخطی حل و نتایج ارایه شده است و نهایتا مسیرهای بهینه پرواز به ازای ضرایب سرعت خروجی موثر ترسیم شده است.

هدف از این مقاله، طراحی کنترل کننده ی وضعیت با هدف همزمان سازی آن در یک ساختار آرایش پرواز ماهواره و با لحاظ خطای اندازه گیری حسگرهاست. مهمترین نوآوری مقاله حاضر، استخراج بهره های کنترلی با رویکرد غیرمتمرکز در ساختار چندعامله و با در نظر گرفتن خطای اندازه گیری بردارهای جهت و سرعت زاویه ای است. ماهواره ها می توانند نامشابه باشند ولی گراف ارتباطی بین آنها از نوع پیوسته فرض می شود. بعلاوه نیازی به مخابره ی بردارهای سرعت زاویه ای بین ماهواره ها نیست. طبق پایداری لیاپانوف، کنترل کننده پیشنهادی ارزیابی و تحلیل شده و تضمین می شود که خطای دنباله روی هر ماهواره و همچنین خطای همزمان سازی وضعیت بین ماهواره ها، کران دار نهایی یکنواخت خواهند بود. شبیه سازی الگوریتم ارائه شده، عملکرد مطلوب آن را ضمن مقایسه با روش های موجود، روشن می نماید.

یکی از مهم ترین مراحل طراحی فضاپیماها، طراحی سیستم کنترلی آن ها می باشد. سیستم های کنترلی انواع مختلفی دارند که اغلب شامل عملگر های الکتریکی، عملگر های گاز سرد و عملگرهای تک‎مولفه ای هستند. عملگرهای تک‎مولفه ای نسبت به سایر عملگر ها نیروی پیشران بیشتری را تولید می کنند و برای ماموریت های کوتاه فضایی مقرون به صرفه تر هستند. در این پژوهش جانمایی 12 عملگر تک‎مولفه ای هیدرازینی بر روی یک فضاپیما مورد بررسی قرار گرفت. بر اساس گشتاور مورد نیاز، جهت کنترل وضعیت فضاپیما از دوازده عملگر استفاده شد، به این صورت که هر محور توسط چهار عملگر کنترل می شود و هر کدام از عملگرها بایستی نیروی پیشران برابر با 10 نیوتن را تامین کنند. به همین منظور، عملگرهای تک‎مولفه ای هیدرازینی 10 نیوتنی بکار گرفته شدند. در نهایت نیز سه آرایش مختلف چیدمان جانمایی عملگرها ارائه گردید که آرایش نوع سوم به دلیل مستقل بودن از تغییرات مرکز جرم فضاپیما و زاویه دار نبودن عملگرها نسبت به محورهای اصلی، منتخب گردید.