طراحی سیستم ناوبری فضاپیمای حامل موجود زنده و بازگشتی به زمین
/سید مجید یعقوبی
: دانشکده فنی مهندسی مکانیک
۹۰ص
چاپی
کارشناسی ارشد
در رشته مهندسی مکانیک
۱۳۹۲/۱۰/۲۵
تبریز
از زمان پرتاب یک فضاپیما تا زمان بازگشت به زمین و بازیابی آن، در دسترس بودن موقعیت، سرعت و سمت فضاپیما از اهمیت بالایی برخوردار است .سیستمهای ناوبری متفاوتی برای این منظور وجود دارند که شاخصترین آن سیستم ناوبری اینرسی و سیستم موقعیتیابی جهانی (GPS) است .سیستم ناوبری اینرسی توسط اندازهگیریهای بدستآمده از سنسورهای اینرسی از قبیل شتابسنج و ژیروسکوپ و همچنین مشخص بودن حالت اولیه سیستم، موقعیت، سرعت و سمت فضاپیما را در لحظات آینده تخمین میزند .سیستم موقعیتیابی جهانی نیز توسط سیگنالهای مخابره شده از ماهوارهها، موقعیت و سرعت را تخمین میزند .همچنین برای تعیین موقعیت فضاپیما میتوان از روشهای مختلفی بهره جست که از جمله آنها میتوان به سنسورهای خورشیدی و مغناطیسسنجها اشاره کرد .یکی از روشهای جدید و در عین حال دقیق برای این منظور استفاده از ردیاب ستارهای است که با استفاده از مختصات ستارگان سمت فضاپیما را تعیین میکند .بمنظور بهره بردن همزمان از مزایای سیستمهای مختلف و دستیابی به یک پاسخ بهینه، اطلاعات این سیستمها با هم تلفیق میشوند .که این کار توسط یک الگوریتم محاسباتی نظیر فیلتر کالمن انجام میگیرد .برخی از مشخصات فیلتر کالمن عبارت است از، وابستگی به مدل سیستم، نیاز به دانش اولیه نسبت به سیستم، وابستگی به سنسورها و خطیسازی .در این پایاننامه سعی بر این است تا با استفاده از دادههای شبیهسازی مربوط به سنسورهای اینرسی و بکارگیری روشهای مختلف و همچنین تلفیق دادههای مختلف توسط یک الگوریتم تخمینزن نظیر فیلتر کالمن، وضعیت فضاپیما، شامل مولفههای بردار کوآترنیون و زوایای اویلر تخمین زده شود
Since launch a spacecraft to return to the Earth and its recovery, availability of position, velocity and attitude of the spacecraft is of utmost importance. There are many navigation systems for this purpose, the most prominent is inertial navigation system and global positioning system (GPS). Inertial navigation system estimates the position, velocity and attitude of the spacecraft in the next moment from information that Obtained by measurements of inertial sensors, such as the accelerometer and gyroscope and also the initial state of the system. Global positioning system estimates the position and velocity by means of signals transmitted by the satellites. There are many devices used today on modern spacecraft to accurately determine their position. Magnetometers can be used in conjunction with the Earths magnetic field. Sun sensors can be used for attitude determination, but the sun must be visible to the spacecraft. One of the most accurate methods for this purpose is utilize star tracker. Star tracker determines spacecrafts attitude by means of stars position. In order to benefit from the advantages of these systems and achieve to an optimal response, information of these systems is integrated together. This task is performed by a computational algorithm like Kalman filter. Some features of the Kalman filter is dependent on the model of system and sensors, requires basic knowledge of systems, and linearization. This thesis is an attempt to use the simulated data of the inertial sensors and use of different methods and also, integrate various data by a computational algorithm like Kalman filter, for estimation the attitude of the spacecraft, including quaternion vector components and Euler angles