Geri Dön

İki vektörlü algoritma ile bir uzay aracının yönelmesinin belirlenmesinde hata analizi

Başlık çevirisi mevcut değil.

  1. Tez No: 75603
  2. Yazar: MÜMİN BAHAR
  3. Danışmanlar: PROF. DR. ÇİNGİZ HACIYEV
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Astronomi ve Uzay Bilimleri, Astronomy and Space Sciences
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 1998
  8. Dil: Türkçe
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Uzay Bilimleri ve Teknolojisi Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Uzay Bilimleri Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 97

Özet

ÖZET Fırlatılan her bir uzay aracının gerçekleştirmesi gereken belli bir görevi vardır. Bu görevin yerine getirilmesi büyük ölçüde uzay aracının navigasyon sisteminin doğruluğuna bağlıdır. Uzay aracının yönelmesini belirlemede, yönelme değişmelerine duyarlı özel algılayıcılar (manyetometre, güneş algılayıcısı, ufuk algılayıcısı v.s.) kullanılmaktadır. Uzay aracının görevine bağlı olarak, tek-eksenli veya üç-eksenli yönelme tespiti yöntemi kullanılabilir. Bu çalışmada, üç-eksenli yöntemlerden biri olan, iki-vektörlü algoritmanın doğruluğu incelenmiş ve iyileştirilmiştir. Bu yönelme tespiti algoritması, referans olarak kullanacağı iki vektöre ihtiyaç duymaktadır. Referans olarak üç vektör (dünya'nın manyetik alan şiddeti vektörü, güneş yön vektörü ve dünya'nın merkezine doğru olan nadir vektörü) ele alındığından, üç farklı algoritma ele alınabilir. Bunlar, 1. dünya' nım manyetik alan şiddeti vektörü ve güneş yön vektörü 2. dünya'mn manyetik alan şiddeti vektörü ve nadir vektörü 3. güneş yön vektörü ve nadir vektörü çiftlerine dayanmaktadır. İncelenen üç farklı algoritmanın doğruluk değerlerinin (varyanslarının) bulunması için uygun formüller çıkarılmıştır. Yapılan simülasyon sonuçlan incelendiğinde, kullanılan vektörler paralele yakın ve/veya yunuslama açısının değerinin (90° + nrc) civarında olduğu durumlar için yönelmenin belirlenmesindeki doğruluğun önemli derecede bozulduğu gözlenmiştir. Doğruluğu arttırmak için, fazla bilginin işlenmsi yöntemlerinden, maksimum uygunluk (maximum Likelihood) metodu kullanılmıştır. Sunulan algoritmaların ve elde edilen sonuçların bir uzay aracının hareketinin kararlı hale getirilmesine ve yönelme kontrolüne uygulanması mümkündür H

Özet (Çeviri)

SUMMARY ERROR ANALYSIS OF THE ATTITUDE DETERMINATION OF A SPACECRAFT VIA TWO-VECTOR ALGORITHM Every orbiting satellite has a goal. Realization of this goal is greatly dependent on the accuracy of the satellite navigation system. To determine the attitude of a satellite, special sensors (magnetometers, sun sensors, star sensors/trackers, horizon sensors/scanners etc.) are used which are sensitive to the attitude changes. Depending on the sensor type and amount used geometric method, q method or algebraic method can be used in the three-axis attitude determination. The algebraic method accuracy and way of its increasing were examined in this study. The attitude determination based on algebraic method is made by measuring two reference vectors (Table 1) with respect to the body coordinate system and using the theoretical values of these measured vectors in the coordinate system defined with respect to the orbit. The transformation matrix must be formed between the mentioned coordinate systems, so that the attitude of a satellite can be determined in the local frame. There are many factors affecting the accuracy of the satellite attitude determination. The most important ones are:. satellite's position determination error (it is mainly due to the radiotechnic hardware error). the theoretical value error of the vectors used (such as earth's magnetic field vector, sun vector, nadir vector, star vector, etc.). the measurement error of the vectors used, which are represented in the body frame These errors are basically due to two reasons: a) the measurement errors of the satellite position and the vectors used; b) the nonadequacy of the models used in the computations. In this paper we have examined the algebraic method for three different pairs of vectors. 1- earth's magnetic field vector and sun vector (algorithm 1) 2- earth's magnetic field vector and nadir vector (algorithm 2) 3- sun vector and nadir vector (algorithm 3)Table 1. Attitude determination reference sources In order to determine the accuracy of the attitude, analytical relations were found for the attitude angles (pitch(0), yaw(^), and roll(p) ). These relations are expressed in terms of the measured and theoretical vectors used in attitude determination.0 = fe (#*“>#,”>Hz0>Hxt >Hyt >Hzk'Sxa^Sy0 >SZo,SXt,Syt,SZk ) W = f¥ \H^Hy^Hza^Xk,Hyt,H2k,5^,Syo,SZo,SXk,Syk,S2t ) Hzk >5*0 >S,0 >5z0 >5,t >Syk >Szt ) As a scalar criterion for the determination of the satellite's attitude accuracy, the statistical variance of each angle determination was used. Three different algebraic algorithms were examined. In order to determine the accuracy of these algorithms appropriate relations were derived. According to the results found, the accuracies of the algorithms were compared and the algorithm which gives most accurate results was determined. It was shown that the attitude determination accuracy in each of the three cases is affected, mainly, by the measurement errors. With respect to the analysis made, it was shown, that the attitude determination accuracy is greatly dependent on the sensors error. The effect of the used models error compared with that of the measurement error is small enough to be neglected. The effects of the sensors error on the accuracy of the satellite attitude determination are different for each algorithm examined. When the first algorithm is used, the effect of the magnetometer error on the attitude determination accuracy is more important. While in the second and third algorithms the effect of the nadir vector's measurement error is more important. The simulation results show that the satellite attitude determination accuracy becomes very bad (because while the 1. algorithm determines all attitude angles, 2. and 3. algorithms determine only the yaw angle) when the vectors used become collinear or/and the pitch angle approaches the value ( 90° + nn ). Table 2. Intervals where the first algorithm produces bad results XIVIt is known that using several information sources or measurement channels in determining the same parameters gives an opportunity to increase the accuracy and the reliability of the information. In order to help the satellite to fulfill its mission with high reliance, the extra information processing method given below is applied to the attitude determination problem and its results are analysed. It was assumed that the attitude angles of a satellite are measured by three different measurement systems. So, the measurement equations of the i. system can be stated as: for z-L.3. Here, zg,zv,zç -are the measurement values of the i. measurement system; £(.}/ -is the appropriate measurement error of the /. measurement system. Another assumption is that the measurement errors are distributed according to the normal distribution law with zero mean and finite a,2 0=1..3) variance. The optimal values of the attitude angles were found by making the Likelihood function bellow maximum. P(ZxJ x) = s2nai exp (zXl-xf 2a) It was proved that the inequality D(«)«r,2for Vf e[l,n], is always true for the D(«) variance of the value found (here n is the number of the used measurement channels). Applying this result to our problem, one can obtain,“ D”zw + £> zw ~ D“Za +D”Za Dg +Dg D _ w,. * D... +D... Vi Vx It is seen from the simulation results, that, when the algebraic method is used for three different vector pairs simultaneously, the satellite attitude determination accuracy is increased. So, it provides more accurate attitude data throughout the whole orbit, even when the vectors used become collinear. The algorithms used and the results obtained can be used in attitude control and stabilisation of a satellite.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    798395

    Novel polynomial shaping method for impact time and angle guidance law designs: Bézier curve approach

    Vuruş süresi ve açisi güdüm kanunu tasarimlarinda yenilikçi polinom şekillendirme yöntemi: Bézier eğrileri yaklaşimi

    AKIN ÇATAK

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2023

    Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. EMRE KOYUNCU

  2. Tez No

    768672

    Robust trajectory optimization of constrained re-entry flight via stochastic collocation based ensemble pseudospectral optimal control

    Stokastik kolokasyona dayalı ensemble pseudospectral optimal kontrol ile kısıtlı yeniden giriş uçuşunun gürbüz yörünge eniyilemesi

    AKAN SELİM

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2022

    Astronomi ve Uzay Bilimleriİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. İBRAHİM OZKOL

  3. Tez No

    252373

    Heyelanların izlenmesinde esnek hesaplama yöntemleri

    Investigation of landslides with soft computing methods

    MUSTAFA ACAR

    Doktora

    Türkçe

    Türkçe

    2009

    Jeodezi ve Fotogrametriİstanbul Teknik Üniversitesi

    Jeodezi ve Fotogrametri Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. TEVFİK AYAN

  4. Tez No

    305011

    Damage detection in beam-like structures via combined genetic algorithm and non-linear optimisation

    Kiriş benzeri yapilarda birleşik genetik algoritma ve lineer olmayan optimizasyon ile hasar tespiti

    SEYFULLAH AKTAŞOĞLU

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2012

    Havacılık MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    YRD. DOÇ. DR. MELİN ŞAHİN

  5. Tez No

    633208

    Pico satellite attitude and attitude rate estimation using kalman filtering

    Kalman filtresi kullanılarak pıco uydu yönelim ve yönelim oranı belirleme

    YELİZ SAKA YILDIZ

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2020

    Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. CENGİZ HACIZADE

Geri Dön