منظور بررسی دقیق شرایط حاکم بر ماهواره سعی شده است تا اثر کلیه اغتشاشات خارجی موثر بر موقعیت و وضعیت ماهواره در طراحی اعمال شود. این سامانه برای دو دسته ماهواره ارتفاع‌پایین و زمین‌آهنگ طراحی شده است. مبنای طراحی سیستم کنترل وضعیت ماهواره ارتفاع پایین بر اساس طراحی سیستم کنترل وضعیت فعال بوده و ماهواره برای کنترل دقیق وضعیت از چرخ‌های عکس‌العملی استفاده می‌کند. طراحی بر روی ماهواره زمین‌آهنگ بر اساس یک طراحی جامع صورت گرفته و سامانه کنترل وضعیت و موقعیت به نحوی مدل‌سازی شده است که امکان ایجاد ارتباط با یک نرم‌افزار واسط را جهت تعامل با کاربر دارا می‌باشد. سامانه کنترل وضعیت و موقعیت ماهواره زمین‌آهنگ دارای قابلیت اصلاح مداری، کنترل وضعیت، مانور وضعیت و مانور موقعیت می‌باشد. نتایج شبیه‌سازی انجام شده برای ماهواره‌های نمونه ارتفاع‌پایین و زمین‌آهنگ حاکی از پیاده‌سازی مناسب مجموعه ساختارها، الگوریتم‌ها، عملگرها، حسگرها و پردازشگرها می‌باشد.
کلمات کلیدی: سامانه کنترل وضعیت و موقعیت ماهواره‌- واقعیت مجازی- ماهواره ارتفاع‌پایین- ماهواره زمین‌آهنگ- مانور وضعیت- مانور موقعیت

فهرست مطالب
1- مقدمه  1
2- طراحی وپیاده‌سازی شبیه‌ساز واقعیت مجازی.. 6
2.1  واقعیت مجازی.. 7
2.2 کاربرد واقعیت مجازی در علوم فضایی.. 8
2.2  روند طراحی و پیاده‌سازی محیط واقعیت مجازی.. 10
2.2.1                                                                           بررسی و انتخاب روش تولید تصاویر سه‌بعدی.. 12
2.2.2                                                 ابزارهای تولید تصاویر سه‌بعدی.. 18
2.3 نحوه اتصال محیط واقعیت مجازی با شبیه‌ساز سامانه کنترل وضعیت و موقعیت… 23
3- شبیه‌سازی دینامیکی مدارات زمین‌گرد. 26
3.1  دینامیک مداری و مسئله دو جسم.. 27
3.1  دینامیک وضعیت… 30
3.2  اغتشاشات مداری و وضعیتی.. 32
3.3.1 اغتشاشات مداری.. 33
3.3.2 اغتشاشات وضعیتی.. 46
4- طراحی و شبیه‌سازی سامانه کنترل وضعیت و موقعیت… 50
4.1 سامانه کنترل وضعیت و موقعیت (AOCS) 51
4.1.1 وظایف سامانه کنترل وضعیت و موقعیت… 51
4.1.1.7 اجرای مانور. 57
4.1.2 واحدهای سامانه کنترل وضعیت و موقعیت… 57
4.1.3 مودهای عملکرد سامانه کنترل وضعیت و موقعیت… 60
4.2 طراحی الگوریتم سامانه کنترل وضعیت و موقعیت… 64
4.3 ابزارهای مورد نیاز در شبیه‌سازی سامانه کنترل وضعیت و موقعیت… 69
4.3.1 زمان [15-17]. 69
4.3.2 موقعیت اجرام آسمانی ماه و خورشید [18]. 73
4.3.3 دستگاه‌های مختصات.. 76
4.3.4 مدل‌سازی سینماتیکی.. 79
4.4 مدل سامانه کنترل وضعیت و موقعیت… 83
4.5 طراحی کنترل کننده. 85
4.5.1 قاعده فرمان کنترلی با استفاده از خطای زوایای اویلر. 85
4.5.2 قاعده فرمان کنترلی با استفاده از ماتریس خطای کسینوس جهتی [9]. 86
4.5.3 قاعده فرمان کنترلی با استفاده از بردار خطای کواترنیون.. 88
4.5.4 انتخاب کنترل‌کننده. 89
4.6 مدل‌سازی عملگرهای سامانه کنترل وضعیت و موقعیت… 90
4.6.1 تراستر عکس العملی.. 91
4.6.2 چرخ عکس العملی و مومنتومی.. 95
4.6.3 موتور اصلی.. 98
4.7 مدل‌سازی حسگرهای سامانه کنترل وضعیت و موقعیت… 100
4.7.1 حسگر خورشیدی [22]. 100
4.7.2 حسگر افق‌سنج.. 104
4.7.3 حسگرهای اینرسی.. 106
4.8 الگوریتم‌های بکار رفته جهت کنترل و اصلاح موقعیت… 107
4.8.1 اصلاح شیب مداری یا حفظ شمال و جنوب مداری.. 108
4.8.2 اصلاح طول جغرافیایی یا حفظ شرق و غرب مداری.. 115
4.9 الگوریتم تعیین وضعیت… 118
4.10 الگوریتم باربرداری از چرخ مومنتومی.. 120
5- بررسی نتایج شبیه‌سازی سامانه کنترل وضعیت و موقعیت… 121
5.1  بررسی و ارزیابی نتایج اطلاعات موقعیتی ماهواره.. 122
نتایج و ملاحظات ارزیابی مرحله اول (مدار ارتفاع پایین) 130
نتایج و ملاحظات ارزیابی مرحله دوم (مدار زمین‌آهنگ) 138
5.2  بررسی نتایج اطلاعات وضعیتی ماهواره.. 139
5.3  بررسی نتایج مانور وضعیت… 141
5.4  بررسی نتایج اصلاح مداری.. 149
5.5  بررسی نتایج باربرداری از چرخ مومنتومی.. 151
5.6  بررسی نحوه انتقال مداری.. 153
6- جمع‌بندی و نتیجه گیری.. 155
6.1 جمع‌بندی.. 155
6.2 نتیجه گیری.. 155
6.3 پیشنهادات.. 156
7- پیوست… 157
لیست مقالات ارائه شده. 163
مراجع و منابع: 164
 
 
فهرست تصاویر
شکل  ‏1‑1 محیط مرکز کنترل ماهواره ای [4]…………………………………………………………….. 4
شکل  ‏1‑2 تئاتر واقعیت مجازی  [6]………………………………………………………………………… 4
شکل  ‏2‑1 شبیه‌سازی ماهواره در فضای واقعیت مجازی [2]…………………………………………. 11
شکل  ‏2‑2 اختلاف منظر صفر بین تصاویر………………………………………………………………… 13
شکل  ‏2‑3 اختلاف منظر مثبت بین تصاویر………………………………………………………………. 14
شکل  ‏2‑4 اختلاف منظر واگرا بین تصاویر……………………………………………………………….. 15
شکل  ‏2‑5 اختلاف منظر منفی بین تصاویر………………………………………………………………. 15
شکل  ‏2‑6 انفصال میانمحوری به اندازه ………………………………………………………………… 16
شکل  ‏2‑7 ویدئو پروژکتور SONY  VPL-CX120…………………………………………………….. 19
شکل  ‏2‑8 فیلتر Polaroid…………………………………………………………………………………… 20
شکل  ‏2‑9 ابعاد و موقعیت پرده ها و ویدئوپروژکتورهای تولید تصایر سه بعدی…………………… 21
شکل  ‏2‑10 عینک Polaroid……………………………………………………………………………….. 23
شکل  ‏2‑11 نحوه اتصال بخش‌های شبیه‌ساز با یکدیگر………………………………………………… 24
شکل  ‏2‑12 نمای بخش واقعیت مجازی آزمایشگاه تحقیقات فضایی………………………………… 24
شکل  ‏2‑13 نمای بخش واقعیت مجازی آزمایشگاه تحقیقات فضایی………………………………… 25
شکل  ‏3‑1 بردارهای جابجایی در سیستم دو جسمی [9]…………………………………………….. 27
شکل  ‏3‑2 نمایش پارامترهای ? و ?………………………………………………………………………. 29
شکل  ‏3‑3 نمایش پارامترهای ،    و ?………………………………………………………………….. 30
شکل  ‏3‑4 مقایسه شتاب‌های مزاحم ناشی از منابع اغتشاشی عمده و مهم [10]……………….. 32
شکل  ‏3‑5 ناهمواری‌های مدل ژئوید بر اساس طول جغرافیایی………………………………………. 35
شکل  ‏3‑6 ارتفاع ژئوید………………………………………………………………………………………… 36
شکل  ‏3‑7 سیستم چهار جسمی……………………………………………………………………………. 41
شکل  ‏4‑1 معماری وضعیت (مود) سامانه کنترل وضعیت و موقعیت……………………………….. 62
شکل  ‏4‑2 معماری کلی سامانه کنترل وضعیت و موقعیت……………………………………………. 65
شکل  ‏4‑3 الگوریتم طراحی سامانه کنترل وضعیت و موقعیت……………………………………….. 66
شکل  ‏4‑4 الگوریتم کنترل وضعیت در ماهواره زمین آهنگ…………………………………………. 68
شکل  ‏4‑5 نحوه دوران زمین حول خود و بدور خورشید [17]………………………………………. 70
شکل  ‏4‑6 رابطه بین زمان نجومی محلی، گرینویچ [17]…………………………………………….. 73
شکل  ‏4‑7 سیستم مختصات اینرسی………………………………………………………………………. 76
شکل  ‏4‑8 نمایش دستگاه‌های مختصات اینرسی، مداری……………………………………………… 77
شکل  ‏4‑9 نمایش طول وعرض جغرافیایی……………………………………………………………….. 78
شکل  ‏4‑10 نحوه استخراج  [9]……………………………………………………………………… 81
شکل  ‏4‑11 مدل کنترل وضعیت یک فضاپیما توسط تراستر عکس‌العملی……………………….. 91
شکل  ‏4‑12 مدولاتور PWPF……………………………………………………………………………….. 94
شکل  ‏4‑13 مدل دینامیک عملگر تبادل مومنتوم [9]………………………………………………… 96
شکل  ‏4‑14 مدل اصطکاکی چرخ عکس‌العملی [9]……………………………………………………. 97
شکل  ‏4‑15 آرایش چرخ‌های عکس‌العملی……………………………………………………………….. 97
شکل  ‏4‑16 مدل موتور اصلی و عملگرهای کنترل بردار پیشران…………………………………….. 99
شکل  ‏4‑17 حسگر خورشیدی دو محوره………………………………………………………………. 101
شکل  ‏4‑18 جهت‌گیری حسگر دو محوره………………………………………………………………. 102
شکل  ‏4‑19 هندسه حسگر افق‌سنج…………………………………………………………………….. 105
شکل  ‏4‑20 صفحات مداری [24]……………………………………………………………………….. 109
شکل  ‏4‑21 هندسه مشخصات مداری [9]…………………………………………………………….. 109
شکل  ‏4‑22 اصلاح شیب مداری [9]……………………………………………………………………. 110
شکل  ‏4‑23 استراتژی حفظ بردار شیب مداری در دایره شیب مجاز [9]……………………….. 111
شکل  ‏4‑24 تغییرات شیب مداری……………………………………………………………………….. 112
شکل  ‏4‑25 استراتژی بکار رفته جهت اصلاح شیب مداری………………………………………… 114
شکل  ‏4‑26 مسیری فاز در اصلاح طول جغرافیایی [9]…………………………………………….. 116
شکل  ‏5‑1 موقعیت ماهواره در دستگاه اینرسی……………………………………………………….. 123
شکل  ‏5‑2 محور شبه بزرگ مدار ماهواره……………………………………………………………….. 123
شکل  ‏5‑3 خروج از مرکز مدار ماهواره………………………………………………………………….. 124
شکل  ‏5‑4 شیب مدار ماهواره……………………………………………………………………………… 124
شکل  ‏5‑5 آرگومان حضیض مدار ماهواره………………………………………………………………. 125
شکل  ‏5‑6 نقطه گره مد صعودی مدار ماهواره…………………………………………………………. 125
شکل  ‏5‑7 آنومالی حقیقی مدار ماهواره…………………………………………………………………. 126
شکل  ‏5‑8 خطای نیم‌قطر بزرگ مدار ماهواره (اختلاف نتایج تولید شده در نرم‌افزار شبیه‌ساز با  نتایج بدست آمده از نرم‌افزار STK)……………………………………………………………………………………………………………. 127
شکل  ‏5‑9 خطای خروج از مرکز ماهواره (اختلاف نتایج تولید شده در نرم‌افزار شبیه‌ساز با  نتایج بدست آمده از نرم‌افزار STK)……………………………………………………………………………………………………………………. 127
شکل  ‏5‑10 خطای شیب مداری ماهواره (اختلاف نتایج تولید شده در نرم‌افزار شبیه‌ساز با  نتایج بدست آمده از نرم‌افزار STK)……………………………………………………………………………………………………………………. 128
شکل  ‏5‑11 خطای آرگومان حضیض ماهواره (اختلاف نتایج تولید شده در نرم‌افزار شبیه‌ساز با  نتایج بدست آمده از نرم‌افزار STK)……………………………………………………………………………………………………………. 128
شکل  ‏5‑12 خطای نقطه گره مد صعودی ماهواره  (اختلاف نتایج تولید شده در نرم‌افزار شبیه‌ساز با  نتایج بدست آمده از نرم‌افزار STK)……………………………………………………………………………………………………………. 129
شکل  ‏5‑13 خطای آنومالی حقیقی ماهواره (اختلاف نتایج تولید شده در نرم‌افزار شبیه‌ساز با  نتایج بدست آمده از نرم‌افزار STK)……………………………………………………………………………………………………………………. 129
شکل  ‏5‑14 موقعیت ماهواره در دستگاه اینرسی……………………………………………………… 131
شکل  ‏5‑15 محور نیم‌قطر بزرگ مدار ماهواره…………………………………………………………. 132
شکل  ‏5‑16 خروج از مرکز مدار ماهواره………………………………………………………………… 132
شکل  ‏5‑17 شیب مدار ماهواره…………………………………………………………………………… 133
شکل  ‏5‑18 آرگومان حضیض مدار ماهواره…………………………………………………………….. 133
شکل  ‏5‑19 نقطه گره مد صعودی مدار ماهواره………………………………………………………. 134
شکل  ‏5‑20 آنومالی حقیقی مدار ماهواره………………………………………………………………. 134
شکل  ‏5‑21 خطای محور شبه بزرگ مدار ماهواره (اختلاف نتایج تولید شده در نرم‌افزار شبیه‌ساز با  نتایج بدست آمده از نرم‌افزار STK)……………………………………………………………………………………………………………. 135
شکل  ‏5‑22 خطای خروج از مرکز ماهواره (اختلاف نتایج تولید شده در نرم‌افزار شبیه‌ساز با  نتایج بدست آمده از نرم‌افزار STK)……………………………………………………………………………………………………………………. 136
شکل  ‏5‑23 خطای شیب مداری ماهواره (اختلاف نتایج تولید شده در نرم‌افزار شبیه‌ساز با  نتایج بدست آمده از

نرم‌افزار STK)……………………………………………………………………………………………………………………. 136
شکل  ‏5‑24 خطای آرگومان حضیض ماهواره (اختلاف نتایج تولید شده در نرم‌افزار شبیه‌ساز با  نتایج بدست آمده از نرم‌افزار STK)……………………………………………………………………………………………………………. 137
شکل  ‏5‑25 خطای نقطه گره مد صعودی ماهواره (اختلاف نتایج تولید شده در نرم‌افزار شبیه‌ساز با  نتایج بدست آمده از نرم‌افزار STK)……………………………………………………………………………………………………………. 137
شکل  ‏5‑26 خطای آنومالی حقیقی ماهواره (اختلاف نتایج تولید شده در نرم‌افزار شبیه‌ساز با  نتایج بدست آمده از نرم‌افزار STK)……………………………………………………………………………………………………………………. 138
شکل  ‏5‑27 وضعیت ماهواره زمین‌آهنگ در مدت زمان 10 روز………………………………….. 140
شکل  ‏5‑28 میزان مصرف سوخت ماهواره زمین‌آهنگ در مدت زمان 10 روز  جهت کنترل وضعیت ماهواره 141
شکل  ‏5‑29 مانور وضعیت ماهواره ارتفاع پایین   …………………….. 142
شکل  ‏5‑30  سرعت چرخ های عکس‌العملی برای مانور وضعیت … 142
شکل  ‏5‑31 مانور وضعیت ماهواره ارتفاع پایین   …………………… 143
شکل  ‏5‑32  سرعت چرخ‌های عکس‌‌العملی برای مانور وضعیت .. 143
شکل  ‏5‑33 مانور وضعیت ماهواره ارتفاع پایین   ……………… 144
شکل  ‏5‑34 سرعت چرخ‌های عکس‌العملی برای مانور وضعیت 144
شکل  ‏5‑35 اندازه مومنتوم زاویه‌ای کل چرخ‌های عکس‌العملی…………………………………… 145
شکل  ‏5‑36 مانور وضعیت ماهواره زمین آهنگ ……………………… 145
شکل  ‏5‑37 فعالیت تراسترهای عکس العملی برای مانور وضعیت . 146
شکل  ‏5‑38 مانور وضعیت ماهواره زمین آهنگ …………………… 146
شکل  ‏5‑39 فعالیت تراسترهای عکس العملی برای مانور وضعیت 147
شکل  ‏5‑40 مانور وضعیت ماهواره زمین آهنگ ……………….. 147
شکل  ‏5‑41 طول جغرافیایی متوسط ……………………………………………………………….. 150
شکل  ‏5‑42 تغییرات طول جغرافیایی ماهواره در زمان اصلاح طول جغرافیایی………………… 150
شکل  ‏5‑43 مصرف سوخت ماهواره در زمان اصلاح طول جغرافیایی…………………………….. 151
شکل  ‏5‑44 سرعت چرخ مومنتومی در فرآیند باربرداری……………………………………………. 152
شکل  ‏5‑45 فعالیت تراسترها برای باربرداری از روی چرخ مومنتومی……………………………. 152
شکل  ‏5‑46 انتقال مداری به روش Hohmann……………………………………………………….. 154
شکل  ‏7‑1 محیط نرم‌افزار سیستم کنترل وضعیت و موقعیت……………………………………… 157
شکل  ‏7‑2 نمایش بلوک‌های نرم‌افزار به تفکیک وظایف……………………………………………… 159
شکل  ‏7‑3 نرم افزار واسط کاربر- واحد تله‌متری………………………………………………………. 162
 
فهرست جداول
جدول ‏4‑1 ضرایب مدولاتور PWPF. 95
جدول ‏5‑1 مشخصات مدار ارتفاع پایین.. 122
جدول ‏5‑2 مشخصات مدار زمین‌آهنگ… 130
جدول ‏5‑3 محدوده خطای مجاز برای اصلاح مداری.. 149
جدول ‏5‑4 مشخصات مدار پارکینگ و مدار هدف.. 153
 
 
فهرست علائم واختصارات

LEO
مدار ارتفاع‌پایین
GEO
مدار زمین‌آهنگ
MEO
مدار ارتفاع‌متوسط
R
بردار موقعیت
Cm
مرکز جرم
 
جرم جسم I- ام
F
بردار نیرو
G
ثابت گرانشی
H
مومنتوم زاویه‌ای
 
حاصل‌ضرب ثابت گرانشی در جرم زمین
A
نیم قطر بزرگ بیضی مدار- فاصله میانگین زمین از خورشید
E
خروج از مرکز مدار
Q
آنومالی حقیقی- زمان نجومی محلی
?
شیب مداری
?
نقطه مد صعودی
?
آرگومان حضیض
?
آنومالی متوسط
 
بردار گشتاور
 
ممان‌های اصلی اینرسی
 
بردار سرعت‌های زاویه‌ای در مختصات بدنی
 
بردار شتاب‌های زاویه‌ای در مختصات بدنی
 
بردار گشتاور اغتشاشات
 
بردار گشتاور کنترل کننده
Ji
ضریب هارمونیک منطقه ای از درجه I
 
پخی زمین
 
خروج از مرکز کره زمین
 
عرض جغرافیایی زمین‌مرکز
V
تابع پتانسیل جاذبه
N
درجه چند جمله‌ای لژاندر
M
مرتبه چند جمله‌ای لژاندر
 
درجه مدل جاذبه EGM96
 Λ
طول جغرافیایی
 
ضرایب نرمال شده گرانشی
 
ضرایب نرمال شده گرانشی
 
تابع شبه لژاندر نرمالیزه شده
 
بردار جاذبه گرانشی
 
شعاع متوسط زمین در استوا
?
چگالی اتمسفر
 
ضریب پسای اتمسفر
?
سرعت ماهواره
?
مساحت سطح مقطع ماهواره
 
بردار یکه سرعت
 
میانگین شار مومنتومی در سطح زمین
 
ثابت انعکاس نور
 
بردار جهت خورشید نسبت به ماهواره
 
سرعت نور در خلاء
 
ضریب انعکاس تمرکز
 
ضریب انعکاس پخش‌شوندگی
 
بردار یکه عمود بر سطح -ام
 
جهت بردار تابش خورشید می‌باشد
 
آرایه‌های ماتریس
R
فاصله ماهواره از مرکز زمین
 
زوایای اولر
 
گشتاور آیرودینامیک
 
نیروی پسای اتمسفر
 
بردار فاصله از مرکز جرم تا مرکز فشار آیرودینامیکی ماهواره
 
بردار فاصله از مرکز جرم تا مرکز فشار تشعشعی ماهواره
 
بردار نیروی حاصل از تشعشعات خورشیدی
M
بردار گشتاور مغناطیسی تولید شده در داخل ماهواره
 
شدت میدان مغناطیسی زمین
 
سمبل شماره روز جولین
UT
زمان جهانی
 
روز جولین
J2000
مبدا زمانی روز جولین  از ظهر روز اول ژانویه سال 2000 میلادی
 
کجی محور دوران زمین
 
سرعت‌های زاویه‌ای محورهای بدنی در مختصات مرجع
 
بردار دوران کواترنیون
 
فرکانس طبیعی
 
ضریب میرایی
PWPF
مدولاتور پهنای پالس- فرکانس پالس
PSR
مدولاتور شبه نرخ
TVA
عملگر کنترل بردار پیشران
1-   مقدمه
شبیه‌سازی یک سامانه، بیان فرآیند مدل‌سازی مجموعه کنش‌ها و واکنش‌های مرتبط با اجزا و ساختار آن سامانه است، به‌گونه‌ای که به ازای ورودی‌های یکسان و شرایط اولیه و مرزی مشابه، رفتار مدل بدست آمده، مشابه و نزدیک به رفتار سامانه واقعی می‌باشد. بر این اساس جهت شبیه‌سازی یک سامانه ابتدا لازم است که تمامی اجزا و ساختارهای موجود در سامانه مورد نظر شناسایی گردد. شناخت هرچه دقیق‌تر و جزئی‌تر یک سامانه، امکان تحلیل رفتار و عملکرد آن و همچنین هزینه و زمان شبیه‌سازی آن‌را افزایش می‌دهد. لذا شبیه‌سازی یک سامانه با توجه به سطح دانش مورد نیاز می‌تواند بسیار سطحی و اولیه و یا بسیار عمیق و پیشرفته باشد. در میان انواع سامانه‌های ساخت بشر، سامانه‌های فضایی به‌دلیل دور از دسترس بودن پس از پرتاب به فضا و هزینه و زمان بسیار زیاد، باید از قابلیت اعتماد بالایی برخوردار باشند. این قابلیت اعتماد بالا نشانه شناخت دقیق و جزئی مهندسین از عملکرد تک‌تک اجزای سامانه‌های فضایی می‌باشد. ایجاد هرگونه نقص در بخشی از یک سامانه فضایی می‌تواند حجم عظیمی از زمان و هزینه را به یک سازمان تحمیل نماید و لذا شبیه‌سازی و تست پیش از پرتاب سامانه‌های فضایی از اهمیت فوق‌العاده‌ای برخوردار است. از میان انواع سامانه‌های فضایی، سامانه کنترل وضعیت و موقعیت فضاپیما جایگاه خاصی را به لحاظ شبیه‌سازی و تست دارا می‌باشد. این سامانه به‌دلیل قرار دادن فضاپیما در