تست سخت‌افزاردر حلقه سامانه كنترل وضعيت ماژول زير مداري با تراسترهاي گاز سرد

Hardware-in-the-loop simulation for Attitude Control of a Suborbital Module using Cold Gas Thrusters

در اين پژوهش طراحي و تست سخت‌افزار در حلقه سامانه كنترل وضعيت ماژول زير مداري با استفاده از مجموعه تراسترهاي گاز سرد انجام گرفته است.پس از طراحي كنترلر مبتني بر بازخورد كواترنين با استفاده از مدولاتورهاي عرض پالس-فركانس پالس، فرمان كنترل لازم براي تراسترهاي از نوع خاموش-روشن و غير پيوسته فراهم شده است و شبيه‌سازي‌هاي عددي در دو حالت بدون اغتشاش و وجود اغتشاش و نامعيني مدل و محيط محاسبه شده است. سپس طراحي معماري و ساخت ميز تست تراسترهاي گاز سرد نيتروژن براي انجام تست‌هاي زمان حقيقي انجام شده و نتايج آن ثبت گرديده است. در اين فرايند نتايج شبيه‌سازي عددي مورد تاييد و صحه‌گذاري قرار گرفته است. در تحليل بعديبه عنوان دستاورد دوم اين پژوهش در انجام تست هاي شبيه‌سازيسخت‌افزار در حلقه، مقادير نامعيني مدل و نويز اندازه‌گيري تخمين زده شده و در مدل شبيه‌سازي عدديبه‌روز شده و بدين ترتيب به مدل حقيقي نزديك گرديده است. بدين ترتيب استفاده از اين مدل عددي در انجام تست‌هايي كه به صورت مكرر استفاده مي‌شوند با هزينه‌هاي بسيار كمتر از تست سخت‌افزار در حلقه پيشنهاد شده است.

This paper is concerned with design, develop and implementation of a quaternion based attitude control system for a rigid suborbital module which using cold gas thrusters over a short-duration mission. The quaternion controller produces a demand torque, and a pulse-width pulse-frequency modulator determines the necessary thruster fire signals. The effect of disturbances on module attitude has been investigated and the most significant found to be due to misalignment of thrusters effects. The system concept has been evaluated through modeling in Simulink and a rapid prototype hardware-in-the-loop platform and has been found to meet the requirements laid out for a typical module mission. The satisfactory performance of the controllers was illustrated through both numerical and hardware-in-the-loop simulations, where a system of twelve thrusters and load sensors were implemented in the hardware and disturbance effects such as thrust misalignment and sensor noise were studied. The results show the effectiveness of the proposed control method for agile attitude maneuvers of suborbital modules. The results of the HIL simulation were also used for tuning the parameters of the module’s numerical simulation that is to be used for error budgeting analyses.