Esnek yapılı bir uydunun durum bağımlı Riccati denklemi yöntemi ile kontrolü
Control of a flexible satellite using state dependent Riccati equation method
Yazar: BAHAR SAYILIR
Danışman: PROF. DR. SİNAN KILIÇASLAN ; DOÇ. DR. HABIB GHANBARPOURASL
Gazi Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2024
Konu: Makine Mühendisliği = Mechanical Engineering

Özet:
Günümüzde iletişim, meteoroloji, navigasyon, astronomi gibi çeşitli görevler için farklı yapıda ve ekipmanlara sahip uydular kullanılmaktadır. Bu uyduların çalışabilmesi için enerjiye ihtiyaçları vardır ve genellikle enerji ihtiyaçlarını karşılamak için esnek yapılı güneş panelleri tercih edilmektedir. Bu panellerin uzunluğu ve sayısı, uydunun tasarımına ve enerji ihtiyacına bağlı olarak değişiklik göstermektedir. Uydu, genellikle dünya etrafında dairesel bir yörüngede döner ve bu dönüşü sürdürebilmek için bir itki sistemine ihtiyaç duyar. İtki sistemi, gerekli dönme torkunu sağladıkça, esnek güneş panellerinde titreşim meydana gelmektedir. Ancak, bu titreşim zamanla uydunun yapısına ve hassas elektronik ekipmanlara zarar verebilmektedir. Bu titreşimi kontrol etmek için literatürde çeşitli kontrol yöntemleri kullanılmıştır. Esnek yapılı uydu dinamik denklemleri doğrusal değildir, ancak literatürdeki çoğu çalışmada bu denklemler doğrusallaştırılmış ve sonrasında doğrusal kontrol yöntemleri uygulanmıştır. Bu tezde ise bir rijit gövde ve iki tane esnek yapılı güneş paneline sahip bir uydu için hareket ve titreşim denklemleri Lagrange denklemi kullanılarak yazılmıştır. Doğrusal olmayan bu dinamik denklemler için herhangi bir doğrusallaştırma yöntemi kullanılmamış doğrusal olmayan sistemlerin kontrolü için kullanılan Durum Bağımlı Riccati Denklemi (DBRD) yöntemi kullanılarak kontrolcü tasarımı yapılmıştır. Birinci, ikinci ve üçüncü modlar için benzetim çalışmaları yapılmış ve modların durum değişkenleri üzerine etkisi incelenmiştir. Ayrıca birinci mod için modelleme hatası çalışmaları da yapılmıştır. Elde edilen sonuçlar aynı dinamik model için daha önce yapılan çalışmalarla karşılaştırılmıştır. Tüm bu denklemlerin algoritmasını oluşturmak ve benzetim çalışmalarını yapabilmek için MATLAB® programında kod yazılmıştır.

Abstract:
In today's world, satellites with different structures and equipment are used for various tasks such as communication, meteorology, navigation and astronomy. These satellites need energy to operate, and flexible solar panels are generally preferred to meet their energy needs. The length and number of these panels vary depending on the design and energy needs of the satellite. The satellite generally rotates in a circular orbit around the Earth and needs a propulsion system to maintain this rotation. As the propulsion system provides the necessary rotation torque, vibration occurs in the flexible solar panels. However, this vibration can damage the satellite's structure and sensitive electronic equipment over time. Various control methods have been used in the literature to control this vibration. Flexible satellite dynamic equations are nonlinear, but in most studies in the literature, these equations are linearized and then linear control methods are applied. In this thesis, the motion and vibration equations for a satellite with a rigid body and two flexible solar panels were written using the Lagrange equation. No linearization method was used for these nonlinear dynamic equations, the controller was designed using the State Dependent Riccati Equation (SDRE) method, which is used for the control of nonlinear systems. Simulation studies were carried out for the first, second and third modes and the effects of the modes on the state variables were examined. Modeling error studies were also conducted for the first mode. The results obtained were compared with the previous studies that used the same dynamic model Code was written in the MATLAB® program to create the algorithm of all these equations and perform simulation studies.