अंतरिक्ष यान अभिवृत्ति नियंत्रण

अंतरिक्ष यान रवैया नियंत्रण एक अंतरिक्ष यान (वाहन या उपग्रह) के संदर्भ के एक जड़त्वीय फ्रेम या किसी अन्य इकाई जैसे आकाशीय क्षेत्र, कुछ क्षेत्रों और आस-पास की वस्तुओं आदि के उन्मुखीकरण को नियंत्रित करने की प्रक्रिया है।

वाहन के रवैये को नियंत्रित करने के लिए वाहन के उन्मुखीकरण को मापने के लिए सेंसर की आवश्यकता होती है, वाहन को एक वांछित दृष्टिकोण पर उन्मुख करने के लिए आवश्यक टॉर्क को लागू करने के लिए एक्ट्यूएटर्स, और वर्तमान दृष्टिकोण के (1) सेंसर माप और (2) वांछित के विनिर्देश के आधार पर एक्ट्यूएटर्स को कमांड करने के लिए एल्गोरिदम। रवैया। एकीकृत क्षेत्र जो सेंसर, प्रवर्तक और एल्गोरिदम के संयोजन का अध्ययन करता है, उसे मार्गदर्शन, नेविगेशन और नियंत्रण (जीएनसी) कहा जाता है।

सिंहावलोकन

एक अंतरिक्ष यान के रवैये को आमतौर पर कई कारणों से स्थिर और नियंत्रित किया जाना चाहिए। यह अक्सर आवश्यक होता है ताकि संचार के लिए अंतरिक्ष यान उच्च-लाभ एंटीना को सटीक रूप से पृथ्वी की ओर इंगित किया जा सके, ताकि ऑनबोर्ड प्रयोग सटीक संग्रह और डेटा की बाद की व्याख्या के लिए सटीक संकेत कर सकें, ताकि सूर्य के प्रकाश और छाया के ताप और शीतलन प्रभाव हो सकें। थर्मल नियंत्रण के लिए और मार्गदर्शन के लिए भी बुद्धिमानी से उपयोग किया जाना चाहिए: लघु प्रणोदक युद्धाभ्यास को सही दिशा में निष्पादित किया जाना चाहिए।

स्थिरीकरण के प्रकार

दो प्रमुख दृष्टिकोणों में से एक का उपयोग करके अंतरिक्ष यान का दृष्टिकोण नियंत्रण बनाए रखा जाता है:

Spin stabilization स्थिर तंत्र के रूप में घूमने वाले अंतरिक्ष यान द्रव्यमान की जाइरोस्कोपिक क्रिया का उपयोग करके, अंतरिक्ष यान कताई को स्थापित करके स्पिन स्थिरीकरण पूरा किया जाता है। प्रोपल्शन सिस्टम थ्रस्टर्स को कभी-कभी स्पिन दर में या स्पिन-स्थिर रवैये में वांछित परिवर्तन करने के लिए निकाल दिया जाता है। यदि वांछित हो, तो कताई को थ्रस्टरों के उपयोग के माध्यम से या यो-यो टू-स्पिन द्वारा रोका जा सकता है। बाहरी सौर मंडल में पायनियर 10 और पायनियर 11 जांच स्पिन-स्थिर अंतरिक्ष यान के उदाहरण हैं।[1]
Three-axis stabilizationअंतरिक्ष यान के रवैये के नियंत्रण का एक वैकल्पिक तरीका है जिसमें अंतरिक्ष यान को बिना किसी घुमाव के वांछित अभिविन्यास में स्थिर रखा जाता है।
- अनुमत रवैया त्रुटि के एक डेडबैंड के भीतर अंतरिक्ष यान को लगातार आगे और पीछे करने के लिए छोटे थ्रस्टर्स का उपयोग करना एक तरीका है। थ्रस्टर्स को जन-निष्कासन नियंत्रण (MEC) के रूप में भी संदर्भित किया जा सकता है।^[2] सिस्टम, या प्रतिक्रिया नियंत्रण प्रणाली (RCS)। अंतरिक्ष यान मल्लाह 1 और मल्लाह 2 इस पद्धति का उपयोग करते हैं, और लगभग तीन चौथाई उपयोग कर चुके हैं^[3] जुलाई 2015 तक उनके 100 किग्रा प्रणोदक का।
- तीन-अक्ष स्थिरीकरण प्राप्त करने के लिए एक अन्य विधि विद्युत चालित प्रतिक्रिया पहियों का उपयोग करना है, जिसे संवेग पहिए भी कहा जाता है, जो अंतरिक्ष यान पर तीन ऑर्थोगोनल अक्षों पर लगे होते हैं। वे अंतरिक्ष यान और पहियों के बीच कोणीय गति को आगे और पीछे व्यापार करने का साधन प्रदान करते हैं। वाहन को किसी दिए गए अक्ष पर घुमाने के लिए उस अक्ष पर प्रतिक्रिया चक्र को विपरीत दिशा में त्वरित किया जाता है। वाहन को पीछे घुमाने के लिए पहिये को धीमा किया जाता है। उदाहरण के लिए, सौर फोटान दबाव या गुरुत्व प्रवणता से बाहरी बलाघूर्ण के कारण प्रणाली में जो अतिरिक्त संवेग बनता है, उसे समय-समय पर अंतरिक्ष यान पर नियंत्रित बल आघूर्ण लगाकर सिस्टम से हटा दिया जाना चाहिए ताकि पहियों को कंप्यूटर के तहत वांछित गति पर वापस लाया जा सके। नियंत्रण। यह युद्धाभ्यास के दौरान किया जाता है जिसे संवेग अवनति या संवेग अनलोड युद्धाभ्यास कहा जाता है। अधिकांश अंतरिक्ष यान डीसैचुरेशन युद्धाभ्यास के लिए टॉर्क को लागू करने के लिए थ्रस्टर्स की एक प्रणाली का उपयोग करते हैं। हबल अंतरिक्ष सूक्ष्मदर्शी द्वारा एक अलग दृष्टिकोण का उपयोग किया गया था, जिसमें संवेदनशील ऑप्टिक्स थे जो थ्रस्टर निकास से दूषित हो सकते थे, और इसके बजाय डीसैचुरेशन युद्धाभ्यास के लिए चुंबकीय टॉर्कर्स का इस्तेमाल किया।

स्पिन स्थिरीकरण और तीन-अक्ष स्थिरीकरण दोनों के फायदे और नुकसान हैं। स्पिन-स्थिर शिल्प एक सतत व्यापक गति प्रदान करता है जो क्षेत्रों और कण उपकरणों के साथ-साथ कुछ ऑप्टिकल स्कैनिंग उपकरणों के लिए वांछनीय है, लेकिन उन्हें एंटेना या ऑप्टिकल उपकरणों को डी-स्पिन करने के लिए जटिल सिस्टम की आवश्यकता हो सकती है जो विज्ञान अवलोकन के लिए लक्ष्य पर इंगित किया जाना चाहिए या पृथ्वी के साथ संचार। तीन-अक्ष नियंत्रित शिल्प ऑप्टिकल उपकरणों और एंटेना को उन्हें डी-स्पिन किए बिना इंगित कर सकता है, लेकिन उन्हें अपने क्षेत्रों और कण उपकरणों का सर्वोत्तम उपयोग करने के लिए विशेष घूर्णन युद्धाभ्यास करना पड़ सकता है। यदि नियमित स्थिरीकरण के लिए थ्रस्टर्स का उपयोग किया जाता है, तो इमेजिंग जैसे ऑप्टिकल प्रेक्षणों को यह जानते हुए डिज़ाइन किया जाना चाहिए कि अंतरिक्ष यान हमेशा धीरे-धीरे आगे और पीछे घूम रहा है, और हमेशा बिल्कुल सटीक रूप से नहीं। प्रतिक्रिया पहिया एक अधिक स्थिर अंतरिक्ष यान प्रदान करते हैं जिससे अवलोकन किया जा सकता है, लेकिन वे अंतरिक्ष यान में द्रव्यमान जोड़ते हैं, उनके पास एक सीमित यांत्रिक जीवनकाल होता है, और उन्हें लगातार संवेग असंतृप्तता युद्धाभ्यास की आवश्यकता होती है, जो थ्रस्टर्स के उपयोग द्वारा प्रदान किए गए त्वरण के कारण नेविगेशन समाधानों को परेशान कर सकते हैं। .^{[citation needed]}

आर्टिक्यूलेशन

कई अंतरिक्ष यान में ऐसे घटक होते हैं जिनके लिए आर्टिक्यूलेशन की आवश्यकता होती है। वायेजर कार्यक्रम और गैलीलियो (अंतरिक्ष यान), उदाहरण के लिए, बड़े पैमाने पर अंतरिक्ष यान अभिविन्यास से स्वतंत्र रूप से अपने लक्ष्य पर ऑप्टिकल उपकरणों को इंगित करने के लिए स्कैन प्लेटफॉर्म के साथ डिजाइन किए गए थे। कई अंतरिक्ष यान, जैसे कि मार्स ऑर्बिटर्स, में सौर पैनल होते हैं जिन्हें सूर्य को ट्रैक करना चाहिए ताकि वे अंतरिक्ष यान को विद्युत शक्ति प्रदान कर सकें। कैसिनी-ह्यूजेंस|कैसिनी के मुख्य इंजन नोज़ल चलाने योग्य थे। सोलर पैनल, या स्कैन प्लेटफॉर्म, या नोजल को कहां इंगित करना है, यह जानने के लिए - यानी इसे कैसे स्पष्ट करना है - इसके लिए अंतरिक्ष यान के रवैये का ज्ञान आवश्यक है। क्योंकि एक एकल सबसिस्टम अंतरिक्ष यान के रुख, सूर्य के स्थान और पृथ्वी के स्थान का ट्रैक रखता है, यह उपांगों को इंगित करने के लिए उचित दिशा की गणना कर सकता है। यह तार्किक रूप से एक ही सबसिस्टम - एटिट्यूड एंड आर्टिक्यूलेशन कंट्रोल सबसिस्टम (AACS) पर पड़ता है, फिर, रवैया और आर्टिक्यूलेशन दोनों को प्रबंधित करने के लिए। AACS नाम को एक अंतरिक्ष यान में भी ले जाया जा सकता है, भले ही इसमें स्पष्ट करने के लिए कोई उपांग न हो।^[4]

ज्यामिति

मनोवृत्ति इस वर्णन का हिस्सा है कि यूक्लिडियन अंतरिक्ष में किसी वस्तु को कैसे रखा जाता है। रवैया और स्थिति पूरी तरह से वर्णन करती है कि किसी वस्तु को अंतरिक्ष में कैसे रखा जाता है। (रोबोटिक्स और कंप्यूटर दृष्टि जैसे कुछ अनुप्रयोगों के लिए, पोज़ (कंप्यूटर दृष्टि) के रूप में ज्ञात एकल विवरण में स्थिति और दृष्टिकोण को एक साथ जोड़ना प्रथागत है।)

विभिन्न तरीकों का उपयोग करके मनोवृत्ति का वर्णन किया जा सकता है; हालाँकि, सबसे आम रोटेशन मैट्रिक्स, क्वाटरनियन और यूलर कोण हैं। जबकि यूलर कोण अक्सर कल्पना करने के लिए सबसे सीधा प्रतिनिधित्व होते हैं, वे जिम्बल ताला के रूप में जाने वाली घटना के कारण अत्यधिक-चालन योग्य प्रणालियों के लिए समस्या पैदा कर सकते हैं। दूसरी ओर, एक रोटेशन मैट्रिक्स, तीन के बजाय नौ मानों की आवश्यकता की कीमत पर दृष्टिकोण का पूर्ण विवरण प्रदान करता है। रोटेशन मैट्रिक्स के उपयोग से कम्प्यूटेशनल व्यय में वृद्धि हो सकती है और उनके साथ काम करना अधिक कठिन हो सकता है। Quaternions एक सभ्य समझौता प्रदान करते हैं जिसमें वे जिम्बल लॉक से पीड़ित नहीं होते हैं और केवल चार मूल्यों की आवश्यकता होती है ताकि पूरी तरह से रवैया का वर्णन किया जा सके।

एक दृढ़ पिंड का बदलता अभिविन्यास उसी प्रकार है जैसे घूर्णन (गणित) इससे जुड़े सम्बन्ध का दायरा की धुरी है।

मनोवृत्ति निर्धारण

रवैया नियंत्रण करने से पहले, वर्तमान रवैया निर्धारित किया जाना चाहिए। मनोवृत्ति को सीधे किसी एक माप से नहीं मापा जा सकता है, और इसलिए माप के एक सेट (अक्सर विभिन्न सेंसर का उपयोग करके) से गणना (या अनुमान सिद्धांत) की जानी चाहिए। यह या तो सांख्यिकीय रूप से किया जा सकता है (केवल वर्तमान में उपलब्ध मापों का उपयोग करके दृष्टिकोण की गणना), या एक सांख्यिकीय फिल्टर (आमतौर पर, कलमन फिल्टर) के उपयोग के माध्यम से किया जा सकता है जो सांख्यिकीय रूप से पिछले दृष्टिकोण अनुमानों को वर्तमान सेंसर मापों के साथ जोड़कर इष्टतम अनुमान प्राप्त करता है। वर्तमान रवैया।

स्थिति/स्थान

कुछ सेंसर और अनुप्रयोगों के लिए (जैसे मैग्नेटोमीटर का उपयोग करने वाले अंतरिक्ष यान) सटीक स्थान भी ज्ञात होना चाहिए। पोज़ देते समय^{[clarification needed]} आकलन नियोजित किया जा सकता है, अंतरिक्ष यान के लिए यह आमतौर पर दृष्टिकोण अनुमान से अलग स्थिति (कक्षा निर्धारण के माध्यम से) का अनुमान लगाने के लिए पर्याप्त होता है।^{[citation needed]} पृथ्वी के निकट चलने वाले स्थलीय वाहनों और अंतरिक्ष यान के लिए, सैटेलाइट मार्गदर्शन सिस्टम के आगमन से सटीक स्थिति ज्ञान आसानी से प्राप्त किया जा सकता है। यह समस्या गहरे अंतरिक्ष वाहनों, या वैश्विक नेविगेशन सैटेलाइट सिस्टम (जीएनएसएस) में संचालित स्थलीय वाहनों के लिए और अधिक जटिल हो जाती है, जो पर्यावरण से वंचित हैं (नेविगेशन देखें)।

स्थैतिक रवैया आकलन के तरीके

स्थिर रवैया आकलन पद्धति वहबा की समस्या का समाधान है। कई समाधान प्रस्तावित किए गए हैं, विशेष रूप से डेवनपोर्ट की क्यू-पद्धति, QUEST, TRIAD, और एकवचन मूल्य अपघटन।^[5]

अनुक्रमिक आकलन के तरीके

Kalman फ़िल्टरिंग का उपयोग क्रमिक रूप से दृष्टिकोण, साथ ही कोणीय दर का अनुमान लगाने के लिए किया जा सकता है।^[6] क्योंकि रवैया गतिकी (यूलर के समीकरणों का संयोजन (कठोर शरीर गतिकी) और दृष्टिकोण कीनेमेटिक्स) गैर-रैखिक हैं, एक रैखिक कलमन फ़िल्टर पर्याप्त नहीं है। क्योंकि रवैया गतिकी बहुत गैर-रैखिक नहीं है, विस्तारित कलमन फ़िल्टर आमतौर पर पर्याप्त होता है (हालांकि क्रैसिडिस और मार्कली ने प्रदर्शित किया कि बिना सेंट वाला कलमैन फ़िल्टर का उपयोग किया जा सकता है, और उन मामलों में लाभ प्रदान कर सकता है जहां प्रारंभिक अनुमान खराब है)।^[7] कई तरीके प्रस्तावित किए गए हैं, हालांकि मल्टीप्लिकेटिव एक्सटेंडेड कलमैन फ़िल्टर (MEKF) अब तक का सबसे आम तरीका है।^{[citation needed]} यह दृष्टिकोण त्रुटि चतुर्धातुक के गुणात्मक सूत्रीकरण का उपयोग करता है, जो चतुर्धातुक पर एकता की बाधा को बेहतर ढंग से नियंत्रित करने की अनुमति देता है। डायनेमिक मॉडल रिप्लेसमेंट के रूप में जानी जाने वाली तकनीक का उपयोग करना भी आम है, जहां कोणीय दर का सीधे अनुमान नहीं लगाया जाता है, बल्कि जाइरो से मापी गई कोणीय दर का उपयोग सीधे समय में घूर्णी गतिकी को आगे बढ़ाने के लिए किया जाता है। यह अधिकांश अनुप्रयोगों के लिए मान्य है क्योंकि gyros आमतौर पर सिस्टम पर कार्य करने वाले विक्षोभ टोरों के ज्ञान की तुलना में कहीं अधिक सटीक होते हैं (जो कि कोणीय दर के सटीक अनुमान के लिए आवश्यक है)।

रवैया नियंत्रण एल्गोरिदम

एल्गोरिदम कंप्यूटर प्रोग्राम हैं जो वाहन सेंसर से डेटा प्राप्त करते हैं और वाहन को वांछित दृष्टिकोण पर घुमाने के लिए एक्ट्यूएटर्स को उचित आदेश देते हैं। एल्गोरिदम बहुत सरल से लेकर हैं, उदा। मिशन की आवश्यकताओं के आधार पर, आनुपातिक नियंत्रण, जटिल गैर-रैखिक अनुमानकों या कई प्रकार के बीच। आमतौर पर, रवैया नियंत्रण एल्गोरिदम कंप्यूटर हार्डवेयर पर चलने वाले सॉफ़्टवेयर का हिस्सा होते हैं, जो ग्राउंड से कमांड प्राप्त करते हैं और ग्राउंड स्टेशन पर ट्रांसमिशन के लिए वाहन डेटा टेलीमेटरी को प्रारूपित करते हैं।

रवैया नियंत्रण एल्गोरिदम एक विशेष रवैया पैंतरेबाज़ी के लिए आवश्यकता के आधार पर लिखा और कार्यान्वित किया जाता है। गुरुत्वाकर्षण-ढाल स्थिरीकरण जैसे निष्क्रिय रवैया नियंत्रण के कार्यान्वयन के अलावा, अधिकांश अंतरिक्ष यान सक्रिय नियंत्रण का उपयोग करते हैं जो एक विशिष्ट रवैया नियंत्रण लूप प्रदर्शित करता है। नियंत्रण एल्गोरिथम का डिज़ाइन विशिष्ट दृष्टिकोण पैंतरेबाज़ी के लिए उपयोग किए जाने वाले एक्ट्यूएटर पर निर्भर करता है, हालांकि एक साधारण पीआईडी नियंत्रक का उपयोग करना | आनुपातिक-अभिन्न-व्युत्पन्न नियंत्रक (पीआईडी नियंत्रक) अधिकांश नियंत्रण आवश्यकताओं को पूरा करता है।

मापा और वांछित दृष्टिकोण के बीच अंतर के रूप में वर्णित त्रुटि संकेतों के आधार पर एक्ट्यूएटर्स के लिए उपयुक्त आदेश प्राप्त किए जाते हैं। त्रुटि संकेतों को आमतौर पर यूलर कोण (Φ, θ, Ψ) के रूप में मापा जाता है, हालांकि इसका एक विकल्प दिशा कोसाइन मैट्रिक्स या त्रुटि चतुष्कोणों के संदर्भ में वर्णित किया जा सकता है। पीआईडी नियंत्रक जो कि सबसे आम है, निम्न प्रकार से दृष्टिकोण के आधार पर एक त्रुटि संकेत (विचलन) पर प्रतिक्रिया करता है

$T_{c}(t)=K_{\text{p}}e(t)+K_{\text{i}}\int _{0}^{t}e(\tau )\,d\tau +K_{\text{d}}{\dot {e}}(t),$ कहाँ पे $T_{c}$ नियंत्रण टोक़ है, $e$ रवैया विचलन संकेत है, और $K_{\text{p}},K_{\text{i}},K_{\text{d}}$ पीआईडी नियंत्रक पैरामीटर हैं।

इसका एक सरल कार्यान्वयन दुर्लभ के लिए आनुपातिक नियंत्रण का अनुप्रयोग हो सकता है, जो या तो संवेग या प्रतिक्रिया चक्रों को एक्चुएटर्स के रूप में उपयोग करता है। पहियों के संवेग में परिवर्तन के आधार पर नियंत्रण नियम को 3-अक्ष x, y, z में इस प्रकार परिभाषित किया जा सकता है

$T_{c}x=-K_{\text{q1}}q_{1}+K_{\text{w1}}{w_{x}},$

$T_{c}y=-K_{\text{q2}}q_{2}+K_{\text{w2}}{w_{y}},$

$T_{c}z=-K_{\text{q3}}q_{3}+K_{\text{w3}}{w_{z}},$ यह नियंत्रण एल्गोरिथ्म संवेग डंपिंग को भी प्रभावित करता है।

एक अन्य महत्वपूर्ण और सामान्य नियंत्रण एल्गोरिदम में डीटम्बलिंग की अवधारणा शामिल है, जो अंतरिक्ष यान के कोणीय गति को क्षीण कर रही है। प्रक्षेपण यान से मुक्त होने के बाद बेकाबू स्थिति से अंतरिक्ष यान को अलग करने की आवश्यकता उत्पन्न होती है। कम पृथ्वी की कक्षा (LEO) में अधिकांश अंतरिक्ष यान चुंबकीय डीटम्बलिंग अवधारणा का उपयोग करता है जो पृथ्वी के चुंबकीय क्षेत्र के प्रभाव का उपयोग करता है। नियंत्रण एल्गोरिथ्म को बी-डॉट कंट्रोलर कहा जाता है और नियंत्रण एक्ट्यूएटर्स के रूप में चुंबकीय टॉर्कर या टॉर्क रॉड्स पर निर्भर करता है। नियंत्रण कानून बॉडी-फिक्स्ड चुंबकत्वमापी सिग्नल के परिवर्तन की दर की माप पर आधारित है।

$m=-K{\dot {B}}$ कहाँ पे $m$ चुंबकीय आघूर्ण का आदेशित चुंबकीय द्विध्रुव आघूर्ण है और $K$ आनुपातिक लाभ है और ${\dot {B}}$ पृथ्वी के चुंबकीय क्षेत्र के परिवर्तन की दर है।

सेंसर

सापेक्ष रवैया सेंसर

कई सेंसर आउटपुट उत्पन्न करते हैं जो दृष्टिकोण में परिवर्तन की दर को दर्शाते हैं। इन्हें एक ज्ञात प्रारंभिक रवैया, या बाहरी जानकारी की आवश्यकता होती है ताकि वे रवैया निर्धारित करने के लिए उनका उपयोग कर सकें। सेंसर के इस वर्ग में से कई में कुछ शोर है, अगर पूर्ण रवैया सेंसर द्वारा ठीक नहीं किया गया तो अशुद्धि हो सकती है।

जाइरोस्कोप

जाइरोस्कोप ऐसे उपकरण हैं जो बाहरी वस्तुओं के अवलोकन पर निर्भरता के बिना त्रि-आयामी अंतरिक्ष में रोटेशन को महसूस करते हैं। शास्त्रीय रूप से, एक जाइरोस्कोप में एक घूमता हुआ द्रव्यमान होता है, लेकिन एक बंद पथ के चारों ओर परावर्तित सुसंगत प्रकाश का उपयोग करने वाले लेजर रिंग जाइरोस्कोप भी होते हैं। एक अन्य प्रकार का जाइरो एक अर्धगोल गुंजयमान जाइरोस्कोप है जहां वाइन ग्लास के आकार का एक क्रिस्टल कप दोलन में चलाया जा सकता है जैसे वाइन ग्लास गाता है क्योंकि उंगली उसके रिम के चारों ओर रगड़ती है। दोलन का उन्मुखीकरण जड़त्वीय अंतरिक्ष में तय किया गया है, इसलिए अंतरिक्ष यान के सापेक्ष दोलन के उन्मुखीकरण को मापने के लिए जड़त्वीय अंतरिक्ष के संबंध में अंतरिक्ष यान की गति को समझने के लिए इस्तेमाल किया जा सकता है।^[8]

मोशन रेफरेंस यूनिट

मोशन रेफरेंस यूनिट्स सिंगल- या मल्टी-एक्सिस मोशन सेंसर वाली एक तरह की जड़त्वीय माप इकाई हैं। वे वाइब्रेटिंग स्ट्रक्चर जाइरोस्कोप #MEMS Gyroscopes का उपयोग करते हैं। कुछ मल्टी-एक्सिस एमआरयू स्वतंत्रता की छह डिग्री को मापने में सक्षम हैं | रोल, पिच, यव और हीव। उनके पास वैमानिकी क्षेत्र के बाहर अनुप्रयोग हैं, जैसे:^[9]

एंटीना (रेडियो) गति मुआवजा और स्थिरीकरण
गतिशील स्थिति
अपतटीय क्रेन के सक्रिय भारी मुआवजा
उच्च गति शिल्प गति नियंत्रण और भिगोना प्रणाली
हाइड्रो ध्वनिक स्थिति
सिंगल और मल्टीबीम इकोसाउंडर्स का मोशन मुआवजा
महासागर लहर माप
अपतटीय संरचना गति निगरानी
स्वायत्त पानी के नीचे के वाहनों और दूर से संचालित पानी के नीचे के वाहनों पर अभिविन्यास और दृष्टिकोण माप
जहाज गति निगरानी

निरपेक्ष रवैया सेंसर

सेंसर का यह वर्ग अंतरिक्ष यान के बाहर क्षेत्रों, वस्तुओं या अन्य घटनाओं की स्थिति या अभिविन्यास को समझता है।

क्षितिज संवेदक

एक क्षितिज संवेदक एक ऑप्टिकल उपकरण है जो पृथ्वी के वायुमंडल के 'अंग' से प्रकाश का पता लगाता है, अर्थात क्षितिज पर। इन्फ्रारेड # हीट सेंसिंग का अक्सर उपयोग किया जाता है, जो बहुत ठंडे कॉस्मिक माइक्रोवेव पृष्ठभूमि विकिरण की तुलना में वातावरण की तुलनात्मक गर्मी को महसूस करता है। यह संवेदक दो ओर्थोगोनल अक्षों के बारे में पृथ्वी के संबंध में अभिविन्यास प्रदान करता है। यह तारकीय अवलोकन पर आधारित संवेदकों की तुलना में कम सटीक होता है। कभी-कभी पृथ्वी संवेदक के रूप में संदर्भित किया जाता है।^[10]

कक्षीय जाइरोकोमपास

जिस तरह से एक स्थलीय जाइरोकोमपास स्थानीय गुरुत्वाकर्षण को महसूस करने के लिए एक लंगर का उपयोग करता है और अपने जाइरो को पृथ्वी के स्पिन वेक्टर के साथ संरेखित करने के लिए मजबूर करता है, और इसलिए उत्तर की ओर इशारा करता है, एक कक्षीय जाइरोकोमपास पृथ्वी के केंद्र की दिशा को समझने के लिए एक क्षितिज सेंसर का उपयोग करता है, और एक जाइरो कक्षा तल के सामान्य अक्ष के परितः घूर्णन का बोध। इस प्रकार, क्षितिज संवेदक पिच और रोल माप प्रदान करता है, और जाइरो यव प्रदान करता है।^[11] टैट-ब्रायन कोण देखें।

सूर्य संवेदक

सूर्य संवेदक एक ऐसा उपकरण है जो सूर्य की दिशा को भांप लेता है। मिशन आवश्यकताओं के आधार पर, यह कुछ सौर कोशिकाओं और रंगों के रूप में सरल हो सकता है, या एक स्टीयरेबल दूरबीन के रूप में जटिल हो सकता है।

पृथ्वी संवेदक

अर्थ सेंसर एक ऐसा उपकरण है जो पृथ्वी की दिशा को भांप लेता है। यह आमतौर पर एक अवरक्त कैमरा होता है; आजकल प्रवृत्ति का पता लगाने का मुख्य तरीका स्टार ट्रैकर है, लेकिन पृथ्वी सेंसर अभी भी कम लागत और विश्वसनीयता के लिए उपग्रहों में एकीकृत हैं।^[10]

स्टार ट्रैकर

STARS रीयल-टाइम स्टार ट्रैकिंग सॉफ़्टवेयर, E और B प्रयोग 2012 की एक छवि पर संचालित होता है, जो 2012-12-29 को अंटार्कटिका से लॉन्च किया गया एक उच्च-ऊंचाई वाला गुब्बारा-जनित ब्रह्मांड विज्ञान प्रयोग है।

एक सितारा ट्रैकर एक ऑप्टिकल डिवाइस है जो फोटो सेल या कैमरे का उपयोग करके सितारों की स्थिति को मापता है।^[12] यह पहचान करने के लिए चमक और वर्णक्रमीय प्रकार के परिमाण का उपयोग करता है और फिर इसके चारों ओर सितारों की सापेक्ष स्थिति की गणना करता है।

मैग्नेटोमीटर

एक मैग्नेटोमीटर एक उपकरण है जो चुंबकीय क्षेत्र की ताकत को महसूस करता है और जब तीन-अक्ष त्रिभुज, चुंबकीय क्षेत्र की दिशा में उपयोग किया जाता है। एक अंतरिक्ष यान नेविगेशनल सहायता के रूप में, संवेदी क्षेत्र शक्ति और दिशा की तुलना ऑन-बोर्ड या ग्राउंड-आधारित मार्गदर्शन कंप्यूटर की स्मृति में संग्रहीत पृथ्वी के चुंबकीय क्षेत्र के मानचित्र से की जाती है। यदि अंतरिक्ष यान की स्थिति ज्ञात हो तो दृष्टिकोण का अनुमान लगाया जा सकता है।^[13]

एक्ट्यूएटर्स

मनोवृत्ति नियंत्रण कई तंत्रों द्वारा प्राप्त किया जा सकता है, जिनमें शामिल हैं:

थ्रस्टर्स

वर्नियर थ्रस्टर्स सबसे आम एक्चुएटर्स हैं, क्योंकि उनका उपयोग स्टेशन कीपिंग के लिए भी किया जा सकता है। सभी तीन अक्षों के बारे में स्थिरीकरण प्रदान करने के लिए थ्रस्टर्स को एक प्रणाली के रूप में व्यवस्थित किया जाना चाहिए, और वाहन को अनुवाद (ज्यामिति) प्रदान करने से रोकने के लिए आमतौर पर प्रत्येक अक्ष में कम से कम दो थ्रस्टर्स को जोड़े (यांत्रिकी) के रूप में टोक़ प्रदान करने के लिए उपयोग किया जाता है। उनकी सीमाएं ईंधन उपयोग, इंजन पहनने और नियंत्रण वाल्वों के चक्र हैं। एक रवैया नियंत्रण प्रणाली की ईंधन दक्षता इसके विशिष्ट आवेग (निकास वेग के आनुपातिक) और इसे प्रदान करने वाले सबसे छोटे टोक़ आवेग द्वारा निर्धारित की जाती है (जो यह निर्धारित करती है कि सटीक नियंत्रण प्रदान करने के लिए कितनी बार थ्रस्टर्स को आग लगाना चाहिए)। रोटेशन शुरू करने के लिए थ्रस्टर्स को एक दिशा में निकाल दिया जाना चाहिए, और यदि एक नया अभिविन्यास आयोजित किया जाना है तो फिर से विपरीत दिशा में। वोस्तोक (अंतरिक्ष यान), प्रोजेक्ट मरकरी, परियोजना मिथुन, अपोलो (अंतरिक्ष यान), सोयुज (अंतरिक्ष यान), और अंतरिक्ष शटल सहित अधिकांश मानवयुक्त अंतरिक्ष वाहनों पर थ्रस्टर सिस्टम का उपयोग किया गया है।

मिशन अवधि पर ईंधन सीमा को कम करने के लिए, सहायक रवैया नियंत्रण प्रणाली का उपयोग वाहन के रोटेशन को निचले स्तर तक कम करने के लिए किया जा सकता है, जैसे कि छोटे आयन थ्रस्टर्स जो सौर कोशिकाओं से बिजली का उपयोग करके आयनित गैसों को अत्यधिक वेग से विद्युत रूप से तेज करते हैं।

प्रतिक्रिया/संवेग चक्र

मोमेंटम व्हील बिजली की मोटर चालित रोटर होते हैं जो वाहन को फिर से उन्मुख करने के लिए आवश्यक दिशा के विपरीत स्पिन करने के लिए बनाए जाते हैं। क्योंकि संवेग पहिये अंतरिक्ष यान के द्रव्यमान का एक छोटा अंश बनाते हैं और कंप्यूटर नियंत्रित होते हैं, वे सटीक नियंत्रण देते हैं। घर्षण और टूटने की समस्याओं से बचने के लिए गति पहियों को आम तौर पर चुंबकीय बीयरिंगों पर निलंबित कर दिया जाता है।^[14] स्पेसक्राफ्ट रिएक्शन व्हील अक्सर मैकेनिकल बॉल बेयरिंग का उपयोग करते हैं।

तीन आयामी अंतरिक्ष में अभिविन्यास बनाए रखने के लिए कम से कम तीन प्रतिक्रिया पहियों का इस्तेमाल किया जाना चाहिए,^[15] एकल विफलता सुरक्षा प्रदान करने वाली अतिरिक्त इकाइयों के साथ। यूलर कोण देखें।

नियंत्रण पल gyros

ये स्थिर गति से घूमने वाले रोटर हैं, जो रवैया नियंत्रण प्रदान करने के लिए गिंबल्स पर लगे होते हैं। हालांकि एक सीएमजी जाइरो स्पिन अक्ष के लिए दो अक्षों ऑर्थोगोनल के बारे में नियंत्रण प्रदान करता है, त्रिअक्षीय नियंत्रण के लिए अभी भी दो इकाइयों की आवश्यकता होती है। लागत और द्रव्यमान के मामले में एक सीएमजी थोड़ा अधिक महंगा है, क्योंकि गिंबल्स और उनके ड्राइव मोटर्स प्रदान किए जाने चाहिए। सीएमजी द्वारा लगाया गया अधिकतम टॉर्क (लेकिन अधिकतम कोणीय संवेग परिवर्तन नहीं) मोमेंटम व्हील की तुलना में अधिक होता है, जो इसे बड़े अंतरिक्ष यान के लिए बेहतर बनाता है। एक बड़ी कमी अतिरिक्त जटिलता है, जो विफलता बिंदुओं की संख्या को बढ़ाती है। इस कारण से, अंतर्राष्ट्रीय अंतरिक्ष स्टेशन दोहरी विफलता सहनशीलता प्रदान करने के लिए चार सीएमजी के सेट का उपयोग करता है।

सौर पाल

छोटे सौर पाल (उपकरण जो घटना प्रकाश को प्रतिबिंबित करके प्रेरित प्रतिक्रिया बल के रूप में जोर देते हैं) का उपयोग छोटे दृष्टिकोण नियंत्रण और वेग समायोजन करने के लिए किया जा सकता है। यह एप्लिकेशन ईंधन व्यय के बिना नियंत्रण क्षणों का उत्पादन करके लंबी अवधि के मिशन पर बड़ी मात्रा में ईंधन बचा सकता है। उदाहरण के लिए, मेरिनर 10 ने अपने सौर सेल और एंटेना को छोटे सौर पाल के रूप में उपयोग करके अपने दृष्टिकोण को समायोजित किया।

गुरुत्वाकर्षण-ढाल स्थिरीकरण

कक्षा में, अन्य दो अक्षों की तुलना में एक अक्ष के साथ एक अंतरिक्ष यान स्वचालित रूप से उन्मुख होगा ताकि इसकी लंबी धुरी द्रव्यमान के ग्रह के केंद्र पर इंगित हो। इस प्रणाली में कोई सक्रिय नियंत्रण प्रणाली या ईंधन के व्यय की आवश्यकता नहीं है। प्रभाव एक ज्वारीय बल के कारण होता है। वाहन का ऊपरी सिरा निचले सिरे की तुलना में कम गुरुत्वाकर्षण खिंचाव महसूस करता है। जब भी लंबी धुरी गुरुत्वाकर्षण की दिशा के साथ सह-रैखिक नहीं होती है तो यह एक बहाल टोक़ प्रदान करता है। जब तक अवमंदन के कुछ साधन उपलब्ध नहीं कराए जाते, अंतरिक्ष यान स्थानीय ऊर्ध्वाधर के बारे में दोलन करेगा। कभी-कभी तार प्रणोदन का उपयोग उपग्रह के दो भागों को जोड़ने के लिए किया जाता है, ताकि स्टेबलाइज़िंग टॉर्क को बढ़ाया जा सके। इस तरह के टीथर के साथ एक समस्या यह है कि रेत के दाने जितना छोटा उल्कापिंड उन्हें अलग कर सकता है।

चुंबकीय आघूर्ण

विद्युत चुम्बकीय कुंडल या (बहुत छोटे उपग्रहों पर) स्थायी चुम्बक स्थानीय चुंबकीय क्षेत्र के विरुद्ध एक क्षण लगाते हैं। यह विधि केवल वहीं काम करती है जहां एक चुंबकीय क्षेत्र होता है जिसके खिलाफ प्रतिक्रिया करनी होती है। एक क्लासिक फील्ड कॉइल वास्तव में एक ग्रहीय चुंबकीय क्षेत्र में इलेक्ट्रोडायनामिक टीथर के रूप में है। कक्षीय क्षय की कीमत पर इस तरह के प्रवाहकीय तार भी विद्युत शक्ति उत्पन्न कर सकते हैं। इसके विपरीत, सौर सेल शक्ति का उपयोग करके प्रतिधारा को प्रेरित करके, कक्षा को ऊपर उठाया जा सकता है। एक आदर्श रेडियल क्षेत्र से पृथ्वी के चुंबकीय क्षेत्र में बड़े पैमाने पर परिवर्तनशीलता के कारण, इस क्षेत्र में टॉर्क कपलिंग पर आधारित नियंत्रण कानून अत्यधिक गैर-रैखिक होंगे। इसके अलावा, किसी भी समय केवल दो-अक्ष नियंत्रण उपलब्ध होता है, जिसका अर्थ है कि सभी दरों को शून्य करने के लिए वाहन को फिर से चालू करना आवश्यक हो सकता है।

निष्क्रिय रवैया नियंत्रण

उपग्रहों के लिए तीन मुख्य प्रकार के निष्क्रिय रवैया नियंत्रण मौजूद हैं। पहले वाला गुरुत्वाकर्षण प्रवणता का उपयोग करता है, और यह पृथ्वी की ओर इशारा करते हुए लंबी धुरी (जड़ता के सबसे छोटे क्षण के साथ अक्ष) के साथ चार स्थिर अवस्थाओं की ओर जाता है। चूंकि इस प्रणाली में चार स्थिर अवस्थाएँ हैं, यदि उपग्रह का पसंदीदा अभिविन्यास है, उदा। एक कैमरा ग्रह की ओर इशारा करता है, उपग्रह को फ़्लिप करने के लिए किसी तरह से और उसके टीथर को एंड-टू-एंड की जरूरत होती है।

दूसरी निष्क्रिय प्रणाली एक चुंबक की बदौलत उपग्रह को पृथ्वी के चुंबकीय क्षेत्र के साथ उन्मुख करती है।^[16] इन विशुद्ध रूप से निष्क्रिय रवैया नियंत्रण प्रणालियों में सीमित सटीकता है, क्योंकि अंतरिक्ष यान न्यूनतम ऊर्जा के आसपास दोलन करेगा। डैम्पर जोड़कर इस कमी को दूर किया जाता है, जो हिस्टेरेटिक सामग्री या चिपचिपा स्पंज हो सकता है। विस्कस डम्पर अंतरिक्ष यान में तरल पदार्थ का एक छोटा कैन या टैंक है, संभवतः आंतरिक घर्षण को बढ़ाने के लिए आंतरिक बाधाओं के साथ। स्पंज के भीतर घर्षण धीरे-धीरे दोलन ऊर्जा को चिपचिपे स्पंज के भीतर फैलने वाली गर्मी में परिवर्तित कर देगा।

निष्क्रिय रवैया नियंत्रण का तीसरा रूप वायुगतिकीय स्थिरीकरण है। यह GASPACS|गेट अवे स्पेशल पैसिव एटिट्यूड कंट्रोल सैटेलाइट (GASPACS) प्रौद्योगिकी प्रदर्शन पर प्रदर्शित ड्रैग ग्रेडिएंट का उपयोग करके प्राप्त किया जाता है। निचली पृथ्वी की कक्षा में, गुरुत्वाकर्षण प्रवणताओं के कारण लगाए गए बल की तुलना में ड्रैग के कारण बल परिमाण के कई आदेश अधिक प्रभावी होते हैं^[17] जब एक उपग्रह वायुगतिकीय निष्क्रिय रवैया नियंत्रण का उपयोग कर रहा होता है, तो पृथ्वी के ऊपरी वायुमंडल से हवा के अणु उपग्रह पर इस तरह से प्रहार करते हैं कि दबाव का केंद्र द्रव्यमान के केंद्र के पीछे रहता है, ठीक उसी तरह जैसे एक तीर पर पंख तीर को स्थिर करते हैं। GASPACS ने 1 मीटर इन्फ्लेटेबल 'एयरोबूम' का उपयोग किया, जो उपग्रह के पीछे फैला हुआ था, जिससे उपग्रह के वेग सदिश के साथ एक स्थिर बल आघूर्ण का निर्माण हुआ। ^[18]

यह भी देखें

अनुदैर्ध्य स्थिर स्थिरता
दिशात्मक स्थिरता
प्रतिक्रिया नियंत्रण प्रणाली

संदर्भ

↑ "The Pioneer Missions". NASA. March 26, 2007. Retrieved January 1, 2023.
↑ "Basics of Space Flight Section II. Space Flight Projects". Nasa.gov. Retrieved July 15, 2015.
↑ "Voyager Weekly Reports". Nasa.gov. Retrieved July 15, 2015.
↑ "Chapter 11. Typical Onboard Systems". Basics of Spaceflight Section II (Report). NASA JPL. Retrieved January 1, 2023.
↑ Markley, F. Landis; Crassidis, John L. (2014), "Static Attitude Determination Methods", Fundamentals of Spacecraft Attitude Determination and Control, Springer New York, pp. 183–233, doi:10.1007/978-1-4939-0802-8_5, ISBN 9781493908011
↑ Markley, F. Landis; Crassidis, John L. (2014), "Estimation of Dynamic Systems: Applications", Fundamentals of Spacecraft Attitude Determination and Control, Springer New York, pp. 451–512, doi:10.1007/978-1-4939-0802-8_5, ISBN 9781493908011
↑ Crassidis, John L.; Markley, F. Landis (May 23, 2012). "Unscented Filtering for Spacecraft Attitude Estimation". Journal of Guidance, Control and Dynamics. 26 (4): 536–542. doi:10.2514/2.5102.
↑ "Hemispherical Resonator Gyros" (PDF). Northropgrumman.com. Retrieved September 9, 2013.
↑ "MRU Applications". Kongsberg Maritime AS. Retrieved January 29, 2015.
↑ ^10.0 ^10.1 Spacecraft Earth Horizon Sensors (PDF) (Report). NASA. December 1969. Retrieved January 1, 2023.
↑ Abezyaev, I.N. (2021). "Gyrocompass for Orbital Space Vehicles". Cosmic Res 59. 59 (3): 204–211. Bibcode:2021CosRe..59..204A. doi:10.1134/S0010952521030011. S2CID 254423773.
↑ "Star Camera". NASA. May 2004. Archived from the original on July 21, 2011. Retrieved May 25, 2012.
↑ Acuña, Mario H. (November 2002). "Space-based magnetometers". Review of Scientific Instruments. 73 (11): 3717–3736. Bibcode:2002RScI...73.3717A. doi:10.1063/1.1510570. Retrieved December 30, 2022.
↑ Henrikson, C.H.; Lyman, J.; Studer, P.A. (January 1, 1974). Magnetically suspended momentum wheels for spacecraft stabilization (Report). NASA. Retrieved December 30, 2022.
↑ "Investigation of Pulsed Plasma Thrusters for Spacecraft Attitude Control" (PDF). Erps.spacegrant.org. Archived from the original (PDF) on April 22, 2014. Retrieved September 9, 2013.
↑ Attitude and Determination Control Systems for the OUFTI nanosatellites. Vincent Francois-Lavet (2010-05-31)
↑ Mohammad Nusrat Aman, Asma (2019). "Studying the Effects of Disturbance Torques on a 2U CubeSat in Low Earth Orbits". Journal of Physics: Conference Series. 1155 (1): 012024. Bibcode:2019JPhCS1152a2024N. doi:10.1088/1742-6596/1152/1/012024. S2CID 127003967. Retrieved November 3, 2022.
↑ "GASPACS Get Away Special Passive Attitude Control Satellite". Retrieved November 3, 2022.

[1] "The Pioneer Missions". NASA. March 26, 2007. Retrieved January 1, 2023.

[2] "Basics of Space Flight Section II. Space Flight Projects". Nasa.gov. Retrieved July 15, 2015.

[3] "Voyager Weekly Reports". Nasa.gov. Retrieved July 15, 2015.

[4] "Chapter 11. Typical Onboard Systems". Basics of Spaceflight Section II (Report). NASA JPL. Retrieved January 1, 2023.

[5] Markley, F. Landis; Crassidis, John L. (2014), "Static Attitude Determination Methods", Fundamentals of Spacecraft Attitude Determination and Control, Springer New York, pp. 183–233, doi:10.1007/978-1-4939-0802-8_5, ISBN 9781493908011

[6] Markley, F. Landis; Crassidis, John L. (2014), "Estimation of Dynamic Systems: Applications", Fundamentals of Spacecraft Attitude Determination and Control, Springer New York, pp. 451–512, doi:10.1007/978-1-4939-0802-8_5, ISBN 9781493908011

[7] Crassidis, John L.; Markley, F. Landis (May 23, 2012). "Unscented Filtering for Spacecraft Attitude Estimation". Journal of Guidance, Control and Dynamics. 26 (4): 536–542. doi:10.2514/2.5102.

[8] "Hemispherical Resonator Gyros" (PDF). Northropgrumman.com. Retrieved September 9, 2013.

[9] "MRU Applications". Kongsberg Maritime AS. Retrieved January 29, 2015.

[horizonsensor-10] 10.0 ^10.1 Spacecraft Earth Horizon Sensors (PDF) (Report). NASA. December 1969. Retrieved January 1, 2023.

[11] Abezyaev, I.N. (2021). "Gyrocompass for Orbital Space Vehicles". Cosmic Res 59. 59 (3): 204–211. Bibcode:2021CosRe..59..204A. doi:10.1134/S0010952521030011. S2CID 254423773.

[12] "Star Camera". NASA. May 2004. Archived from the original on July 21, 2011. Retrieved May 25, 2012.

[13] Acuña, Mario H. (November 2002). "Space-based magnetometers". Review of Scientific Instruments. 73 (11): 3717–3736. Bibcode:2002RScI...73.3717A. doi:10.1063/1.1510570. Retrieved December 30, 2022.

[14] Henrikson, C.H.; Lyman, J.; Studer, P.A. (January 1, 1974). Magnetically suspended momentum wheels for spacecraft stabilization (Report). NASA. Retrieved December 30, 2022.

[15] "Investigation of Pulsed Plasma Thrusters for Spacecraft Attitude Control" (PDF). Erps.spacegrant.org. Archived from the original (PDF) on April 22, 2014. Retrieved September 9, 2013.

[16] Attitude and Determination Control Systems for the OUFTI nanosatellites. Vincent Francois-Lavet (2010-05-31)

[17] Mohammad Nusrat Aman, Asma (2019). "Studying the Effects of Disturbance Torques on a 2U CubeSat in Low Earth Orbits". Journal of Physics: Conference Series. 1155 (1): 012024. Bibcode:2019JPhCS1152a2024N. doi:10.1088/1742-6596/1152/1/012024. S2CID 127003967. Retrieved November 3, 2022.

[18] "GASPACS Get Away Special Passive Attitude Control Satellite". Retrieved November 3, 2022.

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]

[6]

[7]

[8]

[9]

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[11]

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[16]

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