Orbit Determination Using Modern Filters/Smoothers and Continuous Thrust Modeling

دسته بندی: ستاره شناسی
ویرایش:  
نویسندگان: Folcik Z.J.  
سری:  
 
ناشر:  
سال نشر:  
تعداد صفحات: 394 
زبان: English 
فرمت فایل : PDF (درصورت درخواست کاربر به PDF، EPUB یا AZW3 تبدیل می شود) 
حجم فایل: 3 مگابایت 

قیمت کتاب (تومان) : 55,000

در 23 مه 2008 به دپارتمان هوانوردی و فضانوردی در احراز جزئی شرایط لازم برای مدرک کارشناسی ارشد در رشته هوانوردی و فضانوردی ارسال شد. 394 p. BSTRACT
توسعه فناوری نیروی محرکه الکتریکی برای فضاپیماها منجر به کاهش هزینه ها و طول عمر بیشتر برای انواع خاصی از ماهواره ها شده است. از آنجایی که این ماهواره‌ها اغلب تحت رانش مستمر قرار می‌گیرند، پیش‌بینی حرکت آن‌ها و انجام تعیین مدار روی آن‌ها، مشکلاتی را برای شبکه‌های نظارت فضایی ایجاد کرده است. یکی از راه‌های بهبود تعیین مدار این ماهواره‌ها، استفاده از تکنیک‌های جدید تخمین است. این با استفاده از فیلتر کالمن توسعه یافته صاف کردن عقب (BSEKF) برای مسئله تعیین مدار انجام شده است. BSEKF از سایر فیلترهای غیر خطی بهتر عمل می کند زیرا غیرخطی ها را هم در توابع اندازه گیری و هم در توابع دینامیکی بررسی می کند. عملکرد این فیلتر در مقایسه با فیلتر کالمن نیمه تحلیلی توسعه یافته (ESKF) ارزیابی می شود. BSEKF در سیستم تعیین مسیر گودارد تحقیق و توسعه (GTDS) برای این پایان نامه پیاده سازی شد در حالی که ESKF در 19S1 پیاده سازی شد و از آن زمان تاکنون به طور گسترده آزمایش شده است. مشاهدات ردیابی ماهواره ای رادار و نوری با استفاده از مدار حقیقت اولیه شبیه سازی شد و توسط ESKF و BSEKF برای تخمین مسیرهای ماهواره پردازش شد. برآوردهای مسیر از هر فیلتر با مدار حقیقت اولیه مقایسه شد و از نظر دقت و سرعت همگرایی ارزیابی شد. BSEKF بهبودهای قابل توجهی در دقت و همگرایی نسبت به ESKF برای موارد آزمایش شبیه سازی شده ارائه کرد. علاوه بر این، این مطالعه از راه حل های ارائه شده توسط تحلیل مسیر رانش بهینه برای مدل سازی آشفتگی های ناشی از رانش پیوسته استفاده کرد. تحلیل مسیر رانش بهینه از نظریه کنترل بهینه و تکنیک‌های بهینه‌سازی عددی برای محاسبه حداقل زمان و حداقل مسیرهای سوخت از یک مدار به مدار دیگر استفاده می‌کند. از آنجایی که اپراتورهای ماهواره ای انگیزه صرفه جویی در سوخت را دارند، فرض بر این بود که مسیرهای رانش بهینه برای پیش بینی حرکت ماهواره ای آشفته با رانش مفید خواهد بود. نرم افزار برای محاسبه مسیرهای بهینه و طرح های رانش مرتبط توسعه داده شد. یک مدل نیروی جدید در GTDS برای پذیرش طرح های رانش تولید شده خارجی و اعمال آنها در یک مسیر ماهواره ای مشخص اجرا شد. موارد آزمون برای تأیید صحت ریاضیات و نرم افزار ارائه شده است. همچنین، موارد آزمایشی مربوط به یک ماهواره واقعی با استفاده از نیروی محرکه الکتریکی اجرا شد. این آزمایش‌ها نشان داد که مدل‌سازی رانش بهینه می‌تواند برای ماهواره‌ای با نیروی پیشرانه الکتریکی کم رانش، کاهش‌هایی از قدر در خطاهای تعیین مدار فراهم کند.

Submitted to the Department of Aeronautics and Astronautics on May 23, 2008 in Partial Fulfillment of the Requirements for the Degree of Master of Science in Aeronautics and Astronautics. 394 p. BSTRACT
The development of electric propulsion technology for spacecraft has led to reduced costs and longer lifespans for certain types of satellites. Because these satellites frequently undergo continuous thrust, predicting their motion and performing orbit determination on them has introduced complications for space surveillance networks. One way to improve orbit determination for these satellites is to make use of new estimation techniques. This has been accomplished by applying the Backward Smoothing Extended Kalman Filter (BSEKF) to the problem of orbit determination. The BSEKF outperforms other nonlinear filters because it treats nonlinearities in both the measurement and dynamic functions. The performance of this filter is evaluated in comparison to an existing Extended Semianalytic Kalman Filter (ESKF). The BSEKF was implemented in the R&D Goddard Trajectory Determination System (GTDS) for this thesis while the ESKF was implemented in 19S1 and has been tested extensively since then. Radar and optical satellite tracking observations were simulated using an initial truth orbit and were processed by the ESKF and BSEKF to estimate satellite trajectories. The trajectory estimates from each filter were compared with the initial truth orbit and were evaluated for accuracy and convergence speed. The BSEKF provided substantial improvements in accuracy and convergence over the ESKF for the simulated test cases. Additionally, this study used the solutions offered by optimal thrust trajectory analysis to model the perturbations caused by continuous thrust. Optimal thrust trajectory analysis makes use of Optimal Control Theory and numerical optimization techniques to calculate minimum time and minimum fuel trajectories from one orbit to another. Because satellite operators are motivated to save fuel, it was assumed that optimal thrust trajectories would be useful to predict thrust perturbed satellite motion. Software was developed to calculate the optimal trajectories and associated thrust plans. A new force model was implemented in GTDS to accept externally generated thrust plans and apply them to a given satellite trajectory. Test cases are presented to verify the correctness of the mathematics and software. Also, test cases involving a real satellite using electric propulsion were executed. These tests demonstrated that optimal thrust modeling could provide order of magnitude reductions in orbit determination errors for a satellite with low-thrust electric propulsion.