نشریه علوم و فناوری فضایی
سال هشتم شماره 1 (پیاپی 22، بهار 1394)

در این مقاله، رویکردی جدید در طراحی قانون هدایت موشک به منظور برخورد با اهداف دارای قابلیتهای مانوری بالا ارائه میشود. رویکرد مطرح شده براساس تلفیق تئوری های پایداری زمان محدود و پایداری جزئی (پایداری جزئی زمان محدود) است. همچنین تطابق فیزیکی رویکرد مطرح شده با یک سناریوی هدایت موفق که به برخورد منجر می شود، نشان داده شده است. در روند طراحی، بردار شتاب هدف به عنوان ورودی اغتشاشی درنظر گرفته می شود و تنها باند بالای آن در طراحی قانون هدایت باید معلوم باشد. بنابراین، مانور هدف به هیچ فرم مشخص و از پیش تعیین شدهای محدود نشده و اندازه گیری یا تخمین بردار شتاب هدف در حینمانور لازم نیست. کارایی قانون هدایت طراحی شده، هم به لحاظ تئوری و هم توسط شبیه سازی نشان داده شده است.

دینامیک شعله مخروطی پیش مخلوط آرام در میدان صوت به روش عددی بررسی شد. احتراق متان و هوا به وسیله یک واکنش یک مرحله ای و یک طرفه شبیه سازی و پدیده نفوذ با روشی ساده، اما کارآمد محاسبه شد. ابتدا، شعله به صورت پایا مدل سازی و از صحت پارامترهای مربوط به آن اطمینان حاصل شد. انگیزش صوتی با نوسان دادن سرعت ورودی حول مقدار متوسط آن به جواب حالت پایا اعمال گردید. پس از سپری شدن لحظات گذرای اولیه، میزان تولید حرارت شعله با همان بسامد اجباری به نوسان درآمد. تابع پاسخ در بسامدها و شدت انگیزش های مختلف، هم از نظر اندازه و هم فاز، با نتایج تجربی تطابق خوبی دارد. شعله با اعمال نوسان درست مانند آزمایش ها چروکیده شده و برآمدگی هایی که به لبه های تیز تبدیل می شوند با سرعت جریان از پایین شعله به سمت نوک مخروط حرکت می کنند.

عایق های چند لایه حرارتی (MLI) از جمله سخت افزارهایی است که به منظور قطع تبادل حرارتی ازطریق تشعشع به محیط اطراف استفاده می شود. این عایق ها از چینش چندین لایه براق که با توری های جدا کننده ای از جنس عایق هدایت حرارتی از یکدیگر جدا شده اند، تشکیل شده است. این سخت افزار حرارتی به طور گسترده در ساخت ماهواره ها کاربرد دارد. به منظور ساده سازی در تحلیل های حرارتی به جای مدل سازی اجزای تشکیل دهنده عایق های چندلایه از پوششی با ضرایب تشعشعی معادل آن استفاده می شود. برای دست یابی به ضرایب مذکور روش های متفاوتی ارائه شده است. در این مقاله، به شرح آزمایش هایی که در مرکز تحقیقات ماهواره دانشگاه امیرکبیر به منظور دست یابی به ضریب صدور موثر یک عایق چندلایه انجام شده است پرداخته می شود.

این مقاله، به طراحی کنترلر مناسب برای فضاپیمایی با سازه الاستیک، در انجام ماموریت های مجاورتی اختصاص دارد. هدف آن است که فضاپیمای تعقیب کننده، خود را به فاصله نسبی مشخصی از هدف برساند و سپس در شرایطی که وضعیت آنها با یکدیگر هماهنگ باشد، درگاه ارتباطی خود را بر درگاه ارتباطی هدف منطبق سازد. اجرای فرآیند ذکر شده اغلب مستلزم مانورهای بزرگ، سریع و دقیق موقعیت و وضعیت است که ارتعاشات بخش های انعطاف پذیرفضاپیما را نیز به همراه خواهد داشت. همچنین وجود عواملی چون اغتشاش خارجی، اشباع عملگر و عدم قطعیت در مدل استفاده شده بر چالش های پیش رو در راه تحقق این ایده می افزاید. در چنین شرایطی، بهره گیری از یک راهبرد کنترلی غیرخطی و کارا، برای انجام موفق سناریوی درنظر گرفته شده ضروری است. برای این منظور در این مقاله، از روشی در کنترل غیرخطی بهینه با عنوان معادله ریکاتی وابسته به حالت () استفاده خواهد شد. فرمول بندی و تنظیم ساده در عین برخورداری از کارایی مناسب و مقاومت قابل قبول، از جمله مزایای این شیوه در کنترل همزمان موقعیت، وضعیت و حرکات الاستیک سازه فضاپیما در انجام ماموریت های مجاورتی است. شبیه سازی های 6 درجه آزادی انجام شده عملکرد مطلوب کنترلر را در حضور انعطاف پذیری سازه، عدم قطعیت های پارامتریک، نامعینی و اشباع ورودی کنترلی و اغتشاشات خارجی اثبات می کند.

در این مقاله، ماهواره ای متشکل از یک هاب و دو پانل انعطاف پذیر، در حال چرخش در مداری به دور زمین، در نظر گرفته شده است. هر یک از پانل ها یک تیر اویلر برنولی فرض شده است که تحت بارهای حرارتی قرار دارند. ماهواره با سرعت زاویه ای ثابت به دور زمین می چرخد و همچنین مانوری نیز به دور خود دارد. بر اثر این چرخش و همچنین بارهای حرارتی، پانل ماهواره مرتعش می شود. لایه هایی از پیزوالکتریک بر روی پانل ها به عنوان عملگر فرض می شود تا اثر این ارتعاشات را تعدیل کند. تنش های حرارتی به وجود آمده در پانل بر اثر تابش خورشید به یک طرف پانل ها و دفع گرما از طریق تابش در طرف دیگر آن است که باعث می شود معادلات به صورت ناهمگن و غیرخطی شده و توزیع دما در پانل به صورت زما نمند به دست آید. از کنترل دینامیک معکوس استفاده شده است تا مانور ماهواره و ارتعاشات پانل های آن کنترل شود. در نهایت سیستم در نرم افزار مدل شده و نتایج مدل سازی ارائه شده است.

هدف از این مقاله، طراحی یک سامانه فضایی با شیوه ای جدید به منظور انتقال بین سیاره ای از مدار پارک به مدار هذلولی مقصد با کمترین وزن و در حالت غیرایده آل است. وظیفه بلوک انتقال مداری (مدارگرد) هدایت ماهواره به مدار مقصد است، بدین صورت که ابتدا بلوک در مدار پارک قرار گرفته و سپس با روش نشدن موتور سوخت جامد در مدت زمان مشخصی وارد مدار هذلولی مقصد می شود. برای قرار دادن بلوک در مدار انتقال مورد نظر و با توجه به دو عامل کنترلی که شامل کنترل بردار پیشران و تغییرات اندازه پیشران است از الگوریتم های کنترل بهینه برای بهینه سازی تابع هدف استفاده می شود. از آنجا که مکان اولیه و زمان روش نشدن موتور، زمان و مکان خاموش شدن موتور، زمان سوزش، تاریخچه بردار پیشران و همچنین تاریخچه اندازه پیشران برای انجام مانور مشخص نیست، مجددا با مسئل های بهینه در ابتدا و انتها مواجه هستیم. به دلیل اینکه، وزن سوخت در بلوک های مداری تاثیر بسیار زیادی در عملکرد و هزینه دارند، بنابراین، در این مقاله، روشی برای ترکیب طراحی موتور سوخت جامد، مکانیک مداری و الگوریتم های بهینه سازی ارائه می شود تا به موجب آن وزن سوخت بهینه شود. این فرایند شامل طراحی موتور، مشخص کردن الزامات طراحی، استفاده از الگوریتم های بهینه سازی و مشخص کردن قیود طراحی است.

افزایش ابعاد ماهواره ها و استفاده از سازه های متحرک سبک در ماهواره ها، سبب انعطاف پذیری و ایجاد نامعینی در مدل آن ها می شود. بنابراین، برای کنترل وضعیت این ماهواره ها باید از روش هایی استفاده کرد که در برابر نامعینی مدل سیستم مقاوم باشند و بتوانند اثر اغتشاشات و نویز اندازه گیری را حذف کنند. یکی از این روش ها، روش کنترل مقاوم است. اما، به دلیل محل قرارگیری قطب های معادلات دینامیکی ماهواره، طراحی کنترل کننده های مقاوم با مشکل مواجه می شود. در این مقاله، با استفاده از یک فیدبک داخلی، معادلات دینامیک ماهواره طوری تغییر داده می شوند تا قطب ها در محل مناسب تری قرار گیرند و سپس برای معادلات جدید با درنظر گرفتن اثرات انعطاف پذیری به عنوان نامعینی و درنظر گرفتن نامعینی در ماتریس اینرسی ماهواره، یک کنترل کننده H و جهت بهبود عملکرد، یک کنترل کننده μ طراحی می شود. اما در ادامه این دو کنترل کننده برای معادلات اولیه آنالیز و مقایسه می شوند، نه برای معادلات جدید.همچنین به منظور مقایسه، یک کنترل کننده کلاسیک هم برای سیستم اولیه طراحی شده است.

در این مقاله، روند طراحی، ساخت و آزمایش ژایروی کنترل ممان تک جیمبال سرعت متغیر به منظور کنترل وضعیت شبیه ساز ماهواره واکنش سریع ارائه می شود. طراحی عملگر براساس محدودیت های شبیه ساز (توان، ابعاد و وزن)، سادگی و گشتاور تولیدی انجام گرفته است. برای کنترل سرعت چرخ طیار و نرخ چرخش جیمبال از دو موتور DC استفاده شده و درایور و کنترلر آنها به گونه ای طراحی شده تا حداکثر دقت، حداقل خطا و سریع ترین زمان پاسخ را فراهم آورد. طراحی سازه بر اساس استحکام، سختی، حجم و وزن انجام و تحلیل های لازم بر روی آن انجام شده است. آزمایش های عملکردی سیستم شامل اندازه گیری گشتاور تولیدی با استفاده از حسگر و شبیه ساز، دقت کنترل نرخ چرخش جیمبال و موقعیت آن، دقت کنترل سرعت چرخ طیار و اندازه گیری توان مصرفی است.