فهرست مطالب

  • سال هشتم شماره 2 (پیاپی 23، تابستان 1394)
  • تاریخ انتشار: 1394/06/29
  • تعداد عناوین: 7
|
  • احمد ایزدی پور*، بهزاد اکبری، علیرضا شریفی، میثم یوسف زاده صفحه 1
    در این مقاله، تصحیح هندسی تصاویر آرایه خطی ماهواره ای با استفاده از دو روش مستقیم و غیر مستقیم انجام می شود. در روش مستقیم برای تعیین مختصات زمینی، پیکسل ها از پارامترهای مداری ماهواره و شرط هم خطی استفاده می شود. در روش غیر مستقیم، نقاط کنترل زمینی برای این منظور به کار گرفته می شود. پس از تعیین مختصات زمینی تعدادی از پیکسل ها، بقیه پیکسل های تصویر با استفاده از تبدیل چند جمله ای درجه دو بر روی زمین نگاشت می شوند. نتایج اعمال این دو روش بر تصاویر سنجنده LISS-4ماهواره IRS-P6و ماهواره SPOT-4، مقایسه و تحلیل آن گزارش شده است. بر اساس نتایج به دست آمده، در روش غیرمستقیم نسبت به روش دیگر، با صرف هزینه و زمان بیشتر می توان به دقت به مراتب بهتر دست یافت. در مقابل از مزایای روش مستقیم می توان به مستقل بودن از موقعیت زمینی، عدم نیاز به اپراتور و صرف هزینه و زمان اندک برای تصحیح اشاره کرد.
    کلیدواژگان: روش غیرمستقیم تصحیح هندسی، روش مستقیم تصحیح هندسی، زمین مبنا کردن، شرط هم خطی، نقطه کنترل زمینی (GCP)، نمونه برداری مجدد
  • دانیال بوستان *، سید کمال حسینی ثانی، ناصر پرویز صفحه 11
    در این مقاله، به طراحی کنترل کننده تحمل پذیر خطا برای ماهواره به منظور ردیابی مسیر مورد نظر و با درنظر گرفتن آسیب ضرب شوندهدر عملگر پرداخته شده است. برای این منظور از روش معکوس دینامیک غیرخطی استفاده شده و به دلیل عدم وجود تکینگی در نمایش وضعیت به کمک کواترنیون ها، استفاده از آنها در دستور کار قرار گرفته است. پایداری سیستم حلقه بسته نیز توسط روش مستقیملیاپانوف تضمین شده است. مزیت روش پیشنهادی در این مقاله را می توان در سادگی پیاده سازی، آزادی عمل در تغییر شکل حالت گذرا و نیز اطمینان از پایداری پاسخ حلقه بسته سیستم خلاصه کرد. نتایج شبیه سازی نیز نشان از عملکرد مناسب روش پیشنهادی دارد.
    کلیدواژگان: کنترل کننده تحمل پذیر خطا، آسیب ضرب شونده عملگر، معکوس دینامیک غیرخطی
  • حسین طهماسبی*، مجید لشکان پور، ابوالفضل ملکی صفحه 19
    تعیین اولیه مدار اشیای فضایی ناشناس، مانند ماهواره های پرتاب شده به فضا توسط دیگر کشورها و ماهواره های نظامی یا زباله های فضایی کاتالوگ نشده از الزامات فعالیت های فضایی است. بنابراین، با استفاده از اطلاعات موقعیت زاویه ای و زمان از رد ماهواره یا شیء مشاهده شده، که با رصد الکترواپتیکی حاصل می شود، می توان برآوردی نسبتا دقیق از مدار ماهواره داشت. این مقاله، ابتدا به ارائه تحلیلی الگوریتم های سه روش کلاسیکی تعیین مدار پرداخته است که مبتنی بر داده های زاویه ای از مدار هستند. سپس با استفاده از داده های واقعی و شبیه سازی نتایج کدهای محاسباتی سه روش را مقایسه کرده و تاثیر جدایی زاویه ای یا فاصله زمانی بین نقاط انتخاب شده از رد ماهواره را در تعیین اولیه مدار نشان داده است.
    کلیدواژگان: عناصر مداری ماهواره، روش گاوس، روش لاپلاس، روش اسکوب
  • حسین دارابی*، جعفر روشنی یان صفحه 27
    بهینه سازی مشارکتی یکی از روش های بهینه سازی طراحی چندموضوعی دو سطحی است، که از سطح سیستم و سطح موضوع تشکیل شده و در حل مسائل پیچیده مهندسی کاربرد دارد. به دلیل همگرایی سخت این روش در سطح موضوع و به علت نویزی بودن قیود سطح سیستم از طرفی و لزوم مینیمم کردن تابع هدف در سطح سیستم از طرف دیگر؛ در این روش بهینه سازی، طراح، ناگزیر از استفاده از الگوریتم های تکاملی به منظور مینیمم کردن تابع هدف در سطح سیستم است. بنابراین، ثابت شده است که به کارگیری این الگوریتم ها با توجه به ماهیت مربوطه بسیار پرهزینه و زمان بر است. در این مقاله، با بررسی انجام شده، نحوه جدیدی از به کارگیری الگوریتم های بهینه سازی ابداع شده است که با استفاده از آن در حل مسائل نمونه، نتایج خوبی حاصل شده است. نشان داده شده است که با استفاده از این شیوه تعداد فراخوانی تابع یا زمان حل مسئله و به تبع آن هزینهمحاسبات به طور محسوسی کاهش خواهد یافت. همچنین نشان داده شده است که این شیوه بعضا باعث افزایش دقت نیز خواهد شد.
    کلیدواژگان: طراحی بهینه چندموضوعی، الگوریتم های تکاملی، شبیه سازی سردشدن، الگوریتم های گرادیان پایه
  • محمدحسین رفان*، عادل دمشقی، مهرنوش کمرزرین صفحه 41
    سامانه مکان یاب تفاضلی برای تعیین موقعیت دقیق نیازمند پیشگویی تصحیحات تفاضلی برای زمان های آینده است. این سامانه از دو ایستگاه ثابت و متحرک تشکیل شده است. اگر ماهواره های دو ایستگاه دقیقا یکسان باشد، منابع خطا در دو ایستگاه تقریبا نزدیک به هم خواهد بود، در این حالت فاکتورهای مختصات مکان مرجع برای جبران خطای مکان یابی ایستگاه کاربر به عنوان فاکتورهای تصحیح شده قابل استفاده است. در این مقاله، از الگوریتم های شبکه عصبی تکاملی، ماشین بردار پشتیبان، خودرگرسیو میانگین متحرک و شبکه عصبی بازگشتی برای پیشگویی تصحیحات استفاده شده است، به منظور آزمایش الگوریتم ها از نمونه برداری ایستا و متحرک داده های موقعیت یک گیرنده ارزان قیمت استفاده شد و تصحیحات خطای مختصات مکان مرجع با یک گام رو به جلو پیشگویی شده و در نقطه ای دیگر اعمال شد. مدل پیشگویی شبکه عصبی تکاملی نسبت به سایر مدل ها دقت بیشتری داشته و خطای RMSآن 12/0 متر است. آزمایش های انجام شده نشان داد، خطای RMSمکان یابی در حالت ایستا تا 5/0 متر و متحرک تا 61/0 متر کاهش می یابد.
    کلیدواژگان: الگوریتم ژنتیک، مکان یابی تفاضلی، شبکه عصبی مصنوعی، ماشین بردار پشتیبان، خودرگرسیو میانگین متحرک، خطای مختصات مکان مرجع
  • مهرزاد نصیریان *، ساناز قائمی سردرودی صفحه 57
    در این مقاله به یک نوع روش ردگیری نوین اتوماتیک ماهواره توسط ایستگاه زمینی با کمک تغییر TLEاز طریق اندازه گیری فرکانس داپلر دریافتی پرداخته می شود. روش کار به این صورت است که با اندازه گیری فرکانس مرکزی سیگنال بیکن ارسالی توسط ماهواره و مقایسه آن با فرکانس داپلر محاسبه شده از روی TLE، میزان انحراف زمانی TLEاستخراج و پارامترهای مداری ماهواره طوری اصلاح می گردد که این انحراف فرکانسی صفر شود. بدین صورت آنتن جهت گیری شده و سیگنال دریافتی در ماکزیمم مقدار خود قرار می گیرد. این روش در باند فرکانسی UHFو مدولاسیون CWبر روی ماهواره های آماتور تست و صحت آن تایید شده است
    کلیدواژگان: پیش بین مسیر ماهواره، TLE شیفت فرکانس داپلر، حلقه کنترل خودکار فرکانس، تفکیک کننده
  • سید حسین ترابی*، جعفر روشنی یان صفحه 67
    در این مقاله، طراحی آنلاین الگوریتم هدایت و کنترل ماهواره بر با رویکرد یکپارچه سازی و بر مبنای کنترل بهینه ارائه شده است. مدل معادلات پرواز به صورت غیرخطی و در صفحه پرواز استخراج شده است که جهت حل آن بر مبنای روش حل عددی با ترکیب الگوریتم حل ابتدا به انتها ODEبا درنظرگیری شرایط اولیه برای متغیرهای حالت یکپارچه و متغیرهای کمکی و الگوریتم بهینه سازی fmincon SQP بر مبنای منطق shooting methodاقدام شده است. به منظور صحه گذاری طراحی، نتایج حل این الگوریتم با نتایج حل یک الگوریتم مجزای هدایت و کنترل معتبر برای ماهواره بر مقایسه شده است. تابع هدف شامل حداقل تلاش کنترلی، ترمه ای ترمینال و مینیمم سازی زمان سوزش است. نتایج نشان دهنده برآورده سازی این مقادیر، دست یابی به دقت بیشتر، تلاش کنترلی کمتر و هماهنگی بیشتر در عملکرد الگوریتم های هدایت و کنترل در نگرش یکپارچه نسبت به نگرش مجزاست.
    کلیدواژگان: تابع هزینه، قیود ترمینال، هدایت و کنترل یکپارچه، هدایت و کنترل مجزا، الگوریتم بهینه سازی
|
  • A. Izadipour *, B. Akbari, A. Sharifi, M. Yousefzade Page 1
    Comparison of direct and indirect methods for georeferencing of satellite linear array stereo images is proposed in this paper. In direct method, collinear condition and orbital elements are used for geolocation of pixels and ground control points (GCPs) are used in indirect method. After geolocation of initial points, a polynomial transformation is used to change pixels coordinates into corresponding geographical values. We validate these methods through experiment with SPOT-4 and IRS-P6 images. Experimental results indicate that indirect method can be used for georeferencing of satellite linear array images and the accuracy is as much as or even better than that of the direct method but it is time- and cost-consuming and also needs operator.
    Keywords: Indirect geometric correction method, Direct geometric correction method, Georeferencing, Collinear condition, Ground control point, Resampling
  • D. Bustan*, S. K. Hosseinisani, N. Pariz Page 11
    In this paper, a continuous globally stable tracking control algorithm is proposed for spacecraft in the presence of unknown actuator failure. The design method is based on nonlinear dynamic inversion and in contrast to traditional fault-tolerant control methods, the proposed controller does not require knowledge of the actuator faults and is implemented without explicit fault detection and isolation processes. The stability proof is based on a Lyapunov analysis and the properties of the singularity free quaternion representation of spacecraft dynamics. Results of numerical simulations state that the proposed controller is successful in achieving high attitude performance in the presence of external disturbances and actuator failures.
    Keywords: Fault tolerantcontrol, Multiplicative faults, Nonlinear dynamic inversion
  • H. Tahmasbi*, M. Lashkanpour, A. Maleki Page 19
    Preliminary orbit determination of unknown space object such as satellites that are launched by other countries, military satellites and uncatalogued Space debris is important in space activities. So by means of information of ground based electro-optics systems, orbital elements of satellite can be estimated accurately. In this paper we studied most famous three methods of classical orbit determination analytically which are based on angles-only observations of orbit. Then, by using observable data and simulations, results of computational codes of three methods are compared and the effect of time separation between observed points of satellite path is demonstrated and results are analyzed.
    Keywords: Orbital element, Gauss method, Laplace method, Escobal method
  • H. Darabi*, J. Roshanian Page 27
    Collaborative optimization is one of bi-level multidisciplinary optimization methods which consists of system level and discipline level and is applied for complex engineering problems. since this method is rigidly convergent at discipline level because of noisy constraints at system level on one hand and minimizing objective function necessity at system level on the other hand, this optimizationmethod is forced to use evolutionary algorithms in order to minimize objective function at system level, also, It has been proved that, applying this algorithms according to their nature is expensive and time consuming. This paper with performed inspections is a new method for applying innovated optimization algorithms through which considerable results are obtained in solving sample problems. It is shown that using this method will decrease function calls number or problem solving time and therefore calculating costs will decrease considerably. Also it is shown that this method sometimes increase accuracy.
    Keywords: Multidisciplinary design optimization, Evolutionary algorithms, Simulated annealing, Gradient based algorithms
  • M. H. Refan*, A. Dameshghi, M. Kamarzarrin Page 41
    For precise locating, Differentials Global Positioning System requires prediction of differential corrections for the future times. The system is comprised of both fixed and mobile stations. If the satellites of the two stations are exactly the same, the sources of errors will be close to each other at the two stations; in this case, reference position components factors can be used as corrective factors for offsetting user station positioning error. In this paper, Genetic and Artificial Neural Network hybrid algorithms (Evolutionary Neural Network), Support Vector Machines, Autoregressive Moving Average and Recurrent Neural Network have been used for corrections. In order to test the algorithms, static sampling of the position data of an inexpensive receiver was used and the predicted reference position components error corrections were applied elsewhere. The tests performed as post-process showed that the positioning RMS error decreases up to 0.5 m. The evolutionary neural network prediction model is more accurate than other models and its RMS error is 0.12 m.
    Keywords: Differentials global positioning system, Genetic algorithm, Support vector machine, Artificial neural network, Autoregressive –moving, average model
  • M. Nasirian*, S. Ghaemi Sardroodi Page 57
    In this paper a new method for satellite authomatic tracking presented by earth station via doppler frequency. This method done by calculating time diviation through difference between real dopper frequency by communication equipment and software Doppler frequency by theoretical TLE via STK Software. Then Kepler parameters are chaned so this deviation limit to zero. By this action correct antenna direction to satellite and receiving signal without error. Method test was done by amature satellite in UHF frequency band & CW Modulaition.
    Keywords: TLE, Doppler frequency, Satellite prediction, Control loop
  • S. H. Torabi*, J. Roshanian Page 67
    In this Paper, The online optimal integrated guidance and control algorithm design has been provided for two-stages Launch Vehicle. The flight equations are nonlinear and has been derived in flight plane. In order to solve it based on numerical solution and shooting method logic by the combination between ODE - start to end solver algorithm by considering initial conditions for integrated states and co-states - and optimization fmincon SQP algorithm has been acted. In order to verify designing method the results of this algorithm solutions has been compared with the results of a valid separated guidance and control algorithm for launch vehicle. The result function involves minimum control effort, terminal terms and minimizing burning time. The results indicate the satisfaction of three mentioned identities achieving high accurate orbital insertion and more coordination between the operation of guidance and control algorithms in integrated logic comparing with separated ones.
    Keywords: Cost function, Terminal conditions, Integrated guidance, control, Separated guidance, control, Optimization algorithm