فهرست مطالب

  • سال هشتم شماره 3 (پیاپی 24، پاییز 1394)
  • تاریخ انتشار: 1394/11/19
  • تعداد عناوین: 6
|
  • علیرضا علیخانی*، یوسف شامدی صفحه 1
    از موضوعات مهمی که در رابطه با طراحی کنترلر در فاز بازگشت به جو مطرح است عدم قطعیت های مربوط به محیط و تغییرات سریع اتمسفر بر حسب ارتفاع و عدم قطعیت های مربوط به محموله از جمله ضرایب آیرودینامیکی، جرم، ممان های اینرسی و. .. است. از دیگر موضوعات چالشی در کنترل محموله های بازگشتی، بررسی و طراحی یکپارچه قانون هدایت و کنترل در فاز بازگشت است. زیرا در محموله های واقعی ورودی کنترلی یک پروفایل از پیش تعریف شده بر حسب سرعت یا ارتفاع نبوده بلکه از یک سیستم هدایت که در طول مسیر بازگشت به تولید فرامین کنترلی می پردازد استفاده می شود. در این مقاله، به طراحی یک کنترلر تطبیقی به منظور غلبه بر عدم قطعیت های موجود پرداخته و از زاویه غلت به عنوان متغیر کنترل مسیر استفاده می کند. از دیگر اهداف این مقاله، طراحی و پیاده سازی یک طرح هدایتی یکپارچه با کنترلر طراحی شده و اثبات عملکرد آن در یک سناریوی کامل بازگشت به جو از نقطه آغاز مسیر بازگشت تا لحظه باز شدن چترها خواهد بود. در نهایت عملکرد کنترل تطبیقی طراحی شده، از طریق انجام شبیه سازی های 6 درجه آزادی بررسی می شود. نتایج به دست آمده کارکرد مطلوب کنترلر را در حضور عدم قطعیت های پارامتریک و شرایط اولیه نامشخص نشان می دهد.
    کلیدواژگان: فضاپیما، کنترل تطبیقی، عدم قطعیت ضرایب آیرودینامیکی، فاز بازگشت به جو غلیظ
  • فرهاد فانی صابری* صفحه 15
    در این مقاله سناریوی تصویربرداری به صورت استریو توسط یک ماهواره سنجش از دور بیان می شود. سپس به منظور انجام مانورهای مورد نیاز جهت اجرای این سناریو توسط ماهواره، یک سیستم کنترل وضعیت مناسب برای انجام مانورهای زاویه بزرگ و با استفاده از 4 چرخ عکس العملی با ساختار هرمی طراحی می شود. این سیستم کنترل وضعیت به گونه ای طراحی می شود که قابلیت نشانه روی به سمت مرکز زمین و انجام مانورهای سریع و حفظ وضعیت مناسب ماهواره برای اخذ تصاویر مختلف از یک منطقه مشخص و از زوایای گوناگون را برای ماهواره فراهم آورد. سپس یک بستر سخت افزار در حلقه (Hardware in The Loop)جهت تست عملکرد سیستم کنترل وضعیت طراحی شده، ارائه می شود. این بستر سخت افزاری، قابلیت تست الگوریتم های کنترل وضعیت را به صورت زمان حقیقیو در یک بستر سخت افزاری، فراهم می آورد. در این بستر، مدل سازیبلادرنگ دینامیک ماهواره، اغتشاشات محیطی وارد بر آن و مدل دقیق چرخ های عکس العملی و حسگرهای ژیروسکوپ در کامپیوتر شبیه ساز انجام می شود و عملکرد الگوریتم کنترل وضعیت طراحی شده برای تحقق ماموریت تصویربرداری استریو، به صورت زمان حقیقی بررسی می شود.
    کلیدواژگان: کنترل وضعیت، ماهواره، سناریوی تصویربرداری استریو، شبیه ساز بلادرنگ، بستر سخت افزار در حلقه، چرخ های عکس العملی
  • محمد نوابی*، مهدی رضا اخلومدی صفحه 27
    در این مقاله، یک کنترل بهینه غیرخطی برای مسئله ملاقات و اتصال مداری پیشنهاد شده است. فضاپیمایی که قصد ملاقات و اتصال با هدف را دارد توسط عملگرهای کنترلی به نوعی کنترل می شود تا ملاقاتی امن و پایدار با رعایت ملزومات و قیود مسئله صورت پذیرد. با استفاده از معادلات غیرخطی دینامیک موقعیت و وضعیت فضاپیما به صورت نسبی برای مدار دایروی و بیضوی در حضور چرخ های عکس العملی و بدون چرخ به طراحی کنترلر بهینه پرداخته می شود. تابع هزینه کنترل بهینه به فرم تنظیم کننده مربعی غیرخطی بیان می شود و قیود کنترلی به مسئله اعمال می شود تا کنترل استخراج شده در محدوده مجاز مومنتوم خروجی چرخ ها قرار گیرد. به دلیل اهمیت مقاومت به عدم قطعیت ها در سیستم، کنترل بهینه غیرخطی برای این مسئله با استفاده از معادله ریکاتی وابسته به حالت بر اساس روش تحلیلی بردارهای ویژه ماتریس همیلتونین استخراج می شود. نتایج شبیه سازی مبین مناسب بودن این روش کنترل غیرخطی برای فرایند ملاقات و اتصال مداری است.
    کلیدواژگان: ملاقات و اتصال مداری، کنترل بهینه غیرخطی، تنظیم کننده مربعی غیرخطی، معادله ریکاتی وابسته به حالت، بردارهای ویژه ماتریس همیلتونین
  • سهیلا عبدالهی پور*، فخری اعتمادی، محمد ابراهیمی صفحه 41
    در این مقاله، گرمایش آیرودینامیکی تولیدشده بر روی بدنه یک کاوشگر فضایی به روش عددی با استفاده از نرم افزار فلوئنت و با درنظر گرفتن اندرکنش گرمایشی سیال و سازه محاسبه شده است. به منظور حل همزمان معادلات گرمایش در جامد و سیال، از شرط مرزی کوپلینگ در دیواره بدنه استفاده شده است؛ به طور ی که مقادیر دما و شار حرارتی در آن محاسبه می شود. مزیت این روش آن است که می توان مقادیر دما را در هر نقطه ای از پوسته بدنه با یا بدون تقارن محوری و حتی اجزای متصل به آن در زوایای حمله مختلف محاسبه کرد. در این مقاله، نحوه انجام شبیه سازی عددی با درنظر گرفتن اثرات لایه مرزی و ضخامت دیواره سازه و همچنین اثر مدل های توربولانس، به صورت کامل شرح داده شده است. نتایج در قالب کانتورهای فشار، سرعت و دما، مقادیر شار حرارتی و همچنین فشار و دمای نقطه سکون دماغه ارائه شده است. در این تحقیق از دو روش عددی و تحلیلی برای صحه گذاری مقادیر دمای نقطه سکون و شار حرارتی استفاده شده که دقت خوبی را در نتایج نشان می دهد.
    کلیدواژگان: گرمایش آیرودینامیکی، شبیه سازی عددی، دمای پوسته، شار حرارتی، روش کوپلینگ
  • مهران میرشمس، اسد صاغری*، احسان ذبیحیان صفحه 55
    در این مقاله، به ارائه روش تکمیلی برای طراحی زیرسیستم تامین انرژی ماهواره پرداخته شده است. هر یک از روش های ارائه شده در مراجع مختلف برای طراحی زیرسیستم تامین انرژی ماهواره، دارای مزایا و معایبی هستند و در هر روش بخشی از این زیرسیستم بیشتر مورد توجه و دقت بوده است. در تحقیق انجام گرفته، ابتدا، با بررسی روش های موجود برای طراحی زیرسیستم تامین انرژی، مزایا و معایب هر یک مشخص شده و در ادامه به ارائه روشی کامل بر پایه مزایای هر یک از روش های پیشین پرداخته ایم. در خلال روش جدید در برخی مراحل به تکمیل و تغییر روند طراحی با تکیه بر شبیه سازی های دقیق اقدام شده است. شبیه سازی های انجام گرفته به منظور تعیین دقیق موقعیت و وضعیت ماهواره در فضا استفاده شده است. با تکیه به این شبیه سازی ها، پارامترهای کلیدی همچون زمان سایه مداری و زاویه تابش خورشید با هر سطح از آرایه های خورشیدی در هر وضعیت ماهواره و هر لحظه از ماموریت قابل تعیین خواهد بود. در نهایت با استفاده از تحلیل های آماری پایگاه داده ها، یک روش جامع و دقیق با مزایای بیشتر و معایب کمتر از روش های قبلی ارائه شده است. در انتها با استفاده از اطلاعات ماهواره ای مشخص و همچنین نتایج طراحی آماری، مزایای روش تکمیلی صحت سنجی شده است.
    کلیدواژگان: زیرسیستم تامین انرژی ماهواره، طراحی مفهومی، آرایه خورشیدی، شبیه
  • حسین بلندی، محمدحسن اشتری *، قدرت الله براتی، جعفر کوچکی، محمد صادق ضیغمی، مجید اسماعیل زاده صفحه 65
    در انجام صحیح ماموریت هر ماهواره، دانستن موقعیت لحظه ای قرارگیری آن و پیش بینی موقعیت آتی ماهواره از الزامات اساسی است. این موضوع در ماهواره های سنجشی و مخابراتی اهمیت زیادی دارد. از این رو در ماهواره تدبیر، برای اولین بار در کشور، یک زیرسیستم کاملا مجزا در درون ماهواره، مجهز به گیرنده فضایی GPSو سایر الگوریتم های مورد نیاز، در راستای تولید داده موقعیتی ماهواره در حین پرتاب و پس از آن در مدار، درنظر گرفته شد. در این مقاله، به صورت مشروح بخش های نرم افزاری و سخت افزاری به کارگیری شده در این زیرسیستم تشریح شده است. علاوه بر این روند، تست های انجام شده به منظور اطمینان از عملکرد این زیرسیستم، شامل تست های تابعی برد پردازشگر زیرسیستم تعیین موقعیت و تست تابعی گیرنده GPS، با شبیه ساز سیگنال GPSو تست های مختلف شرایط محیطی نظیر تست های مکانیکی، تست سیکل خلا حرارتی، تست سازگاری الکترومغناطیسی و در ادامه مراحل مونتاژ مکانیکی و الکتریکی درون ماهواره و در انتها تست های تجمیعی ماهواره اشاره شده است. این مقاله، علاوه بر تشریح زیرسیستم تعیین موقعیت ماهواره تدبیر، الگویی کامل و جامع از طراحی، ساخت و تست یک زیرسیستم ماهواره ای است که می تواند مورد استفاده سایر محققان فضایی کشور قرار گیرد.
    کلیدواژگان: تعیین موقعیت، ماهواره تدبیر، گیرنده فضایی GPS، الگوریتم SGP4، تست های شرایط محیطی
|
  • A. Alikhani*, Y. Shamadi Page 1
    Important issues in designing a controller for re-entry vehicles is environmental uncertainties such as rapid changes in atmospheric properties which is an explicit function of altitude and also uncertainties of itselfvehicle such as aerodynamic coefficient, moment of inertia and so on. This paper deals with the design of a control in order to overcome the uncertainty thatuses bank angle as a trajectory control variable.Another issue raised in recent studies has been integration of adaptive controller with guidance systems of re entry vehicles because in real re-entry vehicle the bank angle is not a predefined profile function of velocity or altitude buta guidance algorithm are usedto produce bank commands during the atmospheric flight. Hence, other objectives of the thesis is to study and implementing of a guidance algorithm and proving of desired performance of the designed controller in a perfect scenariofrom starting point of the re-entry path until the opening of parachutes. Performance of designed controller is studied through simulations ofsix degrees of freedom of re-entry vehicle.. The results showed good performance in the presence of parametric uncertainty andunknown initial condition.
    Keywords: Re, entry vehicles, Aerodynamic parameter uncertainty, Adaptive controller, Atmospheric entry phase
  • F. Fani Saberi* Page 15
    In this paper, achieving of Stereo-Imaging scenario by a remote sensing satellite will be presented. Then a suitable attitude control system will be designed using 4 reaction wheels with pyramidal structure to fulfill large angle maneuvers of stereo-imaging scenario. The proposed attitude control system provide the satellite with the capability of nadir pointing and large angle maneuvers to take different images of a predefined zone from different point of view. In order to verify the performance of the designed attitude control system, a low-cost real time hardware in the loop test bed will be constructed. The constructed test bed is capable of assessing attitude control algorithms in a real time conditions. In the proposed test bed, accurate and real time modeling of satellite dynamics, space conditions, reaction wheels and gyroscopes will be done by the Simulator computer. Finally, performance of the designed attitude controller to achieve stereo-imaging scenario is investigated by implementing the algorithm in the hardware in the loop test bed in a real time condition.
    Keywords: Attitude control, Satellite, Stereo, imaging scenario, Real, time simulator, Hardware in the loop, Reaction wheels
  • M. Navabi *, M. R. Akhlomadi Page 27
    In this paper a nonlinear optimal control is suggested. Spacecraft intended to rendezvous and dock with the target is controlled by actuators to have a safe and stable course while satisfying requirements. The Nonlinear optimal controller is designed using nonlinear equations of relative position and attitude of spacecraft for circular and elliptical orbits with and without reaction wheels. Cost function of the optimal control problem is expressed in the form of nonlinear quadratic regulator and control constraints are applied to the problem to gain controls in the allowable domain which is produced by the wheels. For the sake of robustness to the uncertainties as one of the most important element of the control design, nonlinear optimal control is derived using state dependent Riccatti equation based on analytical method of eigen vectors of Hamiltonian matrix. Simulation results show that this nonlinear control method achieves a good performance for rendezvous and docking problem.
    Keywords: Orbital rendezvous, docking, Nonlinear optimal control, Nonlinear quadratic regulator, State dependent riccati equation, Eigenvectors of the hamiltonian matrix
  • S. Abdolahi*, F. Etemadi, M. Ebrahimi Page 41
    In this study, the aerodynamic heating of the flying body during powered flight phase has been numerically investigated. The conjugate simulation of fluid heat transfer and solid heat conduction has been considered. To this aim, the coupling boundary condition has been used for body shell that allows the conjugate heat transfer investigation in the fluid and solid domains simultaneously. The model has been considered as a circular cylinder and spherically blunted cone nose with 350mm in diameter. The investigation has been carried out at different Mach number from 1.5 to 4.2 to cover range of supersonic flow. The advantage of this method is that the wall temperature and heat flux ​​in any part of the nose and body shell with or without axial symmetry, connected components and other protuberances could be calculated at different angles of attack. Finally, the approach has been validated through the results of analytical and numerical methods for aerodynamic heating of axisymmetric vehicles.
    Keywords: Aerodynamic heating, Numerical simulation, Wall temperature, Heat flux, Conjugate heat transfer
  • M. Mirshams, A. Saghari *, E. Zabihian Page 55
    This paper proposes a supplementary method for conceptual design of satellite electrical power subsystem(EPS). Each of represented methods for satellite electricalpower subsystemconceptual design in different references have some advantages and also disadvantages, besides in each of the methods a determined part of this subsystem has been in focused. In this research, first advantages and disadvantages of existing approaches for the conceptual design of electrical power subsystemwere reviewed, continued with combining of previous methods, improved relationships and using some of the simulation methods plus the using of statistical databases, a complementary method with more ascendency and less disadvantages in comparison with other approaches was presented. Finally, using a data from a specific satellite and the results of the statistical design, the complementary method has been validated.
    Keywords: Spacecraft electrical power subsystem, Conceptual design, Solar panel, Simulation
  • H. Bolandi, M. H. Ashtari *, Gh. Barati, J. Kochaki Zayghami, M. Esmaeilzadeh Page 65
    In the mission of satellites, instantaneous positioning and estimation of the future position are necessary. In the communication satellite, this matter is so important. Thus in the Tadbir satellite, for the first time in the country, we consider an orbit determination subsystem that equipped with a spaceborne GPS receiver and contains appropriate algorithms in order to achieve satellite position data during the lunch period and in the orbit. In this paper a brief review of the software and hardware parts of this subsystem is presented. In additional the process of testing to achieve good performance, including functional tests of ODS processor board and functional test of GPS receiver with GPS simulator, environmental condition tests, mechanical tests, thermal vacuum cycle tests, electromagnetic compatibility test and finally integrated satellite tests are stated. This paper, in addition to a description of the Tadbir satellite orbit determination subsystem, an implementation testing of a satellite subsystem is demonstrated, which can be useful to other space field researchers.
    Keywords: Orbit Determination, Tadbir Satellite, Spaceborne GPS Receiver, SGP4 Algorithm, Envirmental Tests