فهرست مطالب

علوم و فناوری فضایی - سال هشتم شماره 4 (پیاپی 25، زمستان 1394)
  • سال هشتم شماره 4 (پیاپی 25، زمستان 1394)
  • تاریخ انتشار: 1394/12/15
  • تعداد عناوین: 6
|
  • علیرضا علیخانی*، سیدعلی اکبر کساییان صفحات 1-7
    در این مقاله، به تعقیب فرامین هدایت برای یک سیستم حامل متغیر با زمان در طی پرواز داخل جو پرداخته شده است. به همین منظور یک کنترل مد لغزشی دینامیکی نهایی بر پایه کنترل مد لغزشی دینامیکی ارائه شده است. کنترل مد لغزشی نهایی موجب همگرایی زمان محدود مد لغزشی دینامیکی می شود. در مدل سیستم حامل دینامیک عملگر و ژایروی نرخی نیز در نظر گرفته شده است. کنترل مد لغزشی دینامیکی اغتشاشات ناسازگار را جبران می سازد، در حالی که کنترل مد لغزشی نهایی برای سرعت بخشیدن به سیستم برای رسیدن به منیفلد لغزش دینامیکی استفاده شده است. در نهایت، کارایی کنترل ارائه شده در مقایسه با مد لغزشی دینامیکی در حضور اغتشاشات ناسازگار نشان داده شده است.
    کلیدواژگان: مد لغزشی نهایی، مد لغزشی دینامیکی، اغتشاشات ناسازگار، همگرایی زمان محدود
  • وحید بهنام گل *، احمدرضا ولی، علی محمدی صفحات 9-17
    در این مقاله یک روند جدید برای طراحی قانون هدایت با درنظر گرفتن دینامیک حلقه کنترل پیشنهاد شده است. حلقه هدایت غیرخطی به همراه تابع تبدیل مرتبه اول به عنوان دینامیک حلقه کنترل فرمول بندی شده است. یک طرح کنترل مد لغزشی گام به عقب هموار و زمان محدود برای تضمین همگرایی زمان محدود سرعت نسبی جانبی مورد استفاده قرار گرفته است. همچنین در الگوریتم پیشنهادی نوسانات ناخواسته حذف شده و سیگنال کنترل همواری صادر می شود. علاوه بر این، مانور هدف به عنوان نامعینی ناسازگار در نظر گرفته شده است. سپس یک قانون هدایت مقاوم بدون نیاز به اندازه گیری دقیق یا تخمین شتاب جانبی هدف طراحی شده است. نتایج شبیه سازی نشان می دهد که قانون هدایت پیشنهادی عملکرد بهتری در مقایسه با ناوبری تناسبی، ناوبری تناسبی افزوده و قانون هدایت مد لغزشی دارد.
    کلیدواژگان: قانون هدایت، دینامیک حلقه کنترل، کنترل مد لغزشی، چترینگ
  • رامین کمالی مقدم *، محمدرضا سلیمی صفحات 19-27
    در این مقاله، یک روش محاسباتی سریع با راندمان بالا برای شبیه سازی جریان ماورای صوت آرام با دو فرض گاز کامل و گاز تعادلی حول اجسام سرپخ متقارن محوری توسعه داده شده است. برای توسعه این الگوریتم، از معادلات لایه مرزی استفاده شده و برای حل آنها از روش ماتریس انتگرالی حول دماغه جسم و قسمت های دور از دماغه کمک گرفته شده است. روش ماتریس انتگرالی قادر است که با استفاده از تعداد کمی شبکه درون لایه مرزی و با صرف زمان محاسباتی پایین، نتایجی دقیق و هموار ایجاد نماید. روش توسعه یافته به دلیل زمان محاسباتی کم، به شدت برای طراحی اجسام بازگشتی ماورای صوت مناسب است. در این مقاله، اثرات واکنش های شیمیایی تعادلی در معادلات لایه مرزی نیز بررسی شده است. مقایسه نتایج حاصل با داده های تجربی بیانگر صحت و دقت نتایج است.
    کلیدواژگان: سیستم جدایش، روش بلوک دیاگرام، تحلیل حالت های خرابی و اثرات آنها
  • امیر مهدی تحسینی*، سمانه تدین موسوی صفحات 29-34
    هدف از این تحقیق تخمین مشخصات حرارتی یک منبع گرمایی با استفاده از روش حرارتی معکوس است. از تست تجربی و روش عددی برای تخمین ضریب انتقال حرارت جابه جایی و دمای منبع استفاده شده است. از یک روش مناسب عددی به نام روش گرادیان مزدوج در این تحلیل استفاده شده است. تغییرات زمانی دما با استفاده از یک سنسور در نقطه ای مشخص از یک میله فلزی ثبت شده و به عنوان ورودی در حل عددی مورد استفاده قرار گرفته است. دمای منبع حرارتی و ضریب انتقال حرارت جابه جایی جریان خروجی منبع بر حسب فاصله از میله، تخمین زده شده است. دو نسبت فاصله بدون بعد 2 و 6 مد نظر بوده و دلیل انتخاب این دو مقدار، بیرون و داخل بودن میله در ناحیه پتانسیل مرکزی جت بوده است. شناسایی مشخصات منبع گرمایی با استفاده از حرارت معکوس می تواند در تخمین خواص اجسامی که به ویژه در سپرهای حرارتی مورد استفاده اند کاربری مفید داشته باشد.
    کلیدواژگان: انتقال حرارت معکوس، روش گرادیان مزدوج، جابه جایی اجباری، خواص حرارتی، تحلیل عددی
  • حجت طایی *، مهران میرشمس، مهدی قبادی، محمد امین وحید دستگردی، حسن حقی صفحات 35-44
    این مقاله به جزییات طراحی یک شبیه ساز سه درجه آزادی فضاپیما که به عنوان یک پروژه تحقیقاتی بر روی دینامیک و کنترل فضاپیماها در آزمایشگاه تحقیقات فضایی دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی توسعه داده شده است، می پردازد. این شبیه ساز دمبلی شکل المان های متعددی نظیر یاتاقان هوایی کروی، حسگر وضعیت، باتری قابل شارژ، چرخ های عکس العملی، کامپیوتر مرکزی و اجرام بالانس دارد. در این مقاله، یک مسئله کنترل بهینه برای این شبیه ساز فضاپیما که عملگرهای موثر آن چرخ های عکس العملی هستند، مطالعه می گردد. با فرض یکنواختی گرانش زمین و چرخش بدون اصطکاک یاتاقان هوایی، چرخ های عکس العملی گشتاورهای کنترلی مورد نیاز را حول محورهای رول، پیچ و یاو تولید می نمایند. هدف سیستم کنترل آن است که فرامین ارسالی از کاربر با حداقل مصرف انرژی و بالاترین دقت اجرا شوند. برای این کار، یک کنترلر LQR برنامه ریزی شده و برای انجام مانورهای مورد نظر بر روی کامپیوتر شبیه ساز پیاده سازی شده است. این رهیافت کنترلی برای انجام مانورهای زاویه ای سریع سه محوره بزرگ طراحی شده و عملگر موثر آن چرخ های عکس العملی هستند.
    کلیدواژگان: شبیه ساز فضاپیما، یاتاقان هوایی، چرخ عکس العملی، کنترلر LQR
  • مهدی فتحی *، علی محمدی، نعمت الله قهرمانی صفحات 45-51
    در این مقاله امکان پذیری همراستایی دقیق و سریع یک سامانه ناوبری اینرسی (INS) متصل به بدنه در حالت ایستا با بهره گیری از شرایط سکون مورد بررسی قرار گرفته است. این شرایط سکون شامل سرعت صفر و یک زاویه سمت معلوم بوده که به عنوان داده های یک حسگر خارجی مجازی در نظر گرفته شده که اطلاعات آن با داده های متناظر از INS تلفیق می گردد. با مقایسه این دو دسته داده حاصل از INS و حسگر مجازی، تخمین هایی از خطاهای سرعت در واقع ناشی از خطاهای تنظیم محور INS هستند، حاصل می گردد. یک فیلتر کالمن توسعه یافته به منظور تخمین زوایای وضعیت اولیه و بایاس های حسگرهای اینرسی، بر اساس مدل خطای اندازه گیری و مدل خطای فرآیندی که حالت های آن بایاس های حسگرهای اینرسی را نیز در خود دارد، طراحی شده است. نتایج شبیه سازی مونت کارلو نشان داد که تلفیق اطلاعات INS و اطلاعات سکون در تراز دقیق و سریع INS بسیار موثر عمل کرده اما همین تلفیق به علت فقدان شتاب و سرعت زاویه ای با مقدار مناسب در وضعیت سکون، توفیق چندانی در تخمین و کالیبراسیون بایاس های حسگرهای اینرسی ندارد.
    کلیدواژگان: سامانه ناوبری اینرسی تلفیقی، فیلتر کالمن، همراستایی
|
  • A. Alikhani*, S. A. Kasaeian Pages 1-7
    Tracking guidance commands for a time-varying aerospace launch vehicle during the atmospheric flight is considered in this paper. Hence, the dynamic terminal sliding mode control law is constructed for this purpose and dynamic sliding mode control is utilized. The terminal sliding manifold causes the dynamic sliding mode to converge asymptotically to zero in finite-time. The actuator and rate gyro dynamics are included in the model of launch vehicle. Dynamic sliding mode control accommodates unmatched disturbances, while the terminal sliding mode control is used to accelerate the system to reach the dynamic sliding manifold. Finally, the effectiveness of the proposed control is demonstrated in the presence of unmatched disturbances and is compared with the dynamic sliding mode.
    Keywords: Terminal sliding mode, Dynamic sliding mode, Unmatched disturbance, Finite, time convergence
  • V. Behnamgol*, A. Vali, A. Mohammadi Pages 9-17
    In this paper, a new procedure for designing the guidance law considering the control loop dynamics is proposed. The nonlinear guidance loop entailing a first order lag as the control loop dynamics is formulated. A new finite time and smooth backstepping sliding mode control scheme is used to guarantee the finite time convergence of relative lateral velocity. Also in the proposed algorithm the chattering is removed and a smooth control signal is produced. Moreover, the target maneuver is considered as an unmatched uncertainty. Then a robust guidance law is designed without requiring the precise measurement or estimation of target acceleration. Simulation results show that the proposed algorithm has better performance as compared to the proportional navigation, augmented PN and the other sliding mode guidance law.
    Keywords: Guidance law, Control loop dynamics, Sliding mode control, Chattering
  • R. Kamali Moghadam*, M. R. Salimi Pages 19-27
    An accurate and efficient computational procedure is developed to predict the laminar hypersonic flowfield for both the perfect gas and equilibrium air around the axisymmetric blunt body configurations. To produce this procedure, the boundary layer equations utilize the integral matrix solution algorithm for the blunt nose and after body region by using a space marching technique. The integral matrix procedure enables us to create accurate and smooth results using the minimum grid in the boundary layer and to minimize the computational costs. This algorithm is highly appropriate for the design of hypersonic reentry vehicles. The effects of real gas on the flowfield characteristics are also studied in boundary layer solutions. Comparisons of the results with experimental data demonstrate that accurate solutions are obtained.
    Keywords: Hypersonic flow, Equilibrium air, Boundary layer, Integral matrix method
  • A. M. Tahsini*, S. Tadayon Mousavi Pages 29-34
    The aim of this paper is to identify the unknown properties of an industrial hot air gun using inverse heat transfer approach. A combination of experiments and numerical analyses is used to define the convection coefficient and the produced temperature of this device. A numerical solver is developed by employment of a straightforward and powerful inverse heat transfer
    Method
    “The conjugate gradient method for parameter estimation”. The variation of temperature versus time in a fixed point of a steel-304 rod is sensed by a thermocouple and is given as an input to the numerical solver. The produced temperature of the hot air gun and the variation of convection heat transfer coefficient of this device as a function of distance between gun and rod are estimated in this research. Two non-dimensional distances between hot air gun and head of rod, H/D, are considered in this research: 2 and 6. These distances are chosen based on the hot jet potential core, the former is inside the potential core and the latter is outside it. The identifications of this gun are used in the process of determining unknown thermal properties of insulating and ablative materials, which are essential components of ablative heat shields, by inverse heat transfer methods.
    Keywords: Inverse Heat Transfer, Conjugate Gradient Method, Forced Convection, Thermal Properties, Numerical Analysis
  • H. Taei*, M. Mirshams, M. Ghobadi, M. A. Vahid D., H. Haghi Pages 35-44
    This article describes the details of a Tri-axial Spacecraft Simulator Testbed (TSST) that has been developed as part of a research program on spacecraft multi-body rotational dynamics and control in Space Research Laboratory (SRL) at K. N. Toosi University of Technology. This dumbbell style simulator includes a variety of components: spherical air-bearing, inertial measurement unit (IMU), rechargeable battery, reaction wheels (RW), on-board computer (OBC) and balancing masses. In this paper, an attitude control problem for the spacecraft simulator actuated by three reaction wheels is studied. Under the assumption of uniform gravity and frictionless air-bearing environment, reaction wheels generate control moments about the roll, pitch and yaw axes of the base body. The control objective is to perform attitude commands sent from users with the least power consumption and a high precision. To handle the non-linear model, a Linear Quadratic Ricatti (LQR) controller has been programmed and it efficaciously controlled the computer-modeled simulator for any given slewing maneuver. This control approach has been developed to facilitate the system to accomplish large-angle, three-axis slewing maneuvers using RWs as effective actuators.
    Keywords: spacecraft simulator, air, bearing, reaction wheel, LQR
  • Mahdi Fathi*, Ali Mohammadi, Nemat Ollah Ghahramani Pages 45-51
    In this paper the feasibility of rapid alignment and calibration of a static strapdown inertial navigation system (INS) is evaluated. Resting conditions including zero-velocity update and a known initial heading direction as virtual external measurement data are integrated with INS data. By comparing the virtual external measurements with the estimates of those generated by the aligning INS, estimates of the velocity and heading errors can be obtained and these errors will be propagated in the INS as a result of alignment inaccuracies. An extended Kalman filter based on an augmented process model and a measurement model is designed to estimate alignment attitudes and biases of inertial sensors. Monte Carlo simulation results show that the integration of INS with rest conditions is very effective in rapid and fine leveling and azimuth alignment of INS, but this type of data fusion due to poor acceleration and angular rates of static condition has no chance of valuable calibration of all inertial sensor biases.
    Keywords: Aided inertial navigation system, INS, Alignment, Kalman filter, ZUPT