فهرست مطالب

علوم و فناوری فضایی - سال نهم شماره 1 (پیاپی 26، بهار 1395)
  • سال نهم شماره 1 (پیاپی 26، بهار 1395)
  • تاریخ انتشار: 1395/07/20
  • تعداد عناوین: 7
|
  • داود رمش، سجاد خدادادیان، حسن کریمی صفحه 1
    هدف اصلی این مقاله، ارائه روش تکاملی الگوریتم ژنتیک برای بهینه یابی پارامترهای اصلی موتور سوخت مایع سیکل بسته است. بر مبنای همین الگوریتم بهینه یابی، مدارهای جدید با سیکل های ترمودینامیکی بهبود یافته و تعیین میزان کارآیی آن ها مشخص شده اند. هدف اصلی این بهینه یابی، دست یابی به بالاترین سرعت نهایی ماهواره بر است که با دقت بسیار بالایی هم ارز با نسبت ضربه ویژه است. در این تحقیق، راهبرد استفاده از بوستر توربوپمپ و پمپ سوخت مرحله دوم به عنوان مدارهای مختلف موتور به چالش کشیده شده است. استفاده از بوستر توربوپمپ و پمپ سوخت مرحله دوم از یک طرف باعث افزایش وزن مجموعه موتور و از طرف دیگر با افزایش فشار ورودی پمپ ها و کاهش فشار مخازن، کاهش جرم مخازن و در نهایت کاهش جرم مجموعه موتور را به دنبال دارد. همین تعارض در به کارگیری این زیرسیستم ها، منجر به ارائه یک مسئله بهینه یابی بر مبنای مدار موتور می شود. برای این مسئله بهینه یابی قیودی چون، محدودیت افزایش فشار محفظه، دور توربین و به تبع آن فشار خروجی پمپ ها وجود دارند که در الگوریتم بهینه یابی اعمال شده است. نتایج به دست آمده نشان می دهد که تامین دبی سوخت مولد گاز از پمپ سوخت مرحله دوم و تقسیم دبی خروجی بوستر توربین سوخت به پمپ سوخت مرحله دوم و محفظه احتراق در افزایش سرعت نهایی ماهواره بر نقش بسزایی دارد.
    کلیدواژگان: بهینه یابی استاتیکی، سامانه های پیشران، مدارهای ترمودینامیکی، بوستر توربوپمپ، الگوریتم ژنتیک
  • علیرضا آقالاری، جواد طیبی صفحه 13
    اخیرا، تمایل به استفاده از ماهواره های کوچک به دلیل هزینه پایین، سرعت بالا و سادگی طراحی، ساخت و پرتاب افزایش پیدا کرده است. در برخی از ماموریت ها نیاز به مانورهای سریع بسیار حائز اهمیت است. در این مقاله، طراحی و پیاده سازی عملی کنترل وضعیت شبیه ساز سه درجه آزادی ماهواره چابک - مجهز به ژایروهای کنترل ممان تک جیمبال با آرایه هرمی- با به کارگیری قانون کنترلیPID و راهبردی فیدبک کواترنیون در دو حالت مختلف بهره و به صورت یک و سه محور یارائه می شود. ابتدا، عملگرها و شبیه ساز ماهواره معرفی شده و راهبردی کنترلی با استفاده از سیمولینک/ متلب شبیه سازی می شود. سپس استراتژی کنترلی در سیستم پیاده سازی شده و آزمایش های کنترل وضعیت اجرا می شوند. در نهایت، نتایج حاصل از تست های تجربی با هم و نیز با نتایج تئوری مقایسه می شوند. به منظور فرار از شرایط تکینگی منطق هدایت SR استفاده شده است. نتایج بیانگر تحقق مانور سریع شبیه ساز و مطابقت خوب نتایج تئوری با نتایج تجربی است.
    کلیدواژگان: کنترل وضعیت، ماهواره واکنش سریع، ژایروی کنترل ممان تک جیمبال، شبیه ساز ماهواره، PID، استراتژی فیدبک کواترنیون، الگوریتم هدایت
  • فرهاد فانی صابری، منصور کبگانیان، علیرضا فضل یاب، عباس آجرکار صفحه 25
    در این مقاله، یک الگوریتم کنترل وضعیت مقاوم، مبتنی بر روش کنترل پسگام- مد لغزشی برای یک ماهواره با استفاده از چهار چرخ عکس العملی با ساختار هرمی طراحی شده است. پایداری مجانبی الگوریتم ارائه شده با کمک تئوری لیاپانوف در حضور دینامیک چرخ عکس العملی اثبات شده است. سپس یک بستر تست پردازشگر در حلقه کم هزینه و بلادرنگ به منظور ارزیابی عملکرد کنترلر وضعیت طراحی شده، ساخته شده است. این بستر توانایی ارزیابی بلادرنگ کنترل وضعیت پسگام- مد لغزشی را دارد. در این بستر، مدل سازی بلادرنگ دینامیک ماهواره، اغتشاشات محیطی وارد بر آن و مدل دقیق چرخ های عکس العملی در کامپیوتر شبیه ساز انجام شده و الگوریتم کنترل وضعیت طراحی شده برای تحقق ماموریت ماهواره، به صورت زمان حقیقی بر روی الکترونیک وضعیت پیاده سازی و عملکرد آن مورد بررسی قرار گرفته است.
    کلیدواژگان: چرخ عکس العملی، کنترل پسگام، کنترل وضعیت ماهواره، مدلغزشی، مدل سازی بلادرنگ، پردازشگر در حلقه
  • احمدرضا صادقی، محمدفرزان صباحی، سید محمد صابرعلی صفحه 37
    با توجه به کاربرد وسیع ماهواره ها و فضاپیماها در زمینه های مختلف، برای انجام ماموریت ها لازم است آنها بصورت دقیق و به طور خودکار تحت کنترل قرار بگیرند. یکی از پارامترهایی که در کنترل ماهواره یا فضاپیما مطرح می گردد تعیین وضعیت است. ردیاب ستاره یکی از سامانه های است که کاربرد وسیعی در تعیین وضعیت دارد. عملیات تعیین وضعیت در ردیاب ستاره مبتنی بر تصویربرداری از فضای اطراف ردیاب و شناسایی ستارگان موجود در تصویر است. برای این منظور الگوریتم های متفاوتی طراحی شده است. نقطه ضعف اغلب این الگوریتم ها این است که عمدتا، در عملیات تخمین موقعیت ستاره و تخمین وضعیت ماهواره به مشاهدات اکتفا می کنند. از آنجا که مشاهدات اغلب آغشته به نویز هستند این مساله بر کیفیت تعیین وضعیت تاثیرگذار است. در این مقاله، با استفاده از روش های ردیابی راه حلی برای این مشکل ارائه می شود. الگوریتم های ردیابی مبتنی بر فیلتر کالمن دارای کیفیت خوبی برای تخمین موقعیت هستند. الگوریتم پیشنهادی با استفاده ازیکی از این الگوریتم ها با نام الگوریتم انتساب داده احتمالاتی مشترک، ردیابی را انجام می دهد و نتایج تخمین وضعیت با نتایج تخمین وضعیت حاصل از روشSNA که یکی از معروف ترین الگوریتم ها موجود است مقایسه می گردد. نتایج شبیه سازی نشان دهنده بهبود در عملکرد تعیین وضعیت است.
    کلیدواژگان: تعیین وضعیت، ردیاب ستاره، الگوریتم پیرآمید، الگوریتم روش همسایه ستاره (SNA)، فیلتر انتساب داده احتمالاتی مشترک
  • زهرا صمدی خوشخو، مهدی مرتضوی بک، فرهاد فانی صابری صفحه 47
    در این مقاله، یک کنترل کننده تطبیقی مبتنی بر سنتز کنترل کمینه غیرمتمرکز DMCS (Decentralized Minimal Control Synthesis) برای کنترل وضعیت ماهواره سنجش از دور نمونه طراحی شده است. هدف از طراحی این کنترل کننده، انجام مانورهای چرخشی سه محوره با زوایای بزرگ، دست یابی به سیستم پایدار و ردیابی مسیر مرجع وضعیت درحضور عدم قطعیت پارامترهای ممان اینرسی ماهواره است. در طراحی این کنترل کننده اثر اغتشاشات داخلی و خارجی، کوپلینگ های غیرخطی در دینامیک ماهواره و مدل دقیق عملگرها مدنظر قرار گرفته است. عملگرهای کنترلی مورد استفاده برای اجرای مانور وضعیت ماهواره چهار چرخ عکس العملی و با ساختار هرمیاست. لذا مدل دقیق چرخ های عکس العملی با در نظر گرفتن حداکثر ولتاژ، جریان، سرعت های زاویه ای مجاز و توان چرخ در طراحی کنترل کننده منظور شده است. عملکرد کنترل کننده طراحی شده از طریق شبیه سازی مورد ارزیابی قرار خواهد گرفت. نتایج شبیه سازی بیانگر کارایی مطلوب کنترل کننده وضعیت طراحی شده در حضور مدل دقیق چرخ های عکس العملی، اغتشاشات داخلی و خارجی و عدم قطعیت در پارامترهای مدل ماهواره است.
    کلیدواژگان: کنترل تطبیقی وضعیت، مدل چرخ عکس العملی، ماهواره، عدم قطعیت، اشباع عملگر
  • علی مهرابی، فتح الله امی صفحه 59
    با توجه به کاربرد وسیع موتورهای پیشرانه مایع در موشک ها و اهمیت تعیین پارامترهای اصلی مثل میزان پیشران ، ضربه مخصوص و میزان مصرف پیشرانه در میزان کارایی موشک ها، قبل از اینکه این موتورها در شرایط عملیاتی قرار گیرند، آنها را در شرایط مختلف کارکردی مورد آزمایش قرار می دهند. از تجزیه و تحلیل نتایج این آزمایش ها برای بهبود طراحی و رفع عیب های موتور یا گسترش برنامه ساخت موشک های آینده استفاده می کنند. برای توسعه موتور پیشرانه مایع، انتخاب انژکتور مناسب، اولین مرحله برای بررسی بهبود پارامترهای احتراق است. با توجه به لزوم یافتن راه های موثر برای ارزیابی سخت افزارهای موتور بدون چشم پوشی از مشخصات اصلی آنها، یکی از این راه ها به کاربردن یک موتور کوچک در آزمایش ها به جای موتور واقعی است. در این پژوهش فرایند طراحی و ساخت یک میکروموتور پیشرانه مایع با تک انژکتور گریز از مرکز آزمایشگاهی با نیروی پیشران نامی 300 نیوتن نیروی پیشران ارائه شده است. استارت های اولیه با پیشرانه واقعی برای آزمایش گرم میکروموتور ناموفق بودند. دبی کم احیاکننده نسبت به اکسیدکننده، کم بودن میزان اختلاط احیاکننده و اکسیدکننده و وجود ناخالصی در احیاکننده خود مشتعل به عنوان دلایل عدم موفقیت مطرح شدند. برطرف کردن موارد مذکور به انجام آزمایش های موفق و نتایج قابل قبول آن انجامید.
    کلیدواژگان: میکروموتور پیشرانه مایع، انژکتور گریز از مرکز، آزمایش گرم، نیروی پیشران
  • سعیده یعقوب نژاد، سید حامد هاشمی مهنه صفحه 73
    یکی از بخش های اصلی حلقه کنترل راکت های کاوشی که مسیرشان نسبت به مسیر شبیه سازی در هر لحظه به کمک تغییر در زوایای پنل های کانارد کنترل می شود، محاسبه سریع ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری در مودهای آیرودینامیکی مختلف راکت کاوش است که به دلیل تغییر زاویه پنل های کانارد و پارامترهای پروازی و محیطی ایجاد می شوند. در این مقاله سعی شده است با استفاده از روش طراحی آزمایش رویه پاسخ که از اسلوب آمار استنباطی پیروی می کند، روابط ریاضی ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری یک راکت کاوش خاص به عنوان توابعی از زاویه حمله، زاویه اسلیپ، ارتفاع پروازی و عدد ماخ و زوایای انحراف چهار پنل کانارد به دست آورده شود. برای ایجاد فضای طرح پیشنهادی توسط روش رویه پاسخ، باید ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری متناظر با متغیرهای ورودی پیش گفته در تیمارهایی که طرح رویه پاسخ مشخص می کند، محاسبه شوند. بدین منظور از نرم افزار میسایل دتکام استفاده شده است. ابتدا طرح مرکب مرکزی CCF با 90 تیمار و مدل درجه دو ایجاد شده است. در ادامه با به کارگیری دو روش محدود نمودن دامنه سطوح متغیرهای ورودی و استفاده از مدل های درجه بالاتر، سعی شده است دقت توابع افزایش یابد. برای بررسی کفایت مدل ها از روش های آماری استفاده شده است. مقایسه بین مقادیر اصلی ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری که از کد میسایل دتکام به دست آمده اند با مقادیر تخمین زده شده توسط مدل های رویه پاسخ، از دقت بالای این مدل ها حکایت دارد.
    کلیدواژگان: راکت کاوش، کنترل کانارد، ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری، نرم افزار میسایل دتکام، روش رویه پاسخ
|
  • D. Ramesh, S. Khodadadiyan, H. Karimi Page 1
    The purpose of this paper is to present a genetic algorithm (as a software) to optimize engine main parameters through the application of "genetic algorithm" and also introduced the new and modified thermodynamic cycles with analysing their performance. This software objective function is to achieve the highest and optimum level of 'final velocity'. In this study, the strategy of using fuel booster turbopump and 2nd stage fuel pump is followed primarily to moderate the effect of cavitation on pumps. Although the use of boosterpumps increase the weight, arise pump's rpm and possibility to reduce the tanks pressure came with a decrease in weight of propulsion system. The developed software is applied to Russian RD-180 engine in construction of propulsion system of first stage of ATLAS IIIB LV, and experimental results have been demonstrating the improvement of engine performance which results from a multi-variable sensitivity study on a staged-combustion engine will be highlighted. This algorithm is under the limitation of constraints to control the critical variation of combustion pressure, turbine rpm, and pumps cavitation margin and turbine temperature. Results show that, supply flow rate of gas generation from 2nd stage of fuel pump and divide flow rate of exhaust of fuel booster turbine to 2nd stage of fuel pump and combustion chamber, will increase the final velocity of launch vehicle.
    Keywords: Design optimization, Staged combustion, Thermodynamic cycle, Booster turbopump, Impulse, Genetic algorithm
  • A. R. Aghalari, J. Tayebi Page 13
    Recently, many researchers are examining the possibility of the small satellites or micro satellites, because small satellites are easier and faster to develop and thereby, provide increased launch opportunities. In this paper designing and experimental testing of three axis agility satellite simulator - equipped with pyramid configuration of SGCMG- with implementation of PID and feedback quaternion strategies are presented. These control strategies in the two different control gains and two different type of maneuvering about single and three axis are presented. First actuators and simulator of satellite have introduced and control strategies are simulated in Matlab/Simulink software. Then control strategies have implemented in the simulator’s computer and attitude control testing is executed. Finally the experimental data are compared with simulation results. In order to avoiding of singularity condition, SR method is used in steering law of single control moment gyros system. Results shown that agility maneuver of simulator realized and numerical results are almost according to experimental tests.
    Keywords: Attitude control, Agility satellite, Single gimbal control moment gyroscope, Simulator of satellite, PID, Feed back quaternion strategy, Steering law
  • F. Fani Saberi, M. Kabganian, A. Fazlyab, A. Ajorkar Page 25
    In this paper, a robust attitude control algorithm is developed based on backstepping-sliding mode control for a satellite using four reaction wheels in a tetrahedron configuration. In this method, asymptotic stability of the proposed algorithm has been proven in the presence of reaction wheels dynamic model based on Lyapunov theory. Then, in order to evaluate the performance of the proposed algorithm, a low-cost real-time prossecor in the loop test bed is provided. The presented test bed is capable of real-time assessing the attitude backstepping-sliding mode control algorithm. In this test bed, real-time modeling of satellite dynamic, environmental disturbances and reaction wheels are achieved in a simulator computer and the proposed control algorithm performance is investigated by implementing it in an electronic control board of the prossecor in the loop test bed.
    Keywords: Attitude control, Backstepping, Reaction wheel, Satellite, Sliding mode, Software in the loop
  • A. R. Sadeghi, M. F. Sabahi, S. M. Saberali Page 37
    Automatic control of satellites and spacecrafts, has been extensively paid attention. Attitude determination is one of the most important procedures to control a spacecraft. Star trackers are widely used for attitude determining. A star tracker provides images from the around space and try to identify the stars in the images. Several algorithms are proposed to this end. However, most of these algorithms use the raw measurements to star identification and attitude determination. As the measurements are often affected by various types of noise, the performance of such algorithms is degraded. Here, we employ tracking algorithms to improve the performance of existing methods for attitude determining. The Kalman filter-based tracking algorithms are shown to have satisfactory results for object tracking. We use the JPDAF to build an algorithm for accurate tracking of stars locations in successive images and, consequently, determining the attitude of spacecraft. The presented algorithm is compared with the well known algorithm for attitude determining called SNA.
    Keywords: Attitude determination, Star tracker, Pyramid algorithm, Star neighborhood approach, JPDAF
  • Z. Samadi Khoshkho, M. Mortazavi, Bek, F. Fani Saberi Page 47
    In this paper, an adaptive controller based on decentralized minimal control synthesis is designed n order to control an attitude of specific remote sensing satellite. The main design purposes are performing spinning, three axis and large angle maneuver as well as achieving a stable system and tracking the reference attitude trajectory in the presence of uncertainties. In the design process, the effects of internal and external disturbances, nonlinearities in the satellite dynamic and the accurate model of actuators are regarded. Four reaction wheels with pyramidal structure are modeled as the actuators to accomplish an attitude maneuver. So the exact reaction wheels’ model with regarding the maximum voltage, current, allowable angular velocities and power of wheels is developed. The simulation results show an acceptable performance of controller in the presence of exacts actuators’ model, external and internal disturbances and uncertainties in the satellite parameters.
    Keywords: Adaptive attitude control, Reaction wheel model, Satellite, Uncertainty, actuator saturation
  • A. Mehrabi, F. Ommi Page 59
    In this paper, an adaptive controller based on decentralized minimal control synthesis is designed n order to control an attitude of specific remote sensing satellite. The main design purposes are performing spinning, three axis and large angle maneuver as well as achieving a stable system and tracking the reference attitude trajectory in the presence of uncertainties. In the design process, the effects of internal and external disturbances, nonlinearities in the satellite dynamic and the accurate model of actuators are regarded. Four reaction wheels with pyramidal structure are modeled as the actuators to accomplish an attitude maneuver. So the exact reaction wheels’ model with regarding the maximum voltage, current, allowable angular velocities and power of wheels is developed. The simulation results show an acceptable performance of controller in the presence of exacts actuators’ model, external and internal disturbances and uncertainties in the satellite parameters.
    Keywords: Adaptive attitude control, Reaction wheel model, Satellite, Uncertainty, actuator saturation
  • S. Yaghob, Nezhad, S. H. Hashemi Mehne Page 73
    Because of vast applications of Liquid fuel engines in rockets and importance of their functional parameters such as trust, specific impulse and fuel consumption in engine performance, it is needed to be tested in different functional conditions before operation in actual missions. The analysis of test data used to improve the design, engine troubleshooting and to expand the production program for future rockets. Selecting the suitable injector(s) is the key parameter for improving combustion parameters. With respect to finding the effective ways to analyzing the engine hardware performance without neglecting from their main characteristics, one of the alternatives is doing the hot-fire tests by using a sub scaled engine instead of the full-scale engine. In this research, the design process and manufacturing details of a 300N trust (nominal) micro engine with single swirl Injector is presented. Initial firings using the actual fuel and oxide were not successful. Low fuel flow, low mixing area of the fuel and oxide, and contamination in the self ignition fuel (TR-1) were considered to be the reasons. Overcoming to these problems resulted in successful firing of the subscale engine.
    Keywords: Liquid propellant micro engine, Swirl injector, Hot, fire test, Thrust