فهرست مطالب

  • سال نهم شماره 2 (پیاپی 27، تابستان 1395)
  • تاریخ انتشار: 1395/06/20
  • تعداد عناوین: 8
|
  • عبدالله مددکار، احمد کلهر، امیررضا کوثری صفحات 1-9
    به دلیل حضور برخی ترم های غیر خطی در معادلات پرواز یک ماهواره بر باید یک راهبرد مناسب و پایدار کنترلی برای غلبه بر این ترم ها و در نتیجه، فرایند ردیابی صحیح مسیر بهینه رسیدن ماهواره بر به مدار مورد نظر را طراحی کرد. در این مقاله، مبانی طراحی یک کنترل کننده برای سیستم غیر خطی نوین و ساده با هدف کنترل یک نوع ماهواره بر در جهت ردیابی مسیر بهینه آن توضیح داده می شود. مبنای اساسی این استراتژی، خطی سازی برخط معادلات غیر خطی طی پرواز و در نهایت، بازنمایی معادلات سیستم به صورت ژاکوبین توسعه یافته است. نکته مهم این است که سیستم تنها در برخی نقاط کاری و تعادل خطی سازی نمی شود و در هر بازه نمونه برداری، سعی شده است که سیستم معادلات غیر خطی به معادلات خطی تبدیل و سپس، با استفاده از تئوری جای دهی قطب ها، یک کنترل کننده ردیاب مناسب برای سیستم پیشنهاد شود. نتایج طراحی و شبیه سازی حاکی از دقت و همگرایی مناسب سیگنال های مرجع (سیگنال های شامل سرعت و زاویه پیچش) و در نتیجه، انجام موفقیت آمیز ماموریت است.
    کلیدواژگان: کنترل ماهواره بر، خطی سازی برخط، ژاکوبین توسعه یافته، تئوری جای دهی قطب ها، برنامه زاویه پیچش
  • سید محمدصادق موسوی، مهدی مرتضوی صفحات 11-24
    به منظور اطمینان یابی از صحت عملکرد زیرسیستم تعیین و کنترل وضعیت ماهواره و اجزای آن، لازم است تا مجموعه تست هایی را در سطح قطعات و زیرسیستم انجام داد. یکی از ابزارهای پرکاربرد در فرآیند انجام این تست ها پیچه هلمهولتز است که وظیفه آن تولید میدان مغناطیسی یکنواخت است. این وسیله در تست عملکردی و کالیبراسیون حسگرها و عملگرهای مغناطیسی، تست سخت افزار در حلقه زیرسیستم تعیین و کنترل وضعیت، و همچنین تست های مربوط به اندازه گیری پسماند مغناطیسی قطعات ماهواره کاربرد دارد. در این مقاله، معادلات ریاضی حاکم بر پیچه هلمهولتز بررسی، نحوه طراحی و ملاحظات آن پیشنهاد شده و مجموعه تست های عملکردی و همچنین تست های شناسایی برای بررسی طراحی و ارزیابی نمونه ساخته شده ارائه می شود. با یافتن مدل ریاضی این وسیله، مقدمات لازم برای طراحی سیستم کنترل حلقه بسته به منظور حذف اغتشاشات مغناطیسی محیطی و ایجاد میدان مغناطیسی مطلوب توسط پیچه هلمهولتز فراهم می آید.
    کلیدواژگان: پیچه هلمهولتز، شبیه ساز میدان مغناطیسی، طراحی و ساخت، زیرسیستم تعیین و کنترل وضعیت ماهواره، تست های مغناطیسی ماهواره، تست های عملکردی، مدل سازی، شناسایی، کنترلر میدان مغناطیسی
  • حامد عارف خانی، مهران مهدی آبادی، سیدمحمدمهدی دهقان صفحات 25-34
    در این مقاله، کنترل چرخش ماهواره توسط عملگرهای مغناطیسی با استفاده از قوانین کنترل «نرخ و محور چرخش» و «کاهش نرخ نوسانات» مورد بررسی آزمایشگاهی قرار گرفته است. ارزیابی این قوانین کنترلی توسط «شبیه ساز سه درجه آزادی کنترل وضعیت ماهواره مبتنی بر یاتاقان هوایی» انجام شده است. به علت محدودیت های ذاتی شبیه ساز، نتایج تست آزمایشگاهی تنها در راستای یک محور قابل رویت است. بنابراین برای ارزیابی دقیق سه محوره این قوانین، ابتدا با مدل سازی معادلات دینامیکی و سینماتیکی شبیه ساز و مقایسه نتایج شبیه سازی با نتایج تست آزمایشگاهی، به ارزیابی مدل سازی پرداخته می شود. پس از اثبات صحت مدل سازی، شبیه سازی سه محوره قوانین کنترلی انجام می شود. از آنجا که مدل اعتبارسنجی شده مبنای یکسانی با معادلات مدل ماهواره دارد و تنها تمایز آن در گشتاور اغتشاشی ناشی از فاصله مرکز جرم با مرکز دوران است، می توان از امکان کنترل سه محوره ماهواره با این قوانین کنترل اطمینان حاصل کرد. نتایج تست ها نشان دهنده عملکرد مناسب این قوانین کنترلی است.
    کلیدواژگان: عملگر مغناطیسی، کنترل چرخش ماهواره، پلتفرم شبیه ساز تعیین و کنترل وضعیت، یاتاقان هوایی
  • لیلا محمدی، شروین امیری، غلامرضا محمدخانی صفحات 35-46
    در این مقاله، ابتدا نهفتگی رادیویی و اهمیت ردگیری سیگنال برای گیرنده های GPS-RO شرح داده می شود. سپس ردگیری حلقه باز به عنوان ابزار توانمند و جایگزین ردگیری حلقه بسته، برای دریافت سیگنال های متفرقشده GPS، گذرنده از تروپوسفر پایین، معرفی می شود. در تحقق ردگیری حلقه باز با نرخ پایین، اهمیت مدل داپلر مطرح می شود. در این مقاله به سه روش مهم در پیاده سازی مدل داپلر اتمسفری که هم اکنون عملیاتی شده اند، پرداخته می شود. ابتدا روش سوکولوفسکی، که از روش های اولیه و مهم بوده و در گیرنده ROSA به کار می رود، تبیین می شود. سپس روش سی. ا. آو که در گیرنده مهم BlackJack تعبیه شده است، مطرح شده و در ادامه روش کریستنسن بیان می شود که در گیرنده GRAS عملیاتی شده است. نحوه اعمال ورودی های هندسی و اتمسفری در این روش ها و دقت آنها بررسی خواهد شد. سپس با بهره گیری از دانش به دست آمده از نقاط قوت و ضعفاین مدل ها، یک مدل ترکیبی برای گیرنده GPS-RO ایرانی به همراه الگوریتم پیاده سازی آن مطرح می گردد.
    کلیدواژگان: نهفتگی رادیویی، ردگیری حلقه باز، مدل داپلر اتمسفری و هندسی، زاویه شکست، پارامتر اثر، مدل هواشناسی
  • حامد عارف خانی، سیدمحمدمهدی دهقان، امیرحسین توکلی صفحات 47-60
    در این مقاله، ارزیابی کنترل وضعیت مغناطیسی با استفاده از قوانین کنترلی PD و LQR بررسی شده است. برای ارزیابی این قوانین کنترلی از «شبیه ساز سه درجه آزادی کنترل وضعیت ماهواره مبتنی بر یاتاقان هوایی» استفاده شده است. معادلات دینامیکی و سینماتیکی توسعه یافته برای شبیه ساز با تست آزمایشگاهی حلقه باز صحه گذاری می شود. پس از اثبات صحت مدل سازی، قوانین کنترلی با مقایسه نتایج شبیه سازی و تست آزمایشگاهی حلقه بسته ارزیابی می شود. به دلیل محدودیت های ذاتی شبیه ساز، پیاده سازی کنترل کننده وضعیت مغناطیسی تنها در راستای یک محور امکان پذیر است. نتایج تست های آزمایشگاهی نشان دهنده عملکرد بهتر قانون کنترلی LQR و دقت مناسب آن برای بسیاری از ماموریت هاست. بنابراین، با تعمیم کنترل کننده LQRشبیه سازی سه محوره برای یک ماهواره انجام شده است.
    کلیدواژگان: عملگر مغناطیسی، کنترل وضعیت مغناطیسی، پلتفرم شبیه ساز تعیین و کنترل وضعیت، یاتاقان هوایی
  • حامد علی صادقی، حامد رمضانی نجفی، حسین رضا عباسی صفحات 61-76
    مطابق استانداردهای فضایی، ارزیابی طراحی حرارتی ماهواره ها با کمک تحلیل های نرم افزاری و تست های بالانس حرارتی امکان پذیر است. به طور معمول برای تست بالانس حرارتی از مدل حرارتی ماهواره ها استفاده می شود. این مدل از جنبه حرارتی کاملا مشابه مدل فضایی ماهواره است. در این مقاله، علاوه بر توصیف روش طراحی و ساخت مدل حرارتی ماهواره آتست، تست های بالانس حرارتی برای این مدل تعریف و اجرا شده است. به فرایند ارزیابی مدل و چگونگی استفاده از داده های تست برای اصلاح مدل ریاضی - حرارتی نیز توجه شده است. برای تسهیل و افزایش دقت فرایند اصلاح مدل ریاضی، مدل حرارتی طراحی شده در دو مرحله یعنی مدل سازه ای و مدل کامل، مونتاژ و تست شده است. در این تحقیق، نتایج تست مدل سازه ای با مدل ریاضی و تحلیل های نرم افزاری مقایسه و نحوه اصلاح آن تشریح شده است. نتایج حاصل حاکی از اجابت کامل الزامات تعریف شده در استاندارد در این مرحله از تحقیق است.
    کلیدواژگان: مدل حرارتی، مدل ریاضی، حرارتی، تست بالانس حرارتی، ماهواره کوچک، مدار لئو
  • پیمان ترابی، ابوالقاسم نقاش صفحات 77-83
    برای برخی ماهواره های رصدزمین، مدار ایده آل مداری است که رد زمینی تکرار شود تا این امکان را به وجود آورد که منطقه خاصی از زمین به طور دوره ای تحت نظر یا سنجش قرار گیرد. این مقاله، روشی سریع برای تعیین پارامترهای مداری ماهواره هایی با چنین ماموریتی است. این روش نیم قطر اصلی مدار را با توجه به زاویه میل مدار و همچنین دوره چرخش مدار به دست می آورد. سپس تغیرات نیم قطر اصلی را براساس خروج از مرکز مدار محاسبه می کند . همچنین روش دیگری نیز پیشنهاد می گردد که اصلاح شده و بهبود یافته روش پیشین به حساب می آید. از مزایای روش ارائه شده می توان به عملکرد سریع و سهولت در محاسبات اشاره کرد. در پایان نیز، به منظور تصدیق و اطمینان از نحوه عملکرد برنامه از نرم افزار satellite tool kit کمک گرفته شده و نتایج مقایسه خواهد شد.
    کلیدواژگان: مکانیک مدار، طراحی مدار ماهواره، تکرار مسیر زمینی
  • ملیحه هاشمی، سید کمال الدین موسوی مشهدی، سید مجید اسماعیل زاده، محمد فیوضی صفحات 85-90
    تعیین وضعیت یکی از مسائل مهم و حیاتی در ماموریت های فضایی ماهواره هاست. در این تحقیق، روش جدیدی برای تعیین وضعیت ماهواره ها توضیح داده شده است که براساس آن، فضای جستجو خیلی محدودتر شده و بنابراین، دقت و سرعت روش پیشنهادی در تعیین وضعیت ماهواره افزایش یافته است. در این روش، ابتدا الگوریتم های یک ردیاب ستاره برای تعیین وضعیت ماهواره، پیاده سازی و تست می شود و سپس، الگوریتم هایی مانند الگوریتم مرکزیابی، شناسایی الگو و در نهایت، تعیین وضعیت بررسی و اجرا خواهد شد. برای اجرای این الگوریتم ها به تصاویر با کیفیت بالا از ستارگان نیاز است که باید توسط دوربین ردیاب ستاره تهیه شود. با این تصاویر برای پردازش های لازم به پردازنده منتقل می شود و پردازنده براساس الگوریتم های طراحی شده، وضعیت دوربین و بعد از آن ماهواره را در راستای هر سه محور تعیین می کند. به این صورت که ابتدا ویژگی هایی برای ردیاب ستاره در نظر گرفته می شود و بر اساس آنها فرایند طراحی آغاز می شود. یکی از این ویژگی ها، محدوده دقت تعیین وضعیت حسگر است. در مقاله حاضر، این محدوده برای وضعیت در دو محور یاو و پیچ کمتر از 20 ثانیه در مقیاس درجه و برای محور رول کمتر از 100 ثانیه در مقیاس درجه در نظر گرفته شده است. همان طور که از نتایج مشخص است، دقتی خیلی بهتر و کمتر از فرضیات اولیه حاصل شده است. همچنین، با اجرای یک االگوریتم مرکزیابی تطبیقی، دقت حسگر افزایش داده شده است طوری که تنها ستارگان روشن تر تصویر، مرکزیابی و براساس آنها تعیین وضعیت می شود. زیرا براساس تحقیقات انجام شده، مرکز ستارگان روشن تر، دقیق تر محاسبه می شود. ویژگی مهم دیگر، سرعت اجرای الگوریتم شناسایی است که با پردازنده ای با سرعت GHz 1 و اصلاح الگوریتم شناسایی هرمی، زمان کمتر از 15 میلی ثانیه حاصل شده است. با توجه به این مدت زمان، نرخ بروزرسانی مطلوب خواهد بود. دانستن مختصات دقیق نقطه برخورد بردار فاصله کانونی لنز با آشکارساز تصویر، پارامتر مهم دیگری است که روی دقت تعیین وضعیت اثرگذار است و با انجام کالیبراسیون زمینی برای دوربین می توان با دقت خوبی، این پارامتر را تخمین زد.
    کلیدواژگان: الگوریتم مرکزیابی، شناسایی الگو، تعیین وضعیت ماهواره، ردیاب ستاره، کاتالوگ ستارگان
|
  • A. Madadkar, A. Kalhor, A.R. Kosari Pages 1-9
    In order to overcome the nonlinear terms in the flight equations of a launch vehicle, an appropriate control strategy has to be designed. In this paper, the fundamentals of designing a simple controller in order to control a typical launch vehicle for tracking the optimum launch vehicle path is presented. The principals of this strategy are based on on-line linearization of the nonlinear equations in each sampling interval during the flight and eventually representing system equations as extended Jacobean equations. It is important to note that equations linearization does not work in some areas and equilibrium points of the system but in each sampling interval is trying the system of nonlinear equations can be transformed into linear equations and then by using the pole placement theory, a good tracking controller proposed for the system. Design and simulation results show good accuracy and proper convergence of the reference signals (speed and pitch angle signals) and eventually, the success of the mission.
    Keywords: Launch vehicle controller, On, line linearization, Extended jacobean, Pole placement theory, Pitch program
  • S.M.S. Mosvi, M. Mortazavi Pages 11-24
    In order to be sure from true function of satellite’s Attitude determination and Control Subsystem (ADCS) and its parts, some tests are needed to be done in part or subsystem level. One of the useful tools for doing these tests is Helmholtz Coil. This tool is usable in functional tests and calibration of satellite’s magnetic sensors and actuators, in Hardware In the Loop (HIL) tests of ADCS subsystem, and also in related tests to residual magnetic of satellite’s part. In this paper, we study mathematical equations of Helmholtz coil, propose design procedure and requirements, also introduce set of functional and identification tests for evaluating the constructed Helmholtz Coil. By obtaining results and finding the mathematical model of Helmholtz Coil, preparations for designing closed loop control system to eliminate environmental magnetic disturbances and create desired magnetic field by Helmholtz coil are provided.
    Keywords: Helmholtz coil, Magnetic field simulator, Design, construction, Attitude determination, control subsystem, Satellite's magnetic tests, Functional tests, Modeling, Identification, Magnetic field controller
  • H. Arefkhani, M. Mehdi, Abadi, S.M.M. Dehghan Pages 25-34
    In this paper, magnetic spin control using Spin and B-dot control laws have been studied in a lab environment. Evaluation of this control laws is done by a "three degrees of freedom air-bearing simulator". Due to the inherent simulator limitations, laboratory test results are visible only on one axis. Therefore, to evaluate these three-axis laws precisely, evaluation modeling is discussed by comparing the simulator dynamic and kinematic equations with the results of laboratory experiments. After evaluation of the modeling process, simulation of three-axis control law is conducted. Since the validated model shares same basis with satellite model equations except the torque disturbances caused by the distance between the center of the mass and the center of the rotation, it can be assured that these control laws are suitable for three-axis control of a satellite. Test results indicate appropriate performance of control laws.
    Keywords: Magnetorquer, Magnetic spin control, ADCS Simulator, Air bearing
  • L. Mohammadi, Sh. Amiri, Gh. Mohammadkhani Pages 35-46
    One of the main challenges of the Open-Loop Signal Tracking method in GPS-RO space receivers, is Doppler prediction. Almost in all satellite communication systems, accurate carrier phase tracking under difficult conditions is depend on Doppler prediction accuracy. Obviously, there are several methods for producing a predicted Doppler model, and one of the earliest is Sokolovskiy. In this paper, we are analyzing the typical and operational atmospheric Doppler prediction models for the Open-Loop Signal Tracking of radio occultation, in satellite communications. A summary and comparison between these methods will be concluded in the end of this paper. finally we propose a prediction method can be used in national GPS-RO payloads for predicting atmospheric doppler based on combination of Sokolovsky and C.O. Ao methods.
    Keywords: Radio occultation, Open loop tracking, Atmospheric doppler
  • H. Arefkhani, S.M.M. Dehghan, A.H. Tavakoli Pages 47-60
    In this paper, the three-axis magnetic attitude control using PD and LQR control laws have been studied in a lab environment. Evaluation of the magnetic attitude control with this control laws is done by a "three degrees of freedom air-bearing simulator". Developed dynamic and kinematic equations to be used in actual simulator are evaluated by open loop test. Then control laws evaluated by comparing close loop simulation and laboratory test. Due to the inherent simulator limitations, magnetic attitude control only possible in the yaw axis. Laboratory test results indicate the improved and accurate performance of LQR control law for most satellite missions. Therefore by generalized LQR controller, three-axis simulation was performed for a satellite.
    Keywords: Magnetorquer, Magnetic attitude control, ADCS Simulator, Air bearing
  • H. Alisadeghi, H. Ramezani, Najafi, H.R. Abbasi Pages 61-76
    Base on space standards, the thermal design evaluations for satellites are performed using thermal balance tests. Regularly, the thermal model is used for the thermal balance test. This model is completely similar to the flight model of the satellite in terms of thermal characteristics. In this paper, the definition and implementation of thermal balance tests for Thermal model of AUTSAT Satellite is conducted. the evaluation of the TM and the procedure data Correlation of the numerical model have been focused. In order to increase the accuracy and feasibility of thermal mathematical model correlation, structural and complete models are considered for the balance test separately. In this study, the results of thermal balance test for the structural thermal model has been compared with the numerical analysis and the correlation procedure is illustrated. The results achieved by this procedure shows that all the requirements by the standard are satisfied in this level.
    Keywords: Thermal model, Thermal balance test, Data correlation, LEO, Small satellite
  • P. Torabi, A. Naghash Pages 77-83
    This paper presents a new methodology for a quick and efficient numerical determination of the condition for repeat ground tracks to be employed in an orbital optimization design methodology. This methodology employs the simplicity and reliability of the epicyclical motion condition for a repeat ground track to find a semimajor axis for a given repetition cycle and inclination. Then the semimajor axis is re fined for application to any elliptical motion. This methodology was discovered by comparing two recent methods in addition to a new proposed method offered in this paper investigating both nonlinear algebraic and polynomial formulations of the governing repeat-ground-track condition relationship. A lesser known simplified method is used for preliminary solution refinement. The advantages and disadvantages of each approach are weighed with each method ’s reliability, performance, and computational ease based on a case study. From these criteria, one method is recommended for use in repeat-ground-track orbit design optimization methodology.
    Keywords: Orbital mechanics, satellite orbit design, Repeating ground track
  • Malihe Hashemi, S.Kamaleddin Mosavi Mashhadi, S. Majid Esmaeilzadeh, Mohammad Fiuzy Pages 85-90
    Attitude Determining is one of the major and critical satellites space missions. In this study, a new method to Attitude determination of satellites is presented. Such that, based on the proposed method search space will be more limited then accuracy and speed of attitude determination in the proposed method has risen. At first in this method, implementation and the test algorithms will be discussed, after these some algorithms, such as navigation, pattern recognition and ultimately attitude determination will be reviewed. In order to implement these algorithm. High quality images of stars which must provided by the star tracker camera requires to implement. Really these images to perform the necessary processing sent to the processor so the processor based on designed algorithms, determines the attitude of camera and satellite in all three axes. This means that some features considered for star tracker and based on them begins the designing process. The range of accurately determination for star tracker is one of these features. In this article, the ranges of two axes of Yao and Pitch less than 20 seconds on the scale of degree are considered and in the roll axis less than 100 seconds is intended. Can show in the results, much better accuracy and less than initial assumptions have been achieved. It also carried out by an adaptive identified algorithm so that the brighter stars are identified and based on their attitude determination, the sensor accuracy have increased. Because of according research, the clearer stars, have more accurate in calculation. The other important feature is the speed of attitude detection which performed by 1 GHz processor, and correct identification of pyramidal algorithm where have reached less than 15 milliseconds. Due to the duration, the desire update rate gained. Other important parameters which influence the accuracy of the attitude determination is knowing the exact coordinates of the intersection point vector of focal length lens with image sensors. By Land calibration for camera with a good accuracy, these parameters were estimated.
    Keywords: Centroid algorithm, Pattern recognition, Attitude determination, Star tracker, Star catalog