فهرست مطالب

علوم و فناوری فضایی - سال دهم شماره 4 (پیاپی 33، زمستان 1396)
  • سال دهم شماره 4 (پیاپی 33، زمستان 1396)
  • تاریخ انتشار: 1397/01/15
  • تعداد عناوین: 6
|
  • مقاله تحقیقی (پژوهشی)
  • حدیثه کریمایی*، سید مصطفی حسینعلی پور، فتح الله امی، احسان موحدنژاد، رضا شریف زاده صفحات 1-7
    در این مقاله، به منظور بررسی ناپایداری سطح لایه سیال خروجی از انژکتور و به دست آوردن مشخصه های اصلی میکروسکوپیک اسپری، یک انژکتور گریز از مرکز مورد آزمون تجربی قرار داده شد. این انژکتور از نوع جریان چرخشی می باشد و حین کارکرد، یک حفره هوا در مرکز انژکتور شکل می گیرد. بنابراین انژکتوری یک پایه اما با عملکرد دوفازی بوده و از این رو چتر پاششی به صورت یک مخروط توخالی ایجاد می نماید. انژکتوری که مورد آزمون قرار گرفته است قبلا در مرحله آزمون های عملکردی (ماکروسکوپیک) تایید شده است. از آنجاکه تجهیزات لیزر داپلر برای اندازه گیری مشخصات اسپری، دارای تکنولوژی پیشرفته و قیمت بسیار بالایی است، در مراکز تحقیقاتی داخل کشور در دسترس نمی باشد. از این رو تلاش شده است تا حد ممکن، این مشخصات و همچنین ناپایداری سطح لایه سیال به کمک عکس برداری بررسی شود. لایه سیال خروجی از انژکتور دارای نوساناتی بر روی سطح است که از داخل انژکتور نشات می گیرد. این نوسانات در اثر تقابلات آیرودینامیکی رشد کرده و در نهایت منجر به شکست لایه سیال و شکل گیری لیگامنت ها می شود. طول شکست نیز از تصاویر ثبت شده قابل اندازه گیری است. به کمک عکس برداری با دوربین پرسرعت، حرکت امواج ناپایدار بر روی لایه سیال خروجی از انژکتور و رشد آنها به خوبی دنبال شده است. همچنین، لیگامنت ها در ناحیه شکست اولیه و تشکیل قطرات بلافاصله پس از شکست اولیه نشان داده شده اند.
    کلیدواژگان: انژکتور گریز از مرکز، دستگاه تست اسپری، مخروط اسپری، ناپایداری لایه سیال
  • علیرضا شریفی، مهدی فروغی، هادی نوبهاری * صفحات 9-17
    زیرسیستم کنترل دمای یک ماهواره وظیفه حفظ دمای سایر زیرسیستم ها را در محدوده مجاز بر عهده دارد. هدف از این مقاله، طراحی و پیاده سازی کنترل کننده دما مبتنی بر شنا سایی مدل در یک سیستم کنترل دما با استفاده از ابزار تولید خودکار کد است. کنترل کننده پیشنهادی این مقاله، کنترل کننده فازی - عصبی - تطبیقی است. به منظور طراحی کنترل کننده، مدل دینامیکی محفظه آزمایشگاهی با اعمال ورودی های مختلف با استفاده از مولد حرارتی و همچنین قرائت دمای محفظه توسط حسگر دما شنا سایی می شود. کنترل کننده با دریافت دمای محفظه، فرمان کنترلی مناسب را تولید و به مولد حرارتی ارسال می کند. سپس، بلوک دیاگرام های طراحی شده در محیط سیمولینک به کد C ترجمه شده و بر سخت افزار میکروکنترلر که قابلیت پشتیبانی توسط محیط سیمولینک را دارد، پیاده سازی می شود. در نهایت، با نصب این سخت افزار در محفظه آزمایشگاهی، عملکرد کنترل کننده دما در تعقیب دمای مطلوب و حذف اغتشاش ورودی بررسی و با عملکرد کنترل کننده تناسبی- مشتقی- انتگرالی مقایسه می شود.
    کلیدواژگان: سیستم کنترل دما، کنترل کننده فازی عصبی تطبیقی، ابزار تولید خودکار کد، روش مدل مبنا
  • هادی حسینی اناری، احسان معانی *، وحید بهلوری، سهیل سیدزمانی صفحات 19-28
    در این مطالعه یک بستر آزمون سخت افزار در حلقه، طراحی و پیاده سازی شده است که از دستگاه شبیه ساز آرایه های خورشیدی، بار الکتریکی برنامه پذیر، رایانه شبیه ساز، باتری ها و بردهای شارژر و توزیع در این حلقه استفاده شده است. حالت آرام سازی ماهواره به دلیل تغییرات سریع و غیرقابل پیش بینی زاویه خورشید با صفحات خورشیدی و عدم امکان آزمایش واقعی آن بر روی زمین از اهمیت ویژه ای برخوردار است. این بستر سخت افزار در حلقه قابلیت استفاده برای راستی آزمایی و آزمودن طراحی زیرسامانه توان الکتریکی برای هر نوع ماهواره را دارد. در این مقاله، به عنوان نمونه، این بستر برای یک ماهواره مخابراتی پیاده سازی شده است. میزان تغییرات ولتاژ دو سر باتری، میزان ظرفیت شارژ شده باتری، بررسی صحت برد توزیع و برد شارژر، بررسی میزان عمق دشارژ باتری و دفعات شارژ و دشارژ و بررسی ولتاژ دو سر باتری در برابر جریان های لحظه ای از موارد مورد بررسی در حالت آرام سازی می باشد.
    کلیدواژگان: ماهواره مخابراتی، زیرسامانه توان الکتریکی، آرام سازی، سخت افزار در حلقه
  • هدایت مقاوم وسایل بازگشت پذیرمبتنی بر رگرسیون PLS در حضور عدم قطعیت پارامترهای ورود
    عاطفه حسین زاده، امیرحسین آدمی*، اصغر ابراهیمی صفحات 29-40
    هدف این مقاله ارائه یک الگوی هدایت و کنترل بهینه برای وسایل بازگشت پذیر است که در برابر عدم قطعیت در پارامترهای ورودی مقاوم باشد. روش های مختلفی برای طراحی مسیر بهینه و یا کنترل بهینه وسایل بازگشت پذیر ارائه شده است، ولی تعداد کمی قابلیت استفاده بر خط را داراست. روش هایی نیز که مدعی دارا بودن قابلیت استفاده برخط می باشند، عموما از ساده سازی و راه حل های نزدیک بهینه درون خود استفاده نموده اند. در این مقاله سعی شده است تا با استفاده تلفیقی از روش کنترل بهینه غیر خطی، روش بهینه سازی الگوریتم ژنتیک و روش رگرسیون حداقل مربعات جزیی، الگوریتمی بهینه و مقاوم برای وسایل بازگشت پذیر ارائه شود که قابلیت استفاده برخط را داشته باشد. براساس نتایج استخراج شده، نشان داده می شود که با استفاده از این روش پیشنهادی، در صورت وجود عدم قطعیت در پارامترهای ورود، ماتریس های کنترلی متناسب با هر شرایط اولیه جدید استخراج و با استفاده از روش کنترلی غیرخطی کوادراتیک، وسیله بازگشت پذیر با دقت خوبی به سمت هدف هدایت می شود. نتایج آنالیز مونت کارلو نشان می دهد که خطای برخورد نسبت به کنترل بهینه غیرخطی کلاسیک 88% بهبود یافته است.
    کلیدواژگان: وسایل بازگشت پذیر، هدایت بهینه، هدایت مقاوم، عدم قطعیت، کنترل غیر خطی مرتبه دوم، رگرسیون، رگرسیون حداقل مربعات جزیی (PLS)
  • زینب آقاجانی، احسان ذبیحیان، مهران میرشمس* صفحات 41-54
    باتوجه به کاربرد گسترده ماهواره های مخابراتی مدار زمین آهنگ و مدت زمان بالایی که صرف طراحی مفهومی این نوع ماهواره ها می شود، در این پژوهش به منظور کاهش مدت زمان و هزینه فاز طراحی مفهومی، نرم افزاری بر پایه ادغام دو روش آماری و پارامتری تدوین شده است. مدل آماری استفاده شده در این نرم افزار شامل پایگاه داده متشکل از 147 ماهواره است که بین سال های 2010 تا 2016 پرتاب شده اند. جهت افزایش دقت نرم افزار از مدل پارامتری ترکیبی استخراج شده از مراجع منتخب طراحی استفاده شده است. نرم افزار موجود بر پایه متلب تدوین شده است و برای کاربر پسند کردن آن از محیط گرافیکی متلب GUI استفاده شده است. در این مقاله علاوه بر ارائه طرح کلی نرم افزار، بر روی روش طراحی و صحت سنجی آن نیز تمرکز شده است. نتایج طراحی به کمک این نرم افزار با استفاده از پیاده سازی آن روی یک ماهواره ساخته شده، اعتبارسنجی شده است. میانگین خطای نتایج با مدل ساخته شده 16 درصد است.
    کلیدواژگان: صحت سنجی، ماهواره های مخابراتی، مدار زمین آهنگ، مدل های آماری، مدل های پارامتری
  • وحید بهلوری، سید حمید جلالی نایینی* صفحات 55-66
    در این مقاله، استفاده از الگوریتم بهینه سازی مقاوم برای طراحی سیستم کنترل وضعیت ماهواره، به منظور بهبود عملکرد آن تحت عدم قطعیت ، پیشنهاد شده است. در این راستا، یک ماهوراه تک محوره صلب باعملگر تراستر روشن-خاموش با اشمیت تریگر و PID در نظر گرفته شده است. عدم قطعیت های مدل شامل ممان اینرسی، سطح تراست، تاخیر زمانی خالص تراستر و دامنه اغتشاش خارجی است. تابع هدف بهینه سازی مقاوم، ترکیب وزنی میانگین قدر مطلق خطای نشانه روی و انحراف معیار آن در نظر گرفته شده است. نتایج حل عددی نشان می دهد که روش بهینه سازی مقاوم در مقایسه با روش بهینه سازی معین از نظر مقاوم بودن، عملکرد سیستم کنترل وضعیت را در مواجهه با عدم قطعیت ها بهبود داده است.
    کلیدواژگان: بهینه سازی مقاوم، کنترل وضعیت ماهواره، عدم قطعیت، عملگر تراستر روشن، خاموش
|
  • Hadiseh Karimaei *, Mostafa Hossein Alipour, Fatholah Ommi, Ehsan Movahednejad, Reza Sharifzadeh Pages 1-7
    A swirl injector is tested to investigate the instability of the liquid sheet emanating from it and determine the main microscopic characteristics of the spray. The injector, which is tested, was already approved by doing the characterization tests (macroscopic). Due to the fact that the PDPA systems to measure the spray characteristics are very expensive and high-tech, and therefore inaccessible for us , it is attempted to investigate the specifications and instability of the liquid sheet as much as possible, by photography. The liquid sheet emanating from the injector has perturbations on its surface which originate from inside the injector. Due to the aerodynamic interactions, these perturbations grow and eventually lead to break up the liquid sheet and form the ligaments. The growth of these unstable waves can be observed in the images. Also the breakup length can be measured using the images recorded. Also ligaments in the primary breakup zone and droplets were shown.
    Keywords: Swirl injector, Atomization setup, Spray cone, Liquid sheet instability
  • Alireza Sharifi, Mahdi Foroughi, Hadi Nobahari * Pages 9-17
    In this paper, an adaptive-neuro-fuzzy controller is implemented online for a temperature control system using model-based design. First, the time domain identification approaches are utilized for the dynamic model identification. Then, the identified model is used in the adaptive-neuro-fuzzy controller. The simulated model of the proposed controller, created in the Simulink environment, is translated into C code using Simulink Coder. The generated C code is compiled into a hardware device and is successfully embedded on a microcontroller. In the next step, the experimental setup of a temperature controller is done to verify the adaptive-neuro-fuzzy controller. Finally, a comparison was made between the proposed controller and a classical proportional-integral-derivative controller to investigate the performance of the proposed approach. The results demonstrate that the proposed approach provides an excellent performance for a temperature control system.
    Keywords: Temperature control system, Adaptive-neuro-fuzzy controller, Model-based design
  • Hadi Hosseini Onari, Ehsan Maani *, Vahid Bohlouri, Soheil Seyedzamani Pages 19-28
    In this study, hardware in the loop (HIL) simulation consisting of solar array simulator, programmable electric load, charger board, distribution board and attitude and position simulator is designed and developed for the mentioned purpose. Because of satellite high angular velocity in de-tumbling mode, it is not possible to perform the experimental tests for power consumption analysis. Electricalpower HIL can be used for modifying, redesigning, and verification of the electricalpower subsystem design. The power consumption of communications satellite components is simulated in a de-tumbling mode. De-tumbling mode of operation is implemented in HIL test bed and the experimental results are extracted. The results consisting of battery voltage, battery capacity, current, depth of discharge and voltage stability are investigated. The results of this paper can be useful in the design, implementation and verification of electrical power subsystem for a wide range of satellites from LEO to GEO.
    Keywords: Communication satellite, Electricalpower subsystem, De-tumbling mode, Hardware in loop
  • Robust Guidance Algorithmfor Reentry Vehicles based on PLS Regression in the Presence ofInitail Parameter Uncertainties
    Atefeh Hoseinzadeh, Amirhossain Adami *, Asghar Ebrahimi Pages 29-40
    The atmospheric re-entry phase is one of the most significantmission steps in the space missions;hence, theguidance and control of reentry vehicles in this phase of mission is important. In this article, a reentry vehicle guidance algorithm has been proposed which has suitable robustness in the presence of initial reentry parameters uncertainties. Here,it has been tried to minimize the landing errors at terminal point using Nonlinear Quadratic Tracking (NQT) and chasing a reference trajectory. In order to define several trajectories with different initial states using evolutionary genetic algorithm with changes in weighting matrices Q and R, it hasbeen tried to reduce the errors of landing at terminal point. The reentry position of the reentry vehicles may be different from the desired ones with respect to several events. In this situation, reentry vehicles start to move in a new trajectory which is not suitable. Therefore, the reentry vehicles should be guided to come back into the desired trajectory or a new optimum trajectory needs to be redesignedto have the same target position on the ground. To do this, we need optimum weighting matrices R and Q for every new trajectory. In this article, this problem has been resolved using partial least squares regression; meanwhile, obtaining the optimal matrices by genetic algorithms needed many times. Also,it is shown that using this method, in the presence of reentry uncertainties, weighting matrices for each new initial condition hasbeen quickly derived. Additionaly,through the matrices obtained and the nonlinear quadratic tracking controller, reentry vehicle was directedto the target with a good accuracy. The Monte Carlo analysis has been used to evaluate the performance of the proposed algoritm. According to the results, the proposed algoritm has a suitable accuracy level and it can generate the online optimum trajectory.
    Keywords: Re-entry vehicles, Optimal guidance, Robustguidance, Uncertainty, Nonlinear Quadratic Tracking (NQT), Regression, Partial Least Squares (PLS)
  • Zeynab Aghajani, Ehsan Zabihian, Mehran Mirshams * Pages 41-54
    The significance and the wide use of geostationary communication satellites and the long hours of work in the process of their conceptual design was the main motivation to develop a software based on the statistical design to reduce the time spent on the conceptual design phase. This software is based on the statistical and parametric design method. The statistical model used in this software includes a database of 147 satellites launched between 2010 and 2016. To increase the accuracy of the software, the combined parametric model has been used from selected design references. The software is based on MATLAB and to make it more user friendly, the graphical GUI was used. In this article, the design of the software is presented and there is focus on the design and verification method. The accuracy of this tool was amply verified through a flight prototype, indicating the average error of 16% in the obtained results.
    Keywords: Validation, Communication satellites, GEO orbit, Statistical models, Parametric models
  • Vahid Bohlouri, Seyed Hamid Jalali-Naini * Pages 55-66
    his paper suggests arobust optimization algorithm for the design of the satellite attitude control system in order to increase the robustness of the performance under uncertainties. A single-axis on-off attitude control with rigid dynamics is considered using Schmitt-Trigger and PID controller. The model uncertainties include the moment of inertia, thrust level, thruster delay and theexternal disturbance amplitude.A weighted combination of expected value and standard deviation of pointing error is considered as an objective function for the robust optimization. The numerical solutions show that the robust optimization reduces the variations of the objective function, i.e. it increases the robustness of the system performance compared to the deterministic optimization.
    Keywords: Robust optimization, Satellite attitude control, Uncertainty, On-off thruster actuator