فهرست مطالب

علوم و فناوری فضایی - سال یازدهم شماره 2 (پیاپی 35، تابستان 1397)
  • سال یازدهم شماره 2 (پیاپی 35، تابستان 1397)
  • تاریخ انتشار: 1397/06/02
  • تعداد عناوین: 7
|
  • وحید بهنام گل *، احمدرضا ولی، علی محمدی صفحات 1-10
    در این مقاله هدایت مد لغزشی نهایی غیر سینگولار برای برخورد با زاویه خط دید مطلوب در فاز نهایی پیشنهاد شده است. به منظور دستیابی به زاویه خط دید از پیش تعریف شده و برخورد با هدف، یک متغیر لغزش نهایی غیر سینگولار تعریف شده است. در فاز رسیدن در حضور نامعینی هایی از قبیل مانورهای هدف، هدایت مد لغزشی نهایی غیر سینگولار برای صفر کردن متغیر لغزش در مدت زمان رسیدن محدود طراحی شده است. سپس در فاز لغزش به دلیل تعریف متغیر لغزش به صورت نهایی غیرسینگولار، پایداری زمان محدود خط دید و نرخ چرخش خط دید بدون رخ دادن سینگولاریتی در دستور شتاب به عنوان سیگنال کنترل تضمین می شود. نتایج شبیه سازی عددی برای نشان دادن پتانسیل قانون هدایت پیشنهادی ارائه شده است.
    کلیدواژگان: قانون هدایت، زاویه برخورد، کنترل مد لغزشی نهایی غیرسینگولار، ناوبری موازی
  • محمد گوهرخواه *، مصطفی اسماعیلی، مهدی اشجعی صفحات 11-19
    در مقاله حاضر، تاثیر یک منبع میدان خارجی غیریکنواخت بر انتقال حرارت جابجایی اجباری نانوسیال مگنتیت (فروسیال) داخل کانالی با سطح گرم، به صورت عددی مورد مطالعه قرار گرفته است. هدف اصلی تاکید بر اهمیت موقعیت میدان مغناطیسی و بررسی احتمال افزایش انتقال حرارت از طریق یافتن مکان بهینه منبع میدان مغناطیسی است. مشاهده شد که میدان مغناطیسی گردابه هایی ایجاد کرده و بر ضخامت لایه مرزی حرارتی و تغییرات عدد ناسلت تاثیر می گذارد. نتایج نشان می دهد تاثیر موقعیت میدان مغناطیسی وابسته به نوع شرط مرزی حرارتی است. همچنین نشان داده شده است که می توان میدان دما و جریان سیال را با چند منبع میدان مغناطیسی کنترل نمود. با استفاده از الگوریتم ژنتیک، چیدمانی بهینه برای هشت منبع میدان مغناطیسی بدست آمده است که در مقایسه با حالت بدون میدان، منجر به 27% افزایش انتقال حرارت می گردد.
    کلیدواژگان: انتقال حرارت، جابجایی اجباری، فروسیال، مینی کانال، میدان مغناطیسی، بهینه سازی، الگوریتم ژنتیک
  • سیدعلی اکبر کساییان، مسعود ابراهیمی کچویی * صفحات 21-31
    هدف از مقاله حاضر ارایه یک الگوریتم هدایت ملاقات مداری سریع، مقاوم و ایمن است. طرح حاضر نرخ همگرایی به نقطه تعادل را تا زمان رسیدن فضاپیمای تعقیب کننده به همسایگی هدف بهبود می بخشد. سپس، ساختار هدایت مد لغزشی مقاوم طوری تغییر می کند که از تکینگی در زمان رسیدن به هدف جلوگیری کند و یک ملاقات مداری ایمن انجام پذیرد. این تغییرات در ساختار هدایت توسط یک تابع سوییچینگ صورت می پذیرد. علاوه بر این، یک تابع اشباع اصلاح شده در ساختار هدایت در بخش گسسته مد لغزشی به کار رفته است. با استفاده از تابع لیاپانوف همگرایی مجانبی تضمین شده است. شبیه سازی های عددی برای هر دو مدل خطی و غیرخطی حرکت نسبی صورت گرفته است. آنومالی میانگین، سرعت زاویه ای و خروج از مرکزیت نیز به عنوان عدم قطعیت های مساله در نظر گرفته شده اند. در نهایت، نتایج شبیه سازی های عددی کارایی و قوام الگوریتم هدایت پیشنهادی در حضور اغتشاشات، عدم قطعیت ها و غیرخطی گری را در مقایسه با مد لغزشی متداول نشان می دهد.
    کلیدواژگان: ملاقات مداری، مد لغزشی نهایی، تکینگی، تابع لیاپونوف، نرخ همگرایی
  • وحید بهنام گل *، احمدرضا ولی، علی محمدی، اشکناز اورعی صفحات 33-39
    در این مقاله یک کنترل مد لغزشی مرتبه دوم هموار تطبیقی جدید برای سیستم های غیرخطی نامعین ارائه شده است. پایداری زمان محدود با استفاده از تکنیک لیاپانوف اثبات شده است. کنترل کننده پیشنهادی شامل یک جمله تطبیقی برابر با نامعینی در یک مدت زمان محدود است. این الگوریتم برای طراحی قانون هدایت فاز نهایی یک رهگیر آشیانه یاب برای برخورد با اهداف مانوردار طراحی شده است. این قانون هدایت دستورات هدایت همواری صادر کرده و سیگنال کنترل قادر به پایدارسازی سرعت نسبی جانبی در یک مدت زمان محدود می باشد. در نهایت، قانون هدایت پیشنهادی با قانون هدایت مد لغزشی مرتبه دوم در شبیه سازی مقایسه گردیده است.
    کلیدواژگان: مد لغزشی مرتبه دوم، همگرایی زمان محدود، قانون هدایت، هدف مانوردار
  • حامد چنارانی* ، طاهره بینازاده، محمدحسین شفیعی صفحات 41-46
    در این مقاله مسئله پایداری مجانبی برای متغیرهای حالت سرعت و سرعت زاویه ای یک فضاپیما در حضور عدم قطعیت ها و اغتشاشات خارجی مورد بررسی قرار گرفته است. یکی از مهمترین روش ها در طراحی کنترل کننده برای سیستم های غیرخطی طراحی بر اساس مفهوم غیرفعال بودن است. این مفهوم ابزار مناسبی برای آنالیز سیستم های غیرخطی فراهم می آورد، همچنین برای پایدارسازی مجانبی سیستم های دینامیکی غیرخطی، به خصوص سیستم های مکانیکی مورد استفاده قرار می گیرد. قانون کنترل مبتنی بر نظریه غیرفعال بودن، یک فیدبک خروجی استاتیکی است که دارای ویژگی های ارزشمندی است. به دلیل وجود عدم قطعیت ها و اغتشاشات خارجی در معادلات فضای حالت سیستم های فیزیکی، ابتدا نسخه مقاوم روش کنترل مبتنی بر نظریه غیرفعال بودن ارائه می شود و قانون کنترل برای سیستم های غیرخطی دارای عدم قطعیت با ساختار آفاین ارائه خواهد شد. سپس از این روش برای طراحی قانون کنترلی برای یک فضاپیما استفاده می شود. از آنجا که در این مقاله پایدارسازی فقط برای متغیرهای حالت سرعت و سرعت زاویه ای فضاپیما انجام شده است، لذا مدل کاهش مرتبه یافته از فرم فضای حالت یک فضاپیمای شش درجه آزادی استخراج شده است و سپس قانون کنترلی مقاوم برای آن طراحی شده است. شبیه سازی های کامپیوتری کارایی کنترل کننده پیشنهادی را در مورد پایدارسازی مجانبی مقاوم متغیرهای حالت سرعت و سرعت زاویه ای فضاپیما در حضور عدم قطعیت ها و اغتشاشات خارجی نشان می دهد.
    کلیدواژگان: کنترل مبتنی بر غیرفعال بودن، پایدارسازی مقاوم، فضاپیما
  • حسن ناصح *، مهران میرشمس، الیاس فداکار، مهدی جعفری ندوشن صفحات 47-53
    هدف اصلی مقاله، معرفی روش طراحی ماموریت اکتشافی به ماه براساس فناوری موجود در کشور است. طراحی ماموریت اکتشافی ماه شامل مدار انتقالی بهینه و حامل فضایی می شود. مدار انتقالی بهینه براساس مسئله سه جسم محدود دایروی (CRTBP) برای مدل سازی حرکت یک فضاپیما در سیستم زمین/ ماه طراحی شده است. برای این منظور، مدار انتقالی بهینه روش CRTBP را به عنوان مدل دینامیکی اتخاذ نمودهو مسیر انتقالی سه بعدی زمین به ماه را با هزینه پایین به دست می دهد. این روش بدلیل هزینه و قابلیت دسترسی به شیب های مداری مختلف در عزیمت از زمین و تقرب به ماه، دارای ارجحیت و انعطاف بیشتر نسبت به روش انتقال هاهمن است. روندنمای بهینه طراحی مفهومی حامل فضایی (LVCD) بر مبنای بهینه سازی پارامترهای اصلی طراحیاست. روندنمای مذکور (LVCD) در بستر نرم افزاری به منظور ایجاد امکان برای جستجوی فضای طراحی و همچنین کاهش زمان و هزینه برای فاز طراحی مفهومی کدنویسی شده است. فرآیند بهینه سازی نسبت به تابع هدف و قیود طراحی در یک حلقه تکرار صورت گرفته است. در نهایت، قابلیت حامل فضایی طراحی شده برای ارضا الزامات ماموریتی مورد ارزیابی قرار گرفته است.
    کلیدواژگان: طراحی ماموریت، اکتشاف ماه، مساله سه جسم محدود دایروی، طراحی مفهومی حامل فضایی
  • فاطمه صادقی کیا *، علی کرمی هردستانی صفحات 55-59
    هدف از این پژوهش، بررسی اثرات قطر صفحه زمین آنتن هلیکال مود محوری بر مشخصات تشعشعی آنتن است. بررسی ها نشان می دهند که انتخاب مناسب نسبت قطر صفحه زمین نسبت به قطر هلیکس می تواند مصالحه ای منطقی میان عملکرد مطلوب آنتن و جرم آن برقرار نماید. تحلیل های عددی نشان می دهند که این نسبت برابر با 5/1 است. نتایج این پژوهش نشان می دهند که با افزایش این نسبت، جرم آنتن افزایش چشمگیری خواهد داشت؛ حال آنکه در عملکرد آن بهبود قابل ملاحظه ای ایجاد نمی شود. براساس نتایج حاصل از شبیه سازی، نسبت معرفی شده در این پژوهش، مستقل از تعداد دورهای هلیکس است. پس از استخراج نتایج اندازه گیری شده از نمونه های ساخته شده در اتاق آنتن، مشاهده شد که انطباق قابل توجهی میان این نتایج با نتایج حاصل از شبیه سازی وجود دارد.
    کلیدواژگان: آنتن هلیکال مود محوری، بهره انتن، قطر صفحه زمین، ماموریت های فضایی
|
  • Vahid Behnamgol *, Ahmadreza Vali, ali mohammadi Pages 1-10
    Nonsingular terminal sliding mode (NTSM) guidance for intercepting the desired line of sight (LOS) angle in terminal phase is proposed in this paper. In order to satisfy the predefined LOS angle and to intercep into target, a nonsingular terminal sliding variable is introduced. In reaching phase, in the presence of uncertainties such as target maneuvers, robust NTSM guidance law is designed in order forzeroing the sliding variable in finite reaching time. Then, in sliding phase, due to introducing nonsingular terminal sliding variable, finite time stability of line of sight angle and line of sight angular rate is granteed without singularity in commanded acceleration as control signal Numerical simulations are presented to illustrate the potential of the proposed guidance law.
    Keywords: Guidance law, Impact angle, NTSM control, Parallel navigation
  • Mohmmad Goharkhah *, Mostafa Esmaeili, Mehdi Ashjaee Pages 11-19
    In this paper, the effect of an external non-uniform magnetic field on forced convective heat transfer of magnetite nanofluid (ferrofluid) in a heated channel is studied numerically. The main goal is to emphasize the importance of magnetic field location and investigate the possibility of heat transfer enhancement by finding the optimum location of magnetic field source.It is observed that the magnetic field results in creation of recirculation zones which affect the thermal boundary layer thickness and Nusselt number. Results show that the effect of magnetic field location on the heat transfer is completely dependent on the thermal boundary condition. It is also shown that the flow and temperature fields can be manipulated by application of multiple magnetic field sources. Using genetic algorithm (GA), an optimum arrangement for locations of eight magnetic field sources is obtainedresulting in a27% heat transfer enhancement compared to the case of no magnetic field.
    Keywords: Heat transfer, Forced convection, Ferrofluid, Mini channel, Magnetic field, Optimization, Genetic algorithm
  • seyed aliakbar kasaeian *, Masoud Ebrahimi Pages 21-31
    The present study aims to present a safe, robust and fast orbital rendezvous guidance. The scheme improves the rate of convergence to equal point until the chaser spacecraft reaches the proximity target. Then, the robust guidance structure is transformed in order to avoid singularity and provide safe rendezvous for reaching the target. Switching is conducted in the guidance scheme by utilizing a self-defined sign function. Moreover, a new modified saturation function is employed instead of the discontinuous part of the sliding mode. The Lyapunov function approach guarantees the asymptotic stability. Numerical simulations are conducted by both linear and nonlinear models of relative dynamics. Mean anomaly, angular velocity, and eccentricity of target orbit are considered as the uncertainties. Finally, the results indicate the performance and robustness of the proposed guidance in the presence of non-linearity, uncertainties, and disturbances, compared to the conventional sliding mode.
    Keywords: Rendezvous, Terminal sliding mode, Singularity, Lyapunov function, Rate of convergence
  • Vahid Behnamgol *, Ahmadreza Vali, ali mohammadi, Ashknaz Oraee Pages 33-39
    A new adaptive smooth second-order sliding mode control is proposed for uncertain nonlinear systems in this paper. The finite time stability is proved using a Lyapunov technic. The proposed controller consists of an adaptive term equal to the uncertainty in finite time. This algorithm is used to design terminal guidance law for homing interceptors to intercept maneuvering targets. The guidance law generates smooth acceleration commands and the control signal is able to stabilize relative lateral velocity in a desired time. Finally, the proposed guidance law is compared with the second-order sliding mode guidance law from carried out simulations.
    Keywords: Second-order sliding mode, Finite time convergence, Guidance law, Maneuvering target
  • Hamed Chenarani *, Tahereh Binazadeh, Mohammad Hosein Shafiei Pages 41-46
    This paper considers the problem of asymptotic stabilizing of velocity and body rates of a spacecraft in the presence of uncertainties and external disturbances. One of the important methods in controller design for nonlinear systems; is designing based on the passivity concept. This concept which provides a useful tool for analysis of nonlinear systems has been also used for asymptotic stabilizing of nonlinear dynamical systems especially mechanical systems. The passivity-based control law is a static output feedback and has valuable features. Because of existence of uncertainties and external disturbances in the state-space of equations of physical systems; first the robust version of passivity-based control method, which is recently developed in literature, is given and the control law for nonlinear uncertain systems with affine structure is presented. Then, this approach is used in controller design for a spacecraft. Since, this paper considers only the stabilization of velocity and body rates, therefore the reduced-order model is extracted from the state-space equation of a spacecraft with six degree of freedom and then the robust control law is designed. Computer simulations show the efficiency of the proposed controller in robust asymptotic stabilizing of the velocity and body rate vectors of the spacecraft in the presence of uncertainties and external disturbances.
    Keywords: Passivity-based control, Robust stabilization, Spacecraft
  • Hassan Naseh *, Mehran Mirshams, Elyas Fadakar, Mehdi Jafari Nadoushan Pages 47-53
    The main goal of this paper is to introduce the Moon exploration mission design based on existing technology.The Moon exploration mission design entailsoptimal maneuvering orbit, payload and launch vehicle design. Optimal maneuvering orbit is designed with respect to Circular Restricted Three Body Problem (CRTBP) to model the motion of a spacecraft in the Earth/Moon system. To this end, optimal maneuvering orbitadopted CRTBP as dynamical model and obtained three-dimensional Earth to Moon transfers with low cost. This method is more preferable and flexible than Hohmann transfer because of its lower cost and its access to various inclinations in departure and arrival.The optimal Launch Vehicle Conceptual Design (LVCD) algorithm is based on optimization of major design parameters. LVCD algorithm is coded in a software to let the design engineer explore the design space and to reduce the cost and time of the conceptual design phase that is developed by the authors.The optimization process is performed subject to the restrictions and the performance index is optimized in a mutual iteration mechanism. Consequently, the designed launch vehicle ability to satisfy the mission objectives and its requirements is evaluated.
    Keywords: Mission design, Moon exploration, Circular restricted three body problem, Launch vehicle conceptual design
  • Fatemeh Sadeghikia *, Ali Karami Horestani Pages 55-59
    The aim of this study is to examine the effects of diameter of ground conductor in an axial mode helical antenna on some of the characteristics of the antenna. It is shown that a proper ratio of diameter of ground plane to diameter of helix can be chosen to make a trade-off between the performance of helical antenna and its mass budget. It is shown through computational analysis that this optimum ratio is about 1.5. The results show that an increase in this ratio increases the mass budget, but it does not improve the antenna performance significantly. The simulation results also indicatethat this ratio is independent of the number of helix turns. After measurement, it was found that the simulation results of the antenna well agreed with its measured results acquired at the anechoic chamber.
    Keywords: Axial mode helical antenna, Gain, Ground plane dimension, Space application