فهرست مطالب

علوم و فناوری فضایی - پیاپی 1 (پاییز 1387)
  • پیاپی 1 (پاییز 1387)
  • تاریخ انتشار: 1387/08/14
  • تعداد عناوین: 8
|
  • س.ح. پورتاکدوست، م. فخری، ن. اسدیان صفحه 1

    روش های کاربردی فعلی طراحی برنامه فراز سیستم های پرتاب و بالستیک چندمرحله ای از چند جهت دارای نقصان هستند. برای بسیاری از کاربردها، برنامه فراز غالبا برای فازهایی مختلف مسیر صعود به صورت جداگانه براساس دینامیک ساده سازی شده سیستم تعیین می گردد، که منجر به مسیرهای غیربهینه خواهد شد. همچنین، روش های طراحی سعی و خطا به کمک برنامه شبیه سازی نیز اگرچه دقیق اند، اما ارضای همزمان همه محدودیت ها و قیود در آنها بسیار وقت گیر است. در این تحقیق محیطی فراهم آمده است که یک طراح مبتدی را قادر می سازد که برنامه فراز را به صورت یکپارچه برای تمامی مسیر صعود در سناریوهای مختلف، با ارضای همزمان محدودیت های مسیر و قیود مرزی انتهایی تولید کند. از آنجا که برنامه هدایت پیش تنظیم به عنوان یک برنامه حلقه باز شناخته شده است، روش پیشنهادشده از تئوری کنترل بهینه مبتنی بر حساب تغییرات، با لحاظ کردن دینامیک غیرخطی به همراه یک تابع عملکرد برای تعیین فرمان بهینه فراز استفاده می کند. ارزیابی روش پیشنهادشده از طریق کاربرد آن روی یک سیستم دومرحله ای بالستیک صورت گرفته است، که نتایج آن کلیه قیدهای پروازی و انتهایی مسیر را ارضا می کند.

    کلیدواژگان: سیستم چند مرحله ای، برنامه فراز، طراحی بهینه، تئوری کنترل بهینه
  • ح. بلندی، ب. قربانی واقعی صفحه 11

    در این مقاله طراحی سیستم کنترل وضعیت یک ماهواره متقارن با پایدارسازی گرادیان جاذبه ای چنان طراحی می شود که ضمن تامین دقت پایداری مورد نیاز، بتوان ماهواره را با چرخشی محدود حول محور یاو چرخاند. دینامیک رفتار ماهواره و اثرات کوپلی بین محورهای مختلف ماهواره چنان مدل سازی می شوند که نسبت ممان اینرسی ماهواره، سرعت زاویه ای حول محور یاو و دقت جهت گیری سیستم گرادیان جاذبه ای را در قالب یک فرمول بسته بتوان بیان کرد. سپس سیستم کنترل مغناطیسی چنان طراحی می شود که شرایط تسخیر گرادیان جاذبه ای و حصول دقت جهت گیری فراهم شود. در نهایت با شبیه سازی روی یک ماهواره تقریبا متقارن، صحت عملکرد طراحی صورت پذیرفته به خوبی نشان داده می شود.

    کلیدواژگان: گرادیان جاذبه ای، کنترل مغناطیسی، کنترل وضعیت
  • م. میرشمس، ح. کریمی، ح. ناصح صفحه 21

    هدف این مقاله ارائه روش طراحی مفهومی موشک حامل براساس بهینه کردن ترکیب پارامترهای اصلی طراحی آن است. به منظور بهینه کردن پارامترهای اصلی طراحی، 10 زیرالگوریتم در این روش طراحی ارائه و به اجرا درآمده اند. در نتیجه به کارگیری روش فوق، توزیع جرم بین مراحل با هدف حمل بیشترین جرم محموله به مدار، تغییرات زاویه پیچ در طول مسیر حرکت با هدف رسیدن به بیشترین سرعت نهایی با تامین حداقل افت سرعت ناشی از جاذبه و همچنین حداقل شتاب محوری در هر مرحله از موشک حامل بهینه می شوند. پارامترها با در نظر گرفتن اثر محدودیت ها و معیار بهینه گی در یک تعامل متقابل بهینه می گردند (بهینه سازی ترکیبی پارامترهای اصلی طراحی). ارزیابی و صحه گذاری نرم افزار تهیه شده، با استفاده از اطلاعات نمونه های از موشک های حامل دومرحله ای و سه مرحله ای موجود انجام شده است.

    کلیدواژگان: طراحی مفهومی، توزیع جرمی بهینه، برنامه زاویه پیچ، بهینه سازی، موشک حامل، سوخت مایع
  • م. محمدی مقدم، ا. سلیمی صفحه 37

    در این مطالعه با مدل سازی دینامیکی یک ماهواره کوچک در رده ماهواره مصباح، معادلات حالت وضعی ماهواره را به دست آورده ایم. در این مدل گشتاورهای آیرودینامیکی و تشعشعات خورشیدی به عنوان گشتاور اغتشاشی و گشتاور گرادیان جاذبه به عنوان گشتاور پایدارساز (کنترل غیرفعال) و گشتاور مغناطیسی به عنوان گشتاور کنترلی فعال در نظر گرفته شده است. سپس به منظور بهینه سازی مصرف توان الکتریکی از روش های تصویرسازی دوقطبی مغناطیسی در راستای عمود بر میدان مغناطیسی محلی، اعمال کنترلر LQR و همچنین روشن شدن کنترلر فعال فقط در زمان های نزدیک به زمان عبور ماهواره از فراز ایستگاه های زمینی استفاده شده است.

    کلیدواژگان: کنترل وضعی ماهواره، گشتاوردهنده های مغناطیسی، بهینه سازی توان الکتریکی
  • م. ابراهیمی، ج. جدی، ج. روشنی یان صفحه 47

    در این پژوهش روش تحلیل حساسیت سیستم برای بهینه سازی طراحی مفهومی چندموضوعی یک ماهواره بر دومرحله ای سوخت جامد توسعه یافته است. بدین منظور از میان ساختارهای گوناگون، ساختاری با سه موضوع مسیر، پیشرانش و هندسه با چیدمان مناسب انتخاب شده است. همچنین تابع هدف، قیود و متغیرهای طراحی در سطح سیستم و موضوعات معرفی شده اند. برای ساختار به دست آمده معادله عمومی حساسیت استخراج و حل شده است. پس از محاسبه گرادیان تابع یک روش شبه نیوتن برای محاسبه جهت جستجو و روش درون یابی درجه دوم برای جستجوی خطی به کار رفته و برای نقطه شروع از اطلاعات آماری استفاده شده است. در نهایت نتایج بهینه سازی ارائه شده که حاکی از کارایی روش تحلیل حساسیت سیستم است.

    کلیدواژگان: بهینه سازی، طراحی چندموضوعی، تحلیل حساسیت سیستم، معادله عمومی حساسیت
  • ط. عبدالهی، ع. جهانگیریان، ا. نقاش صفحه 57

    در این مقاله تاثیر تخمین فعالیت های آتی خورشیدی، ضریب پسا و جریان های اتمسفری بر نرخ کاهش ارتفاع و عمر مداری یک ماهواره کم ارتفاع بررسی می شود. برای این منظور از تخمین گر مداری استفاده شده که صحت عملکرد آن توسط نرم افزارSatellite Tool Kit تایید شده است. در تحلیل موقعیت از پارامترهای غیرتکین مدار استفاده شده و با توجه به ارتفاع پروازی ماهواره های کم ارتفاع، شتاب اغتشاشی ناشی از توزیع غیرکروی جرم زمین محاسبه شده است. در این تحقیق تخمین چگالی اتمسفر توسط مدل MSIS-90، شبیه سازی جریان های اتمسفری توسط مدل HWM-93 و پیش بینی فعالیت های آتی خورشیدی توسط نمایه های سیزده ماهه هموار زوریخی انجام شده است. بررسی انجام شده نشان می دهد که تاثیر تخمین فعالیت های آتی خورشیدی بر عمر ماهواره تابعی از پرسنتایل پیش بینی بوده و تاثیر ضریب پسا تقریبا خطی است در حالی که تاثیر جریان های اتمسفری تابعی از زاویه انحراف مدار است.

    کلیدواژگان: تخمین گر مدار، پارامترهای غیرتکین مدار، مدل چگالی MSIS، 90، مدل باد HWM، 93، نمایه های سیزده ماهه هموار زوریخی
  • م. طاهربانه، ع. فاسونیه چی، ش. کرباسیان، ر. امجدی فرد صفحه 67

    در این مقاله اثرات عوامل مداری محیطی بر دریافت حداکثر توان از سلول های خورشیدی سیلیکانی در مدارهای مختلف بررسی شده است. بررسی شامل اثرات تشعشع، تابش و حرارت بر مشخصه های الکتریکی سلول در دو مدار GEO و LEO است. افزودن اثر تشعشع به مدل تک دیودی سلول، پیاده سازی مدل توسط نرم افزار MATLAB، تایید مدل با داده های موجود، شبیه سازی اثر تشعشع در شرایط تابشی و دمایی AM0، GEO و LEO و مقایسه مشخصه های سلول در BOL و EOL، نتایج این بررسی است. در سیستم های فتوولتائیک، هدف بالا بردن راندمان است که این کار با دستیابی به بیشترین توان خروجی آرایه های خورشیدی امکان پذیر است. برای نیل به این هدف ردیابی نقطه توان ماکزیمم آرایه خورشیدی، چه آرایه ثابت باشد و چه با حرکت خورشید هماهنگ و سنکرون باشد، ضروری است. بنابراین یک سیستم فتوولتائیک که قابلیت ردیابی خورشید و همچنین قابلیت انتقال سیستم به نقطه ماکزیمم توان را داشته باشد نیز طراحی و پیاده سازی شده است. ردیابی نقطه ماکزیمم توان با استفاده از الگوریتم Perturbation & Observation پیاده سازی شده است و نتایج آن بررسی گردیده است. در انتها نتایج حاصل از ردیابی همزمان خورشید و نقطه ماکزیمم توان نیز ارائه شده است.

    کلیدواژگان: سلول های خورشیدی، تشعشع، سیستم فتوولتائیک، MPPT، Perturbation & Observation، GEO، LEO
  • ب. بهشتی برومند، ا. قنبریان، ز. صادقی گیوی، ا. احمدلو، ک. رئیسی، م. بهرامی صفحه 81

    در این مقاله استفاده از سیستم موقعیت یاب جهانی تجاری و سیستم تله متری در یک محموله تحقیقاتی راکت کاوش مورد بررسی قرار گرفته است. سیستم موقعیت یاب جهانی عبارت است از دریافت کننده جی پی اس و سیستم های آنتن خاص این ماموریت. سیستم تله متری عبارت است از فرستنده داده، گیرنده داده، آنتن ها و غیره. هر سیستمی پس از طراحی و ساخت، تحت آزمایش هایی قرار می گیرد تا عملکرد آن برای شرایط پروازی محموله بررسی شده و تایید گردد که در این مقاله، این آزمایش ها نیز شرح داده شده اند.

    کلیدواژگان: سیستم تله متری، سیستم تعیین موقعیت، راکت کاوش، آزمایش عملکردی، آزمایش محیطی
|
  • S.H. Pourtakdoust, M. Fakhri, N. Assadian Page 1

    Current practical methods of pitch programming design for multi-stage launch and ballistic vehicles suffer from several deficiencies. For many applications they are often determined for various phases of ascent trajectory utilizing simplified dynamics that results in non-optimal trajectories. Trial-anderror design techniques coupled with flight simulation usually results in a more accurate pitch program, but that may not satisfy all the required constraints simultaneously and is also very time consuming. In this study, an integrated design environment is developed which enables a novice designer to generate optimal pitch program for the whole part of the ascent trajectory while satisfying all the required flight path constraints as well as the final time boundary conditions. Since, the preset guidance program is naturally known as an openloop steering program, this method utilizes optimal control theory using full nonlinear system state equations together with a functional performance index to determine the optimal steering command. Evaluation of the proposed technique is demonstrated through application on a typical two stage ballistic vehicle, for which the resulting trajectory fully satisfies all the flight related and final time constraints.

    Keywords: Multi, stage flight vehicle, Pitch program, Optimal design, Optimal control theory
  • H. Bolandi, B. Ghorbani Vaghei Page 11

    In this paper, attitude control system of an axisymmetric satellite will be designed in such a way that required stability is provided with slow spinning about yaw axis. In this regard, dynamic of motion and coupling between satellite’s axes is modeled. As a result, a closed form formula is yielded included moment of inertia ratio, angular velocity about yaw axis and pointing accuracy of control system. Then, magnetic control is designed for providing capture range of gravity gradient stabilization and requirements of pointing accuracy. Finally, fine performance of designed control system will be illustrated with simulation based on specification of a near axisymmetric satellite.

    Keywords: Gravity gradient stabilization, Magnetic control, Attitude control
  • M. Mirshams, H. Karimi, H. Naseh Page 21

    The principle goal of this paper is developing of Launch Vehicle Conceptual Design (LVCD) method based on combinational optimization of major design parameters. To this end, ten sub-algorithms will be presented in this design approach. Mass distribution of different stages to launch maximum payload mass to the orbit, pitch program trajectory to get to the maximum final velocity, and providing minimum velocity loss due to gravity, and also minimum axial acceleration of various stages of launch vehicle will be optimized as the results of the presented approach. The optimization process is performed subject to the restrictions. Also, the performance index is optimized in a mutual iteration mechanism. Evaluation and verification of the presented method is performed using available data of two and three-stage launch vehicles.

    Keywords: Conceptual design, Optimum mass distribution, Pitch program, Optimization, Launch vehicle, Liquid propellant
  • M. M. Moghaddam, A. Salimi Page 37

    This Paper presents a dynamic model of a micro-satellite in Mesbah class. At this model aerodynamic torque and solar radiation pressure torques are considered as disturbance torques. Gravity gradient torque is assumed as stabilizing torque and acts as a passive controller. Magnetic torquers act as an active controller. There are three methods of optimization of power consumption; first using LQR controller, secondly using the mapping function (which is suggested to ensure that the generated magnetic moment by the coils is perpendicular to the local magnetic field vector), and finally powering on control system over the earth stations only for the purpose of power saving.

    Keywords: Satellite attitude control, Magnetic torquers, Power optimization
  • M. Ebrahimi, J. Jodey, J. Roshanian Page 47

    Multidisciplinary Design Optimization (MDO) approaches have significant effects on aerospace vehicle design methodology. In designing next generation space launch systems, MDO processes will face new and greater challenges. Needs to improve conceptual design capabilities have required an increase in the fidelity of empirical disciplinary models, improved design solutions and optimization methods, and reduced workload and design cycle time through advanced frameworks. Such a procedure could identify feasible designs and generate comparison and sensitivity data during optimization. This study uses a System Sensitivity Analysis method to optimize multidisciplinary design of a two-stage Small Solid Propellant Launch Vehicle (SSPLV) based on minimum launch mass. Suitable design variables and technological and functional constraints are considered, both at the system and discipline levels. Propulsion, weight, geometry and trajectory simulation disciplines are used in an appropriate combination. A Generalized Sensitivity Equation (GSE) is derived and solved, and the results of this equation are used for optimization. Comparing the results with the well known gradient based optimization methods proves the ability of the SSA method to reduce computation time.

    Keywords: Design optimization, Launch vehicle, System sensitivity analysis
  • T. Abdollahi, A. Jahangirian, A. Naghash Page 57

    In this paper, the effects of future solar activities, drag coefficient and atmospheric wind on altitude loss and life time of a LEO satellite is investigated. For this purpose, an orbit propagator is used whose results have been verified by STK software. To analyze the satellite position, the effect of no spherical earth is also considered. In this investigation, simulation of the atmosphere, estimation of wind, and prediction of future solar activity have been implemented using MSIS-90, HWM-93, and 13-month Zurich smoothed models, respectively. Our investigation shows that the effect of future solar activity on satellite life time is a function of the predicted percentile. The effect of drag coefficient is almost linear while the effect of atmospheric wind is a function of inclination.

    Keywords: Nonsingular parameters, MSIS, 90 model, HWM, 93 model, 13, month Zurich smoothed indices, Satellite tool kit
  • M. Taherbaneh*, A.R. Fasooniehchi, Sh. Karbasian, R. Amjadifard Page 67

    In this paper, the effects of orbital–environmental parameters on the maximum delivered power of silicon solar cells in various orbits are investigated. The survey consists of the effects of radiation, irradiance, and temperature on solar cell electrical characteristics in LEO and GEO orbits. Applying radiation effect to “One-Diode” model of the solar cell and implementation of the model in MATLAB environment has been done. Then the verification of the model by the existing data, and simulation of radiation effects at AM0, in LEO and GEO orbits is implemented. Comparison of electrical characteristics of the cell at BOL and EOL in various orbits is a part of the results of the survey.

    Keywords: MPPT, Perturbation, Observation, LEO, GEO, Photovoltaic system, Solar cell, Radiation
  • B. Beheshti Boroumand, A. Ghanbarian, Z. Sadeghi Givi, A. Ahmadloo, K. Raissi, M. Bahrami Page 81

    Utilization of the GPS and telemetry systems in sounding rockets are described in this paper. The GPS system is composed of a GPS receiver and its special antennas for this mission. Telemetry system consists of data transmitter, data receiver, and antennas. Each system undergoes some tests to being verified for accurate performance in flight situation after design and fabrication. These tests are also explained in this paper.

    Keywords: Telemetry system, GPS system, Sounding rocket, Performance test, Environmental test