فهرست مطالب

  • سال پنجم شماره 1 (پیاپی 10، بهار 1391)
  • تاریخ انتشار: 1391/08/04
  • تعداد عناوین: 8
|
  • فرهاد صمدزادگان، قاسم عبدی صفحه 1
    در سال های اخیر با افزایش قابلیت و کارایی دوربین های رقومی، پردازشگر ها و توسعه الگوریتم های پردازش تصاویر، روش های ناوبری هوایی بینائی مبنا به منظور غلبه بر محدودیت های سایر سامانه های ناوبری مورد توجه بسیاری از محققان قرارگرفته است. در این روش ها به منظور تعیین پارامترهای ناوبری، عمدتا از تناظریابی اتوماتیک تصویر اخذ شده توسط یک سنجنده با اطلاعات موجود در یک پایگاه داده مرجع استفاده می شود. از آنجاکه حل مسئله تناظریابی در ناوبری اتوماتیک سکوهای پرنده با پیچیدگی های فراوانی مواجه است، در این تحقیق روشی نوین در زمینه ناوبری بینائی مبنای سکوهای پرنده به منظور افزایش قابلیت اعتماد، سرعت و دقت فرآیند زمین مرجع سازی تصاویر هوایی ارائه شده است. به منظور ارزیابی توانایی روش ارائه شده، پارامترهای توجیه یک سنجنده هوایی در مناطق با پیچید گی های مختلف و با شرایط متفاوت تعیین شد. نتایج حاصل بیانگر توانایی روش ارائه شده به منظور حل مشکلات مطرح در روند زمین مرجع کردن اتوماتیک تصاویر هوایی و افزایش دقت و صحت سامانه ناوبری بینائی مبناست.
    کلیدواژگان: سیستم تعیین موقعیت جهانی، سیستم ناوبری اینرسی، سامانه های کمک ناوبری، ناوبری مبتنی بر عوارض زمین، تعیین موقعیت و وضعیت سکوهای پرنده، هم مرجع کردن تصویرها، استخراج عوارض، تناظریابی عوارض
  • حجت قاسمی، عباس برخوردار صفحه 15
    یکی از پارامترهای تعیین کننده پیشرانش در یک موتور سوخت جامد، هندسه گرین در هر لحظه است. در این مقاله شبیه سازی پس روی سطح سوزش گرین های سه بعدی سوخت جامد توسط روش لول ست انجام شده است. برای این منظور هندسه اولیه گرین در یک نرم افزار CADتولید می شود. سپس سطح سوزش اولیه گرین توسط تابع فاصله علامت دار به صورت ضمنی تعریف شده، و به عنوان شرط اولیه معادله مرز متحرک در روش لول ست استفاده می شود. برای تعیین مشخصه های بالستیکی گرین (مانند مساحت سطح سوزش، مساحت عبور گاز، حجم گرین) در هر گام پس روی، از خواص توابع ضمنی بهره گرفته شده است. برای ارزیابی دقت تحلیل پس روی و محاسبه مشخصه های بالستیکی گرین، از چند نمونه تحلیلی استفاده شده، و توافق بسیار خوبی مشاهده شده است. تحلیل پس روی برای چند گرین سه بعدی کاربردی سوخت جامد توسط این روش انجام شده، و قسمتی از نتایج با داده های تجربی موجود مقایسه شده است.سوزش غیریکنواخت و شرط مرزی اتمام سوزش نیز در مثال هایی مورد بررسی قرار گرفته اند.
    کلیدواژگان: پس روی سطح، روش Level Set، تابع فاصله علامت دار، گرین سوخت جامد پیچیده
  • حسین بلندی، مهران حق پرست *، مصطفی عابدی صفحه 29

    هدف از این مقاله، طراحی یک زیرسیستم کنترل وضعیت تحمل پذیر عیب است که قابلیت های تشخیص، شناسایی و اصلاح عیب را در این زیرسیستم ایجاد می کند. در این راستا، استفاده از روش تاکاگی- سوگنو برای مدل سازی دقیق دینامیک غیرخطی ماهواره مدنظر قرار گرفته است، که بر اساس آن می توان از قابلیت رویتگرهای تطبیقی خطی برای دینامیک غیر خطی ماهواره بهره گیری کرد. در رویتگر تطبیقی طراحی شده، عیب حادث شونده در چرخ های عکس العملی بر اساس یک الگوریتم تطبیقی، تخمین زده شده که امکان تشخیص و شناسایی عیب در عملگرها را ایجاد می کند. ایده مورد استفاده در بخش اصلاح عیب، استفاده از یک قانون کنترل خطی سازی فیدبک پسگام است که از عیب تخمین زده شده توسط رویتگر تطبیقی به عنوان بخش جبران ساز در این الگوریتم بهره گیری شده است. بر این اساس، محدود ماندن خطای کنترل وضعیت به رغم بروز عیب در عملگرها تضمین می شود. در انتها با انجام شبیه سازی، الگوریتم هایطراحی شده ارزیابی می شوند.

    کلیدواژگان: زیرسیستم کنترل وضعیت ماهواره، تشخیص و شناسایی عیب، رویتگر تطبیقی، مدل تاکاگی، سوگنو
  • جعفر اسکندری جم، میلاد نورآبادی، سید حسین تقویان، ندا گرشاسبی نیا صفحه 41
    در این مطالعه، رفتار مکانیکی آداپتور کامپوزیتی ماهواره بر (سازه مشبک مخروطی) مورد تحلیل و بررسی قرار گرفته است. در ابتدا، پارامترهای هندسی سازه مشبک مخروطی بررسی و با انتخاب بهترین مسیر برای پیچش الیاف (مسیر ژئودسیک)، معادلات هندسی آن استخراج و سپس با توجه به این معادلات، ماتریس سفتی معادل به دست می آید. در نهایت با مدل سازی اجزای محدود یک نمونه، رفتار مکانیکی نتیجه شده از روش حل تحلیلی با روش اجزای محدود مقایسه شده است. نتایج عددی و تحلیلی نشان می دهد که با افزایش ضخامت و پهنای ریب کرنش در جهت محوری سازه به صورت غیرخطی کاهش می یابد.
    کلیدواژگان: آداپتور ماهواره بر، سازه مشبک مخروطی، ریب، اجزای محدود
  • محمد نوابی، محمد براتی صفحه 51
    حرکت نسبی ماهواره ها در پرواز آرایش مند توسط مدل های دینامیکی مختلفی قابل بررسی است. این مدل ها در دو فضای کارتزین و المان های مداری توصیف شده و هر یک دارای فرضیات، قیود و ویژگی های مختلف هستند. از جمله، مدل هایی بر پایه معادلات خطی حرکت نسبی که کاربرد فراوانی در مدل سازی ملاقات های مداری و مانورهای اتصال فضاپیماها داشته است، اما خطای موجود در این معادلات محدودیت هایی برای استفاده آن در ماموریت های پرواز آرایش مند فضاپیما که حرکت نسبی بلندمدت دارد، ایجاد می کند. در این مقاله، علاوه بر استخراج معادلات غیرخطی حرکت نسبی، 6 مدل دیگر از مدل های قابل استفاده برای مدل سازی آرایش های پروازی ارائه می شوند. در ادامه با شبیه سازی یک ماموریت پرواز آرایش مند ارتفاع پایین شامل دو ماهواره با تصویر دایروی مدار نسبی بر روی زمین، اعتبارسنجی مدل ها از سه منظر اغتشاش غیرکروی بودن زمین، میزان فاصله ماهواره ها در آرایش، و میزان بیضوی بودن مدار مرجع بررسی می شود. تحلیل نتایج شبیه سازی برای 7 مدل مذکور، اهمیت دقت مدل سازی دینامیکی سیستم را بازگو می کند.
    کلیدواژگان: پرواز آرایش مند فضاپیما، حرکت نسبی، مدل خطی و غیرخطی، مدار نسبی، اغتشاشات
  • سید مجتبی هاشمی دولابی، حسین دارابی، جعفر روشنی یان صفحه 61
    یکی از مهم ترین مسائلی که در حال حاضر در سطح محافل هوافضایی مطرح است و در کشور ما نیز از موضوعات به روز است، بحث بهینه سازی طراحی اجسام پرنده است. از آنجا که اجسام پرنده و به طور مثال ماهواره برهایی که مورد بحث این پژوهش هستند، از چندین زیرسیستم با تاثیر متقابل بر یکدیگر تشکیل شده اند، برای انجام بهینه سازی طراحی آنها از ساختار های مختلف بهینه سازی طراحی چندموضوعی (MDO)، استفاده می شود. در استفاده از روش های چند موضوعی برای بهینه سازی موضوعات کاری مختلف یکی از مسائل مهم که بسیار تاثیر گذار است، انتخاب الگوریتم بهینه سازی مناسب است. در این پژوهش، الگوریتم طراحی ماهواره بر سبک سوخت مایع در فاز طراحی مفهومی به روش همه در یک مرتبه (AAO)، با درنظرگرفتن چهار موضوع سازه، آیرودینامیک، مسیر پرواز و پیشرانش با هدف کمینه سازی جرم لحظه برخاست مدل سازی شده و عملکرد الگوریتم های بهینه سازی گرادیانی (SQP)، و تکاملی (GA)، بر روی آن از نظر سرعت رسیدن به جواب با حل یک مسئله طراحی مورد بررسی قرار گرفته است و نتایج با روش طراحی سنتی (روش طراحی آماری) مورد مقایسه واقع شده است و نشان داده شده است که چنانچه از جواب طراحی آماری به عنوان نقطه شروع در بهینه سازی با الگوریتم گرادیانی استفاده شود، می توان به بهینه سراسری رسید.
    کلیدواژگان: طراحی ماهواره بر، بهینه سازی طراحی چندموضوعی، الگوریتم ژنتیک
  • سید محمدمهدی شریفی، حسن غلامی مزینان، کامران شهانقی، مهدی کرباسیان صفحه 73
    شناسایی انواع خرابی سیستم ها به خصوص در مورد محصولات حیاتی و حساس و محاسبه قابلیت اطمینان آنها قبل از به کارگیری، نقش موثری در بهبود طراحی این سیستم ها ایفا می کند. از سویی دیگر، تخمین قابلیت اطمینان برخی از سیستم ها مانند اکثر محصولات فضایی به علت فقدان یا کمبود داده بسیار مشکل و بعضا نشدنی است. روش شبکه های بیزین روش گرافیکی بسیار قوی و کارآ برای تخمین قابلیت اطمینان سیستم های پیچیده است که مشکل کمبود داده را نیز از بین می برد. بر همین اساس، در این مقاله، ابتدا درخت خطای مربوط به شکست سازه یک ماهواره بر سوخت مایع طراحی و سپس به شبکه بیزین تبدیل شده است. در نهایت با استفاده از نظرات خبره های سیستم و تخمین پارامترهای شرطی مدل با استفاده از زنجیره ماکوف مونت کارلو، قابلیت اطمینان کارکرد صحیح سازه یک ماهواره بر تخمین زده شده است.
    کلیدواژگان: قابلیت اطمینان، درخت خطا، شبکه های بیزین، سازه ماهواره بر، زنجیره مارکوف مونت کارلو
  • حسین بلندی، امیر میرزا قیطاقی *، بهمن قربانی واقعی، سید مجید اسماعیل زاده، محمدرضا طلایی صفحه 81

    وظیفه سیستم کنترل حرارت یک ماهواره، نگهداری دمای تجهیزات در محدوده دمایی مجازشان، در تمام شرایط محیطی و کارکردی است. به منظور تعیین محدوده دمای تجهیزات در طول ماموریت، روش های عددی و نرم افزارهای گوناگونی وجود دارد. در این مقاله، مدل سازی ریاضی هندسی ماهواره با روابط موجود در مراجع انجام شده و با نرم افزار ترمال دسک تاپ تایید می شود. از مدل هندسی، مقادیر شار حرارتی محیطی و ضرایب دید تشعشعی به دست می آید. سپس روش شبیه سازی الکتریکی، برای حل مدل ریاضی حرارتی یک ماهواره چرخان معرفی می شود. به طوری که تجهیزات و سازه ماهواره، به چندین گره تقسیم شده و هر ترم معادله بالانس حرارتی با المان های الکتریکی معادل (خازن، مقاومت، منبع جریان و...) شبیه سازی شده و مدار الکتریکی حاصله با برنامه HSPICEبه سادگی و سرعت حل می شود. مقادیر ولتاژ و جریان در هر گره به ترتیب متناظر با دما و شار حرارتی است. نتایج نشان دهنده سرعت بالای روش شبیه سازی الکتریکی در مدل سازی حرارتی ماهواره و ارائه پاسخ های دمایی دقیق است. با استفاده از کنترل حرارت نیمه فعال، نیازمندی های حرارتی تامین شده و تاثیر رنگ رادیاتور بررسی شده است.

    کلیدواژگان: کنترل حرارت ماهواره، ماهواره چرخان، روش شبیه سازی الکتریکی، کدHSPICE
|
  • F. Samadzadegan, Gh. Abdi Page 1
    The increase in capability and performance of digital cameras, processors and image processing algorithms has caused vision-aided navigation of aerial vehicles to be a hot research of interest. In order to determine pose parameters form vision-aided navigation methods, it is common to use automatic image registration using information of reference databases. However, solving registration issue in automatic navigating of aerial vehicles has been considered a complex manner. In this paper, a novel method for vision-aided navigation of aerial vehicles to increase reliability and accuracy of geo-referencing aerial image is proposed. To have robust evaluation, different aerial images with variety of conditions are utilized to assess this method. Obtained results show high performance of proposed method to solve issues related to automatic GEO-referencing of aerial images.
    Keywords: Unmanned aerial vehicles, Global positioning system, Inertial navigation system, Aided navigation systems, Vision, aided navigation system, Pose estimation, Image georeferencing, Feature extraction
  • H. Ghasemmi, A. Barkhordar Page 15
    Instantaneous grain geometry is one of the most affecting parameters on the performance of the solid rocket motors (SRMs). This paper presents the simulation of geometrically complicated solid propellant grain burnback using the level set method. The initial form of the grain is assumed in this method. Propagation of the grain boundaries in a velocity field is described using the Hamilton-Jacobi type equation. The solution of this equation in successive time steps gives the new burning boundaries of the grain. For this purpose, the initial geometry of grain is modeled in any CAD software. Then, the initial burning surfaces of grain are implicitly defined by the sign distance function and are used as the initial conditions of the level set equation. The geometrical characteristics of grain, such as burning surface area, port area, burning perimeter, and port volume are determined by Heaviside and Delta Dirac functions. The result of simulation is validated by an analytically predictable case, which shows excellent agreement. Burnback analysis is done for some practical grains including two cases that the test data were available. Using an unsteady zero dimension interior ballistic analysis, the resulting motor pressure curves are compared with the experimental data showing good agreement. The capability of the approach to handle the analyzing of problems, including non uniform burning velocity and arbitrary burnout configurations of grain are shown in examples.
    Keywords: Level set, Complicated grain, Burnback, Sign distance function
  • H. Bolandi, M. Haghparast, M. Abedi Page 29

    A Fault Tolerant attitude control system has been designed in this paper, which provides abilities of fault detection, identification and recovery. For this purpose, nonlinear dynamics of satellite is modeled based on Takagi-Sugeno method, which enables us to extend advantages of linear adaptive observer for nonlinear dynamics of satellite. In the designed adaptive observer, occurrence of fault in satellite reaction wheels are estimated based on an adaptive law which provides abilities of fault detection and identification in these actuators. Also, a back stepping feedback linearization control law has been applied for recovery which uses estimated fault term provided by adaptive observer as a compensation term in control law. So, bounded error of attitude control has been guaranteed even in faulty conditions. Finally, fault detection, identification and recovery algorithms have been verified by simulation results.

    Keywords: Satellite attitude control subsystem, Fault detection, identification, Adaptive observer, Takagi, sugeno model
  • J. Eskandari Jam, M. Noorabadi, S. H. Taghavian, N. Garshasbi, Nia Page 41
    In this paper the mechanical behavior of satellite carrier adapter made of composite lattice shell is examined. First, the geometrical parameters of the composite lattice shell are analyzed. Choosing the direction for winding the fibers (geodesic route), geometric equations of the structure is elicited. Then, stiffness matrix of the structure is obtained according to these equations. Finally using finite element modeling of a conical lattice shell sample, the comparison between finite element and analytical results are presented. The analytical and numerical results show that with increasing rib’s thickness and Width, axial strain of the structure decreases nonlinearly.
    Keywords: Carrier adapter, Composite lattice shell, rib, FEM
  • M. Navabi, M. Barati Page 51
    Relative motion of satellites in a formation can be studied in several forms of dynamics models. In this paper, some of the most applicable models each implying particular assumptions, constraints and specifications are described in Cartesian and orbital element spaces. Despite the significant applications of models based on linear equations of motion in modeling orbital rendezvous and ducking maneuvers, it is shown that the modeling errors of these simplified models limits their application in long term missions such as formation flying. Nonlinear equations of relative motion are derived in addition to 6 other dynamical models to simulate a low earth two satellite formation with projected circular relative orbit. Models are evaluated under the effects of non-spherical earth perturbation, relative distance between the satellites, and the eccentricity of the chief orbit. Analyzing the results of simulations emphasizes the importance of accuracy of the system.
    Keywords: spacecraft formation flying, relative motion, linear, nonlinear model, perturbations
  • S. M. Hashemi Doulabi, H. Darabi, J. Roshnian Page 61
    One of the most important problems that nowadays are common in aerospace societies in Iran and also around the world is how to optimize the designing of the flight objects. Since the flight objects like LVs, which are the subject of this paper, are composed of several subsystems that have influences to each others, the multidisciplinary design optimization methods (MDO) are commonly used for doing design optimization of them. In usage of the multidisciplinary design optimization methods for different objects, to select the proper optimization algorithm is one of the very important problems. In this research the conceptual design of a lightweight liquid propellant LV is done with the all at once (AAO) method. The object of optimization is to minimize gross launch weight and four disciplines of structure, aerodynamics, trajectory, and propulsion are considered. Performance of gradient based algorithm of SQP and heuristic algorithm of GA and traditional method (statistical method) by solving an example are compared and is shown that if the output of statistical method is used as start point of optimization using gradient based algorithm of SQP, the global answer will be derived.
    Keywords: Launch vehicle design, Multidisciplinary design optimization, Genetic algorithm
  • S. M. M. Sharifi, H. Gholami Mazinan, K. Shahanaghi, M. Karbasian Page 73
    Failures identification of vital and sensitive products and their reliability estimation, before applying affects design improvement of them. On the other hand, because of lack of data, reliability estimation of some systems such as space products is hard and sometimes impossible. Bayesian networks method is a graphical model with high efficiency for reliability estimation of complex systems and it can also eliminate problem of data shortage. Accordingly, at this paper, first, fault tree related to structure of launch vehicle with liquid fuel has been designed and then mapped into Bayesian networks. Finally using expert decision of system and estimation of model conditional parameters with Monte Carol Markov Chain, reliability of launch vehicle structure has been estimated.
    Keywords: Reliability, Fault tree, Bayesian networks, Expert, Launch vehicle structure, Monte carlo Markov chain
  • H. Bolandi, A. M. Gheitaghy, B. Ghorbany Vagheii, S. M. Smailzadeh, M. R. Talaee Page 81

    The responsibility of the satellite thermal control system is to maintain equipments temperature in all external environments and under operational modes within an allowable temperature range. The geometric math model of satellite with available relations in references is obtained and certified with Thermal Desktop software. The outputs of geometric math model are external heating rates and radiation interchange factors. In this paper, the electrical simulation method is proposed as a tool for thermal math model of rotating satellite as equipments and structure of satellite are divided into several nodes and each term of thermal balance equation is simulated with equivalent electrical elements (capacitor, resistance, current source and etc.) and obtained circuit is solved fast and easily with HSPICE code. The values of voltage and current in each node are equivalent to temperature and heat flux, respectively. The results are illustrated the low run time with exact temperature responses of electrical simulation method in thermal modeling of satellite. By using the semi active thermal control, the thermal requirements are achieved and the effect of radiator paint is investigated.

    Keywords: Satellite thermal control, Rotating satellite, Electrical simulation method, HSPICE program