فهرست مطالب

  • سال پنجم شماره 2 (پیاپی 11، تابستان 1391)
  • تاریخ انتشار: 1391/08/05
  • تعداد عناوین: 8
|
  • سیدسعید نصرالهی، حسین بلندی، مصطفی عابدی صفحه 1
    هدف از این مقاله، طراحی زیرسیستم تعیین وضعیت تحمل پذیر عیب بوده که قابلیت های تشخیص، جداسازی و اصلاح عیب در این زیرسیستم را ایجاد می کند. راهکار پیشنهاد شده بر مبنای استخراج کلیه دوران های ممکن بین دستگاه های مختصات مداری و بدنه ماهواره و مقایسه زوایای اویلر حاصل از هر یک از این دوران هاست. بر این اساس، تغییرات زیادی در پراکندگی مجموعه زوایای اویلر به دست آمده که به عنوان معیاری برای آشکارسازی عیب استفاده شده است. مکانیزم جداسازی و اصلاح عیب نیز بر مبنای دسته بندی ماتریس های دورانی است که زوایای اویلر حاصل از آنها تحت تاثیر مولفه معیوب حسگر قرار نمی گیرند. قابلیت های فوق، راهکاری کاملا تحلیلی و محاسباتی محسوب می شود که بدون نیاز به حسگرهای افزونه و تحمیل هرگونه جرم، توان مصرفی و هزینه مضاعف، دست یابی به یک زیرسیستم تعیین وضعیت تحمل پذیر عیب را مقدور می سازد. شبیه سازی های صورت گرفته عملکرد الگوریتم های طراحی شده را تایید می کنند.
    کلیدواژگان: زیرسیستم تعیین وضعیت ماهواره، تشخیص عیب، جداسازی عیب، اصلاح عیب، ماتریس دوران، زوایای اویلر
  • جعفر روشنی یان، شبنم یزدانی*، سیدمهدی حسنی، مسعود ابراهیمی صفحه 15

    ستاره یاب یا سامانه ناوبری نجومی، یکی از دقیق ترین ابزارهای تعیین وضعیت ماهواره به شمار می رود. این سامانه قادر است با شناسایی ستارگان موجود در محدوده دید اقدام به تعیین وضعیت ماهواره نماید. یکی از بخشهای مهم این سامانه، نرم افزار شناسایی الگوی ستارگان است. در پژوهش حاضر یکی از جدیدترین الگوریتم های شناسایی الگوی ستارگان با عنوان الگوریتم شناسایی بدون بعد مورد بررسی قرار گرفته است. این الگوریتم بدون وابستگی به متغیرهای تنظیم دوربین قادر است ستارگان موجود در تصویر را شناسایی نماید. در این راستا ابتدا پایگاه داده ای شامل اطلاعات ستارگان و مشخصه شناسایی آنها تهیه شده است. سپس یک روش جستجوی سریع به عنوان ابزار جستجو در این پایگاه بکار رفته و در نهایت بین اندازه پایگاه داده و سرعت به روزرسانی اطلاعات وضعیت مصالحه ای برقرار گشته است.

    کلیدواژگان: ستاره یاب، الگوریتم های شناسایی الگو، روش بدون بعد، روش بردار k
  • محرم حبیب نژاد کورایم، مصطفی ناظمی زاده، حامد رحیمی نهوجی صفحه 25
    ربات های انعطاف پذیر به دلیل وزن کم و قابلیت مانور پذیری بالا، کاربردهای فراوانی در صنایع فضایی دارند. در حقیقت نسبت بالای ظرفیت حمل بار به وزن اینگونه ربات ها موجب برتری آنها نسبت به نوع صلبشان گردیده است. همچنین مصرف انرژی کمتر، داشتن عملگرهای کوچکتر و همچنین سرعت عملکرد بالاتر این ربات ها را به عنوان انتخابی مناسب در کاربردهای فضایی معرفی کرده است. در این مقاله به مدل سازی دینامیکی ربات انعطاف پذیر با استفاده از روش المان محدود (finite element method) و طراحی مسیر حرکت نقطه به نقطه آن به روش کنترل بهینه پرداخته می شود. به منظور مدل سازی دینامیکی منیپولاتور(Manipulator) انعطاف پذیر، هر لینک آن به تعداد کافی المان تقسیم گردیده، و بردار جابجایی هر المان ربات به صورت مجموع یک حرکت صلب گونه، و یک جابجایی ناشی از انعطاف پذیری آن در نظر گرفته می شود. سپس با استفاده از اصل لاگرانژ معادلات دینامیکی ربات انعطاف پذیر استخراج شده، وتحلیل رفتار دینامیکی آن تحت اثر افزایش تعداد المان های لینک ربات مورد مطالعه قرارمی گیرد. همچنین به منظور طراحی مسیر بهینه نقطه به نقطه منیپولاتور الاستیک، معادلات دینامیکی به عنوان قیود غیرخطی مسئله کنترل بهینه در نظر گرفته شده، و با تعریف تابعی هزینه مناسب شامل ترم های گشتاور و سرعت، فرمولاسیون مسئله انجام می شود. سپس با استفاده از روش حساب تغییرات، معادلات بهینگی ربات انعطاف پذیر به صورت یک مجموعه معادلات دیفرانسیل غیرخطی استخراج می گردد، که به کمک روش های عددی قابل حل است. مزیت استفاده از روش کنترل بهینه در طراحی مسیر بهینه ربات انعطاف پذیر، و همچنین کاهش حجم معادلات دینامیکی غیر خطی ربات، مورد توجه بیشتری قرار گرفته، و شبیه سازی انجام شده برای یک ربات تک لینکی الاستیک نشان دهنده کارایی روش پیشنهادی است.
    کلیدواژگان: ربات انعطاف پذیر، مدل سازی دینامیکی، روش المان محدود، کنترل مسیر، حرکت نقطه به نقطه، کنترل بهینه
  • حمید کاظمی، علی اکبر گلرو صفحه 35
    موضوع مسئولیت برای جبران خسارت در بهره برداری های فضایی در کنوانسیون مسئولیت 1972 بحث شده است. جامعه بین المللی در دهه 1960 و 1970 میلادی متمرکز بر کنترل فعالیت دولت ها، مخصوصا فعالیت ایالات متحده آمریکا و شوروی سابق در اکتشافات و بهره برداری های فضایی بود. تدوین مقررات بین المللی برای فعالیت بخش خصوصی مستقل از دولت در آن دو دهه کمتر مورد توجه دولت ها قرار گرفت زیرا بخش خصوصی به طور جدی در این حوزه به فعالیت نمی پرداخت. کنوانسیون مسئولیت 1972، تنها به موضوع مسئولیت و جبران خسارت توسط دولت ها توجه کرد و بحث مسئولیت و جبران خسارت توسط بخش خصوصی به قانون ملی دولت ها احاله شد. با توسعه و تداوم فعالیت های فضایی بعد از دهه هشتاد مخصوصا در دو دهه اخیر، فعالیت بخش خصوصی در بهره برداری ها و اکتشافات فضایی در حوزه بین الملل گسترش یافت، به طوری که با فعا ل تر شدن بخش خصوصی در فعالیت های فضایی، جنبه های حقوق بین الملل خصوصی مسئولیت و جبران خسارت اشخاص غیر دولتی بیش از پیش مورد توجه فعالان بخش فضایی قرار گرفت. از آنجا که کنوانسیون مسئولیت 1972 که به موضوع جبران خسارت نیز اشاره داشت، پاسخگوی جبران خسارت و مسئولیت بخش خصوص نبود و از طرف دیگر اجرای قانون ملی دولت پرتابگر نسبت به بخش خصوصی که تابعیت دولت های دیگر را داشتند باعث شد، طر ف های درگیر فعالیت های فضایی با انعقاد قراردادهای بین المللی به تعیین مسئولیت ها و جبران خسارت های احتمالی بخش خصوصی مبادرت کنند. این قراردادهای بین المللی برای تعیین وظایف و حقوق بخش خصوصی و جبران خسارت اشخاص حقیقی و حقوقی منعقد شده اند که این کمبود را در حقوق بین الملل فضایی بر طرف کنند. لکن این رویه تنها برای طرف های قرارداد یک پروژه در یک دوره مشخص الزامی است و هنوز رویه متحدالشکل بین المللی در خصوص مسئولیت و جبران خسارت در حقوق فضایی نشده است. نویسنده در این مقاله، درصدد بیان این موضع است که با توجه به تجربه حاصل از قراردادهای بین المللی خدمات پرتاب شئ فضایی، نظام حقوق بین الملل در شرایط حاضر می تواند به منظور تقویت یکنواختی مقررات بین المللی مسئولیت، در کنار کنوانسیون مسئولیت 1972، کنوانسیون مسئولیت در حوزه حقوق بین الملل خصوصی فضایی را تدوین کند.
    کلیدواژگان: حقوق بین الملل فضایی، شی ء فضایی، مسئولیت، صلاحیت
  • مهران میرشمس، سعید ایرانی، امیرمهدی اخلاقی، حسن ناصح صفحه 49
    هدف از این مقاله، ارائه متدلوژی تخصیص قابلیت اطمینان زیرسامانه های ماهواره بر با استفاده از روش تحلیل سلسله مراتبی در فاز طراحی مفهومی است. تابع هدف در استفاده از این متدلوژی، قابلیت اطمینان است و معیارهای اصلی، فناوری، پیچیدگی، زمان عملکرد هر زیرسامانه و هزینه درنظرگرفته شده اند. برای به کارگیری روش تحلیل سلسله مراتبی در تخصیص قابلیت اطمینان زیرسامانه های ماهواره بر، از لینک کد مطلب (به منظور بررسی سازگاری و تعیین وزن های تخصیص با استفاده از روش بردارهای ویژه ماتریسی) و نرم افزار اکسل(برای تشکیل ماتریس های مقایسه زوجی) استفاده می شود. برای این منظور، با استفاده از خروجی های نرم افزار طراحی مفهومی ماهواره بر سوخت مایع (LVCD)که توسط نویسندگان مقاله توسعه یافته است، مشخصه های زیرسامانه های ماهواره بر و زمان عملکرد هر زیرسامانه استخراج می شود و به عنوان ورودی این متدلوژی قرار خواهد گرفت. نتایج به دست آمده برای تخصیص قابلیت اطمینان به زیرسامانه های بلوک مرحله دوم یک ماهواره بر سوخت مایع، میزان خطای روش را کمتر از 2% برآورد می کند که در بحث قابلیت اطمینان در فاز طراحی مفهومی قابل قبول است.
    کلیدواژگان: تخصیص قابلیت اطمینان، ماهواره بر، تحلیل سلسله مراتبی
  • امیرحسین توکلی، احمد کلهر، سید محمد مهدی دهقان صفحه 59
    در این مقاله عملکرد و کارآیی یک شبیه ساز سه درجه آزادی مورد بررسی قرار گرفته است. این پلتفرم یک ابزار آزمایشگاهی مهماست که برای بررسی عملکرد زیر سیستم تعیین و کنترل وضعیت ماهواره مورد استفاده قرار می گیرد. در این دستگاه از یاتاقان هوایی نیم کره ای برای ایجاد شرایط تعلیق و جاذبه صفر و از چرخ عکس العملی نمونه سازی شده به عنوان عملگر کنترل وضعیت استفاده شده است. یک حسگر ترکیبی یکپارچه نیز برای تعیین وضعیت به کار می رود. امکان ارسال فرمان و مشاهده پارامترهای عملکردی پلتفرم در ایستگاه مانیتورینگ با استفاده از کارت شبکه بیسیم امکان پذیر است. برای ارزیابی عملکرد و کارآیی سیستم، کنترلرهای وضعیت PD، QEFو LQR برای سیستم طراحی شده و مانور تغییر وضعیت با استفاده از آنها انجام شده است. نتایج آزمایش های عملی علاوه بر اثبات عملکرد مناسب کنترلرهای طراحی شده، قابلیت و کارآیی سیستمطراحی شده را به عنوان شبیه ساز برای پیاده سازی و ارزیابی کنترلرهای وضعیت ماهواره نشان می دهد.
    کلیدواژگان: تعیین و کنترل وضعیت، یاتاقان هوایی، چرخ عکس العملی، حسگر تعیین وضعیت، کنترلر، مانور تغییر وضعیت
  • الهام رضاییان پارسا، سیدمهدی میرساجدی صفحه 69
    در این تحقیق شبیه سازی بالستیک داخلی راکت موتور سوخت جامد بررسی شده است. میدان جریان شامل فضای داخل گرین و نازل است. معادلات متقارن محوری، تراکم پذیر و گذرای اویلر به عنوان معادلات حاکم و پدیده سوزش فرسایشی نیز پدیده ای مهم در موتورهای سوخت جامد، در نظر گرفته شده اند. به منظور شبیه سازی جریان از نرم افزار فلوئنت با درنظرگرفتن قابلیت شبکه متحرک استفاده شده است. فرض شبیه سازی سوزش فرسایشی مستلزم بهره گیری ویژه از UDFاست که برای اولین بار مورد استفاده قرار می گیرد. نتایج به دست آمده و مقایسه آنها با سایر روش های عددی، نشان دهنده دقت فرضیات به کاررفته است.
    کلیدواژگان: موتور سوخت جامد، بالستیک داخلی، سوزش فرسایشی
  • یادداشت فنی
  • حسین مهدوی مقدم، محمدمجتبی جوادی صفحه 75
    موشک های بالستیک که در خارج جو پرواز می کنند، به علت عدم کارایی سطوح آیرودینامیکی خارجی در جو رقیق، از سیستم های کنترل بردار پیشران thrust vector control (T.V.C.)استفاده می کنند. یکی از اصلی ترین روش های T.V.C.استفاده از نازل های متحرک است. مفصل انعطاف پذیر پرکاربردترین نوع سیستم کنترل بردار پیشران در حامل های ماهواره و موشک های هدایت شونده بر پایه سوخت جامد است. متداول ترین نوع مواد به کاررفته در صفحات انعطاف پذیر، انواع لاستیک ها، به خصوص لاستیک طبیعی است که نیازمند فرآیند های آماده سازی و پخت خاص است. هدف از این پژوهش، معرفی فرآیندی است که تا حد زیادی تولید را ساده می کند. با مبنا قراردادن طراحی مفصل انعطاف پذیر بوستر جامد موشک MVژاپن، در این مقاله، یک نوع الاستومر بر پایه رزین پلی اورتان که به صورت مایع و دوجزئی بوده و به سهولت قابل استفاده است، به عنوان جایگزین لاستیک پلی ایزوپرن بررسی و به کارگرفته شده است. آزمایش های مختلف شامل آزمایش آب بندی با هوا در فشار 8 بار، آزمایش هیدرواستاتیک در فشار 70 بار و آزمایش گرم بر روی مفصل انعطاف پذیر اجرا و نتایج آن مثبت ارزیابی شده است.
    کلیدواژگان: مفصل انعطاف پذیر، موتور سوخت جامد، آزمایش هیدرواستاتیک، کنترل بردار پیشران، پلی اورتان
|
  • S. S. Nasrolahi, H. Bolandi, M. Abedi Page 1
    In this study, a fault tolerant Attitude Determination System (ADS) has been designed which provides fault detection, isolation and tolerant abilities in this system. Suggested approach is based on derivation of all possible rotations between body and orbital frames and comparison of Euler angles provided by them. In this regard, significant changes in the variance of Euler angles set are considered as criteria for fault detection. Moreover, fault isolation and tolerant mechanisms are based on classification of rotation matrices which are not affected by faulty components. The above features present a quite analytical and computational approach which does not impose additional mass, power consumption and cost in the satellite. Also, designed diagnosis and fault correction algorithms are model-free based mechanisms which always provide tolerated attitude angles for the attitude control subsystem. The mentioned abilities combined with the model based FDI mechanisms utilized in the attitude control system, provide an advanced decision support system capable of isolation of faults which have been simultaneously occurred in the satellite sensors and actuators. Finally, performance of the designed algorithm is approved by simulation results.
    Keywords: Attitude Determination Subsystem, Fault Detection, Fault Isolation, Fault Tolerant, Sensors, Rotation Matrix
  • J. Roshanian, Sh. Yazdani, S. M. Hasani, M. Ebrahimi Page 15

    Star trackers are one of the most accurate attitude determination devices of a spacecraft. Star trackers are able to determine the spacecraft attitude with the use of recognizing the stars within their field of view. One of the major subsystems of star tracker software is the star pattern recognition algorithm. In this research a novel star pattern recognition algorithm called Non-Dimensional is considered. This algorithm can recognize the stars within its field of view without using the information of camera calibration. In order to fulfill this goal, the algorithm requires a database which contains the star inertial information. Afterwards a fast search method is used to compare the combinations on the image with database. Eventually there has been a tradeoff between database volume and the update frequency for a better performance.

    Keywords: Star Tracker, Star pattern Recognition Algorithm, Non, Dimensional Method, K, Vector Search Technique
  • M.H. Korayem, M. Nazemizadeh, H.N. Rahimi Page 25
    Flexible manipulators have plentiful applications in Aero-Space fields, due to their less weight and maneuverability. In fact, the ratio of their load carrying capacity to their weight, make them more excellent over their rigid ones. Moreover, these manipulators are known as good candidates in Aero-Space applications because of their less energy consumption, and smaller actuators. In this paper, the dynamic modeling of the flexible manipulators are performed using Finite Element Method (FEM), and optimal control of point-to-point motion of robot is done via optimal control method. To dynamic modeling of flexible manipulator, each link of the robot is divided into sufficient elements, and total displacement of the element is presumed as summation of a rigid displacement and a displacement because of flexibility. By means of Lagrange’s principle, dynamic equations of the flexible robot are derived, and the effect of number of the on dynamic motion of the robot is considered. Also, for the optimal point-to-point motion planning of the elastic manipulator, the nonlinear dynamic equations of the robot is assumed as constraints of optimal control problem, and a proper cost function is defined including torque and speed terms. Then, variation of calculus and Pontryagin’s minimum principle are employed and optimality conditions are resulted in a set of nonlinear differential equations, which is solved numerically. The priority of the optimal control method on the optimal motion planning of the flexible manipulator is discussed, and simulations for a single-link elastic robot illustrate the applicability of the method
    Keywords: flexible manipulator, dynamic modeling, finite element method, motion control, pointto, point motion, optimal control
  • H. Kazemi, A.A. Golroo Page 35
    The international system proposed the liability convention 1972 for compensating damages occurred while utilizing space. However, certain key principles of liability such as some rules of conflict law and jurisdictions have been neglected there. This convention failed to provide a unified regime like that of established by the Warsaw system for air carrier liability against passengers and cargo. Because of this failure and due to the international nature of space activities, during the past two decades, states inclined toward bilateral and multilateral space agreements for determining liability and compensating probable damages. In this paper it is argued that international law system is capable of finding common points in the said agreements and taking a new step toward uniformity of international regulations of space liability by modifying the convention 1972.
    Keywords: International Space Law, Space Object, Liability, Jurisdiction
  • M. Mirshams, S. Irani, A. M. Akhlaghi, H. Naseh Page 49
    The goal of this paper is presenting a methodology for reliability allocation to launch vehicle subsystems using Analytical Hierarchy Process (AHP) method in conceptual design phase. In this methodology, the goal function is reliability and the main considered criterions are technology, complexity, operational time of each subsystem and cost. For applying AHP method to launch vehicle subsystems reliability allocation, a Matlab code(for investigating compatibility and determining allocation weight factors by employing Matrix Eigen Vector Method) and a Excel sheet(for forming the comparison matrix) are employed. To this point, by using the outcomes of liquid-propellant launch vehicle conceptual design software (LVCD) which developed by authors, the launch vehicle specifications and operational time of each subsystems is derived and is feed to this methodology as input. The results of applying this method to launch vehicle reliability allocation for the second stage of a launch vehicle, shows the error of this method below 2%. It is clear that this small error in reliability issues in conceptual design phase is acceptable.
    Keywords: Reliability Allocation, Launch Vehicle, Analytical Hierarchy Process (AHP)
  • A. H. Tavakkoli, A. Kalhor, S. M. M. Dehghan Page 59
    In this paper the performance of a three Degrees Of Freedom simulator is evaluated. This platform is considered as an important instrument generally used in performancetests of spacecraft attitude determination and control subsystem on the ground. A hemispherical air bearing is used to provide micro gravity condition. Reaction wheels produce required control torques and an integrated sensor is used for attitude determination. Commanding and visualization of the platform in monitoring station are provided by a wireless LAN. PD, QEF and LQR controllers are designed and implemented for slew maneuver to show the ability of the simulator. The desired attitude accuracy is obtained using these controllers. The test results verify the designed controllers and show the ability and functionality of the system, as a simulator for evaluating attitude controllers.
    Keywords: Attitude Determination, Control, Air Bearing, Reaction Wheel, Attitude Sensor, Attitude Maneuver
  • E. Rezaeian Parsa, S. M. Mirsajedi Page 69
    In this study, solid rocket motor internal ballistic, has been investigated. Flow field consists of internal grain space and converging-diverging nozzle. Axisymmetric, compressible and transient Euler equations have been considered as governing equations and erosive burning has been considered as an important phenomenon in solid rocket motors. Fluent software and its moving mesh capability have been used to flow field modeling. At the first time, an appropriate UDF has been utilized to achieve a good simulation of erosive burning. The results show very good agreement with other numerical results.
    Keywords: Solid Rocket Motor, Internal Ballistic, Erosive Burning, Moving Mesh, UDF
  • H. Mahdavy Moghaddam, M. M. Javadi Page 75
    Outer space ballistic missiles use thrust vector control system and it is because aerodynamic surfaces are not efficient in thin air.Flexible joint is the most useful type of thrust vector control system through satellite transporters and ballistic missiles based on solid fuel. Most common type of elastomer in these structures is rubbers and especially natural rubber, which require special preparation and cure processes. The goal defined in this article is to introduce a process which is much easier to apply. Based on flexible joint design in Japanese MV booster missile, an elastomer based on polyurethane resin, which is easily applicable and consists of two liquid parts, is used instead of original Polyisoperne. This elastomer has achieved a good rank in both sealing test in eight-bar pressure and hydrostatic test in the pressure of 70 bars. It also has been fire tested and the results were satisfactory.
    Keywords: Flexible joint, Solid Fuel Motor, Hydrostatic Test, Thrust Vector Control, Poly Urethane