فهرست مطالب

  • پیاپی 4 (تابستان 1388)
  • تاریخ انتشار: 1388/06/06
  • تعداد عناوین: 8
|
  • سید حسین پورتاکدوست، روزه مرادی، رضا کامیار صفحه 1
    در این مقاله، حل بهینه مسئله غیرخطی و درگیر راندوو و لنگرگیری دو فضاپیما به صورت نامقید و همزمان مورد بررسی قرار گرفته است. در غالب کارهای انجام شده قبلی، دو مسئله راندوو و لنگرگیری به صورت دو فرآیند مجزا انجام شده است و تاکنون مسئله طراحی کنترلر بهینه برای حرکات توام انتقالی و دورانی فضاپیمای رهگیر صورت نگرفته است. از طرفی شرایط متنوعی می تواند وجود داشته باشد که این دو حرکت وابسته و درگیر شوند که در این مقاله به یکی از آن شرایط محتمل پرداخته شده است. هر چند با فرض استفاده از رانشگرهای هم راستا با مرکز جرم موتور برای حرکت انتقالی و استفاده از چرخ های واکنشی برای حرکت دورانی می توان این دو حرکت را از هم مستقل فرض کرد، نشان داده شده است که در صورت وجود عدم هم ترازی بردارهای رانش با مرکز جرم رهگیر حتی به میزان بسیار کوچک، مسئله راندوو و لنگرگیری از فرم مستقل درآمده و به فرم درگیر تبدیل می شود که مستلزم حل توام معادلات خواهد بود. در این تحقیق حل مسئله ترکیبی غیرخطی برای راندوو و تغییر وضعیت فضاپیمای رهگیر به جهت لنگر گیری با فضاپیمای مادر، بر مبنای تئوری کنترل بهینه و استفاده از دو روش خطی سازی گام به گام و روش شبه طیفی گاوسی با کمینه سازی سوخت و تولید مسیر بهینه در یک الگوی حلقه بسته استخراج شده است. از این رو کنترلرهای طراحی شده قادر خواهند بود دو مانور راندوو و لنگر گیری را به صورت بهینه و مقاوم در مقابل عدم قطعیت ها و وجود اختلالات انجام دهند. سپس مقایسه ای بین این دو روش صورت گرفته و نقاط ضعف و قوت هر کدام مورد بررسی و تحلیل قرار گرفته است. در نهایت تحلیلی روی حساسیت پاسخ نهایی سیستم راندوو و لنگرگیری درگیر غیرخطی با عدم هم راستایی رانشگرها نسبت به مرکز جرم انجام گرفته است.
    کلیدواژگان: راندوو و لنگرگیری، خطی سازی، تئوری کنترل بهینه
  • حسین بلندی، فرهاد فانی صابری صفحه 17
    در این مقاله یکساختار جدید برای تخمین وضعیت با دقت بالا برای ماهواره های سنجش از دور و مبتنی بر روش های تطبیقی مدل های چندگانه (Multiple Model Attitude Estimation) طراحی می گردد. در ساختار الگوریتم تخمین وضعیت ارائه شده، مسئله خطی سازی در هر لحظه که در روش فیلتر کالمن توسعه یافته انجام می گیرد به خطی سازی در نقاط کار کمتری کاهش می یابد که این مسئله سرعت پردازش را افزایش خواهد داد. در این ساختار حسگرهای ستاره و ژیروسکوپ به عنوان حسگرهای اصلی تعیین وضعیت و استفاده از چرخ های عکس العملی به عنوان عملگرهای اصلی در کنترل وضعیت مورد استفاده قرار خواهند گرفت. از آنجاکه مصرف توان حسگر ستاره بسیار زیاد است، بنابراین تعیین مداوم وضعیت ماهواره با استفاده از این حسگر یا تعیین دقیق وضعیت ماهواره در خسوف با مشکل توان روبه رو خواهد شد که این مسئله موجب کاهش عمر ماهواره و در نتیجه شکست در انجام ماموریت ماهواره می شود. در روش مطرح شده در این مقاله با به کارگیری مدل دینامیکی ماهواره در ساختار الگوریتم تخمین وضعیت و استفاده از ممنتم زاویه ای، چرخ های عکس العملی که توسط تاکومتر قابل اندازه گیری است، مدت زمان استفاده از حسگر ستاره به شدت کاهش یافته و دقت تخمین وضعیت نیز بطور قابل توجهی افزایش می یابد. برای این منظور تنها با تعیین وضعیت ماهواره با استفاده از حسگر ستاره و ژیروسکوپ برای مدتی کوتاه و تعیین دقیق شرایط اولیه برای الگوریتم تخمین، سرعت های زاویه ای ماهواره با دقت بالا تخمین زده می شوند و سپس با استفاده از روابط سینماتیکی ماهواره وضعیت ماهواره با دقت بسیار بالا تعیین خواهد شد. بنابراین در این روش حسگر ستاره در مدت زمان های بسیار کوتاه مورد استفاده قرار خواهد گرفت که این مسئله موجب کاهش قابل توجه مصرف انرژی می شود. کارایی و صحت عملکرد روش ارائه شده در این مقاله برای تخمین وضعیت ماهواره با روش فیلتر کالمن توسعه یافته، که در بسیاری از ماهواره ها مورد استفاده قرار گرفته است، مقایسه و مورد ارزیابی قرار می گیرد.
    کلیدواژگان: تخمین وضعیت، فیلتر کالمن، مدل های چندگانه، حسگر ستاره، چرخ های عکس العملی
  • محمدعلی شریفی، فرهاد صمدزادگان، سعید فرزانه صفحه 27
    امروزه، با در اختیار قرارگرفتن دوربین های رقومی با دقت هندسی و رادیومتریک بالا، فصل جدیدی در به کارگیری نجوم ژئودتیک در کاربردهای مختلفی نظیر تعیین وضعیت ماهواره، مختصات نجومی و مولفه های انحراف قائم، تحت عنوان نجوم ژئودتیک بینایی- مبنا گشوده شده است. در روش های اخیربا استفاده از یک CCDمناسب و به کارگیری تلسکوپی مناسب می توان روشی با قابلیت رویت پذیری بالا برای ثبت ستارگان به وجود آورد که برخلاف روش های سنتی نجوم ژئودتیک نیازمند انجام مشاهدات طولانی و زمان بر و کارشناسان خبره نیست. مسئله مهم در شناسایی اتوماتیک ستاره در سیستم های بینایی- مبنا، دستیابی به روشی سریع با قابلیت اعتماد و دقت بالا در استخراج ستارگان تصویربرداری شده است. در این مقاله، با استفاده از الگوریتم پیشنهادینقطه کلیدها از طریق یک روش فیلترینگ مرحله ای در فضای مقیاس مشخص می شوند. مزیت اصلی این روش مقاوم بودن ویژگی های محلی تصویر در برابر تغییرات مقیاس و حساسیت کمتر نسبت به نور و تغییرات هندسی است. از ویژگی های منحصر به فرد در این روش می توان به تعیین مراکز ستارگان بدون در نظر گرفتن شکل تابع توزیع نقطه ای (PSF) همچنین استخراج ستارگان با قدر مشخص از تصویر اشاره کرد.
    کلیدواژگان: تابع توزیع نقطه ای، نورسنجی، نجوم ژئودتیک، تصاویر رقومی نجومی، فضای مقیاس، تابع تفاضل گوسی، فیلتر پایین گذر، تبدیل ویژگی های مستقل از تغییر مقیاس
  • امید شکوفا، محسن طاهربانه صفحه 39
    این مقاله به بررسی اثرات تغییر پارامترهای مداری و ارزیابی اهمیت آن در طراحی اولیه ماهواره می پردازد. بدین منظور گروهی از ماموریت های LEOبا دو هدف اصلی مورد مطالعه قرار گرفته اند. هدف اول، شناخت انواع و ساز و کارهای تاثیرات ناشی از تغییر پارامترهای مداری بر عملکرد منابع انرژی در زیرسیستم توان الکتریکی است. هدف دوم، ارزیابی میزان این تاثیرات بر طراحی اولیه و اهمیت آنهاست. مطالعات برای ماموریت هر ماهواره مکعبی، درمدارهایی با ارتفاع ها و زاویه های میل متفاوت انجام گرفته است، و برای هر مدار روند برآورد مشخصات و تعیین میزان کارایی آرایه های خورشیدی و باتری در طی ماموریت بررسی شده است. همچنین تعامل های مختلف با سایر زیرسیستم ها که ناشی از تغییر مشخصات مداری است و موجب تاثیرات غیرمستقیم بر زیرسیستم توان الکتریکی می شوند، مورد بررسی قرار گرفته اند. بررسی ها نشان می دهند که پارامترهای ارتفاع و زاویه میل از طریق فاکتورهایی نظیر پریود، مدت زمان خورشیدگرفتگی، نسبت روشنایی به خورشید گرفتگی، زاویه تابش به آرایه های خورشیدی و همچنین میزان شارهای دریافتی از خورشید؛ راندمان و عملکرد منابع انرژی را تحت تاثیر قرار می دهد. نتایج بیانگر آن است که افزایش ارتفاع مدار، حاشیه های بهتری را برای طراحی زیرسیستم توان فراهم می سازد و لذا مطلوب تلقی می شود، اما برای زاویه میل مقدار بهینه ای وجود دارد، که باید در روند طراحی مد نظر قرارگیرد.
    کلیدواژگان: ماهواره LEO، پارامترهای مداری، زیرسیستم توان الکتریکی، آرایه خورشیدی، باتری
  • امیر توکلی، مهدی نیکوسخن لامع، جعفر روشنی یان، مهران میرشمس صفحه 51
    طراحی مسیر حامل های فضایی از مسائلی است که لزوم استفاده از بهینه سازی در آن بسیار حائز اهمیت می باشد. انجام بهینه سازی با استفاده از حل مسئله کنترل بهینه منجر به یک مسئله با شرایط مرزی مجزا شده که حل آن فقط به صورت عددی ممکن است. از طرفی ایجاد مسئله کنترل بهینه برای مدل های پیچیده کاری بسیار مشکل و حتی غیرممکن است و بنابراین بهینه سازی بر اساس شبیه سازی از جایگاه ویژه ای در این مسائل برخوردار است. در این مقاله، مسیر یک حامل فضایی با استفاده از تعریف ورودی کنترلی به صورت یک تابع پارامتری با توابع مختلف خطی، اسپلاین و بزییر طراحی شده و توسط الگوریتم ژنتیک، مصرف سوخت آن بهینه سازی شده است. نتایج بهینه سازی نشان دهنده این است که توابع بزییر و اسپلاین نتایج خوبی را از لحاظ ارضای شرایط مرزی انتهایی و بهینه گی بارمفید حامل فضایی و همچنین تعداد پارامترهای بهینه سازی ارائه می دهند.
    کلیدواژگان: بهینه سازی مسیر، حامل فضایی، الگوریتم ژنتیک، توابع بزییر و اسپلاین
  • سید حسن میری رکن آبادی، مهران میرشمس، امیرعلی نیکخواه صفحه 61
    در این مقاله گزارشی از مدل سازی، طراحی و ساخت و همچنین تست های یکی از مهمترین عملگرهای فعال در سیستم کنترل وضعیت ماهواره یعنی چرخ عکس العملی ارائه شده است. با توجه به نیازمندی های ماموریت از جمله گشتاور ماکزیمم و دقت مورد نیاز جهت کنترل وضعیت یک شبیه ساز ماهواره و همچنین محدودیت های تعریف شده از جمله محدودیت توان، ولتاژ و جریان قابل وصول، طراحی و انتخاب اجزای اصلی چرخ عکس العملی از جمله چرخ طیار، موتور، بیرینگ ها، نگهدارنده ها و دیگر اجزای آن انجام شده و ساخت و مونتاژ چرخ عکس العملی تکمیل گردیده است. سپس با راه اندازی و تست چرخ عکس العملی ساخته شده،پارامترهای اساسی این مجموعه شناسایی شده تا از صحت عملکرد آن در فرآیند پایدارسازی و مانورهای وضعیت شبیه ساز ماهواره اطمینان حاصل گردد.
    کلیدواژگان: چرخ عکس العملی، شبیه ساز ماهواره، کنترل وضعیت، موتور جریان مستقیم بدون جاروبک
  • مهدی کرباسیان، احمد باقری صفحه 69
    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. روش تحلیل درخت خطا FTAیک ابزار تشخیصی بسیار قوی برای تحلیل سیستم های پیچیده است که به عنوان یک روش کمک کننده در اصلاح طراحی به کار می رود.بر همین اساس، در این مقاله ابتدا بلوک دیاگرام یک موتور راکت رسم گردیده و بر پایه آن درخت خطای احتراق نابهنگام موتور به دست آمده است و در نهایت قابلیت اطمینان کارکرد درست موتور راکت حین به کارگیری محاسبه گردیده است.
    کلیدواژگان: قابلیت اطمینان، تحلیل درخت خطا، بلوک دیاگرام، موتور راکت
|
  • S. H. Pourtakdoust*, R. Moradi, R. Kamyar Page 1
    In this work the coupled nonlinear problem of optimal spacecraft rendezvous and docking (RVD) is addressed. In most of the previous studies on the subject of optimal RVD, decoupling is presumed to exist between the trajectory translational and the attitude motions and hence the optimal coupled analysis has not been yet addressed properly. However there are circumstances where these two motions are in fact coupled and interdependent and one such situation is investigated and analyzed in this article. By utilizing thrusters for the translational control and reaction wheels for the attitude control, one can uncouple the translational and rotational control to a high degree of approximation. However it can be shown that due to even very small thrust misalignments, the uncoupled problem changes to a highly coupled one. In this article, the nonlinear rendezvous and docking problem is assumed to be coupled and its optimal fuel-trajectory closed loop solution is obtained using two approaches of local linearization and Gauss Pseudospectral methods. Therefore the designed controllers are able to handle the highly nonlinear coupled rendezvous and docking optimally in the presence of system uncertainties as well as environmental disturbances. The results of the two solution approaches and their pertinent control strategies are compared and the merits and weaknesses of each are fully analyzed. Finally, a sensitivity analysis is also performed that shows the effects of thrust misalignments levels on the final state diversions.
    Keywords: rendezvous, docking, linearization, optimal coupled analysis
  • H. Bolandi, F.Fani, Saberi Page 17
    In this paper, a novel and highly accurate attitude estimation method for a LEO satellite is designed. The method is based on multiple model adaptive estimation (MMAE) structure. In this method, the satellite dynamic equation is linearized in a few points in order to increase the computational rate compared with extended Kalman filter (EKF) method. The attitude determination and control system of the satellite is consists of a star sensor, gyroscope and reaction wheels. As known, star sensor is a very power consuming sensor in attitude determination of the satellite; therefore, a lesser power consuming method, using the dynamic model of the satellite along with angular momentum of the reaction wheels, is proposed to estimate the satellite attitude. This method assures the proper operation and the attitude estimation of the satellite in eclipse mode as well. By applying this method, the star sensor is used for a short period of time which reduces power consumption considerably. The performance and effectiveness of the proposed algorithm are investigated through numerical simulations and is compared with extended Kalman filter.
    Keywords: attitude estimation, Kalman filter, multiple model, star sensor, reaction wheels
  • M. A. Sharifi, F. Samadzadegan, Saeed Farzaneh Page 27
    Celestial positioning has been used for navigation purposes for many years. Stars as the extra-terrestrial benchmarks provide unique opportunity in absolute point positioning. However, astronomical field data acquisition and data processing of the collected data is very time-consuming. The advent of the Global Positioning System (GPS) nearly made the celestial positioning system obsolete. The new satellite-based positioning system has been very popular since it is very efficient and convenient for many daily life applications. Nevertheless, the celestial positioning method is never replaced by satellite-based positioning in absolute point positioning sense.The invention of electro-optical devices at the beginning of the 21st century was really a rebirth in geodetic astronomy. Today, the digital cameras with relatively high geometric and radiometric accuracy has opened a new insight in satellite attitude determination and the study of the Earth’s surface geometry and physics of its interior, i.e., computation of astronomical coordinates and the vertical deflection components. In the automatic star detection, high precision and reliable in extraction of the star’s centers from the captured images and corresponding them with the astronomical coordinates is the most important point. In this article, the star’s centers are extracted by the advanced image processing technique with sub-pixel precision. Relating the parameters of the presented technique to star’s Mag is one of it’s exclusive properties.
    Keywords: PSF, photometry, geodetic astronomy, digital astronomical images, scale space, differential of Gaussian, low pass filter, SIFT
  • O. Shekoofa, M. Taherbane Page 39
    This paper intends to study the impacts of orbit parameters change and evaluate their importance in Electrical Power Subsystem (EPS) design. Two main objectives have been followed in this research: 1) understanding the impacts of the orbital parameters change and the mechanisms of their interactions with the EPS design and operation, 2) evaluation of the importance of their effects. To this end, a typical cube satellite has been considered in different LEO orbits, to investigate the impacts of variation in the main orbit parameters e. g. altitude and inclination angle. Then the sizing, operation and performance of power sources have been evaluated via comparing the results of in-orbit simulations of EPS operation. In addition, some indirect impacts of the orbit parameters change are evaluated, by analysis and calculation of the interaction between EPS and other subsystems such as Telecommunication and Telemetery (TMTC), Attitude Determination and Control Subsystem (ADCS) and Thermal Control. The results show how the sizing and operation of solar array and battery are under the influence of orbit parameters change via certain factors such as orbit period, duration and the fraction of eclipse to sunlit phases, received solar irradiance by solar panels, and received thermal fluxes from the sun. According to the acquired results, any altitude increment leads to have better margins in power source sizing but there is an optimum value for inclination angle from this point of view.
    Keywords: LEO orbit, orbit parameters, electrical power subsyste, solar array, battery
  • A.Tavakoli*, M. Nikusokhan, J. Roshanian, M. Mirshams Page 51
    Design of launch vehicle (LV) trajectory is among the problems in which the use of optimization is of high significance. Implementing optimization using optimal control problem leads to a two point boundary value problem (TPBVS) that can be solved only numerically. On the other hand, development of optimal control problem for sophisticated model is very intricate and therefore simulation-based optimization plays an Important role in these problems. In this paper, a LV trajectory defining control input as a parameteic function with linear, Spline and Bezier functions was designed and its fuel consumption was optimized using Genetic Algorithm. Result analyses speculate that Bezier and Spline functions arrives to favorable consequences in terms of meeting terminal Boundary Condition (B. C), optimality of LV payload and also number of optimization parameters.
    Keywords: trajectory optimization, launch vehicle, genetic algorithm, Bezier, Spline function
  • Miri Roknabadi* H. Mirshams, A. A. Nikkhah Page 61
    This paper presents a technical note of mathematic model, design and manufacturing steps of a Reaction Wheel, one of the most important active actuators of satellite. After that Reaction Wheels are tested for the satellite simulator of K.N.Toosi University of Technology, Iran. There were some requirements and restrictions such as needed maximum torque and control accuracy for attitude maneuver, receivable power, voltage and current. Accordingly fundamental components of Reaction Wheel have been designed and selected. Wheel, motor, bearings and retentive are the significant components. At the rest of the paper, the substantial parameters of the Reaction Wheels are confirmed by a new test set. The results of test guarantee a satisfactory stabilization and accurate maneuver.
    Keywords: reaction wheel, satellite simulator, attitude control, BLDC motor
  • M. Karbasian, A. Bagheri Page 69
    Recognition of any type of failures in systems and prediction of its reliability have important role in improvement of design of systems. Fault Tree Analysis (FTA) is one of the best techniques in analysis and improvement of complex systems. In this paper first, we show reliability block diagram (RBD) of Rocket Engine and then its fault tree is analyzed. Finally based on FTA, reliability of combustion of rocket engine is calculated.
    Keywords: reliability, fault tree analysis, reliability block diagram, rocket engine
  • R. Zardashti, M. Bagherian Page 75
    In this paper a new guidance technique for ballistic missiles and launch vehicles is proposed. Generally the Lambert guidance is used to generate missile nominal (correlated) parameters through powered flight to put it in a ballistic flight path. Because of uncertainties and undesired factors, the nominal position and velocity obtained by Lambert technique need to be followed in actual flight. In this paper the Flight Path Angle Steering (FPS) procedure is used to accomplish the tracking of nominal parameters. The numerical simulations indicate that the integrated procedure is a costeffective and suitable scheme for guiding ballistic missiles and launch vehicles especially in design process. In spite of the simplifications made in FPS procedure, numerical simulations show that there is very little difference between the results obtained by FPS and the results obtained by Q-guidance method.
    Keywords: Guidance, Flight Path angle Steering, FPS, Lambert problem