فهرست مطالب

  • پیاپی 2 (زمستان 1387)
  • تاریخ انتشار: 1387/10/11
  • تعداد عناوین: 8
|
  • آذر انوری، مهران شهریاری، فواد فرحانی صفحه 1
    آرایه های خورشیدی منبع اولیه تامین توان مورد نیاز در برخی از ماهواره ها هستند. مشخصات سلول های خورشیدی نظیر جریان، ولتاژ و توان تولیدی توسط سلول های خورشیدی به دما وابسته است. بنابراین به منظور ایجاد شرایط کاری بهینه برای آرایه های خورشیدی، لازم است از یک سو دمای کاری سلول ها در محدوده مطلوب نگهداری شود و از سوی دیگر امکان دریافت بیشترین تشعشع خورشیدی توسط سلول های خورشیدی فراهم شود. آرایه های خورشیدی از نظر پیکربندی به دو دسته ثابت و بازشونده تقسیم می شوند. نوع دوم مزیت هایی نظیر انعطاف پذیری و امکان تعقیب خورشید برای دریافت بیشترین تشعشع خورشیدی توسط سلول های خورشیدی را دارد. در این مقاله، تاثیر تغییر زاویه بازشوندگی آرایه های خورشیدی ماهواره بر مقادیر شار حرارتی دریافتی و همچنین دمای این سطوح مطالعه شده است. به این منظور مدل ماهواره ای مکعب شکل، که در آن چهار آرایه خورشیدی از صفحه فوقانی مکعب و در زاویه مورد نظر باز و با یک سیستم مناسب قفل شده است، بررسی و تحلیل شده است. طراحی آرایه های خورشیدی به گونه ای است که بازشدن آرایه ها در زاویه های بازشوندگی مختلف را امکان پذیر می کند. به ازای چند زاویه بتا مدار (زاویه بین بردار خورشید و صفحه مدار)، زاویه های بازشوندگی مختلف بررسی و مقدار تشعشع دریافت شده با آرایه ها و دمای آنها به دست آمده است. با تحلیل این نتایج، طرح بهینه بازشوندگی آرایه ها از نظر میزان شار حرارتی محیطی جذب شده و محدوده دمایی مطلوب سلول های خورشیدی تعیین شده است. نتایج بررسی برای زاویه های بتا نشان می دهد که برای ماهواره مورد نظر، زاویه بازشوندگی 30 درجه مناسب ترین شرایط کاری را برای آرایه های خورشیدی فراهم می کند.
    کلیدواژگان: کنترل حرارت ماهواره، آرایه های خورشیدی بازشونده، شار های حرارتی محیطی
  • حسین بلندی، فرهاد فانی صابری، بهمن قربانی واقعی صفحه 9
    در این مقاله، روش هایاصلی تصویربرداری استریو توسطماهواره هایپیشرفته شامل روش طولی (Along-track)و روش عرضی(Across-track) بیان می شود و پس از بررسی مزایا و معایب آنها، یک روش نوین تصویربرداری استریو مطرح خواهد شد. روش پیشنهاد شده، تلفیقی از دو روش طولی و عرضی است. بنابراین با استفاده از این روش ماهواره در تصویربرداری استریو می توان از مزایای هر دو روش پیشین بهره مند شد. همچنین در این مقاله سیستم کنترل وضعیت مناسب برای تصویربرداری استریو و با روش نوین تلفیق روش هایطولی و عرضی مطرح شده است. در این روش تصویربرداری، مانورهای سریع و همزمان ماهواره حول محورهای رل و پیچ به عنوان راهکار اصلی مطرح می گردد. لذا، ترم های غیرخطی دینامیک چرخشی ماهواره در دقت کنترل و دقت پایداری بسیار موثر بوده و باید در طراحی قانون کنترل درنظر گرفته شوند. در این مقاله با به کارگیری چهار چرخ عکس العملی و با ساختار هرمی، یک قانون کنترل وضعیت غیرخطی مبتنی بر کنترل کننده های تناسبی- مشتقی و استوار بر کواترنیون های خطا طراحی شده است و به منظور جلوگیری از اشباع چرخ ها بر اثر اغتشاشات محیطی، با استفاده از سه عملگر مغناطیسی، عمل باربرداری (unloading)از چرخ ها انجام می پذیرد. نتایج شبیه سازی بیانگر کارآیی مناسب سیستم کنترل وضعیت طراحی شده در انجام سناریوی تصویربرداری استریو به روش تلفیقی است.
    کلیدواژگان: کنترل وضعیت، تصویربرداری استریو، چرخ های عکس العملی، اشباع، بارزدایی
  • مهران میرشمس، حسن کریمی، حسن ناصح صفحه 17
    هدف از این مقاله، معرفی نرم افزار طراحی مفهومی موشک حامل سوخت مایع چند مرحله ایLVCDاست. این نرم افزار، برای پایین آوردن هزینه چه از نظر نیروی انسانی و چه از نظر زمانی در فاز طراحی مفهومی موشک حامل سوخت مایع تهیه شده است. کاربر با آموزش اولیهنرم افزار و آشنایی با مفاهیم اولیه طراحی و همچنین معادلات جرمی- انرژتیک موشک حامل، به آسانی قادر به کار با نرم افزار LVCDاست. الگوریتم طراحی مفهومی مورد استفاده در این نرم افزار، براساس بهینه کردن ترکیب پارامترهای اصلی طراحی در موشک های حامل است. به منظور بهینه کردن پارامترهای اصلی طراحی 10 زیرالگوریتم در این روش طراحی و برنامه نویسی شده اند. در نتیجه به کارگیری روش فوق، توزیع جرم بین مراحل، تغییرات زاویه پیچ در طول مسیر حرکت و همچنین حداقل شتاب محوری در هر مرحله از موشک حامل بهینه می شوند. پارامترها با درنظرگرفتن اثر محدودیت ها و معیار بهینه گی در یک تعامل متقابل بهینه می شوند (بهینه سازی چند پارامتری). ارزیابی و صحه گذاری نرم افزار تهیه شده، با استفاده از اطلاعات نمونه هایی از موشک های حامل دو مرحله ای و سه مرحله ای موجود انجام شده است
    کلیدواژگان: نرم افزار طراحی مفهومی، موشک حامل، بهینه سازی، برنامه زاویه پیچ، توزیع جرمی
  • حسین بلندی، بهمن قربانی واقعی، فرهاد فانی صابری صفحه 27
    سیستم کنترل وضعیت یک ماهواره با پایداری گرادیان جاذبه ای به منظور جهت گیری دائم به سمت زمین و ایجاد پایداری به نسبت ممان اینرسی زیاد نیاز دارد. در چنین ماهواره هایی، نسبت ممان اینرسی بسیار زیاد سبب کوچک شدن بدنه اصلی ماهواره و کاهش قابلیت های ماموریت می شود. در این مقاله، نسبت ممان اینرسی به وسیله یک فرمول بسته بر اساس فعالیت های گذشته، چنان کاهش داده می شود که بتوان قابلیت اضافه کردن پانل های خورشیدی و ماموریت های بیشتر را فراهم کرد. چرخش ماهواره به سمت خورشید با چرخش ماهواره حول محور بوم به دست می آید که در تلفیق با چرخش ماهواره بدور زمین سبب ایجاد خطا در راستای محور رول می شود. به منظور کاهش این خطا، می توان سرعت چرخش ماهواره حول محور بوم را کاهش داد. در راستای تحقق این راه حل، با اضافه کردن یک چرخ عکس العملی در راستای بوم گرادیان جاذبه ای، توسعه شرط پایداری سیستم گرادیان جاذبه ای، قابلیت چرخش ماهواره به صورت متناوب و تک جهته به سمت خورشید ایجاد می شود. در این راستا، قانون کنترل برای چرخ در دو حالت زوایای کوچک و بزرگ چنان طراحی می شود که گشتاور مورد نیاز و اندازه حرکت زاویه ای چرخ محدود باشد. در نهایت با شبیه سازی بر روی دینامیک و مشخصات یک ماهواره فعال در مدار و در نظر گرفتن ملاحظات عملی، صحت عملکرد سیستم کنترل وضعیت نشان داده می شود.
    کلیدواژگان: کنترل وضعیت ماهواره، گرادیان جاذبه ای، جهت گیری به سمت خورشید
  • رضا جمیل نیا، ابوالقاسم نقاش صفحه 35
    در مقاله حاضر، رویکرد جدیدی برای حل مسئله انتقال مداری بهینه با تراست کم پیشنهاد می شود. در این رویکرد، مسئله بهینه سازی مسیر انتقال مداری بهینه، با المان های مداری اعتدالی اصلاح شده تعریف می گردد. برای حل این مسئله، از روش هم نشانی مستقیم که یک روش عددی کارا برای حل مسائل کنترل بهینه است، استفاده می شود. با استفاده از این روش، مسئله بهینه سازی مسیر به طور کامل گسسته شده و تبدیل به یک مسئله برنامه ریزی غیرخطی می شود. این مسئله گسسته که تعداد بسیار زیادی متغیر دارد، با یک حل کننده برنامه ریزی غیرخطی قدرتمند به نام IPOPTحل می شود. در نهایت، مقادیر بهینه حالت و کنترل برای انتقال مداری بهینه با حداقل مصرف سوخت به دست می آیند.
    کلیدواژگان: انتقال مداری با تراست کم، المان های مداری اعتدالی اصلاح شده، بهینه سازی مسیر، کنترل بهینه، روش هم نشانی مستقیم، برنامه ریزی غیرخطی
  • سید احمد فاضل زاده حقیقی، غلامعلی ورزندیان صفحه 43
    در این مقاله، مسیرهای بهینه حرکت هر فضاپیما تحت رانش محدود با به کارگیری روش اجزای محدود در دامنه زمان مدل سازی و ارائه شده است. در ابتدا، با توجه به معادله گرانش نیوتن، معادلات فضای حالت حرکت فضاپیما با رانش محدود ارائه شده و سپس با در نظر گرفتن تابع عملکرد حداقل زمان مسئله کنترل بهینه تنظیم شده است. همچنین با گسسته سازی مسئله در دامنه زمان و استفاده از روش حساب تغییرات، فرم اجزای محدود معادلات استخراج شده است. این معادلات به صورت غیرخطی بوده و با استفاده از الگوریتم نیوتن- رافسون معادلات غیرخطی حل و نتایج ارائه شده است و نهایتامسیرهای بهینه پرواز به ازای ضرایب سرعت خروجی موثر ترسیم شده است.
    کلیدواژگان: مسیرهای بهینه، فضاپیما با رانش محدود، کنترل بهینه، روش اجزای محدود زمانی، تابع عملکرد حداقل زمان
  • محمد سینجلی، جعفر روشنی یان، علی غفاری صفحه 51
    ماهواره های سنجش از دور که عکس هایی با دقت تفکیک مکانی بالا تولید می کنند نیازمند دقت کنترلی بالا از مرتبه کوچک تر از 1/0 درجه هستند. بسیاری از ماهواره ها به منظور تولید توان مورد نیاز مجبور به استفاده از آرایه های خورشیدی بازشونده هستند که به دلیل محدودیت های جرمی از آلیا‍ژهای سبک ساخته می شوند. این آرایه ها به دلیل گشتاورهای اغتشاشی ای که از خارج به آن وارد می شود ارتعاش می کنند و دقت نشانه روی مطلوب ماهواره را مختل می کنند. در این مقاله، با استفاده از روش لاگرانژ، معادلات خطی وضعیت ماهواره که در یک مدار دایروی حرکت می کند و دارای دو آرایه خورشیدی بازشونده است، استخراج شده است. همچنین از ترکیب دو روش کنترلی مد لغزشی و به منظور رگولاسیون وضعیت ماهواره الاستیک استفاده شده است. هنگامی که ماهواره از وضعیت مطلوب دور باشد از کنترلر مدلغزشی استفاده می شود و هنگامی که ماهواره نزدیک وضعیت مرجع باشد از کنترلر استفاده می شود. دوری و نزدیکی ماهواره به وضعیت مرجع با تعریف متغیری به نام خطای مطلق که برابر است با مجموع قدر مطلق زوایای اویلر، مشخص می شود. در طراحی کنترلر مدلغزشی سطوح سوئیچ زنی به نحوی انتخاب شده است که تابع هزینه مشخص را می نیمم کند. در طراحی کنترلر مقدار ممان وارده بر ماهواره ناشی از ارتعاشات ضمیمه های الاستیک به عنوان اغتشاش ورودی درنظر گرفته شده است.
    کلیدواژگان: ماهواره الاستیک، کنترل مد لغزشی، کنترل ∞H
  • فاطمه صادقی کیا، سمانه امینی، کامران رئیسی، محسن بهرامی صفحه 57
    در این مقاله، روش طراحی و ساخت آنتن Fمعکوس (Inverted F antenna)، که به منظور برقراری ارتباط بین فرستنده تله متری راکت کاوش با ایستگاه زمینی، بر روی راکت کاوش نصب می شود تشریح می گردد. الگوی (pattern) تشعشعی آرایه ای و میزان انرژی برگشتی (Return loss) آنتن های Fمعکوس روی یک سطح استوانه ای فلزی با دماغه مخروطی شبیه سازی و اندازه گیری شده است. شبیه سازی آنتن با نرم افزار HFSS) High Frequency Structure Simulator) که بر پایه روش المان محدود است، انجام گرفته است. اندازه گیری مشخصات آنتن های ساخته شده نشان می دهد که تطبیق خوبی بین نتایج شبیه سازی و اندازه گیری وجود دارد.
    کلیدواژگان: آنتن F معکوس، الگوی تشعشعی، انرژی برگشتی، پهنای باند، راکت کاوش
|
  • Page 1
    Solar panels are the primary sources of power in a satellite. Operating characteristics of the solar cells, such as current, voltage and generated power, depend on their operating temperatures and the amount of solar radiation received by the solar cells. Therefore, for optimum operation of the solar cells, it is essential to control their temperatures within acceptable limits, and provide the maximum possible solar radiation for the solar cells. Solar panel configurations include fixed and deployable panels; the latter configuration being flexible, providing the possibility of sun tracking for maximum utilization of solar radiation. In this paper we have considered a cubic satellite, having four deployable solar panels on its lateral sides, which can be deployed at certain angle (called deployment angle) with respect to the satellite body. Four limiting values of beta angle (angle between solar vector and orbital plane) have been considered, and for each beta angle, various solar panel deployment angles have been studied. The amounts of radiations received by the cells for each deployment angle have been presented. The solar panels have been modeled and thermally analyzed, to determine temperatures of the solar cells at various beta angles, and for different panel deployment angles. Results show that for the beta angles considered, and the satellite under study, a 30° solar panel deployment angle presents the optimum conditions for the operation of the solar cells.
    Keywords: Satellite thermal control Deployable solar panels, Environment thermal loads, Deployment angle
  • H. Bolandi, F. Fani, Saberi, B. Ghorbani, Vaghei Page 9
    Attitude control system of satellite with Gravity Gradient stabilization requires high moments of inertia ratio for providing stability and continuous orientation toward Earth. Although, this high ratio causes satellite has small body and reduce mission capability. In this paper, moments of inertia ratio is reduced using a closed form formula based on our previous work, in such a way that it could be provided more missions by augmented solar panels to satellite. Solar orientation could be yielded by rotating satellite about gravity gradient boom (yaw rotation). Interaction between yaw rotation and satellite rotation around Earth causes biased-attitude error in roll axis. To overcome this problem, it is necessary to reduce yaw rotation by adding a reaction wheel toward boom direction. To realization this method, stability criteria of gravity gradient is developed and control law for small and large angles rotation is designed in such a way that angular momentum and moment constraints of reaction wheel to be satisfied. Finally, fine performance of attitude control system will be illustrated with simulation based on specification of an on-orbit satellite and actual consideration.
    Keywords: Attitude control of satellite, Gravity gradient, Slow spinning about yaw axis
  • Page 17
    The principle goal of this paper is to introduce Launch Vehicle Conceptual Design (LVCD) software based on multi-parameter optimization idea. The main objectives of this software arereduction of the cost and time of conceptual design phase. This software is user friendly such that an operator familiar with fundamentals of design and launch vehicle mass – energy equations and with primary training operator is capable to work with LVCD.The algorithm used in LVCD, is 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 (multi-parameter optimization). Evaluation and verification of the presented method is performed using available data of two and three-stage launch vehicles
    Keywords: Conceptual design software, Launch vehicles, Optimization, Pitch program, Mass regular distribution
  • Page 27
    Attitude control system of satellite with Gravity Gradient stabilization requires high moments of inertia ratio for providing stability and continuous orientation toward Earth. Although, this high ratio causes satellite has small body and reduce mission capability. In this paper, moments of inertia ratio is reduced using a closed form formula based on our previous work, in such a way that it could be provided more missions by augmented solar panels to satellite. Solar orientation could be yielded by rotating satellite about gravity gradient boom (yaw rotation). Interaction between yaw rotation and satellite rotation around Earth causes biased-attitude error in roll axis. To overcome this problem, it is necessary to reduce yaw rotation by adding a reaction wheel toward boom direction. To realization this method, stability criteria of gravity gradient is developed and control law for small and large angles rotation is designed in such a way that angular momentum and moment constraints of reaction wheel to be satisfied. Finally, fine performance of attitude control system will be illustrated with simulation based on specification of an on-orbit satellite and actual consideration
    Keywords: Attitude control of satellite, Gravity gradient, Slow spinning about yaw axis
  • R. Jamilnia, A. Naghash Page 35
    In this paper, a new approach is proposed for solving the problem of optimal low thrust orbit transfer. In this approach, the problem of trajectory optimization of optimal orbit transfer is defined by modified equinoctial orbital elements. For solving this problem, direct collocation method, that is an efficient numerical method for solving optimal control problems, is used. By using this method, the problem of trajectory optimization is fully discretized and converted to a nonlinear programming problem. This discrete problem with large numbers of variables and constraints is solved by a powerful nonlinear programming solver (IPOPT). Finally, optimal state and control variables are achieved for optimal orbit transfer with minimum fuel consumption.
    Keywords: Low thrust orbit transfer, Modified equinoctial orbital elements, Trajectory optimization, Optimal control, Direct collocation method, Nonlinear programming
  • S. A. Fazelzadeh, Gh. A. Varzandian Page 43
    In this study, optimal low-thrust spacecraft trajectories are obtained by time-domain finite element method. Equations of motion are expressed in state-space form. The performance index is considered as minimum time. The problem has been formulated through the variational approach. The time-domain finite element discretized form of the performance index, state equation constraints and the related boundary conditions are presented. By setting out the discrete equations, a set of nonlinear algebraic equations is generated and by using Newton–Raphson method, optimum answer is attained. The effects of the number of time segments on the performance index are examined. Furthermore, the influences of effective exhaust velocities on the optimal trajectory are demonstrated.
    Keywords: Low, thrust spacecraft, Optimal trajectory, Minimum time performance, Time, domain Finite element
  • M. Sayanjali, J. Roshanian, A. Ghafari Page 51
    In this paper, based on the Lagrange method, attitude motion equations for a flexible spacecraft have been derived. Flexible appendages are modeled by Euler-Bernoulli beam. Hybrid control scheme of H∞ and sliding mode are used for attitude regulation. Switching between these to algorithm is determined using absolute error parameter, so that when this parameter is large (i.e. the attitude is far from its desired conditions) the sliding mode control is used. in contrast, when the spacecraft is close to the desired attitude, the control is based on H∞ method. This hybrid scheme leads to a fast response and also robustness against uncertainty. Switching surface has been designed so that a certain cost function is minimized. In H∞ controller design, the first three vibration modes of the flexible spacecraft are considered as well as the Euler angles and their rates.
    Keywords: Elasticity satellite, Sliding mode, H∞Control
  • F. Sadeghikia, S. Amini, K. Raisi, M. Bahrami Page 57
    This paper provides an instruction for designing and building of an Inverted F antenna mounted on a cylindrical conducting body with a conical nose. Designed antennas were simulated using a full wave simulator HFSS based on the finite element method and their radiation patterns and return loss were studied. The simulated data were compared with measurement results.
    Keywords: Inverted F Antenna_Radiation_Pattern_Voltage Standing_Wave Ratio_Bandwidth_Sounding Rocket