فهرست مطالب

  • پیاپی 5 (پاییز و زمستان 1388)
  • تاریخ انتشار: 1388/10/11
  • تعداد عناوین: 7
|
  • سید حمیدجلالی نایینی صفحه 1
    در این تحقیق، حل تحلیلی هدایت حلقه بسته با قید بردار موقعیت و سرعت نهایی با اعمال ضریب وزنی متغیر با زمان در معیار عملکرد حداقل انتگرال مجذور دستور شتاب با استفاده از تئوری کنترل بهینه به دست آمده است. دینامیک سیستم، خطی و از مرتبه دلخواه منظور شده و مدل پسا خطی، اما با ضریب متغیر با زمان فرض شده است. همچنین فرض شده است که اندازه و جهت نیروی پیشران وسیله پروازی قابل تغییر و کنترل باشد. در ادامه، ضرایب وزنی متفاوتی به منظور کاربرد در ماموریت های مختلف پیشنهاد و عملکرد قانون هدایت بررسی شده است. ضرایب وزنی بنابر نوع ماموریت ممکن است به گونه ای انتخاب شود تا شتاب مانوری در لحظات حداکثر فشار دینامیکی، جدایش مراحل یا در لحظه نهایی صفر یا حداقل شود.در این تحقیق، حل تحلیلی هدایت حلقه بسته با قید بردار موقعیت و سرعت نهایی با اعمال ضریب وزنی متغیر با زمان در معیار عملکرد حداقل انتگرال مجذور دستور شتاب با استفاده از تئوری کنترل بهینه به دست آمده است. دینامیک سیستم، خطی و از مرتبه دلخواه منظور شده و مدل پسا خطی، اما با ضریب متغیر با زمان فرض شده است. همچنین فرض شده است که اندازه و جهت نیروی پیشران وسیله پروازی قابل تغییر و کنترل باشد. در ادامه، ضرایب وزنی متفاوتی به منظور کاربرد در ماموریت های مختلف پیشنهاد و عملکرد قانون هدایت بررسی شده است. ضرایب وزنی بنابر نوع ماموریت ممکن است به گونه ای انتخاب شود تا شتاب مانوری در لحظات حداکثر فشار دینامیکی، جدایش مراحل یا در لحظه نهایی صفر یا حداقل شود.
    کلیدواژگان: هدایت، کنترل بهینه، حداقل مجذور دستور شتاب، ضریب وزنی متغیر با زمان
  • رضا زردشتی، امیرعلی نیکخواه صفحه 13
    در این مقالهبه طراحی مسیر پروازی در فاز موتور خاموش (فاز سرش) که در مدار انتقالی ماهواره برها و فضاپیماها به عنوان ابزار مهمی برای کاهش انرژی استفاده می شود، پرداخته شده است. با استفاده از پارامترهای موثر بر هندسه مسیر و استفاده از روابط حاکم بر مکانیک مداری، مقدار ضربه (اختلاف) سرعت در دوطرف مسیر (بین مدار اولیه و مدار نهایی) به صورت تابع پارامتریک از هندسه مسیر توصیف شده است و سپس با استفاده از تکنیک های ساده کمینه سازی مانند روش جستجوی فیبوناچی و استفاده همزمان از یک روش هدایت مسیر مبتنی بر سرعت لازمه در هر لحظه، مسیر بهینه طراحی شده است. مطالعه عددی با استفاده از مشخصات یک ماهواره بر سه مرحله ای با یک فاز سرش بین مراحل دوم و سوم انجام شده است. نتایج نشان می دهد که براساس شرایط مرزی خواسته شده، طراحی مسیر پروازی لازمه به صورت مناسب به دست آمده است و درعین حال، قابلیت آن را به عنوان یک روش با کاربرد طراحی Onlineبه دلیل همزمانی با سیستم هدایت مسیر، نشان می دهد.
    کلیدواژگان: ماهواره بر، مسیر پروازی، فاز سرش، بهینه سازی، مکانیک مدارهای فضایی، مدار انتقالی
  • هاشم بذرافشان، شهریار برادران شکوهی، بهمن قربانی واقعی صفحه 19
    سیستم خواندن CCD(Charged Coupled Device Read-Out System)دوربین ماهواره ها، نیازمند نسبت سیگنال به نویز بالایی است. علت این مسئله،وجود نویزهای خاص و اجتناب ناپذیر محموله تصویربرداری فضایی است. این نویزها شامل نویزهای CCD، نویزهایماهواره مانند عدم پایداری کامل ماهواره و نویزهای محیطی مانند تداخل اتمسفر، ذرات باردار، حرکت زمین و ماهواره نسبت به هم، و تداخل های الکترومغناطیس است. نویزهای CCDبه دلیل ولتاژ کم خروجی آن بخش عمده نویز نهایی سیستم خواندن را تشکیل می دهند. این وضعیت سبب می شود که در صورت طراحی نامناسب مدار خواندن CCD، سیگنال به نویز دوربین دچار افت شدیدی شود. این نویزها به پارامترهای CCDو پارامترهای طراحی مانند دما و فرکانس وابسته است. از طرف دیگر محدوده تغییرات دما و فرکانس در ماهواره را تا حدودی می توان کنترل کرد. الگوریتم ارائه شده در این مقاله، با ملاحظه کلیه محدودیت ها و وابستگی های عملی، پارامترهای سیستم را به شکلی طراحی می کند که نسبت سیگنال به نویز بهینه حاصل شود.
    کلیدواژگان: دوربین ماهواره LEO، مدار خواندن CCD، نویزهای CCD، محدودیت های ماهواره، پارامترهایطراحی
  • یوسف قادری دهکردی صفحه 27
    کانال های محافظ موج دار، لوله هایی هستند که ساختار هندسی آنها به صورت موج دار است و برای انتقال سیال در صنایع مختلف استفاده می شوند. با توجه به ساختار هندسی پیچیده آنها، روابط تحلیلی بسیار محدودی برای بررسی رفتار مکانیکی آنها ارائه شده است. در این مقاله ابتدا، روابطی برای تحلیل استحکامی و کمانشی این کانال های موج دار تحت فشار خارجی و سپس یک الگوریتم برای طراحی این لوله ها تحت فشار خارجی ارائه شده است. به منظور صحه گذاری روابط تحلیلی، نتایج به دست آمده از روابط با نتایج حاصل از روش اجزای محدود (با استفاده از نرم افزار تجاری ABAQUS) مقایسه و تطابق خوبی بین نتایج مشاهده شد. چند نمونه از این کانال ها برای یک کاربرد خاص صنعتی، طراحی و سپس ساخته شد و عملکرد آنها در تست های تجربی ارزیابی گردید. فشارهای بحرانی به دست آمده از تست، کمتر از مقادیر به دست آمده از روابط هستند که می تواند ناشی از عیوب ساختی باشد.
    کلیدواژگان: کانال موج دار، کمانش فشاری، طراحی، تست، المان محدود
  • سید حسن میری رکن آبادی، سیدمهران میرشمس، امیرعلی نیکخواه صفحه 35
    در این مقاله مدل سازی مانور وضعیت بهینه هر ماهواره برای تحصیل وضعیت مطلوب با استفاده از عملگرهای فعال چرخ عکس العملی انجام گرفته است. بدین ترتیب، ابتدا دینامیک حرکت وضعی ماهواره ای که در سیستم کنترل وضعیت آن از چرخ های عکس العملی به عنوان عملگر فعال استفاده شده است؛ استخراج و معادلات به صورت فضای حالت بیان شده اند. به منظور استخراج معادلات دقیق، معادلات الکتریکی چرخ عکس العملی و دینامیک ماهواره کوپل شده است و روش های اجتناب از اشباع چرخ عکس العملی نیز در مدل سازی وارد شده است. سپس کنترل بهینه مانور وضعیت ماهواره با چرخ عکس العملی، و قانون کنترلی تنظیم کننده درجه دوم خطی (LQR) با موفقیت انجام شده است. نتایج شبیه سازی با دیگر مراجع مرتبط با موضوع مقایسه شده است و حکایت از آن دارد که ماهواره مفروض پس از گذشت اندک زمانی و با اعمال تلاش کنترلی حداقل به وضعیت دلخواه برسد و پایدار شود. همچنین مانور سریع وضعیت برای چرخش سریع ماهواره و تحصیل وضعیت مطلوب ارائه شده است.
    کلیدواژگان: مانور وضعیت ماهواره، چرخ عکس العملی، کنترل بهینه خطی، عدم اشباع
  • عباس وفایی صفت، سید حسین طباطبایی صفحه 43
    یکی از پارامترهای مهم در طراحی سازه های فضایی بهینه بودن ابعاد و در نتیجه وزن سازه است. بهینه سازی ابعادی عمدتا به وسیله الگوریتم های گرادیان و الگوریتم ژنتیک انجام می شود. اصول عملکرد الگوریتم های گرادیان بر پایه مشتق تابع هدف و قیود مسئله است. عملکرد این الگوریتم ها به نقطه اولیه وابسته است و توانایی جستجوی همه فضای طراحی را ندارند. الگوریتم ژنتیک فضای زیادی را جستجو می کند ولی توانایی خیلی نزدیک شدن به نقطه بهینه اصلی را ندارد. در این مقاله، روشی ارائه شده است که فرآیند بهینه سازی با الگوریتم ژنتیک شروع شده است و خروجی آن به عنوان نقطه اولیه در الگوریتم گرادیان قرار داده می شود. برای ارزیابی روش ارائه شده، این روش برای بهینه سازی ابعاد یک نمونه سازه خرپایی سه عضوی و یک خرپای ده عضوی و همچنین سازه مشبک آنتن سهموی به کار برده شده است. نتایج به دست آمده نشان می دهد که ابعاد بهینه به دست آمده از روش ترکیب دو الگوریتم نسبت به نتایج الگوریتم ژنتیک برتری دارد.
    کلیدواژگان: بهینه سازی ابعادی، سازه های فضایی، الگوریتم ژنتیک، سازه مشبک آنتن، المان محدود
  • مهرزاد نصیریان، رضا صالح، رضا شجاعی صفحه 51
    در این مقاله ارتباط تله متری و تله کامند ایستگاه زمینی با ماهواره شبیه سازی شده است. برای شبیه سازی از سه نرم افزار: پیش بین، مانیتورینگ، کنترل، و پردازش بر روی سه کامپیوتر مستقل، بهره گرفته شده است. نرم افزار پیش بین با توجه به معادلات مداری، زاویه سمت و ارتفاع ماهواره را در حین گذر در اختیار نرم افزار مانیتورینگ قرار می دهد. نرم افزار مانیتورینگ فرمان های لازم را برای قرار گرفتن آنتن در جهت ماهواره به درایورها ارسال می کند. داده های تله متری دریافتی از ماهواره توسط نرم افزار مانیتورینگ در اختیار نرم افزار پردازش قرار می گیرد تا با توجه به پروتکل مورد توافق، اطلاعات مربوطه از آن استخراج شده و برای کاربر نمایش داده شود. کاربر با توجه به وضعیت داده های تله متری، فرمان لازم را برای ماهواره ارسال می کند.
    کلیدواژگان: تله متری، تله کامند، واحد پیش بین، واحد مانیتورینگ و کنترل، واحد پردازش
|
  • Page 1
    In this paper, a closed-loop optimal guidance with final position and velocity constraints is obtained by applying time-varying weighting coefficient in the performance index in order to shape the commanded acceleration. The control system is assumed to be linear, time-varying, and of arbitrary order with a throttleable engine. The acceleration due to drag is also modeled as a linear function with respect to velocity vector multiplied by a given function of time. In addition, different weighting functions are suggested for different acceleration constraints, such as maximum dynamic pressure, separation of stages, and zero acceleration at the final time. Finally, the performance of the guidance law for a combined weighting function is evaluated and discussed.
    Keywords: guidance, optimal control, minimum energy, time, varying weighting coefficient
  • Page 13
    In this paper, Design of flight trajectory in unpowered phase namely “Coast Phase” which is important in energy reduction in transition orbit of spacecrafts and launch vehicles is considered. To this aim, the velocity impulse at both sides of the transition phase (between initial and final orbits) is described as a parametric function of the geometry of the path. Then the optimal coasting trajectory is proposed using simple minimization techniques like Fibonacci Search Method and a Velocity-Required Based Steering technique simultaneously. A numerical study is performed using a three stage launch vehicle with a coast phase between second and third stages to show that the proposed technique is capable to produce optimum transition trajectory and since it is accompanied by guidance technique could be used as an online technique.
    Keywords: launch vehicle, trajectory, coast phase, optimization, orbital mechanics, transition orbit
  • Page 19
    Satellite camera Charged Coupled Device (CCD) read out system needs a high Signal to Noise Ratio (SNR). This is because of the special and inevitable space imaging payload noises. These noises include CCD noises, satellite noises such as lack of complete stability, and environmental noises such as atmospheric interferences, charged particles, relative earth and satellite movement and electromagnetic interferences. CCD noises because of their low output voltage compose the main part of the final read out system noise. Therefore if the CCD read out system is not designed properly, SNR declines significantly. These noises depend on CCD characteristics and design parameters such as temperature and frequency. On the other hand, in a satellite temperature and frequency range is partially controllable. The algorithm presented in this paper, with respect to the applied limitations and dependencies, designs the system parameters so that the optimized SNR is achieved.
    Keywords: LEO satellite camera, CCD Read Out System, CCD Noises, Satellite Limitations, Design Parameters
  • Page 27
    Corrugated tunnel is a pipe, which its outer surface is corrugated and is generally used for fluid transfer in different industries. Owing to complicated geometrical structure of corrugated tunnels, very limited numbers of closed-form equations have been presented for analysis of their mechanical behavior. In the present study, a mathematical model is proposed for strength and buckling analysis of corrugated pipes. In addition, an algorithm is presented for designing of corrugated tunnels. In order to verify the presented model, its results were compared with those obtained by finite element method (the ABAQUS software was used) and a good agreement was observed. Finally, some corrugated tunnels were designed, fabricated and tested for a special industrial application. Critical pressure values obtained from the tests were less than those calculated from the theoretical method, which could be due to fabricated flaws.
    Keywords: corrugated tunnel, buckling, design, test, finite element
  • Page 35
    This paper presents an optimal attitude maneuver by means of Reaction Wheels to achieve desired attitude for a Satellite. At first, Dynamic Equations of motion for a satellite with three Reaction Wheels as its active actuators has been educed, and then State Equations of this system has been obtained. In derivation of equations, coupling of Reaction Wheel electrical equations with dynamic equations of satellite motion, and Reaction wheel saturation avoidance approaches are considered. Then an optimal attitude control with the LQR method has exerted for a distinct satellite by its Reaction Wheels. As a result of simulation has presented an optimal effort by calculated Gain matrix to achieve desired attitude for chosen Satellite. It shows that satellite becomes stable in desired attitude with a low energy and time consumption.
    Keywords: satellite attitude maneuver, reaction wheel, linear optimal control
  • Page 43
    Weight optimization is one of important parameters in space structure design. Size optimization is usually performed using gradient or genetic algorithm. Gradient algorithm is based on derivation of objective function and constraints of problem. The performance of gradient method is depended on start point and do not search all design domain. Genetic algorithm searches all design domains, but it cannot get close to the global optimum. In this paper, a new method is presented for size optimization. The algorithm starts with genetic algorithm and result of genetic algorithm is then used as start point for gradient algorithm. The presented method is used for size optimization of two trusses with three and ten elements. It is also applied on for optimization of a lattice structure of parabolic antenna. The results show that the present algorithm can perform better results compared to genetic algorithm alone.
    Keywords: size optimization, space structures, genetic algorithm, antenna lattice structure, finite element
  • Page 51
    What is done in this paper is simulation of telemetry and telecommand communication between satellite and earth station as what exists in real earth station. Three software: Satellite predictive motion software, Monitoring and Control (M&C) software, processing Software are used in the simulation. Satellite predictive motion software uses orbital equation extracted from Two Line Elements (TLE) to generate tracking elevation and azimuth angles of satellite. These angles as text file are input of M & C software. The M & C software has four modes as simulation mode, online mode, test mode and emergency mode. In simulation mode Acquisition Of satellite (AOS), Loss Of Satellite (LOS) and Pass Time (PT) are seen. The angles are produced and transferred to antenna servo system for moving antenna to desirable direction. Time of simulation is controllable and received signal level is displayed simultaneously. In this mode when satellite is observable, the telecommand can be send. In online mode all explained capabilities are valid except changing of time. In test mode antenna axis could move in desirable velocity and acceleration. In the other hand, when the satellite becomes lost, the system enters to emergency mode for searching of satellite. In the normal mode after receiving the telemetry data by M & C software this data as text file transferred to processing software. Processing software by protocol which accepted by satellite (HDLC based) recognizes the first and the end of telemetry frame and then extracts and displays the parameters. The telemetry parameters include online and offline data.
    Keywords: telemetry, telecommand, orbit prediction, monitoring, control (M, C), processing