فهرست مطالب

  • سال پنجم شماره 4 (پیاپی 13، زمستان 1391)
  • تاریخ انتشار: 1392/02/05
  • تعداد عناوین: 8
|
  • جعفر روشنی یان، سیدمحمدمهدی حسنی، شبنم یزدانی*، مسعود ابراهیمی صفحه 1

    سامانه ستاره یاب، دقیق ترین ابزار ناوبری قادر است با تطبیق اطلاعات موقعیت ستارگان در دستگاه اینرسی و اطلاعات تصویر، وضعیت جسم پرنده را تعیین کند. موقعیت ستارگان به همراه مشخصات دیگری از آنها در مجموعه ای موسوم به کاتالوگ ستاره گردآوری می شود. هدف از این مقاله، انتخاب یک کاتالوگ ستاره برای استفاده در یک سامانه ستاره یاب نمونه است. بدین منظور ابتدا، انواع کاتالوگ های ستاره معرفی می شوند، سپس معیارهای مختلفی برای انتخاب کاتالوگ ستاره تعیین شده و به هر یک از کاتالوگ های مورد بررسی امتیازی تعلق می گیرد. در ادامه با وزن دهی مناسب به معیارهای معرفی شده- با توجه به ضرورت های سامانه ستاره یاب مورد نظر و جمع امتیازات- کاتالوگ مناسب انتخاب می شود. نتایج نشان می دهد برای سامانه مورد نظر کاتالوگ هیپارکوس بالاترین امتیاز را دارد و مناسب است. در انتها با به روزرسانی و تصحیح موقعیت ستارگان برای کاتالوگ منتخب، کاتالوگ ماموریت برای سامانه ستاره یاب نمونه تهیه و تدوین می شود.

    کلیدواژگان: ناوبری سماوی، سامانه ستاره یاب، کاتالوگ ستارگان
  • طاهره برومندنژاد، محمد عبداللهی ازگمی، شاهرخ جلیلیان صفحه 9
    نرم افزار ماهواره از جمله کاربردهایی است که با توجه به محیط عملیاتی پرتشعشع، در معرض انوع خطاهای گذرا یا اشکال های نرم قرار دارد. این نوع خطاها باعث وقوع اشکال در اجرای نرم افزارهای ماهواره می شوند. طراحان ماهواره با استفاده از روش های حفاظت سخت افزاری (شیلدینگ) و طراحی مبتنی بر قطعات مقاوم، به مقابله با این خطاها می پردازند. اما عیب این روش ها به طور کلی افزایش هزینه، وزن، مصرف توان الکتریکی و کاهش کارایی است. تحقیقات اخیر نشان می دهد که می توان در ماهواره های LEOضمن استفاده از قطعات تجاری (COTS)به جای قطعات فضایی خاص، با فنون نرم افزاری به مقابله با خطاهای گذرا پرداخت. در این مقاله، ضمن بررسی شاخه ای از این فنون، موسوم به فنون مبتنی بر جریان کنترل، روش کارآمدی انتخاب شده و نحوه پیاده سازی، آزمون و ارزیابی آن ارائه داده شده است.
    کلیدواژگان: خطای گذرا (نرم)، جریان کنترل، تحمل پذیری خطا، ماهواره های LEO
  • حجت قاسمی، محمد ندافی پور میبدی، کیوان شعبانی لاکه، عیسی اصغری، ابراهیم زنجیریان صفحه 19
    کاربرد پراکسید هیدروژن به عنوان یک اکسنده در یک موتور هیبریدی آزمایشگاهی به همراه پلیمر HTPBبه عنوان سوخت مورد بررسی قرار گرفت. ابتدا با انجام مطالعات ترموشیمیایی این پیشرانه، محدوده کاری ترکیبات مختلف آن تعیین گردید. سپس یک موتور آزمایشگاهی هیبریدی با تولید نیروی پیشران در حدود 10 کیلوگرم طراحی و ساخته شد. پراکسید هیدروژن تجاری حاوی پایدارکننده موجود در بازار ایران، پس از طی فرآیند ویژه ای به پیشرانه با غلظت 90 درصد و ناخالصی کمتر از ppm15فرآوری گردید. به منظور راه اندازی موتور از راه انداز کاتالیستی استفاده گردید.بررسی ها نشان داد نحوه معرفی اکسنده به بستر کاتالیستی نقش موثری بر کیفیت عملکرد این سیستم دارد. به همین منظور کیفیت پاشش اکسنده در دبی های مختلف بررسی شد. در یک آزمایش موفق عملکرد موتور هیبرید ساخته شده با سوخت HTPBبررسی گردید. نتایج حاصل از آزمایش، از قبیل فشار و سرعت مشخصه با مقادیر پیش بینی تئوری مقایسه شده است. همچنین به کمک داده های تجربی مشخصات عملکردی موتور از جمله نرخ پسروی تعیین و با مقادیر متداول آن مقایسه گردیده است.
    کلیدواژگان: موتور هیبرید، پراکسید هیدروژن، HTPB، راه انداز کاتالیستی، پیشرانه سبز
  • احسان دانش نیا، مهرزاد نصیریان، سید محمدمهدی دهقان صفحه 29
    یکی از مسائل مهم در بهره وری از ماهواره ها، زمان بندی مدهای کاری و نوشتن سناریوی عملیات با درنظرگرفتن شرایط محیطی، به صورت خودکار بر روی پردازنده ماهواره است. در راستای ایجاد قابلیت تولید سناریوی پرواز برای ماموریت های ارسال شده از ایستگاه زمینی و یا ماموریت هایی که به صورت خودکار تولید می شود، پیش بینی آنبورد زمان و پریود زمانی رسیدن به ایستگاه یا نقطه ی عکسبرداری ضرورت می یابد. تولید سناریوی به صورت خودکار در پردازنده ماهواره، وابستگی ماهواره به ایستگاه زمینی را کمتر می کند. محاسبه زمان های طلوع و غروب ماهواره بدون شبیه سازی دقیق مسیر ماهواره با توجه به اغتشاشات مداری امکان پذیر نخواهد بود. هدف این مقاله ارائه روابط مورد نیاز برای شبیه سازی رد زمینی، الگوریتم و مدل سازی محاسبات پیش بینی زمان به کمک پارامترهای کپلری مدار و کاهش حجم این محاسبات برای کاربرد در پردازنده ماهواره به کمک پارامتر نیم قطر اصلی مدار است. برای کاهش حجم محاسبات، استفاده از روش های عددی کمینه یابی یا ریشه یابی توابع ضرورت می یابد. نیم قطر اصلی مدار به کمک الگوریتمی که در این مقاله ارائه می شود، حجم محاسبات عددی را به نسبت خوبی کاهش می دهد.
    کلیدواژگان: ردیابی ماهواره، طلوع و غروب ماهواره، بهینه سازی حجم محاسبات، محاسبات آنبورد، زاویه فراز
  • فرهاد فانی صابری، امیر اسلامی مهرجردی صفحه 39
    در این مقاله، طراحی سیستم کنترل وضعیت یک ماهواره سنجش از دور با استفاده از 4 چرخ عکس العملی با ساختار هرمی و به منظور تصویربرداری استریو مطرح می شود. در این روش، به منظور تامین بخشی از توان مورد نیاز ماهواره توسط انرژی ذخیره شده در چرخ های عکس العملی، یک قانون مدیریت توان برای شارژ و دشارژ انرژی چرخ ها مطابق با پروفایل از پیش تعیین شده طراحی و به قانون کنترل وضعیت افزوده می گردد، به گونه ای که کنترل وضعیت ماهواره و مدیریت توان ذخیره شده در چرخ های عکس العملی به طور همزمان انجام می پذیرد. در این روش، هنگامی که ماهواره در روشنایی قرار دارد و باتری ها شارژ هستند، سرعت چرخ ها تا حد مجاز افزایش می یابد و هنگامی که توان مورد نیاز برای زیرسیستم ها ناکافی باشد، با کاهش سرعت چرخ ها توان مورد نیاز به سیستم بازگردانده می شود. در طراحی این سیستم، اثر اشباع چرخ ها نیز به گونه ای منظور شده است که در صورت انجام مدیریت توان مطابق پروفایل از پیش تعیین شده، دقت کنترل وضعیت ماهواره تا حد امکان دچار اختلال نشود. نتایج شبیه سازی بیانگر کارایی مناسب سیستم کنترل وضعیت ماهوارهدر حضور سیستم مدیریت توان طراحی شده است.
    کلیدواژگان: کنترل وضعیت ماهواره، سیستم مدیریت توان، تصویربرداری استریو، چرخ های عکس العملی، اثر اشباع چرخ ها
  • محمد صابری توکلی، فریبرز ثقفی صفحه 47
    در این مقاله سعی بر آن شده تا کنترل آرایش پروازی را برای چندین ماهواره تحت روشی به نام ساختار مجازی(Virtual Structure) صورت دهیم. در ابتدا الگوریتم مورد نظر را در فضای مرجع بدون هیچ گرادیان جاذبی پیاده کرده ایم و در ادامه همین الگوریتم را برای دسته ای از ماهواره ها که درون مداری دایرویحول زمین در گردش هستند توسعه داده ایم. سپس برای عدم برخورد ماهواره ها با یکدیگر کنترل کننده دیگری به سیستم اضافه کرده ایم. و در نهایت این سیستم کنترلی را بر روی میکروماهواره هایی تحت عنوان اسفیرز(SPHERES) با درنظر گرفتن محدودیت عملگرهای کنترلی آنها پیاده سازی کرده ایم.
    کلیدواژگان: آرایش پروازی، ساختار مجازی، بازشکل گیری
  • علیرضا آقالاری، جواد طیبی، احمد کلهر صفحه 61
    اخیرا تمایل به استفاده از ماهواره های کوچک به دلیل هزینه پایین، سرعت بالا و سادگی فرایند طراحی، ساخت و پرتاب، در ماموریت های فضایی افزایش پیدا کرده است. در برخی از این ماموریت ها به دلیل وظایف محوله نیاز به مانورهای سریع بسیار حائز اهمیت است. در این مقاله تست پایداری وضعیت شبیه ساز سه درجه آزادی میکروماهواره واکنش سریع - مجهز به ژایروهای کنترل ممان تک جیمبال با آرایه هرمی- ارائه شده است. در تست پایداری وضعیت راهبردی کنترلی LQRبه کارگرفته شده است، به طوری که نسبت به سایر روش ها به دلیل نیاز نداشتن به قانون هدایت برتری دارد. شبیه ساز حاضر امکان تست قوانین مختلف کنترلی را با استفاده از عملگرهای ژایروی کنترل ممان تک جیمبال فراهم می آورد. در این کار، ابتدا پس از ذکر اهمیت موضوع، عملگرهای ژایروی کنترل ممان تک جیمبال و شبیه ساز ماهواره معرفی و مشخصات فنی آنها ذکر شده است، راهبردهای کنترلی بر روی شبیه ساز پیاده سازی شده، تست های پایداری وضعیت انجام و نتایج حاصل از تست های عملی ارائه و مورد بررسی قرار می گیرند. نتایج بیانگر پایداری وضعیت مناسب شبیه ساز با وجود گشتاورهای اغتشاشی هستند.
    کلیدواژگان: کنترل وضعیت، شبیه ساز ماهواره واکنش سریع، ژایروی کنترل ممان تک جیمبال، شرایط تکینگی، LQR
  • امیرحسین توکلی، مسعود یزدانیان، یارالله کولیوند، مرتضی شهروی، مراد مومنی، سیدمحمدمهدی دهقان صفحه 69
    آزمایش عملکردی زیرسیستم تعیین وضعیت در فرآیند توسعه و ساخت ماهواره به دلیل نیاز به شبیه سازی شرایط محیطی فضا در آزمایشگاه، کار بسیار پیچیده ای است. در این مقاله پیاده سازی و ارزیابی عملکرد یک مجموعه آزمایشگاهی برای تخمین وضعیت با ترکیب اطلاعات حسگرهای خورشیدی و مغناطیسی ارائه شده است. بستر آزمایشگاهی ایجاد شده شامل اتاق تاریک و شبیه ساز نور خورشید است.حسگر مغناطیسی نیز میدان مغناطیسی محلی زمین را اندازه گیری می کند. یک مجموعه دو درجه آزادی برای ایجاد حرکت چرخشی کنترل شونده حسگرها مورد استفاده قرار گرفته است. با ایجاد مدل های مرجع متناسب با شرایط آزمایشگاهی و ترکیب اطلاعات اندازه گیری شده توسط حسگرها، عملکرد سیستم در تخمین وضعیت با روش های کلاسیک و فیلتر کالمن تعمیم یافته ارزیابی شده است. نتایج به دست آمده با حرکت فرمان داده شده به موتورها با توجه به شرایط آزمایش با دقت مناسبی قابل مقایسه است و عملکرد سیستم پیاده سازی شده را تایید می کند.
    کلیدواژگان: شبیه ساز خورشید، تعیین وضعیت ماهواره، حسگر خورشیدی، حسگر مغناطیسی
|
  • Jafar Roshanian, Mehdi Hassani, Shabnam Yazdani, Masoud Ebrahimi Page 1

    Star tracker is an attitude determination device which determines the satellite or spacecraft’s attitude using the star position information in inertial and body references. Star information is collected and stored onboard as a “Star or mission catalog”. There are several star catalogs that contain different kinds of information with different accuracy. In this paper the most used star catalogs are introduced and a few star catalog selection features are recommended. These features are weighted according to the star tracker mission type. For the selected star tracker mission, results demonstrate that Hipparcos star catalog is the best choice. Eventually using Hipparcos star catalog, a mission catalog is developed to be used onboard a typical star tracker.

    Keywords: Celestial navigation, Star tracker, Star catalog
  • Tahereh Broomandnezhad, Mohammad Abdollahi Azgomi, Shahrokh Jalilian Page 9
    Satellite software is a kind of application that are exposed to soft-errors or transient faults because they work in an environment, which is full of radiations. This kind of fault has caused error in the execution of software. Satellite designers have used different methods, such as hardware shielding and component hardening, for removing the effects of this type of errors. These methods will increase the cost, weight and power consumption. Also, thesemethods decrease the performance. Recently, researches have shown that instead of spatial components,, COTS components can be used in LEO satellites. In addition, software implemented hardware fault tolerance (SIHFT) techniques can be added to these components for dealing with transient faults. In this paper, a branch of these techniques, which is called control flow based techniques, are investigated and the useful method among them is highlighted. The result of the implementation, testing and evaluation of the selected method (i.e. RSCFC) is also presented in this paper.
    Keywords: Transient faults, Soft, errors, Control flow checking, Fault tolerance, LEO Satellites
  • Hojat Ghassemi_Mohammad Nadafi – Pour Meibody_Keyvan Shaabani_Isa Asghari_Ebrahim Zanjirian Page 19
    he application of the hydrogen peroxide as the oxidizer of a HTPB-based prototype ybrid motor is investigated in this paper. First of all, by studying the thermochemical haracteristics of the propellant,operation range of different compositions is defined. A rototype hybrid motor is then designed and manufactured, which is able to produce 10 kg propellant thrust. Conducting a special procedure available stabilized commercial hydrogen peroxide is processed and converted to a 90% density propellant which has less than 15 ppm tainting. A catalytic igniter is used in order to fire the motor. It was observed that the approach of employing the oxidizer to the catalyst bed is highly effective on the quality of the system performance. So, the injection quality of the oxidizer was investigated for different mass flow rates. The performance of the hybrid motor by HTTPB fuel is studied in a successful experimental test. The results of the test including the pressure and characteristic velocity are compared with the predicted theoretical simulations. Moreover, the performance specifications of the motor like the regression rate are determined and compared with the similar researches.
    Keywords: Hybrid motor, Hydrogen peroxide, HTPB, Catalyst igniter, Green propulsion
  • Ehsan Daneshnia, Mehrzad Nasirian, S. Mohammad Mahdi Dehghan Page 29
    One of the most important issues in the productivity of the satellites is the mode timing and the automatic writing of the scenario on-board of the satellite with regard environmental conditions. In order to have the capability to make flight scenarios for missions sent from ground stations or missions that are generated automatically, on board timing forecastalong with the time to reach the station or the photo target will be necessary. On board automatic generation of the scenarios will reduce the dependency of the satellite to ground station. Calculation of the satellite rise and set times, without the satellite passes and orbit disturbances simulation, would not be possible.This paper presents formula for the satellite passes simulation, algorithm and time prediction computation modeling using keplerian orbital parameters and reduces the size of the calculation utilizing of semimajor axis of the orbit to be used on the board of satellite. To reduce the volume of calculations, it will be necessary to use numerical methods for finding function minimums or roots. semimajor axis of the orbit will decrease the numerical computation to a great extent using the algorithm presented in this paper.
    Keywords: Satellite tracking, Satellite rise, set, Optimize calculations, On board calculations
  • Farhad Fani Saberi, Amir Eslami Mehrjardi Page 39
    In this paper we are going to design an attitude control system for a Stereo-Imaging Remote Sensing Satellite using of four pyramidal reaction wheels. In this method, in order to provide the power requirements of the satellite by the energy stored in the reaction wheels, a power management law will be designed and added to the attitude control law to charge and discharge the wheels according to the preset profiles. Therefore, attitude control and power management of the satellite will be carried out simultaneously. In this method, while the satellite is in the light and the batteries are charged, the speed of the wheels increase up to the limited speeds and while the power requirements of the subsystems are inadequate, Power will be returned to the subsystems by reducing the speed of the wheels. The design of this system has been conducted to consider the effects of saturation of the wheels to prevent attitude deviations of satellite while power management is done. Simulation results show the good performance of the designed attitude control and power management system of the satellite.
    Keywords: Attitude control, Satellite, Power management system, Stereo –imaging, Reaction wheel, Saturation effects
  • Mohammad Saberi, Tavakoli, Fariborz Saghafi Page 47
    This paper has tried to control for multiple satellite formation flight under a method called Virtual structure. First the algorithm was implemented in the reference coordinate system has no gradient and then we have developed the same algorithm for a circular orbit around the earth within a set of satellites that are in circulation. Then for each of the satellites we have added collision avoidance controller to the system. And then the control system on the satellites such as SPHERES taking into account the constraints operators has control over their implementation.
    Keywords: Formation flight, Virtual structure, Reconfiguration
  • Alireza Aghalari, Javad Tayebi, Ahmad Kalhor Page 61
    Recently, many space missions have been using small satellites, because small satellites are easier and faster to develop and thereby, provide increased launch opportunities. Some of these missions include tasks that required agile maneuvers. In this paper, attitude stability testing of an agile three-degree-freedom micro-satellite simulator – which is equipped with a pyramid arrangement of single-gimbal controlmoment gyros (SGCMGs) – is presented. In the attitude stability testing, the local quadratic regulator (LQR) control strategy is used, which has superiority to other approaches due to its independence of using steering law. This simulator allow to test different control laws by using SGCMGs. In this work, after introducing the actuator and satellite simulator and using the control strategy in the simulator, the attitude stability testing is performed and then, the experimental results are presented and discussed. The results show the attitude stability of the simulator which is exposed to the disturbing toques.
    Keywords: Attitude control, Agile satellite simulator, Single, gimbal control moment gyro, Singularity condition, Local quadratic regulator
  • Amir Hosein Tavakkoli, Masoud Yazdanian, Yarollah Koolivand, Morteza Shahravi, Morad Momeni, S. Mohammad Mahdi Dehghan Page 69
    Evaluation of the satellite attitude determination system is very complicate because of need to simulate space environment on the ground. In this paper a laboratory Implementation of attitude estimation using sun sensor and magnetometer is reported.The test setup includes a sun simulator installed in a dark room. The magnetometer measures the local magnetic field. Sensors are rotated using a 2 DOF table. The reference models are adapted with the test setup. Attitude determination using classic and extended kalman filter methods is implemented by sensors data fusion. The test results verify the controlled motion of sensors in the limits of setup accuracy order.
    Keywords: Sun simulator, Attitude determination, Sun sensor, Magnetometer