فهرست مطالب

  • سال ششم شماره 1 (پیاپی 14، بهار 1392)
  • تاریخ انتشار: 1392/03/31
  • تعداد عناوین: 8
|
  • فضل الله موسوی، جعفر روشنی یان، رضا امامی صفحه 1
    در این تحقیق توسعه روش کنترل وضعیت برای ماژول زیرمداری، با استفاده از پیشرانه های گاز سرد و کاربرد روش ماتریس خطای کواترنین برای ماموریت کوتاه مدت ماژول فضایی انجام گرفته است. فرمان های کنترل وضعیت از سیستم هدایت صادر شده و به کنترلر مبتنی بر کواترنین داده می شود تا میزان گشتاور لازم هر محور محاسبه شود. سیستم تحت کنترل دارای معادلات دینامیک حرکت وابسته و غیر خطی بوده و در ترکیب با پیشرانه های گاز سرد با عملکرد غیرخطی و ناپیوسته، دینامیک پیچیده ای حاصل می شود. قانون کنترل غیر خطی بر اساس تعریف ماتریس خطای کواترنین به همراه کاربرد مدولاتور سیگنال فرمان که زمان خاموش و روشن بودن پیشرانه ها را مدوله می کند، برای فرمان به پیشرانه ها طراحی شده است. از ویژگی های این طراحی اجتناب از تکینگی موجود در طراحی های مبتنی بر زوایای اویلر و عملکرد مطلوب برای زوایای فرمان بزرگ و با نرخ چرخش بالاست. در شبیه سازی، اثرات اغتشاشات خارجی و نامعینی مدل سیستم بررسی شده است که نشان از عملکرد مطلوب کنترل طراحی شده برای کاربرد در ماژول فضایی مورد نظر در ماموریت خواسته شده است.
    کلیدواژگان: کواترنین، کنترل وضعیت، ماژول زیرمداری، پیشرانه گاز سرد، شبیه سازی
  • حمیدرضا علی محمدی، داود رمش، محمدرضا حیدری، رضا فرخی، حسن کریمی * صفحه 11

    ماموریت سامانه فشارگذاری، تحت فشار قراردادن مخازن سوخت و اکسیدکننده برای تامین فشار ورودی پمپ هاست. در ساختار سامانه پیشران مورد بررسی، سیستم فشارگذاری مخرن سوخت از نوع دمش گرم است و با سیال عامل برگرفته از مدار پنوموهیدرولیکی موتور تغذیه می شود که این مسئله موجب وابستگی عملکردی این دو به یکدیگر خواهد بود. در این پژوهش تحلیل تاثیر متقابل موتور و سیستم فشارگذاری مخزن سوخت یک سامانه پیشران فضایی خاص مورد بررسی قرار گرفته است. برای دست یابی به این هدف، مدل ریاضی موتور و سیستم فشارگذاری مخزن سوخت تهیه شده است. سامانه مورد بررسی دارای چهار زیرسامانه اصلی: موتور سوخت مایع، مخزن سوخت، محفظه اختلاط و لوله هاست. همچنین رفتار سیستم، با استفاده از مجموعه معادلات حاصل، در محیط سیمولینک نرم افزار متلب شبیه سازی شده و پاسخ های حاصل از مدل شبیه ساز با آزمون های واقعی انجام شده بر سامانه، مقایسه شده اند. در نهایت اثر برهم کنش موتور و سامانه دمش گرم در پیکره سامانه پیشران مورد نظر با مدل دینامیکی، ارائه شده است.

    کلیدواژگان: شبیه سازی، برهم کنش موتور سوخت مایع، سامانه دمش گرم
  • الهام امین زاده، یونس علاقه بند حسینی صفحه 21
    فضانوردان به عنوان فرستادگان بشریت در فضای ماورای جو همواره در معرض تهدیدهای گوناگون قرار دارند. از همین رو تکلیف به امداد و نجات فضانوردان و بازگرداندن آنان از همان ابتدای تلاش برای قاعده مند کردن استفاده انسان از فضای ماورای جو مورد توجه قرار گرفت و در معاهده فضای ماورای جو به طور کلی و در موافقت نامه امداد و نجات به طور خاص به آن پرداخته شد. با وجود اینکه تا کنون مجالی عملی برای آزمودن ترتیبات مندرج در این اسناد دست نداده است، اما به هر روی نمی توان اهمیت تعهد به نجات و بازگرداندن فضانوردان را به عنوان اهرمی اطمینان بخش در بسط و گسترش فعالیت های بشر در فضای ماورای جو نادیده انگاشت. در این میان گسترش روزافزون فعالیت های تجاری در فضای ماورای جو و جدی تر شدن حضور گردش گران فضایی، بحث قابلیت تسری مقررات موجود در موافقت نامه ی امداد و نجات به گردش گردان فضایی را صورت جدی مطرح نموده است که در این مقاله به بررسی زوایای گوناگون آن خواهیم پرداخت.
    کلیدواژگان: حقوق بین الملل فضا، فضانورد، گردشگری فضایی، معاهده فضای ماورای جو، موافقت نامه امداد و نجات
  • حسین بلندی، مصطفی عابدی، مهران حق پرست صفحه 31
    در این مقاله، یک روش آشکارسازی عیب مقاوم بر اساس تولید حدود آستانه تطبیقی برای یک ماهواره سه محوره ارائه می شود. برای این منظور، در ابتدا سیستم کنترل وضعیت توسط یک مدل با تغییرات شبه پارامتری خطی (q-LPV) توصیف می شود. در ادامه یک مشاهده گر بازه ای بر اساس مدل فوق طراحی شده است که بر اساس آن، عدم قطعیت های پارامتری ماهواره به درون حدود آستانه اعلان عیب منتقل شده و در نتیجه حدود آستانه تطبیقی به دست خواهند آمد. در این مقاله، نشان داده می شود که این روش باعث کاهش نرخ اعلان عیب نادرست شده، و نیز عیوب کوچک یا دارای تغییرات شیب دار در قیاس با روش های ذکر شده به طور موثرتر تشخیص داده می شوند. در بخش دیگر این مقاله، یک الگوریتم جداسازی مبتنی بر روش درخت عیب، همچنین یک سیستم جبران عیب با استفاده از بازپیکربندی عملگرها ارائه شده است. بنابراین بعد از جداسازی چرخ های عکس العملی معیوب، عملگرهای مغناطیسی مناسب جایگزین آنها می شود و در نتیجه خطای کنترل وضعیت، محدود نگاه داشته می شود.
    کلیدواژگان: ماهواره سه محوره، کنترل وضعیت، عیب، آشکارسازی، جداسازی، مشاهده گر بازه ای، مدل q، LPV
  • حمید دهقانی، علی ریوندی، مجتبی بهزاد فلاح پور، کیومرث موسیزاده صفحه 47
    سامانه های تصویر برداری راداری SAR، مکملی برای سامانه های سنجش از دور الکترواپتیکی هستند و در طی دو دهه اخیر مورد استفاده قرار گرفته اند. پیچیدگی عملکرد در این سامانه ها، به ویژه در مرحله نگاشت، از فضای سیگنال به فضای تصویر، درک نحوه رفتار این سامانه ها را با مشکل مواجه ساخته است. این مسئله توسعه و استفاده از این فناوری را از منظر کاربری و مقابله با آن را از منظر پدافند غیر عامل، به شدت محدود کرده است. در این مقاله، تلاش شده است مدلی برای عملکرد سامانه های تصویر برداری SAR ارائه شود. مدل عملکردی ارائه شده، مانند تابع پاسخ ضربه برای سیستم های خطی مستقل از زمان، نحوه رفتار این سامانه ها را نشان می دهد و با استفاده از آن می توان فرایند تصویربرداری SAR را شبیه سازی کرد. صحت مدل عملکردی ارائه شده، براساس مقایسه نتایج به دست آمده در این مقاله و نتایج مورد انتظار گزارش شده در مراجع معتبر این حوزه به اثبات رسیده است.
    کلیدواژگان: سامانه های تصویربردار SAR، پاسخ ضربه دوبعدی، مدل عملکردی، نگاشت از فضای سیگنال به فضای تصویر، الگوریتم RDA
  • محمد نوابی، رضا همراه صفحه 57
    در این مقاله با استفاده از داده های در دسترس از مجموعه المان های دوسطری (TLE) به استخراج و ارائه یک مدل انتشار دقیق در حضور اثرات گرانشی و درگ اتمسفری پرداخته، و نیز پیش بینی مسیر حرکت و استخراج اطلاعات مداری اشیای فضایی از قبیل ماهواره های عملیاتی و غیرعملیاتی و همچنین پس ماندهای فضایی می پذیرد. سپس با استفاده ازپیاده سازی الگوریتم مدل انتشار و تئوری احتمالات، به مدل سازی تصادم دو ماهواره کاسموس 2251 و ایریدیوم 33 و نیز محاسبه حداکثر احتمال برخورد آنها پرداخته شده و نتایج مورد بحث قرار می گیرند. به این ترتیب می توان موقعیت و سرعت هر یک از ماهواره ها در روز و لحظه تصادم و نیز امکان برخورد آن با اشیای دیگر را پیش بینی کرد و در صورت لزوم، مناسب ترین زمان انجام مانورهای جلوگیری از برخورد را، مشخص کرد که موفقیت آمیز بودن و دقت این مانور متاثر از دقت مدل انتشار به کار رفته، محاسبه دقیق احتمال برخورد و همچنین مکانیزم مانور خواهد بود.
    کلیدواژگان: پس ماند فضایی، مدل انتشار، مجموعه المان دو سطری، حداکثر احتمال برخورد، تابع چگالی گوسین، صفحه رویارویی، بیضی گون کواریانس مکانی
  • امین ایمانی، محسن بهرامی * صفحه 69

    در مقاله حاضر، برای کنترل حرکت نسبی در حرکت آرایشی فضاپیما، یک کنترلر مود لغزشی بهینه طراحی می شود. این کنترلر براساس معادلات خطی حرکت نسبی در مدار دایروی، طراحی شده و روی سیستم غیرخطی که تحت اغتشاش خارجی است، اعمال می گردد. در ابتدا کنترلر بهینه به روش خطی مرتبه دو طراحی و سپس برای مقاوم سازی آن، روش کنترلی مود لغزشی انتگرالی به کار گرفته می شود. در این تحقیق، فرض می شود که فضاپیماها در مدارات پایین زمین حرکت می کنند و اغتشاش حاصل از عدم کرویت زمین (J2)به عنوان اغتشاش خارجی لحاظ می گردد. پایداری سیستم حلقه بسته توسط روش دوم لیاپانوف اثبات شده و عملکرد کنترلر مود لغزشی بهینه در تعقیب آرایش مطلوب با کنترلر مود لغزشی مقایسه می شود. نتایج شبیه سازی عملکرد موثر کنترلر پیشنهادی را نشان می دهد.

    کلیدواژگان: حرکت آرایشی فضاپیما، حرکت نسبی در مدار دایروی، کنترل مود لغزشی بهینه، روش کنترلی مود لغزشی انتگرالی
  • علیرضا آقالاری، مرتضی ایرانزاد صفحه 77
    میزان کارایی ماهواره های تصویر برداری جهت انجام ماموریت بستگی زیادی به میزان ثبات ماهواره در وضعیت موردنظر دارد. ارتعاشات بسیار کوچک می تواند تاثیر منفی در کیفیت تصاویر داشته باشد. این ارتعاشات ممکن است به وسیله سیستم های مکانیکی و حسگرهایی که در ماهواره نصب شده اند ایجاد شود. اما مهم ترین عامل تولید، چرخ های عکس العملی هستند. بنابراین مدل سازی دقیق اغتشاشات چرخ های عکس العملی برای پیش بینی تاثیر آنها بر روی سازه ماهواره و در نتیجه کارایی ماهواره و نیز ایجاد روش هایی برای کنترل ارتعاشات ناخواسته امری ضروری است. در مقاله حاضر دو نوع مدل برای پیش بینی اغتشاشات چرخ عکس العملی ارائه می شود. اولین مدل، یک مدل تجربی است که بر اساس داده های حاصل از تست گیردار چرخ عکس العملی آزمایشگاهی طراحی و ساخته شده توسط نگارنده و همکاران استوار است. داده های تست متشکل از نیروها و گشتاورهای اغتشاشی هستند که با استفاده از یک حسگر نیروی شش محوره در سرعت های چرخشی یکنواخت مختلف اندازه گیری شده اند. در این مدل فرض بر آن است که اغتشاشات شامل هارمونی های مجزا از سرعت دورانی چرخ عکس العملی است که در آن دامنه هر هارمونی با مربع سرعت دوران چرخ متناسب است. این مدل قادر به پیش بینی اثر مودهای سازه ای چرخ عکس العملی نیست. برای این منظور یک مدل غیرخطی که براساس روش انرژی برای پیش بینی نیروها و گشتاورهای اغتشاشی (شش درجه آزادی) در هارمونی های اصلی چرخ عکس العملی ایجاد شده است، ارائه می گردد. سپس جهت لحاظ نمودن هارمونی های دیگر، مدل تحلیلی مذکور با مدل اول ترکیب شده و مدل بسط یافته ایجاد می شود. در نهایت به منظور بررسی و اعتبارسنجی مدل ها، مقایسه ای بین نتایج حاصل از دو مدل و داده های تست انجام می شود
    کلیدواژگان: چرخ عکس العملی، اغتشاشات، نابالانسی استاتیکی، نابالانسی دینامیکی، چرخ طیار
|
  • F. Moosavi, J. Roshanian, M. R. Emami Page 1
    This paper presents the control design for large angle and high rotation rates maneuvers using reaction cold gas thrusters. Navigation system provides suborbital attitude changes in terms of quaternion. Cold gas thrusters with pulse-width pulsefrequency modulation provide nearly proportional control torques. The use of quaternion as attitude errors for large angle feedback control in a suborbital capsule is investigated. Numerical simulations demonstrate the practical feasibility of a three-axis large angle maneuver.
    Keywords: Quaternion, Attitude control, Suborbital Module, Reaction control system, Cold gas thruster, Simulation
  • H. R. Ali Mohammady, D. Ramesh, M. R. Heidary, R. Farrokhi, H. Karimi Page 11

    Providing of sufficient input pressure of pumps is Pressurizing system tank mission. In structure of objective propulsion system, pressurizing system of fuel tank is hot gas kind that is feeding with engine which caused of operation relational. In this paper, interaction of pressurizing system of fuel tank and liquid rocket engine has been surveyed. Objective system consists of four main subsystems: liquid rocket engine, fuel tank, gas mixer and pipes. The procedure is based on a nonlinear mathematical model that dynamically describes operation of favorite system by regard to interaction of subsystems. Then all of the equations have been simulated in Matlab Simulation environment. Finally, results of propulsion system hot test are compared with model that shows acceptable accuracy of simulator code.

    Keywords: Simulation, Liquid rocket engine interaction, Hot gas pressurizing system tank
  • E. Aminzadeh, Y. Allagheband Hosseini Page 21
    Astrounats, as envoys of mankind in outer space, are always faced with innumerable perils. Thus, their rescue and return has always been in the forefront of Humankind’s endevours to regulate outer Space activities. outer Space Treaty as lex generalis and The rescue and return Agreement as lex especialis are both relevant in this regard. Although there has never been an opportunity to put their provisions on this matter into test, no one can deny the magnitude of the duty to rescue and return in developing mankind’s activities in ouer space and its harmonizing effect on interntional co-operation. However scientific and technological advancement of the last decade coupled with the ever increasing possibility of space tourism endevours in outer space has caused new debates concerning the possibility of applying the provisions of the rescue and return agreement to space tourists. This article is an attempt to find an answer to this question.
    Keywords: Astrounats, Outer space law, Space Tourism, Outer space treary, Return, rescue agreement
  • H. Bolandi, M. Abedi, M. Haghparast Page 31
    This paper presents robust fault detection based on adaptive thresholds for a three axis satellite. For this purpose, first we described the attitude control system (ACS) as a quasi linear parameter model. Next, an interval observer has been designed that based on, effect of the satellite parameter uncertainties has been propagated into the alarm limits and so the adaptive thresholds are generated. In this paper, it is shown that the developed method minimizes the missing alarm rates; also this approach detects small or incipient faults more effectively than the classical fault detection algorithms with constantthresholds. In the next part of paper, we propose an isolation algorithm using the fault tree approach. Also, an accommodation system has been designed based on reconfiguration of available actuators. Accordingly, after isolation of faulty reaction wheels, the accommodation system turns them off and replaces the suitable magnetic tourqers instead of the faulty reaction wheels and so the attitude control error is maintained limited.
    Keywords: Fault detection, Fault isolation, Accommodation, Reaction wheels, Reconfiguration, Adaptive thresholds, Interval observer
  • H. Dehghani, A. Reyvandi, M. B. Fallah, Pour, K. Mousazadeh Page 47
    SAR radar imaging system is a supplement for electro optic remote sensing system and has been used over the past two decades. Understanding the behavior of these systems is difficult, because the complexity of these systems, especially in the mapping of the signal space to image space. This problem, development and use of this technology from the performance perspective and opposing with it from the performance passive defense, severely limited. In this paper a model for the performance of SAR imaging systems is provide. This model is like the impulse response function for linear systems independent of time. In other words, the proposed model is the impulse response of twodimensional SAR systems and by using it the SAR imaging process can be simulated. Using this model, many phenomena such as speckle noise shaping, can be described and the factors and parameters that are effective in the imaging system can be analyzed. Validity of the two-dimensional impulse response or functional model that presented in this paper, by comparing the results obtained in this paper and the expected results reported in reliable sources in this area has been proved.
    Keywords: SARI maging systems, Two, dimensional impulse response, Performance model, Signal space to image spaceMapping, RDA algorithm
  • M. Navabi, R. Hamrah Page 57
    In this paper, a precise propagation model which takes into account the effects of the atmospheric drag and gravitational harmonies is developed and presented using available Two Line Element (TLE) data. Moreover, the prediction of the trajectory of space objects (e.g. the operational and non-operational satellites and space debris) and their orbital data is performed. Then, the 2009 prominent collision between the Cosmos2251 and Iridium33 satellite is simulated and the maximum probability of their collision is computed by implementing the propagation algorithm and probabilities Theory, and finally the results are discussed. Therefore, the precise position and velocity of each space object at any time, as well as their collision probability will be determined, and if necessary, the time available to enact collision avoidance maneuver will be obtained. The success and accuracy of an avoidance maneuver is affected by the precision of the propagation model, the exact computation of collision probability, and finally the maneuver mechanism which are utilized.
    Keywords: Space debris, Propagation model, Two line element set, Maximum collision probability, Gaussian density function, Encounter plane, Positional covariance ellipsoid
  • A. Imani, M. Bahrami Page 69

    In this paper, in order to control the relative motion for spacecraft formation flying, an optimal sliding mode controller is presented. This controller is designed based on the linearized equations of relative motion in circular orbit and applied to nonlinear system that is subjected to external disturbance. Firstly optimal controller is designed based on linear quadratic (LQ) method, and then integral sliding mode control technique is used to robustify the controller. It is assumed that spacecrafts move in low-earth orbits and J2 perturbation is considered as external disturbance. Using Lyapunov second method, the stability of the closed-loop system is guaranteed. The performance of the proposed controller in tracking the desired trajectory is compared to sliding mode controller and simulation results show the effective performance of the proposed controller.

    Keywords: Spacecraft formation flying, Relative motion in circular orbit, Optimal sliding mode control, Integral sliding mode control
  • A. R. Aghalari, M. Iranzad Page 77
    Precision spacecrafts require high levels of pointing stability. Small levels of vibration can cause a significant reduction in image quality. There are many possible disturbance sources on spacecraft (mechanical systems or sensors), but the reaction wheel assembly (RWA) is anticipated to be the largest. Therefore, accurate models of reaction wheel disturbances are necessary to predict their effect on the spacecraft performance and develop methods to control the undesired vibration. In this paper, two types of reaction wheel disturbance models is presented. The first is a steady-state empirical model that was originally created based on a prototype RWA hard-mounted test data. The model assumes that the disturbances consist of discrete harmonics of the wheel speed with amplitudes proportional to the wheel speed squared. Experimental data obtained from RWA designed and manufactured by Aghalari and et al. are used to illustrate the empirical modeling process and provide model validation. The model captures the harmonic disturbances of the wheel quite well, but does not include interactions between the harmonics and the structural modes of the wheel which result in large disturbance amplifications at some wheel speeds. Therefore the second model, a nonlinear analytical model, is created using energy methods to capture the internal flexibilities and fundamental harmonic of an unbalanced wheel. Then the analytical model has been extended to capture all the wheel harmonics as well as the disturbance amplifications that occur due to excitation of the structural wheel modes by the harmonics. Finally experimental data obtained from hard-mounted test of RWA is used to determine the model parameters for both types of models and a comparison between the models and data is presented.
    Keywords: Reaction wheel, Disturbances, Static imbalance, Dynamic imbalance, Flywheel